著者

棚次 亘弘 成尾 芳博 倉谷 健治 秋葉 鐐二郎 岩間 彬 TANATSUGU Nobuhiro NARUO Yoshihiro KURATANI Kenji AKIBA Ryojiro IWAMA Akira

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告. 特集: 液水/液酸エンジンの開発研究報告 (ISSN:02859920)

巻号頁・発行日

vol.6, pp.55-106, 1983-03

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The Institute of Space and Astronautical Science (ISAS) has developed the two thrust level of LH_2/LOX propulsion system; one is the 7-ton thrust level one and the other is the 10-ton thrust level one. The 7-ton thrust level engine was aimed at usimed at using for the second stage of the Mu vehicle. And the 10-ton thrust level engine is planned to back up the H-1 project being performed by the National Space Development Agency (NASDA). The both engines are the gas generator cycle which consists of the tubular wall thrust chamber, the "ISAS Arrangement" turbopump, the "reverse-flow" type gas generator and the solidpropellant turbine spinner. The development of the 7-ton thrust level engine has started in 1976. By 1980 have almost finished the development tests of its major components. In early 1980 the engine system has been integrated and then the verification tests have been carried out. On the other hand, the development study of the 10-ton thrust level engine started in 1979. In midyear 1981 the engine system has been completed. The both engines were combined with the battle-ship type of tank system, and stage firing tests were carried out successfully from Sep. 1981 through Apr. 1982. The 7-ton thrust level engine worked well within the range from 78% to 1l8% of its rated power. And the 10-ton thrust one worked well within the range from 75% to ll3%. In the present paper, an outline of the LH_2/LOX engine systems developed in ISAS, the progress in the establishing of an operation of engine systems and the performance capability of two systems are described.

著者

長友 信人 稲谷 芳文 成尾 芳博 川口 淳一郎

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会誌 (ISSN:00214663)

巻号頁・発行日

vol.39, no.454, pp.565-570, 1991-11-05 (Released:2010-12-16)

参考文献数

12

被引用文献数

3

著者

棚次 亘弘 成尾 芳博 倉谷 健治 秋葉 鐐二郎 岩間 彬

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙科学研究所報告. 特集 (ISSN:02859920)

巻号頁・発行日

vol.6, pp.55-106, 1983-03

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The Institute of Space and Astronautical Science (ISAS) has developed the two thrust level of LH_2/LOX propulsion system; one is the 7-ton thrust level one and the other is the 10-ton thrust level one. The 7-ton thrust level engine was aimed at usimed at using for the second stage of the Mu vehicle. And the 10-ton thrust level engine is planned to back up the H-1 project being performed by the National Space Development Agency (NASDA). The both engines are the gas generator cycle which consists of the tubular wall thrust chamber, the "ISAS Arrangement" turbopump, the "reverse-flow" type gas generator and the solidpropellant turbine spinner. The development of the 7-ton thrust level engine has started in 1976. By 1980 have almost finished the development tests of its major components. In early 1980 the engine system has been integrated and then the verification tests have been carried out. On the other hand, the development study of the 10-ton thrust level engine started in 1979. In midyear 1981 the engine system has been completed. The both engines were combined with the battle-ship type of tank system, and stage firing tests were carried out successfully from Sep. 1981 through Apr. 1982. The 7-ton thrust level engine worked well within the range from 78% to 1l8% of its rated power. And the 10-ton thrust one worked well within the range from 75% to ll3%. In the present paper, an outline of the LH_2/LOX engine systems developed in ISAS, the progress in the establishing of an operation of engine systems and the performance capability of two systems are described.

著者

棚次 亘弘 成尾 芳博 丸田 秀雄 秋葉 鐐二郎 倉谷 健治

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙科学研究所報告. 特集 (ISSN:02859920)

巻号頁・発行日

vol.6, pp.13-54, 1983-03

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宇宙科学研究所は昭和51年から行ってきた液水/液酸ロケット開発における最終段階の試験としてステージ燃焼試験を行った。ステージ燃焼試験は最初に7トン級エンジンと小形厚肉タンクシステムを用いて, 次に10トン級エンジンを用いて行った。これらのエンジンは昭和55年と56年にそれぞれ確認試験を行っている。ステージ燃焼試験は昭和56年10月から昭和57年4月に3期に分けて8回実施し, ステージシステムが計画した性能で自立運転状態になることを確認した。また, ステージシステムの起動と停止シーケンス, およびシステムの予冷運転の方法が確立され, タンクの推進剤を過不足なく消費するためのPU制御も試みられ良好な結果が得られた。

著者

森 治 櫛木 賢一 成尾 芳博 澤井 秀次郎 志田 真樹 丸 祐介 道上 啓亮 中塚 潤一 高見 剛史 浦町 光

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

航空宇宙技術 (ISSN:18840477)

巻号頁・発行日

vol.18, pp.29-35, 2019 (Released:2019-02-01)

参考文献数

9

被引用文献数

1 1

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The chemical propulsion system of Hayabusa-2 consists of 12 bipropellant thrusters whose thrust is 20N. The communication with Hayabusa was lost due to the fuel leakage just after touchdown in 2005. Akatsuki failed to enter orbit around Venus in 2010. The chemical propulsion system of Hayabusa-2 took measure to prevent these accidents. It satisfied the requirements of continuous injection for SCI (Small Carry-on Impactor) operation. The short injection impulse was estimated using flight data. It was changed by the thruster temperature and the frequency of use. The approximation of the long injection impulse was improved using TCM (Trajectory Correction Maneuver) data and VIC (Velocity Increment Cut) test data. This paper presents development and outward operation of the chemical propulsion system of Hayabusa-2.

著者

川崎 繁男 稲谷 芳文 成尾 芳博 三田 誠 丸 祐介 吉田 賢史 宮地 晃平 西川 健二郎 ITOH Tatsuo

出版者

独立行政法人宇宙航空研究開発機構

雑誌

基盤研究(A)

巻号頁・発行日

2011-04-01

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無線情報エネルギー伝送技術を適用したICセンサタグのネットワーク化による宇宙機用安全監視システムを構築した。これは、ハイブリッド集積回路によるセンサICタグ、集積回路技術による小型基地局と制御、データ通信、および、無線電力伝送をコントロールするファームウェア等で構成された。システムを実現するため実験局免許も取得し、S帯2.45GHz・Zigbeeによるワイヤレスセンサネットワーク情報・データ通信に関わる情報伝達と、マイクロ波によるC帯5.8GHz無線電力伝送の両立を、再使用宇宙機RVTモデル機で検証し、完全ハーネスフリーの再使用宇宙機用ワイヤレス安全監視システムの実現性を実証した。

著者

棚次 亘弘 成尾 芳博 長友 信人 岩間 彬 秋葉 鐐二郎 倉谷 健治

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京大学宇宙航空研究所報告 (ISSN:05638100)

巻号頁・発行日

vol.16, no.2, pp.859-891, 1980-05

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推力7トン級液水/液酸ロケットエンジン用ターボポンプを駆動するガスジェネレーターの設計および試験を昭和52年から実施し,その開発を完了した.このガスジェネレーターはリバースフロー型のものであり,撹拌リング付の球形燃焼室と12個の均一混合比型の同軸インジェクターおよびスタートバルブから構成されている.8回のガスジェネレーター単体での試験および10回のターボポンプとの組合せ試験によって,性能および機能の確認を行った.インジェクター,燃焼室およびタービン部に焼損は認められず,燃焼および混合が良好に行われているものと思われる.現在までの総燃焼時間は204秒である.ここでは,東大宇宙研において開発したガスジェネレーターの設計諸元,試験設備および試験結果を報告する.