著者

前村 孝志 後藤 智彦 秋山 勝彦 二村 幸基 渡邉 篤太郎

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

宇宙技術 (ISSN:13473832)

巻号頁・発行日

vol.1, pp.27-32, 2002 (Released:2002-12-19)

参考文献数

4

被引用文献数

1

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平成13年8月29日初号機打上げに成功したH-IIAロケットは,幅広い打上げ能力と柔軟な運用性を持ちながら,コストはH-IIロケットの約半分の1機85億円以下であり,世界の商業化ロケットと遜色のない経済性を備えている.このため,信頼性向上とコストダウンを目的にエンジン,機体部品点数の大幅削減によるシステムの簡素化,軽量化に関し様々な新技術を投入した.また,地上設備についても改良を行い,ロケット組立て及び打上げ作業期間を大幅に短縮した.本報では当社が担当した数多くの新技術のうち主要項目について初号機打上げ結果とあわせて紹介する.

著者

川勝 康弘

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

宇宙技術 (ISSN:13473832)

巻号頁・発行日

vol.6, pp.87-96, 2007 (Released:2007-12-07)

参考文献数

32

被引用文献数

1 1

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Analyzed in this paper are Near-Earth Asteroids sample return mission opportunities in early 2010s. The mission sequences supposed are Keplerian orbits connected with impulsive velocity changes including planetary gravity assists. The sequences are constructed by "trajectory parts connecting method", which is exploited by the author. The method enables to construct the possible sequences comprehensively under defined structure and given constraints. At the same time, it enables to assess the dynamical feasibility of the constructed sequences quantitatively by way of the total required velocity increment required to complete the sequences. Over 4000 Near-Earth Asteroids are taken into account as the candidates of the mission targets, and the mission sequences include not only the sample return from a single asteroid, but also the sample return from two asteroids. Lists of the asteroids (or their combinations) which have mission opportunities in early 2010s are provided and some example sequences are shown.

著者

澤井 秀次郎 松田 聖路

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

宇宙技術 (ISSN:13473832)

巻号頁・発行日

vol.1, pp.1-10, 2002 (Released:2002-10-23)

参考文献数

5

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宇宙科学研究所の観測ロケットS-520の姿勢制御への適用を前提に,適応型ノッチフィルターを利用した制御器を提案した.著者らは,動翼モジュールと呼ばれる円筒部を実際に試作し,ハードウェア試験を含む各種検証を実施している.本稿では主に,この動翼モジュールに実装された適応型ノッチフィルターを利用した制御器について論じた. ロケットの動特性は本質的に時変系であるため,たとえば構造1次振動モードも時間とともに変化する.これを従来の時不変の線形制御器を用いて制御すると,振動モードの不確定性に対して十分な安定マージンを確保するためには応答性能を犠牲にせざるをえないケースがあった.それに対して,本稿では,励起された振動モードに自動的に適応していくノッチフィルターを定式化し,これと従来型の時不変制御器を組み合わせることを提案した.数値シミュレーションなどの結果,本提案の有用性が確認された. 著者らは提案した制御器を実フライトに供することができる試作品に実装済みである.本稿では,試作品を用いて実施した試験についても,一部論じた.

著者

渡邉 力夫 林 浩平 岩尾 正樹 井河 恵大 冨田 信之

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

宇宙技術 (ISSN:13473832)

巻号頁・発行日

vol.7, pp.45-52, 2008 (Released:2008-10-11)

参考文献数

9

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When liquid nitrogen and heated water are mixed in a chamber, pressure increase due to evaporation expansion inside the chamber becomes high enough to generate thrust force for rocket propulsion. This thrust system is safer and environment-friendly compared to conventional rocket engines utilizing combustion process. This new type of rocket engine system is called "Water-Liquid Nitrogen rocket engine system" and it can be used for small payload mission with expected altitude of several kilometers. In this paper, experimentally obtained thrust characteristics are shown and analyzed. As a result, relations between the thrust force and the mixing chamber pressure are clarified. Also, it is found that the present injector can attain only half of the theoretically expected specific impulse due to insufficient mixing efficiency.

著者

大南 香織 小川 博之 林 光一

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

宇宙技術 (ISSN:13473832)

巻号頁・発行日

vol.7, pp.1-10, 2008 (Released:2008-03-11)

参考文献数

10

被引用文献数

1 1

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Hydrazine (N2H4) and NTO (dinitrogen tetroxide: N2O4) mixtures are used in spacecraft bipropellant systems, having the advantage, for sampling missions, of having no carbon composition. However, no reasonable hydrazine and NTO combustion model has been developed. To construct a hydrazine and NTO combustion model that is useful for bipropellant thruster CFD simulation, we extracted efficient elementary reactions from detailed kinetic reaction model proposed by Ohminami and Ogawa in 2007. The reduced hydrazine and NTO combustion model was composed of 61 extracted reactions with 23 chemical species and was coincident with the original detailed kinetic reaction model in terms of combustion gas temperatures and ignition delay times over O/F(oxidizer and fuel mass ration) =0.82-1.84. Also the simulated combustion gas temperatures were good agreed with the adiabatic flame temperatures, and the simulated ignition delay time at O/F=1.2 was consistent with the literature value. Chemical reaction paths before and after ignition were showed, and could explain hydrazine and NTO combustion network mechanism change.

著者

海老沼 拓史 楠 知通 阿部 俊雄 齋藤 宏文

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

宇宙技術 (ISSN:13473832)

巻号頁・発行日

vol.8, pp.15-21, 2009 (Released:2009-08-05)

参考文献数

8

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This paper describes the design and development of a dedicated GPS receiver for spin stabilized launch vehicles. The receiver is built around a commercially available low cost GPS chip set and operates an enhanced firmware specifically adapted for high dynamics applications. In order to keep tracking a sufficient number of GPS signals even during the spinning motion, we use multiple GPS patch antennas and space them equally apart each other around the cylindrical launcher body. A new signal combining scheme was developed to avoid deep fading in antenna gain pattern. This technique requires phase control to keep signals received on multiple antennas in phase with each other. A dualantenna GPS receiver was developed to evaluate the proposed signal combining algorithm. The result showed that the proposed algorithm was capable of providing stable and continuous signal tracking under a high-rate spinning motion while simple RF combining through a power combiner was failed.

著者

永尾 陽典 木部 勢至朗 清水 隆之 引地 誠

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

宇宙技術 (ISSN:13473832)

巻号頁・発行日

vol.6, pp.37-45, 2007 (Released:2007-09-27)

参考文献数

12

被引用文献数

2 2

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宇宙基地や宇宙往還機などが滞在するLEO では10km/s の速度でデブリが周回し,その数は記録されていないmm オーダーのものまで入れると4,000 万個ともいわれ,更に増え続けていると考えられている.これらの環境のもと宇宙機の構造側で最も考慮すべきとされるデブリは重量1g,速度10km/s とされるが,地上での試験を行うために用いる事ができる2 段式軽ガスガンでは速度は7km/s 程度までがほぼ上限である.一方,10km/s 以上の超高速試験では成型爆薬を用いた方法がある.そこで,著者らは10km/s の速度を安定的に出せる装置を開発したが,さらにプロジェクタイルを速度約7km/s で固体の状態のままで発射できるガスガンと,溶融化した状態となる成型爆薬方式との,それぞれの衝突現象の把握と,両者の差異の有無を確認する事を目的として,7km/s で1g 程度の模擬デブリの発射が可能な成型爆薬方式による射出システムを開発した.この装置の開発によって,ガスガンを用いた実験と成型爆薬方式による実験との関係を得る事が可能となり,5km/sレベルから10km/s レベルまで,固体デブリが衝突した時の構造への影響を正確に把握する事を目的としている.

著者

西山 和孝

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

宇宙技術 (ISSN:13473832)

巻号頁・発行日

vol.4, pp.21-27, 2005 (Released:2005-11-19)

参考文献数

7

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A completely new solar electric propulsion concept, the Air Breathing Ion Engine (ABIE), has been proposed for spacecraft drag makeup at very low altitudes, ranging from 150 to 200 km. ABIE scoops up neutral atoms and molecules traveling at an orbital velocity of approximately 8 km/s, ionizes them by means of an electron cyclotron resonance plasma source that is efficient in a wide range of low gas pressures, and accelerates the ionized air particles electrostatically to exhaust velocities larger than 100 km/s. The key technology of this thruster is the design of a propellant inlet which allows the incoming flow to enter the discharge chamber, yet it prevents the thermalized gas from escaping upstream. In this system, an air-breathing-type neutralizer may also be employed, in which case the need to carry on-board xenon propellant is eliminated and results in gains in payload mass if the mission duration is longer than 2 years. This technology should give researchers access to a part of the atmosphere that is currently very difficult to measure and is thus called the "ignorosphere." Promising applications other than aeronomy include science missions involving accurate gravity and magnetic field mapping, and high-resolution Earth surveillance.

著者

永井 将貴 中須賀 真一

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

宇宙技術 (ISSN:13473832)

巻号頁・発行日

vol.8, pp.23-30, 2009 (Released:2009-11-05)

参考文献数

7

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This paper proposes relative trajectory designing methods for spacecraft in orbit using the concept of virtual potential field. The potential field is neither a real one, such as gravitational field, nor an arbitrary one without restraint, but the one derived from relative motion equations known as the Hill's equations. This concept allows us to express the relative motion of satellites with a new set of parameters, leading to easy understanding of the relative motion. Potential field principle is attractive because of its simplicity, which allows us to intuitively reach simple and effective control methods for either single or multiple satellites. In the following part, the basics of the virtual potential field concept are presented as well as some results of applying the methods to relative trajectory designing.

著者

鳴海 智博 花田 俊也 河本 聡美

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

宇宙技術 (ISSN:13473832)

巻号頁・発行日

vol.7, pp.11-17, 2008 (Released:2008-03-11)

参考文献数

13

被引用文献数

6 8

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Study and long-term prediction of orbital debris environment in low Earth orbits are urgent needs for secure human space development and exploration. This paper introduces some results of Low Earth Orbital Debris Environmental Evolutionary Model (LEODEEM) being researched at Kyushu University with collaboration from JAXA for the purpose of discussing problems of space environment conservation. The model calculates LEO debris evolution (less than 2,000 km altitude of perigee) taking into account collisions, and future launch traffic. It becomes possible to predict a long term LEO environment and investigate future mission hazard evaluation by using this model.

著者

田中 宏明

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

宇宙技術 (ISSN:13473832)

巻号頁・発行日

vol.7, pp.19-25, 2008 (Released:2008-04-01)

参考文献数

19

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For a reconfigurable antenna system, antenna surface deformations should be measured to achieve a high precision antenna system. In this study, a novel measurement method of antenna surface deformations is proposed. Relations between surface errors and changes of the antenna gains caused by intentional deformations are derived from the Ruze equation. In this method, an antenna surface is deformed additionally using surface adjustment mechanisms and changes of the gains caused by the intentional deformations are measured. An original deformation of the antenna surface is estimated using the relations. Some numerical simulations are carried out to investigate the feasibility of this method. From the results of the simulations, it is shown that the antenna deformations are estimated adequately by using this method.

著者

武田 和也 河島 信樹 矢部 恭一

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

宇宙技術 (ISSN:13473832)

巻号頁・発行日

vol.7, pp.27-32, 2008 (Released:2008-03-28)

参考文献数

6

被引用文献数

4 5

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我々は半導体レーザーを用いた飛翔体へのエネルギー伝送システムを構築した.これはレーザーでエネルギーを受けている間飛行し続けることができるシステムである.これを用いた飛行実験を大阪ドームにおいて行った.その結果,高度50mを旋回飛行する無人飛翔体へ,自動追尾によってエネルギー伝送を行い,長時間飛行に成功した.

著者

小田 靖久 中須賀 真一 FERNANDO Priya

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

宇宙技術 (ISSN:13473832)

巻号頁・発行日

vol.7, pp.33-36, 2008 (Released:2008-06-14)

参考文献数

3

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A correction method of orbit elements for nano-satellites using simple and low cost facilities is required. In this study, the Doppler shift of the beacon signal from a cubesat was observed using an amateur radio. The history of frequency variation was recorded for different TLEs with different epoch time. The frequency difference translated into seconds (FDTS) was deduced as a ratio of the maximum frequency variation in the pass to the 1s-periodic variation. The FDTS has dependency on TLE. For the old TLE, the FDTS was larger than the new one. Because the FDTS is related to satellite's phase variation in the orbit, the TLE's epoch time was corrected using the measurement result. The FDTS with the observation using the corrected TLE was small.

著者

池田 哲平 中邨 康弘 山極 芳樹 大津 広敬 河本 聡美 大川 恭志 中島 厚

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

宇宙技術 (ISSN:13473832)

巻号頁・発行日

vol.7, pp.37-43, 2008 (Released:2008-08-21)

参考文献数

6

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The Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) is investigating an active space debris removal system that employs highly-efficient electrodynamic tether (EDT) technology. As an electron collector of the EDT for debris de-orbiting, a multiple bare tethers are to be used. In order to simulate the EDT operation, current-voltage (I-V) characteristics of the multiple bare tethers need to be investigated on conditions that a theoretical formula cannot be applied. Therefore, numerical simulations and ground experiments have been conducted to obtain the I-V characteristics. A result of the numerical simulations and the ground experiments showed a double-line bare tethers can collect larger current density than a single-line bare tether.

著者

福田 盛介 澤井 秀次郎 坂井 真一郎 齋藤 宏文 遠間 孝之 高橋 純子 鳥海 強 北出 賢二

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

宇宙技術 (ISSN:13473832)

巻号頁・発行日

vol.8, pp.1-7, 2009 (Released:2009-02-11)

参考文献数

15

被引用文献数

1 1

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In this paper, a new standard bus system for a series of small scientific satellites in the Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (ISAS/JAXA) is described. Since each mission proposed for the series has a wide variety of requirements, a lot of efforts are needed to enhance flexibility of the standard bus. Some concepts from different viewpoints are proposed. First, standardization layers concerning satellite configuration, instruments, interfaces, and design methods are defined respectively. Methods of product platform engineering, which classify specifications of the bus system into a core platform, alternative variants, and selectable variants, are also investigated in order to realize a semi-custom-made bus. Furthermore, a tradeoff between integration and modularization architecture is fully considered.

著者

東出 真澄 永尾 陽典 木部 勢至朗 Alessandro FRANCESCONI Daniele PAVARIN

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

宇宙技術 (ISSN:13473832)

巻号頁・発行日

vol.8, pp.9-14, 2009 (Released:2009-06-06)

参考文献数

11

被引用文献数

1 1

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JAXA has carried out the hypervelocity impact tests of carbon fiber reinforced plastic (CFRP) plates together with University of Padova. Quasi-isotropic CFRP plates of 2.3, 3.5, and 4.7 mm in thickness were tested. Aluminum sphere of 0.8 to 2.9 mm in diameter was used as projectiles. With a two-stage light gas gun, the projectile was launched with a velocity range of 2 to 5 km/sec in the normal direction to the CFRP plate. Since the perforated hole and the crater on the CFRP plate after the impact are filled with flakes of the carbon fiber, it is difficult to determine the perforation of the projectile. Therefore, whether the projectile perforated the CFRP plate or not was decided by the craters on a copper plate installed behind the CFRP plate. After the impact, peeling along the fiber direction was observed on the surface of the CFRP plate. Moreover, internal delamination was generated near the surface. Finally, a ballistic limit equation of CFRP plates of 2 to 5 mm in thickness was calculated on the basis of the Cour-Palais equation. The ballistic limit equation was in good agreement with the test results.

著者

前田 裕昭 川口 佳久 安田 明生

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

宇宙技術 (ISSN:13473832)

巻号頁・発行日

vol.6, pp.31-35, 2007 (Released:2007-09-27)

参考文献数

5

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準天頂衛星測位システム(以下QZSSと呼ぶ)では,地上軌跡が東経135度を中心とし8の字を描く軌道(以下QZOと呼ぶ)に衛星(以下準天頂衛星,あるいは,QZSと呼ぶ)を軌道上に打ち上げて,日本を中心とした東アジアやオセアニアに測位サービスを提供する. しかし,軌道は,地球質点重力以外に,Zonal項やNon Zonal項等の非球対称地球重力項の影響や,太陽や月の重力,太陽輻射圧の影響を受ける. そのため,それぞれの影響の大きさがどの程度であって,どれだけの期間でそれらを補正する必要があるか,またその補正に必要な速度増分量がどれくらいかの把握は,QZSS及びQZSの研究開発において主要な課題の一つであった. この研究課題については,既に幾つかの検討がなされているが,いずれも断片的であったり,視点が異なる. 今回我々は,主に,軌道傾斜角=45deg,離心率=0.099,近地点引数=270deg,及び,地上軌跡の中心を東経135deg(これは昇交点経度=146.5degに相当する)とする軌道が受ける摂動を解析し,その特性を評価した. 2.では,Zonal項について,2体問題と対比させて述べる.Zonal項は,主として昇交点赤経,近地点引数,平均近点離角,及び昇交点赤経と平均近点離角の変動に起因して昇交点経度に影響を与える. これらZonal項による昇交点赤経,近地点引数,平均近点離角の変動は,永年摂動項としてよく知られている. ここでは,永年摂動項に関しては,軌道長半径の調整により,昇交点経度がほぼ変動しないようにすることができることを示す. 3.では,地上軌跡変動に主要な影響を与えるNon Zonal項についてその影響が経度に依存することを示す. Non Zonal項は地球の経度に関係するものであって,主として軌道長半径に影響を与え,その影響の様子は静止衛星に対するものと似ている. 適切な頻度での東西制御が必要である. 4.では太陽輻射圧の影響,太陽と月の重力の影響を,昇交点赤経ごとに評価した. 5.では研究・考察の検討をまとめて,むすびとした.まとめとしては,次のようになる.すなわち,まず,永年摂動項による昇交点経度の変動は,軌道長半径の調整により,変動しないようにすることができる.地上軌跡の東西方向の変動は,その軌道保持運用間隔Pを半年とすると,その時の軌道長半径の毎回の制御量は15kmであり,昇交点経度の変動は4.5deg以内である.10年間の軌道傾斜角の変動幅は最大で7deg程度であり,QZSSのサービス仕様次第では,その変動幅が許容して放置することもできることを示唆した. 同様に,これもQZSSサービス仕様によるが,仮に初期の昇交点赤経が135deg~270degであれば,近地点引数でさえもその変動幅は20deg以下であるので放置が可能である. なお,離心率の変動は大きいため,軌道保持運用間隔に実施する軌道長半径の毎回の制御と併せて,保持制御されることが望ましいことも分かった.

著者

北川 幸樹 桜沢 俊明 湯浅 三郎

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

宇宙技術 (ISSN:13473832)

巻号頁・発行日

vol.6, pp.47-54, 2007 (Released:2007-10-18)

参考文献数

12

被引用文献数

2 2

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液体酸素(LOX)を用いた酸化剤流旋回型ハイブリッドロケットエンジンでは,インジェクターより上流でLOXを気化する必要がある.筆者らは,LOXを気化する方法の一つとして,再生冷却方式のLOX気化ノズルを提案している.本研究では,推力1500N用のLOX気化ノズルを設計製作し,設計値より低い酸素流量と燃焼室圧条件において独立気化方式と再生冷却方式による気化燃焼実験を行った.独立気化方式の気化実験によって,LOXの気化とノズルの安全性が確認され,数値計算によるLOX気化ノズルの設計が適切であることが分かった.再生冷却方式の気化燃焼実験では,確実な着火と安定した燃焼が得られ,LOX気化ノズルを用いた酸化剤流旋回型ハイブリッドロケットエンジンの自立燃焼に成功した.また,LOXを気化させることで,LOXに直接旋回を与える場合より燃料後退速度やC*効率を向上できた.

著者

大南 香織 小川 博之

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

宇宙技術 (ISSN:13473832)

巻号頁・発行日

vol.6, pp.55-60, 2007 (Released:2007-10-18)

参考文献数

17

被引用文献数

1 1

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宇宙機における二液式推進系は多くの研究がなされ,また多くの実績を持つ.その燃料としては,ヒドラジンは自然性・燃焼温度が高く熱制御が難しいことから,通常安定なMMH(モノメチルヒドラジン)が適用されてきた.しかしながら,近年,サンプルリターンをミッションとする宇宙機が多くになるにつれ,ターゲット天体へのスラスタによる汚染防止及び高比推力化を鑑み,ヒドラジン(N2H4)とNTO(四酸化二窒素;N2O4)の燃料/酸化剤の組合せの適用が求められるようになった.ヒドラジン-NTOに含まれるN/H/O系の燃焼反応は多くの研究がなされてきたものの,実際にヒドラジン-NTO燃焼モデルは確立されていない.そこで本報告では,ヒドラジン-NTOを用いた二液式スラスタ設計のための反応モデルを構築することを研究目的とし,その一環として,これまで発表された16論文を網羅的に調査し,そこから,ヒドラジン-NTO燃焼に関与するN/H/O系の245の素反応を抽出した.反応機構は各245素反応に対し、素反応及びArrhenius式で表される反応速度定数により表現した.集めた式は今後感度解析を実施することでヒドラジン-NTO系において有効な反応を抽出し,スラスタの燃焼解析に反映させる方針である.

著者

永尾 陽典 木部 勢至朗 清水 隆之 戸上 健治 引地 誠

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

宇宙技術 (ISSN:13473832)

巻号頁・発行日

vol.6, pp.61-70, 2007 (Released:2007-10-31)

参考文献数

6

被引用文献数

1 1

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国際宇宙基地の位置する地球低軌道,静止衛星の位置する高軌道,そして常に高度と位置を変える観測衛星などが位置する楕円軌道など,人工衛星が存在するすべての領域においてデブリの存在と発生が確認されている.また運用を終えた衛星自身はデブリと化し,さらに大小のデブリが互いに衝突して新たにデブリを発生させ,その数を増やす可能性も大きくなっている.これらのデブリと人工衛星などとの衝突が起きる懸念は現実のものとなっており,確認された例が報告されている.その他の未確認衛星故障においてもデブリ衝突が主因である可能性は高いと考えられる.宇宙滞在が2週間程度と短期間の米国スペースシャトルでも帰還後の検査によって微小デブリの衝突痕が確認され,その頻度はこの10年間ではそれ以前に比べて2倍以上であることが報告されている.このようにデブリ増加は具体的なデータによって確認されている. これらの環境を背景に,有人国際宇宙基地の与圧部構造では10 km/secで1 gのデブリ衝突に耐えることが求められ,デブリバンパーで構造を保護している.一方,耐デブリ性能の実証には試験が必要となるが,超高速衝突試験ができる設備は限られている.著者らは10 km/sec 以上の速度を安定的に生成することを目的に,成型爆薬(CSCと称す)による超高速加速装置を開発してきた.しかしCSCによって射出される金属ジェットは,固体と溶融体とが混在する状態(固液混相体と称す)の可能性が高いが,実際の宇宙デブリは固体である.したがって,実構造の耐デブリ性能を正確に評価するには,所定の速度と質量を射出できるCSC装置を用いても,固液混相体によるCSCジェットの衝突と固体の衝突による標的板損傷の相違を明確にし,両者の関係を把握することが必要となる. 著者らはすでに固体を射出できる2段式軽ガスガンのプロジェクタイルと固液混相体を射出するCSCジェットの質量と速度とを同じレベルにし,それぞれの両者による標的板損傷を直接比較するため,2段式軽ガスガンのほぼ上限速度である7 km/secかつ1 gのジェットを射出できるCSC装置を開発し報告した.この開発では所定の速度と質量を満たし,安定したジェット生成を実現できた.しかし先端ジェットの約半分の速度で飛翔する後追いジェットが存在することも確認された.この後追いジェットは、先端ジェットの衝突跡にさらに衝突することになり,固体プロジェクタイルが一個当たる損傷と直接比較することができなかった.従って,これを除去することが必須であり新たな技術課題となった. 本研究は,後追いジェットを除去する方式を新たに考案し,実験により有効性を確認するとともに装置の最適化を行って装置を完成した.また引き続きこの装置によって,本研究の最終的な目的である2段式軽ガスガンと同レベルでの質量と速度で高速射出試験を行い,それぞれの装置による損傷を比較し検討した.この過程で2段式軽ガスガンによるプロジェクタイルとCSC装置によるジェットの形状の差異が与える影響についても実験によって確認し,両者の関係を明らかにした.