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

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

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

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告. 特集: 大気球研究報告 (ISSN:02859920)

巻号頁・発行日

no.32, pp.37-45, 1995-03

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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。資料番号: SA0167055000

著者

上杉 邦憲 平尾 邦雄 林 友直 原 宏徳 山本 東光 升本 喜就 折井 武 上村 正幸 UESUGI Kuninori HIRAO Kunio HAYASHI Tomonao HARA Hironori YAMAMOTO Harumitsu MASUMOTO Yoshinari ORII Takeshi KAMIMURA Masayuki

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告. 特集: ハレー彗星探査計画報告 (ISSN:02859920)

巻号頁・発行日

vol.19, pp.17-31, 1987-03

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「さきがけ」, 「すいせい」両探査機に対する科学観測ミッションからの要求, 重量, 電力, 通信, 熱設計等工学上の諸要求と制限を考慮したシステム設計及び打上げ後の運用結果によるその評価について述べる。

著者

上杉 邦憲 平尾 邦雄 林 友直 原 宏徳 山本 東光 升本 喜就 折井 武 上村 正幸

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.19, pp.17-31, 1987-03

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「さきがけ」, 「すいせい」両探査機に対する科学観測ミッションからの要求, 重量, 電力, 通信, 熱設計等工学上の諸要求と制限を考慮したシステム設計及び打上げ後の運用結果によるその評価について述べる。

著者

秋葉 鐐二郎 中部 博雄 相原 賢二 関 俊雄 古橋 五郎 山本 新一

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.16, pp.267-279, 1986-10

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

西村 純 矢島 信之 藤井 正美 横田 力男

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.27, pp.13-19, 1990-12

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この論文では金星大気の運動や組成を観測する金星気球を開発するため, 金星気球のモデル試験の方法を提案する。金星浮遊気球としては, いくつかの形態が提唱されてきたが, ここでは適当な液体をつめた相転移気球について詳しく検討する。金星大気の主成分は炭酸ガスで, 高度が下がるとともに温度が上昇するので, 気球内に入れた液体が蒸発して浮力を生ずる。ある高度を境として蒸発と液化が起こるので, 気球は一定高度に安定に浮遊することができる。金星大気から金星気球への熱伝達について詳しく解析するとともに, 温度勾配をつけた小型の水槽にモデル気球を浮かべて, 相転移気球の試験を行えることを実証した。

著者

水野 英一 河島 信樹

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.21, pp.161-185, 1988-03

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通常は地球ステーションと惑星探査機間の情報のやりとりのために使うマイクロ波が, 太陽コロナ, 惑星大気, リング, 重力物理学の検証などの研究のために用いられてきた。この種の観測は, 惑星探査機がこれらプラズマ, 大気, リングなどにoccultationを受けることを利用しているのでoccultation観測と呼ばれる。Occultation観測において, 観測(そして記録)される量は基本的には惑星探査機から発射されて, 興味ある領域を通ってきたマイクロ波の電圧だけである。従って得られたデータから知りたい物理量(例えば大気の温度, リングの厚さ, プラズマ密度など)を求めるには, なんらかの数学的手法と物理的な仮定が必要である。この論文ではこの種のデータ取得がいかにして行われてきたか, また物理的, 数学的手法について紹介するとともに1987年7月の『すいせい』occultation観測結果, また1989年8月にNASAとの共同研究が予定されているボイジャー2の海王星/Triton occultation観測についても触れる。

著者

井上 浩三郎 市川 満 橋本 正之 野村 民也 林 友直 広沢 春任 高野 忠 INOUE Kozaburo ICHIKAWA Mitsuru HASHIMOTO Masayuki NOMURA Tamiya HAYASHI Tomonao HIROSAWA Haruto TAKANO Tadashi

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告. 特集: ハレー彗星探査計画報告 (ISSN:02859920)

巻号頁・発行日

vol.19, pp.33-46, 1987-03

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Telecommunications systems are indispensable to control spacecraft and gather telemetry data from space. After the launch of each spacecraft, the telecommunications systems worked well and supported the observation around the encounters with Halley's comet. The system performances have been confirmed to be coincident with the design through operations. This chapter describes the design principle and constitution of the telecommunications systems, and the operational results together with system evaluations.

著者

雨宮 宏 小山 孝一郎 平尾 邦雄

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告 特集 (ISSN:02859920)

巻号頁・発行日

no.9, pp.p45-61, 1984-03

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本報告は磁気共役点からの光電子降下による夜明前の大気光増量現象に関する総合観測を目的として打上げられたK-9M-76号ロケットに塔載された熱的電子エネルギー分布測定器による観測結果に関する。測定にはラングミュアプローブを用い, ドリベステン法を適用した。プローブ特性の二次微分を得るためには最近開発した高速掃引に適した遅延回路を用いた。上昇時は高度140kmから最高高度349kmまで, 下降時は最高高度から200kmまでと, 100kmから87kmにかけてのE層のデータが得られた。100kmから200kmに亘ってはE-F層の谷が存在し, ここでは低エネルギー部分が二つのピークに分れる傾向が見られた。240kmより上部では高エネルギー尾部に若干の凹凸があることと, 非常に低エネルギーの部分 (&lsim;0.15eV) における涸渇を除いてはマクスウェル分布からの大きいずれはなかった。得られた二次微分曲線をプローブ電圧に対しセミログプロットし, 最小二乗近似直線を計算機により決定し, その傾斜から電子温度を求めた結果, 高度90kmから350kmに亘って750°Kから1300°Kに至るまでの高度と共に増加の傾向を得た。また, 二次微分曲線の積分よりプラズマ密度を求めた結果, 100km附近で最大密度1.3×10^4cm^<-3>のE層, 300km附近で最大密度1.5×10^5cm^<-3>のF層, 100-200kmに亘るE-F層の谷が明らかとなった。これらの結果は酸素分子イオンと電子との解離再結合によるO(^1D)の生成率を評価すること, 光電子の直接励起によるO(^1D)生成率との比較を可能にする。資料番号: SA0166646000

著者

雨宮 宏 小山 孝一郎 平尾 邦雄

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告 特集 (ISSN:02859920)

巻号頁・発行日

no.12, pp.p125-136, 1985-03

被引用文献数

1

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本報告は1983年9月16日, 日没時, 中層大気観測器と共にS-310-14号機ロケットに搭載された熱的電子エネルギー分布観測器による測定結果に関する。測定はラングミュアプローブを用いるドリベステン法によっており, 高度90から218kmに亘り正常なデータを得た。観測の結果, 高度90から160kmにかけて高エネルギー尾部に非熱的電子の存在を示す凸部が見られ, その密度は熱的電子の約10_<-2>倍, 熱的電子とのエネルギー間隔は約0.3eVであった。一方, 170km以上(F層)ではその様な凸部は現われなかったが, 分布はマクスウェル分布から若干ずれた形を示した。熱的電子の温度は高度と共にゆるやかな上昇を示しF層で約900°Kとなった。非熱的電子の発生機構として振動励起されたN_2と熱的電子間の非弾性衝突が考えられる。資料番号: SA0166676000

著者

高野 史郎 小山 勝二 田原 譲

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告 特集 (ISSN:02859920)

巻号頁・発行日

no.23, pp.p115-119, 1989-03

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資料番号: SA0166882000

著者

田中 済 渡辺 鉄哉 沢村 峰夫 尾中 敬 山口 朝三 中桐 正夫 秋田 亨 小平 桂一 西 恵三

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.5, pp.35-52, 1983-03

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オリオン座の三つ星および大星雲を含む8°×8°の領域を中心波長1328A, 1484A, 1640A, 1796A, 1951Aで絶対測光した。約110個の恒星が同定され, うち62個の紫外放射フラックスが求められた。背景散乱についても有効なデータが得られた。

著者

Pignolet Guy

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告 特集 (ISSN:02859920)

巻号頁・発行日

no.43, pp.91-100, 2001-03

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SPS2000アタッシュケースモデルとは太陽発電衛星SPS2000の電気機能を模擬する小型のモデルである.これまで合計6台のモデルを製作し,太陽発電衛星の概念を世界の人々に広く知ってもらうために使用してきた.このモデルはフランスの学生教育団体マイクロカンパニーにより,学生の教育活動の一環としてより本格的な開発・製造が行われることになっている.資料番号: SA0200085000

著者

上杉 邦憲 吉永 五男 富田 浩朗 唐津 信弘

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告. 特集: M-3SII型ロケット(1号機から3号機まで)(第1巻) (ISSN:02859920)

巻号頁・発行日

vol.29, pp.61-74, 1991-06

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資料番号: SA0167003000

著者

伊藤 富造 上杉 邦憲 ITOH TOMIZO UESUGI KUNINORI

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告. 特集: M-3SII型ロケット(1号機から3号機まで)(第1巻) (ISSN:02859920)

巻号頁・発行日

vol.29, pp.23-45, 1991-06

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In this paper, we summarize the system design, operations and a number of scientific results of the Suisei mission to comet Halley, the first exploration of interplanetary space in cooperation with Sakigake spacecraft. The followon missions of both spacecraft are also discussed.

著者

金田 栄祐 平尾 邦雄 足原 修 清水 幹夫 伊藤 富造 小田 稔 KANEDA E. HIRAO K. ASHIHARA O. SHIMIZU M. ITOH T. ODA M.

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告. 特集: ハレー彗星探査計画報告 (ISSN:02859920)

巻号頁・発行日

vol.19, pp.111-124, 1987-03

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The Ultraviolet Imager aboard Suisei, the first Japanese interplanetary spacecraft, successfully ended ist mission by continuously observing the Ly α intensities of comet Halley. The major findings obtained from these observations are as follows : 1) Strong short-term variation of the Ly α intensities of comet Halley; Such a rapid variation was quite unexpected in the knowledge of the past Ly α observations of comet. In relation to this variation, an accurate determination of the rotation period of this comet was attempted (52.9 hours). 2) The first measurement of the Ly α intensities from within a thick hydrogen cloud of comet. While the intensity distribution as a function of the distance from the nucleus approximately follows that predicted by the Haser model, it is also compatible with the jet repetition model. 3) Existence of a fine structure in the above photometry data, which possibly represents local enhancements of the atomic hydrogen density. 4) Brightness variation within one rotational period was pursued, producing an outburst occurrence diagram. The rapid variation of the Ly α intensities as observed suggests that in an outburst event there must be involved a small amount of hydrogen-containing molecules whose photodissociation lifetimes are quite short. 5) The observed images are brighter (overally twice) than those expected from the nominal model by IACC/WG.

著者

後川 昭雄 高橋 慶治 河端 征彦 村田 清 松井 捷明 岡崎 健 荒井 英俊 USHIROKAWA Akio TAKAHASHI Keiji KOHBATA Masahiko MURATA Kiyoshi MATSUI Katsuaki OKAZAKI Tsuyoshi ARAI Hidetoshi

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告. 特集: ハレー彗星探査計画報告 (ISSN:02859920)

巻号頁・発行日

vol.19, pp.47-56, 1987-03

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A power subsystem installed in the first Japanese Halley's comet explorer, "SUISEI" was developed by extraordinary efforts for the reduction of its weight and size, because the payload capability of a launch vehicle was restricted. Consequently, for instance, output power to weight ratio of the solar cell panel for "SUISEI" was improved by about 30% as compared with that of a conventional body-mount type solar cell panel for scientific satellite use. Besides, flight performances of the subsystem almost satisfied required ones for about 200 days from the launch of "SUISEI" to the nearest approach to the comet. We could establish design techniques of a power subsystem for interplanetary spacecraft use by means of this success.

著者

大西 晃 林 友直 小林 康徳 飯田 亨 松藤 幸男 加藤 誠一 町田 恒雄 OHNISHI Akira HAYASHI Tomonao KOBAYASHI Yasunori IIDA Toru MATSUFUJI Yukio KATOH Seiichi MACHIDA Tsuneo

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告. 特集: ハレー彗星探査計画報告 (ISSN:02859920)

巻号頁・発行日

vol.19, pp.57-64, 1987-03

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惑星間探査機「さきがけ」, 「すいせい」は, 地球周回衛星の様にアルベドあるいは地球からの赤外放射といった煩わしい熱入力がない代りに, 両探査機がハレーに遭遇するまでに受ける太陽光の受光強度は最高「さきがけ」で周回衛星の約1.5倍, 「すいせい」で約2倍となり, 熱的に変化量の大きい外部環境に曝される。したがって, この様な熱環境の変化に対処するため探査機の熱設計は外部から探査機内部への伝導および放射による熱移動を最小限に抑えるべく, 構体部材や熱制御材など設計上の工夫がなされている。一方, 内部機器の発熱に対してはプラットフォームの裏面に取付けられた4台のサーマルルーバを用いて宇宙空間へ放熱する方法が採用され, 基本的には受動型と能動型を併用した熱制御方法が用いられている。現在まで取得された飛翔データから探査機の温度は予測結果と良く一致しており, また, 「すいせい」の主観測機器であるハレー彗星紫外線撮像装置 (UVI) の CCD センサも予想どうりに冷却され, 有効な観測結果を得ている。この意味で, 探査機の熱設計は満足すべきものであったということができる。ここでは, 探査機の熱設計の概念と飛翔データの解析結果について報告する。