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MACFT Ⅲ
2006/06/30
MACFT3 Review Meeting
CONTENTS
MACFTの紹介
研究背景、歴史、三陸実験
MACFTⅢの進捗状況報告
MACFT Ⅲ
2006/06/30
BACKGROUND
シンプルかつ安全なカプセル型の大気突入、回収システムの開発
従来型システム
アブレータや高温材
料で1500℃以上にも
なる高温環境に
耐える
パラシュートを展
開し、減速して軟
着陸
APPLLO の時代から採用されている
MUSES-C, USERS などでも実用
提案するシステム
大気突入前に大面積
のエアロシェルを展開
し、空力加熱を
避ける
低弾道係数を利して、
そのまま緩降下＆軟着陸
（＋海上浮揚）
高温環境にさらされない →安全
大気圏突入前に展開完了 →信頼性上昇
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IMPACT of AEROSHELL
高度200kmに達する
弾道軌道からの再突入
空力加熱の低減
終端速度の低減
80
Equilibrium temperature
Splashdown velocity
1400
70
1200
60
金属TPSの限界
1000
50
800
40
600
30
400
20
安全な着陸速度
200
0
0
1
2
10
3
Dimameter
4
5
0
Splashdown velocity (m/s)
エアロシェルを取り付けて
弾道係数を小さくすることで
1600
Equilibrium temperature (degC)
機体重量
50kg
カプセル直径
20cm
抵抗係数
1.2
淀み点曲率半径 14cm
膜面のサイズが空力加熱
終端速度に与える影響
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HISTORY and SCHEDULE
2000～
風洞試験や数値解析による基礎研究
基礎データの取得、数値解析手法の確立
2002
大気球を利用したフライト試験の提案
遷音速～低速領域における柔構造機体の飛翔性能実証
2003/09 大気球による第一次柔構造機体の飛翔性能試験
搭載機器の動作実証、エアロシェルの開発
2004/08 大気球による第二次柔構造機体の飛翔性能試験
フライトに成功
2005
データ解析、開発課題の洗い出し
2006
展開機構の開発、フライト試験に向けた準備
2007 / 05 大気球による柔構造回収システムの実証試験（MACFTⅢ）
→2008 観測ロケットなどを利用した飛翔試験（MACFTX）
MACFT Ⅲ
PRELIMINALY STUDY
Wind tunnel Test
低速風洞試験
遷音速風洞試験
超音速風洞試験
（極超音速風洞試験）
Numerical Simulation
多粒子系膜モデル
CFD
(熱解析）
(有限要素法）
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FIRST BALLOON TEST OBJECTIVE
膜展開カプセル型飛行体について実機サイズ（1mサイズ）の機体を製作し、バルー
ンからの落下飛行実験を行うことで以下の点を実証する。
☆実機サイズ（1mサイズ）の展開膜構造の製造、収納、展開（ただし地上試験）
☆展開した柔軟構造体（膜＋外枠）が実飛行環境に耐え、さらに安定に飛行すること
★遷音速～中低速領域での柔構造を有する飛行体の空力データの取得と膜面エア
ロシェルの挙動（変形や振動）の確認
Ascending
Separation
Free Flight
Mach number : 0.9
Dynamic pressure : 0.84kPa
Launching
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BALLOON TEST PLAN
飛行試験は宇宙研三陸大気球観測所で、気球からの自由落下によるものとする。
データはテレメで送り、緩降下・回収はしない。
１）地上で膜を展開。展開完了およびその状態で固定されたかを地上で確認
２）展開したままゴンドラにとりつける（風防の中に設置）
３）放球
４）高度40km以上でドロップ
５）落下飛行開始
６）飛行中、膜のカメラ画像（360度）、G履歴、位置姿勢履歴、空力データ（圧力）
などを取得し、テレメで送る。
７）回収はなし
機体サイズなど
＊総重量69kg （膜面エアロシェル重量3kg）
＊膜展開時の直径1.35m（膜面収納時は50cm）
＊外枠の展開機構はカーペンターテープヒンジを応用し独自に開発したものを試験
する。
＊膜の素材にはZYLON繊維を使用（繊維素材は縫製など加工がしやすい、一箇所
破断しても全体が壊れないなどの特徴があり、高分子膜素材より有利と思われる。）
MACFT Ⅲ
FIRST BALLOON TEST
2002/12～
計画、立案
機体製作（機体、電気系など）
各種試験（風洞試験、展開試験、
動作試験、荷重試験など）
2003/09/01
三陸大気球観測所から放球
残念ながらゴンドラから機体を切離すことができず
にフライトは実現しなかった。
しかし、システムの動作は確認でき、課題も明らか
になりそれらは2号機の開発に多いに役立った。
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SECOND BALLOON TEST
2003/09～ 一次実験のデータ解析
切離し方法の検討
機体の製作
ゴンドラとのインターフェース確認
低温低圧環境試験
展開試験
荷重試験
重心、モーメント測定
など
2004/08/28 三陸大気球観測所よりB100-10号機で放球 フライトに成功!!
柔構造飛翔体の遷音速～低速における安定飛行を実証
風洞試験で予測された減速性能を発揮
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SECOND BALLOON TEST
実際の映像で雰囲気を味わってください
若月監督作
第1部
0:00~
1:30~
6:10~
7:30~
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10:50~
13:30~
14:30~
17:50~
21:40~
22:40~
23:30~
27:20~
30:00~
31:55~
35:00~
39:30~
41:10~
42:25~
44:00~
タイトル
本郷切離し
D棟作業
折りたたみ
展開試験１
吊り下げ
魚眼レンズ
恒温槽試験
展開方法検討
展開試験２
荷重試験
GPS試験
重心
モーメント
荷出し
三陸へ
SBC到着
宿へ
2日目SBC
ゴム気球
第２部
0:00~
3:00~
4:20~
6:15~
7:13~
12:10~
12:30~
19:15~
19:47~
20:33~
21:00~
23:10~
25:30~
26:30~
28:24~
38:10~
42:00~
三陸切離し
動作試験
受信室
宿へ
SBC作業
電車
SBC作業
ボス登場
GPS試験
休憩
作業再開
お守り
最終噛み合わせ
放球台
放球当日
放球
切離
第３部
0:00~
エンディング
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FLIGHT TRAJECTORY
機体の落下軌道
B100-10号気球の飛翔航跡
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RESULTS
柔構造エアロシェルを有する機体の遷音速～低速における安定飛行を実証
風洞試験で予測された減速性能を発揮すること確認できた。
膜面エアロシェルの挙動を把握
フライト履歴vs数値予測
減速性能（フライトvs風洞）
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NEXT STEP
エアロシェルの大型化、そして回収システムとして実用化する
ために克服すべき技術的課題
 高真空無重量状態で確実に展開するエアロシェルの確立
 大型エアロシェルを有するカプセル型飛行体の飛行性能
 柔構造エアロシェルによって軟着水して、海上にて機体を確実に回収
する技術
これらのことを実証するため、
大気球を利用したフライト試験の提案を行う。
MACFT Ⅲ
FLIGHT MODEL
エアロシェル
最大直径250cm程度の錐台形状
高耐熱性、高強度であり、将来の再
突入機での使用の有力な候補であり
前回試験でも使用したZYLON織物で
作成
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外 枠
インフレータブルトーラスと金
属枠で構成されるハイブリット
タイプの展開構造
インフレータブル部はフロート
としても機能する。
250cm
カプセル
直径30cm
センサなど機器類をすべて搭載
画像データなどを記録するため、
一部が気密もしくは水密構造。
最大直径 ：2.5m
総重量
：25kg
終端速度 ：10m/s程度
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FLIGHT SEQUENCE
切り離し
展開
切り離しと同時にエアロシェルが
展開される。
上昇
展開の様子をゴンドラに搭載された
カメラで撮影し、テレメで送信する
自由飛行
放球
気球が最高高度に達した
ところでフェアリングを開
放し実験機を切り離す
飛行中、フライトデータは
テレメトリで送信し、映像
はカプセル内に記録
予測マッハ数 0.28
予測動圧
0.04kPa
実験機
海上浮揚
直径30cm、高さ1m程度の
フェアリング内にカプセルとエ
アロシェルが折りたたまれて
収納されている。
インフレータブル部の浮力
で海上に浮揚する
回収用の発信機を搭載
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FLIGHT TRAJECTORY
高度35km、機体重量25kg、最大直径250cm、抵抗係数1.3
（風洞試験より）
0.1
Altitude
Velocity
最高速度85m/s
0.09
40
0.08
35
0.07
30
0.06
25
0.05
20
飛行時間1800sec
0.04
15
0.03
10
0.02
5
0.01
0
0
200
400
600
800
0
1000 1200 1400 1600 1800
Time (sec)
0.4
Dynamic Pressure
Mach Number
0.07
Velocity (km/s)
Dynamic Pressure (kPa)
Altitude (km)
45
0.08
0.06
0.35
0.3
最大マッハ数0.28
0.05
0.25
0.04
0.2
動圧0.04
0.03
0.15
0.02
0.1
0.01
0.05
0
0
200
400
600
800
0
1000 1200 1400 1600 1800
Time (sec)
Mach Number
50
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SENSOR
基本的に前回の実験で実績のあるものを使用する。
画像取得系
CCDカメラ＋魚眼レンズ
→ 背面
CCDカメラ（膜面ズーム）
→ 背面横
CCDカメラ（下）
→ 前面
画像レコーダ（複数レコーダ？分割器？）
位置姿勢系
(9ch)
GPS
３軸加速度、３軸角速度
３軸地磁気
空力環境系
圧力計（高高度での精度）
気温計（ゴンドラに搭載）
ヘルスモニタ
(5ch)
内部温度計
ベッセル内圧計
膜面振動センサ
（インフレータブル圧）
テレメトリは１波（データのみ）
画像はレコードし回収後解析
ゴンドラ側からの画像をテレメ
(気球のHKと合わせて計３波）
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SYSTEM LAYOUT
気圧計
GPS
アンテナ
地磁気計
機体後部
CCDカメラ
CCDカメラ
CCDカメラ
魚眼レンズ
ON/OFFモニタ
内圧計
加速度計
角速度計
テレメトリ
システム
電圧
温度計
温度計
リレー
スイッチ
電源
ブイ
GPS回路
送信機
画像
画像
レコーダ
画像
レコーダ
レコーダ
画像
レコーダ
圧力容器
CCDカメラ
機体前部
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PROGRESS
遷音速風洞試験（古川）終了→流体力学講演会で発表
HK（山田）
テレメトリ＆HKシステム（プロトタイプは完成）
センサ（山田）
加速度、角速度、磁気センサ系は完成、動作確認済み
地上系（山田） QL完成
画像系（秋田）
カプセル（山田）圧力容器は納品された。
膜面（山田）
1.2mの試作を作ってみた
カーペンターテープ剛体外枠（石田）
ネジリバネ剛体外枠（山田）
インフレータブル外枠（古川）
気球グループで開発を進めてい
るパラフォイル回収システム実
験と共通化
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ROCKET TEST
実験機
④上昇中に姿勢制御系により迎角０度の姿勢に安定させる
⑤最高高度付近で、姿勢制御系とともに、
エアロシェルカバーを分離しエアロシェルの展開を開始する。
姿勢制御
モジュール
⑥剛体部の展開機構の復元力と
インフレータブル部の膨張力により徐々に
エアロシェルを展開させる。
②～③
ロケット燃焼終了後
フェアリング開頭。
実験部分離
⑥動圧が大きくなるにつれて、
空気力をうけエアロシェルの
形状が安定する。
①打ち上げ時エアロシェルは
コンパクトに収納される。
カプセル本体
エアロシェル
⑦高度50～70km付近で
最大動圧
0.26kPa
最大マッハ数 4.0
最大空力加熱 8.4kW/m2
(輻射平衡温度で約400℃）を経験する
エアロシェルカバー
姿勢制御モジュール
ロケットとの分離系
⑧～⑨
最高点到達後1700秒後に
終端速度１０m/sで着水し、
海上に浮遊した後、回収