著者
佐久間 拓也 池辺 正典 石井 信明 川合 康央 釈氏 孝浩 宮川 裕之
出版者
一般社団法人情報処理学会
雑誌
情報処理学会研究報告コンピュータと教育(CE) (ISSN:09196072)
巻号頁・発行日
vol.2008, no.64, pp.45-48, 2008-07-05
参考文献数
5
被引用文献数
1

以前に行われていた入学課題では出題や提出が難しく,また入学前に入学予定者との交流は皆無であった.今回入学予定者を対象に SNS を構築して,入学前課題の出題や提出および入学前での教員・入学予定者・在学生間の交流を行った.本稿はこの報告である.It has been difficult for schools to give assignments to students before they entered, and for those students to submit their work to the school. In addition, there was no communication between future students and their teachers-to-be. In this paper, we report how we developed an SNS for giving assignments to future students, and that makes it possible for future students, current students and teachers to communicate with each other.
著者
雛田 元紀 中島 俊 稲谷 芳文 平山 昇司 石井 信明 平木 講儒 矢島 信之 山上 隆正 松坂 幸彦 鳥海 道彦 他気球グループ
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.32, pp.37-45, 1995-03

1992年9月2日, 高度約31kmに浮遊した気球(B30-62)から自由落下させたカプセルを使って超音速パラシュート開傘試験を行った。気球ゴンドラからの分離から約52秒後にカプセルが最高速度(マッハ1.3)に達した時点で半球リボン傘(ヘミスフロパラシュート)を放出, 開傘時の機体加速度や圧力などを測定した。また, カプセル内部に搭載したCCDカメラによって超/遷音速流中におけるパラシュートの振動や安定性を撮像した。気球による超音速パラシュート実験は引き続いて行われる観測ロケット(S-520-16号機)実験の事前評価を行うための予備的な飛翔実験として実施され, 気球実験結果に基づいてロケット実験を行う際に重要となるパラシュートの開傘秒時や放出速度を決定した。
著者
江口 智 平尾 邦雄 松尾 弘毅 石井 信明
出版者
東海大学
雑誌
東海大学紀要. 工学部 (ISSN:05636787)
巻号頁・発行日
vol.32, no.2, pp.187-197, 1992

This paper describes the guidance strategies of solar sails which leave the circular orbit with 50,000km radius around the earth towards the moon. The solar sail is a spacecraft which is thrust by the light pressure (radiation pressure) of the sun. The design of the orbit targeting the moon using the solar sail is complicated due to reasons as follows : 1) The thrust obtained by the solar light pressure is so small that the long flight time is needed in the lunar mission. 2) As the thrust vector is determined by the relative angle between the sun and the sail, magnitude and direction cannot be controlled independently with a sail. One of the typical control method of the solar sail is "Maximum velocity increment control", where the sail direction is always kept along the instantaneous velocity of the spacecraft to get the maximum acceleration. It is efficient to increase the radius of orbit in the initial phase, but insufficient in the last phase to hit the moon. Therefore, other control procedure should be adopted to approach to the lunar orbit. In this approaching phase maneuver, the principle of "Maximum velocity increment control" is still used in conjunction with the control of the magnitude of acceleration between zero and 100% of the maximum level, which can be achieved by means of the specially designed sail. With this method, the apogee distance as well as the arrival time to the apogee can be adjusted to hit the moon. The most efficient time to switch from the initial to the approaching phase is also discussed with R-T (the apogee distance the apogee passage time) diagram proposed in this paper.