著者
柳澤 正久 佐藤 恵一 原 常典 中沢 徳郎 古矢 勝彦 内田 昌文 矢守 章 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 (ISSN:02852853)
巻号頁・発行日
vol.51, pp.1-27, 1987-12

The two stage light gas guns have been used widely to study the collisions between planetesimals, from which the planets were believed to be made, meteorite impacts on the surface of the moon and planets, and high pressure states in the planetary interiors. The electromagnetic guns, especially railguns, are expected to make these researches with much higher velocity (more than 10km/sec) possible. The railgun accelerator system was set up in the Institute of Space and Astronautical Science (ISAS) in 1986,having more than 10km/sec with 1g projectile as a goal. The energy source is a 300kJ capacitor bank. The maximum velocity so far is 2.4km/sec at 108kJ with 2.4g projectile and 1.8m barrel.
著者
川口 淳一郎 森田 泰弘 澤井 秀次郎
出版者
宇宙航空研究開発機構
雑誌
宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)
巻号頁・発行日
vol.82, pp.1-180, 1995-09

本書は, 文部省宇宙科学研究所が平成7年1月15日に打ち上げたM-3SII型ロケット第8号機の第2段飛翔中に発生した姿勢異常について行った技術検討結果を報告するものである。本書は, M-3SII-8号機調査特別委員会の報告書ではなく, 内容は, 技術検討結果のみを報告するものである。過去, 今号機において行われた飛翔前試験の実施状況や, 体制を含めた不具合発生との関連, 再発防止などについては, 同調査特別委員会の最終報告書にゆずる。内容は, 何回かの調査特別委員会にて検討に供された技術資料を, 順次章ごとにたどる形式が採られている。本書では, 以下の同委員会報告内容の主たる点を, この冒頭で記述するにとどめる。「姿勢異常の原因は, 制御系を介した構造振動モードの励振に端を発した姿勢制御用噴射体の枯渇にあったことが明らかとなった。制御系が自励的に構造振動を発振せしめた原因は, 今第8号機におけるペイロード重量増により, 姿勢検出部における構造振動モードが不安定側に大きく転じていたことと, 同じ理由により構造振動に対する制御利得が著しく大きな値となっていたためである。M-3SII型ロケットの開発にあたっては, その初号機の飛翔前においては, 構造振動モード解析ならびにそれら柔軟性を考慮した制御系解析が行われたのであるが, 1)初号機においては剛体性が極めて高いことが数値指標で確認されていたこと, 2)姿勢検出部は初号機においては第1次構造振動モードの腹の位置にあり少なくとも線形性の成立する範囲ではペイロード重量の構造振動モードの制御安定性におよぼす感度は十分小さいと判断されていたこと, 3)今号機の飛翔以前の7回の飛翔を通じて第1次構造振動モードは励振はもちろん検出されたことがなかったことから, 今第8号機の飛翔前においては, 依然として剛体性近似が適用できると判断し, 構造振動モード解析および柔軟性を考慮した制御系検討は行われなかった。これが今回の不具合を事前に発見するにいたらなかった理由である。」
著者
二宮 敬虔 上杉 邦憲 川口 淳一郎 横田 博樹 村中 昇 滑 孝和 北出 賢二 小笠原 雅弘 木村 雅文 土橋 雅之
出版者
宇宙航空研究開発機構
雑誌
宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)
巻号頁・発行日
vol.33, pp.1-45, 1986-03

To support the operation of onboard AOCS (Attitude and Orbit Control System) of "SAKIGAKE" and "SUISEI", ground support software for attitude control and orbit correction was developed. The software, named POPS (PLANET-A AOCS Operation Software), has the function of (1) generating the commands for RCS thruster control and HGA (High Gain Antenna) despin control, (2) simulating spacecraft attitude dynamics to confirm the generated RCS control commands. (3) performing orbit correction analysis to provide the optimum ⊿V-maneuver under various maneuvering constraints, (4) estimating RCS fuel consumption, and (5) conducting the calibration of RCS thrusters. In this paper the functions of POPS are described in detail. The operational results of "SAKIGAKE" and "SUISEI" in orbit are also presented.
著者
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 (ISSN:02852853)
巻号頁・発行日
vol.90, pp.1-28, 1997-02
被引用文献数
1

高温での炭化水素と窒素よりHCNを生成する過程を電算機シミュレーションした。適切な素反応群と反応速度定数とを用いればよいのであるが, 実験値は僅かであるのに対し, 計算に用いられる反応式, 速度定数は多数で任意性が極めて高く, 何らかの規制を加えないと, 極言すればどうにでも実験値と符合させることが可能である。このうち反応式は原系から生成系に至ると考えられる反応を一旦網羅し, 感度解析を行って不要なものを削除すればよいのであるが, この際, 反応式が素反応であるか, 逆反応が平衡定数から精確に算出可能であるかが大きな問題である。素反応性を確認する方式が確立されていないし, 多数の文献でも多くの矛盾が見られるので, 怪しい反応を取り込むことを避けるのが望ましい。また, 素反応として, 平衡定数より逆反応の速度定数を求める場合には生成熱の精確さが重要なので, これにも検討を加えた。一方速度定数についてはBaulchの推薦値があるものはこれを優先第一順位とし, それが見あたらない時にはMiller, その他の推薦値を, さらにそれも見られない場合には文献に頻出し, 多数の人が採択している速度値を用いることにした。しかし, CH_3+CH_3→C_2H_4+H_2の反応についてはWarnatz説とHidaka説とでは大差があり, その影響も極めて大きいので, ここでは両者を比較検討した結果, Hidaka説に従うこととした。これらの検討の結果, 可逆性に疑問のある場合には正方向のみの反応として, 簡素化を徹底し表8の機構を提案した。
著者
川口 淳一郎
出版者
宇宙航空研究開発機構
雑誌
宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)
巻号頁・発行日
vol.43, pp.1-56, 1986-12

This report summarizes the future trend in the weight of scientific satellites in Japan which will be launched or programmed in the late twentieth century. Among the several missions contained in this report, particular interest is directed to the interplanetary probes and astronomical observatory satellites. In the estimation of spacecraft weight, each component is systematically estimated based on the satellites which have already been launched or designed. Major result is that 3 ton LEO payload capabidity is needed in future transporter in order to accomplish the missions mentioned here.
著者
二宮 敬虔 広川 英治 周東 晃四郎 村中 昇 卯尾 匡史 小笠原 雅弘 青木 星子
出版者
宇宙航空研究開発機構
雑誌
宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)
巻号頁・発行日
vol.32, pp.1-37, 1986-03

An Attitude Determination Software (ADS) system was developed for Japan's first interplanetary spacecraft, "SAKIGAKE (1985-001-A)" and "SUISEI (1985-073-A)". The ADS determines the direction of the spaceraft's spin-axis in and inertial reference frame based on telemetry data received from the onboard sun sensor and star scanner. The software system sonsists of three functional subsystems : ADS-RT, ADS-DT, and ADS-BIAS. These are used respectively for near real-time attitude determination, off-line attitude determination, and bias estimation of onboard attitude sensors. In this paper the authors describe the ADS system configuration, its functions, adopted principles of attitude and bias estimation, and the operational results obtained through the in-orbit operations of "SAKIGAKE" and "SUISEI".
著者
川口 淳一郎 稲谷 芳文 米本 浩一 細川 繁
出版者
宇宙航空研究開発機構
雑誌
宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)
巻号頁・発行日
vol.64, pp.3-199, 1987-03

宇宙研における有翼飛翔体の研究は, 1982年に WG が発足して以来今日に至るまで, 2機のリモートコントロールによる機体動特性の同定試験, 計5機の低速滑空試験と飛翔試験を行なってきた。そして, 1988年度には初のブーストフェーズを導入した再突入実験機をロックーンにより打ち上げることになった。この実験機は, 小型ながらもリアクションコントロール, サーフェスコントロール, 対気および慣性姿勢検出という将来型の機体にも共通な機能をもち, 求められる制御能力もまた従来宇宙研では行なったことのない新規のものである。本報告は, この新たな飛行制御系の設計の経緯と基本的な考え方についてまとめたものである。特に, かなり高い応答性が要求されたモーションテーブル試験については, 実験結果と設計の見直しというプロセスを詳しく記述している。本文は, 今後の設計, 試験に反映させやすいように, 設計データ集の形で構成されている。
著者
平木 講儒
出版者
宇宙航空研究開発機構
雑誌
宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)
巻号頁・発行日
no.103, pp.1-55, 1999-03

近年, 火星・小惑星などの天体からサンプルを持ち帰るサンプルリターン計画において採集されたサンプルを地球に持ち帰る際に必要な再突入カプセルは主として受動的な空力安定性に頼って安定な飛行を達成することが多いが, これまでに行われたカプセル型物体の安定性についての研究から, 静的には安定であっても, 特に遷音速域において動的には不安定になり運動が発散する傾向があることが指摘されている。 本研究は, 扁平な形状を有するカプセル型物体に見られる動的不安定性現象に着目し, 実機飛翔の定量的な運動の予測をするための手順を確立すること, およびこれまでの研究で明らかにされなかった動的不安定性の発生メカニズムを理解することを目的とし, 風洞内で1自由度の回転運動を許容した模型の運動の観察および表面圧力の測定により実験的事実を蓄積し, それを基に動的な空気力を簡潔に表現した結果を用いて実機飛翔の運動を予測し, 実機飛翔結果と比較するというアプローチにより, 動的不安定性はカプセル背面の圧力変動によるものであること, その結果カプセルに生じる運動は流れ場との連成により達成される安定状態と考えられること, その運動の最大振幅はカプセル形状が相似であればマッハ数のみの関数として一意的に決められること, ここで示した手順により実機飛翔の運動の最大振幅は予測可能であることを示したものである。
著者
小平 桂一/渡辺 鉄哉/山口 朝三/中桐 正夫/渡部 潤一/田中 済/尾中 敬
出版者
宇宙航空研究開発機構
雑誌
宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)
巻号頁・発行日
vol.57, pp.2-15, 1988-09

乙女座銀河団の中心領域の遠紫外撮像観測を絶対較正された2機の望遠鏡と紫外域二次元検出器を用いて行ない, 今までに遠紫外(波長1500A)輻射量の測られていなかった9個を含む15個の銀河の絶対測光を行なった。また観測中に視野に入った紫外天体の同定と測光を行なった。
著者
矢守 章 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 (ISSN:02852853)
巻号頁・発行日
vol.99, pp.1-9, 1998-02

We have conducted a series of experiments on the growth of secondary arcs in railgun bores. The experimental results indicate that the secondary arc grew bigger as the stored energy of the capacitor bank became higher and as the diameter of the railgun bore got smaller. The growth of the secondary arc led to the disappearance of the plasma armature in the worst case, which were performed with small caliber railguns driven by the high stored enegy of the capacitor bank. It was found that the electric field, not the voltage, in the railgun bore affected greatly the growth of the secondary arc.
著者
佐藤 恵一 柳澤 正久
出版者
宇宙航空研究開発機構
雑誌
宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)
巻号頁・発行日
vol.51, pp.39-47, 1987-12

レールガンにおいてprojectileの後ろに銅, タングステン, タンタル等の金属片を接着し, 発射実験をおこない, 得られた速度, 効率を比較した。銅片を厚くすると速度は低くなるが, 効率は上がっていくという結果が得られた。厚さ5mmのタングステン, タンタル, 銅片を比較してみると効率は高い方からタングステン, タンタル, 銅の順区であった。また, 効率はprojectileの質量と関係が深いことがわかった。これらの結果から, 金属片を接着すると効率が上がる理由について論じている。
著者
原 常典 柳澤 正久 河野 汀
出版者
宇宙航空研究開発機構
雑誌
宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)
巻号頁・発行日
vol.51, pp.29-38, 1987-12

The railgun system was set up in the Institute of Space and Astronautical Science (ISAS) and about a hundred shots were carried out preliminarily in 1986. The following four methods of projectile velocity measurement were tried in the experiments. (1) laser fence, (2) magnetoflyer, (3) wire cut, (4) thin plate The third method appeared to be the simplest and most reliable one, while the laser fence was affected severely by the dust and plasma which were blown off with the projectile. The second and fourth ones suffered the electromagnetic noise. The wire cut would be the best way just to measure the velocity itself, but it affects the projectile attitude and its front surface. For the railgun application, the improvement of the laser fence method or ones with X-ray, which have no effect on the projectile, would be neccesary.
著者
八田 博志 向後 保雄 棚次 亘弘 大鍋 寿一 水谷 智昭 川田 宏之 重村 卓
出版者
宇宙航空研究開発機構
雑誌
宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)
巻号頁・発行日
vol.85, pp.1-26, 1996-03
被引用文献数
2

ATREX用のタービンディスクには,航空機のものに較べてより高温とより高速回転が負荷される。本報告では,高温強度に優れ,軽量・低熱膨張係数を併せ持つ炭素繊維強化/炭素マトリックス(C/C)複合材料のATREX用のタービンディスク適用を検討した。 C/C複合材料を動的負荷がかかる一次構造物へ適用した例は殆ど報告されていない。そこで本論文の前半では,タービンディスクの開発を念頭に,関連すると推定されるC/C複合材料の基礎特性を示し,適用に際してのC/C複合材料の長所と短所を明らかにした。 C/C複合材料の利点は上記の他に,高面内靭性及び疲労負荷や集中応力に対する不敏感性が挙げられ,タービンディスクヘの適用に当たり問題になるのは,低層間強度・靭性及び耐環境性(耐酸化性を含む)であることを指摘した。前者に対する対策は三次元強化の採用が,後者に対してはSiCコーティング及び部分的な耐環境性セラミックスの適用が不可欠である。後半では,負荷荷重とC/C複合材料の特性の比較検討の結果たどり着いた二種類の候補構造,即ち一体構造と三分割構造を比較検討した。肉厚円盤から切削加工で製造される一体構造は成形上有利であるが,強化繊維の最適化が困難である。特に激しい捻れがあるファンブレード部の強化が最大の課題である。一方,ファンディスク,ファンブレード,及びタービンリングを接合する三分割構造は,強化繊維の最適化は比較的容易であるが,接合部強度と接合部の空隙や滑りなどから生じる不安定振動を如何に抑制するかが課題である。両モデルを比較すると現段階ではより高速回転が期待できる三分割構造が有望と言えよう。
著者
川島 高弘 小山 孝一郎 鈴木 勝久 岩上 直幹 小川 利紘 置田 彩子 福山 恒太 野田 亮
出版者
宇宙航空研究開発機構
雑誌
宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)
巻号頁・発行日
vol.95, pp.1-28, 1997-08

1996年2月11日20 : 00JSTに鹿児島宇宙空間観測所より打ち上げられた観測ロケットS-310-24号機により高度100∿160kmにおける窒素分子の振動温度, 回転温度, 数密度の同時観測に成功した。電子銃を用いて大気中の窒素分子を電離し, 窒素分子イオンからの発光スペクトルの1つである1st Negative Bandを高感度の分光器で測定することで各物理量を求めた。またこの実験の最中, 電離中間層が高度140km近辺に発生しており, 世界で初めて電離中間層中の中性大気の数密度, 温度を観測した。観測された温度の高度分布は通常の大気モデルと違い, 鉛直波長40kmほどの波動構造を示していることがわかった。この現象を潮汐波による変動と仮定して簡単な1次元大気物理シミュレーションを実行して検討した。振動温度に関しては本観測器で値を正確に決定できるほど高温に振動励起されておらず上限を与えるにとどまったが, 上限値は過去のO'neil (1974) の測定と矛盾しない。
著者
西村 敏充 市川 勉 牛越 淳雄 小坂 裕
出版者
宇宙航空研究開発機構
雑誌
宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)
巻号頁・発行日
vol.70, pp.1-91, 1991-03
被引用文献数
2

The first Japanese Lunar swing-by spacecraft called 'HITEN' was launched from Uchinoura launching site, located at about l, 500km south-west of Tokyo, respectively on January 25,1990. The four-stage solid propellant boosters called M3SII-V for this purpose. The spacecraft successfully performed first lunar swing-by in March 18,1990. Tracking and orbit determination of the spacecraft have been smoothly carried out throughout this period using Usuda 64φ antenna. The major hardware modification for Usuda 64mφ antenna is the introduction of X band ranging and range-rate system (down link). As for the range-rate data, higher precision can be expected, at least theoretically, because of higher frequency than S band signals. In preparing for this mission, the software package ISSOP developed for 'SAKIGAKE' and 'SUISEI' mission in 1985 had been modified. The improvements were added to the rejection scheme of poor data, computation of the light-time equation and troposphere and ionosphere correction. In this report the structure and the improvements of ISSOP is first described. Then the result of orbit determination of 'HITEN' is discussed. In the future, this software package will be modified and used 'GEOTAIL' mission in 1992.
著者
横山 幸嗣 大西 晃 廣澤 春任 梶川 正毅 深蔵 英司
出版者
宇宙航空研究開発機構
雑誌
宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)
巻号頁・発行日
vol.104, pp.1-13, 1999-03

1983年より,M-3SII 型ロケット搭載のために,続けてはM-V型ロケット搭載用に,ロケット用テレビジョン(TV)システムを開発してきた。目的はロケットの分離や制御に関わる運動を高速度で撮像することである。搭載部分は CCD カメラ,ビデオスイッチ,マイクロフォン,送信機,送信アンテナから,地上部分は受信アンテナ,受信機,データ処理系からなる。1984年1月,ロケット ST-735-1号機において最初の性能確認を行った。M-3SII 型ロケットでは初号機から7号機までに搭載,その間,2画面合成や映像のカラー化,通信距離の拡大など,機能の向上を図った。M-V 大型ロケットでは1および3号機に搭載,新開発の大型ロケットの飛翔を映像により情報伝達するという大きな役目を果たした。
著者
森 大吉郎 橋元 保雄 中田 篤 上杉 国憲 西田 稔夫 福沢 清
出版者
宇宙航空研究開発機構
雑誌
宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)
巻号頁・発行日
vol.17, pp.1-69, 1984-02
被引用文献数
1

Mu rocket assembly and launch system was renewed on the same place where the former one had stood on. After breaking down of the former one, the foundation work started on April 1981,and all of the construction finished on August 1982. This system consists of a rocket assembly tower and a launcher. The assembly tower is a steel-framed truss structure building which has 11 floors and contains cranes, big doors, and movable floors necessary to bring in, assemble, and check out the Mu rocket. This tower is 43m high, 18m wide, 13m deep, and 700 ton in weight. The launcher is 300 ton in weight and made up of a boom structure and guide rails on which a rocket slides away. This launcher can revolve by bogies on a circular rail from the assembly tower toward the launching point. A flame deflector cooled by water is automatically installed to the launcher during its revolution. On February 20 1983,M-3S-3 rocket was successfully launced as the first satellite launch using this system.
著者
平田 安弘 中田 篤 松尾 弘毅 猿渡 輝一
出版者
宇宙航空研究開発機構
雑誌
宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)
巻号頁・発行日
vol.12, pp.1-24, 1983-03

The launcher building became operational since the summer of 1981. It was introduced primarily to guarantee the launch operation of sounding rockets under the unfavorable conditions. Prior to launch, a part of the roof slides to make a 4.6m×5.8m window. And the rocket, carried in on the mobile launcher, ascends through it. It covers launch azimuth and elevation angles of 130∿160 deg. and 70∿85 deg., respectively. Its design philosophy, layout and operation along with the measurement results of the lift-off environment are given in this report.
著者
竹内 端夫 林 友直 関口 豊
出版者
宇宙航空研究開発機構
雑誌
宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)
巻号頁・発行日
vol.15, pp.1-28, 1983-08

昭和58年初は原子炉衛星「コスモス1402」, 「たんせい2号」, 「たんせい4号」, と人工衛星の大気圏突入による消滅が相次いだ。宇宙研においては, 従来から使用していた軌道推定用プログラムの一部を改修して, これに対処したが, 「たんせい4号」の落下の推定についてはかなりの信頼度が得られたと考えるのでその結果を報告する。 なお, 付録として「SIRIUSの概要」, 「シュミットカメラの追跡フィルムから軌道算出まで」, 「SOEV83プログラムの概要」, 「大気モデルについて」を記載した。
著者
藤井 正美
出版者
宇宙航空研究開発機構
雑誌
宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)
巻号頁・発行日
vol.22, pp.1-86, 1984-12
被引用文献数
1

1978年に Cartwright らによって発見されたプラスチック飛跡検出器 CR-39 は, 従来一般に使用されていたポリカーボネート (PC) やセルロースナイトレート (CN) と比較すると非常に高い感度を有している。また CR-39 のシートは, その均質性, 一様性が大変良い。そのため宇宙線重粒子の観測, ウラン濃度の定量, 中性子線量計, マイクロフィルターの製作など宇宙物理, 地球物理, 放射線計測, 工学の広い分野で応用され, その重要性は最近ますます高くなっている。もし CR-39 の感度をさらに向上させることができると, たとえば高エネルギーの L_i, B_e, B などが観測可能となる。これは宇宙線の起源, 銀河中での伝播などに関する新しい情報をもたらすものである。本論文ではまず第I章で固体飛跡検出器の歴史を簡単に振返り, 次に CR-39 の感度に関する従来の研究についてまとめる。荷電粒子に対する CR-39 の感度は, 使用したモノマーの純度, 重合時の温度条件, 重合開始剤の濃度などによって変化している。このことは CR-39 の感度をさらに改善できる可能性が残されていることを示すものである。 CR-39 を観測に応用する上での問題点としては, シートの場所による感度のばらつき, 使用する温度による感度の変化, 荷電粒子の入射角による感度の変化などがある。感度の入射角依存性の原因としては, バルクエッチング速産 V_b が, シート表面からの深さによって変化しているためではないかと考えられている。この入射角依存性と関連して, 荷電粒子に対する固体飛跡検出器の応答を調べるため, 第II章ではエッチピットの形状を求める一般的方法について議論する。従来よく知られているエッチピット形状の式は, V_g が一定の場合にしな適用できない。ここでは変分法を用いて, エッチングによる飛跡の成長速度 V_t とバルクエッチング速度 V_b が共に変化する場合にも適用可能な一般式を導いた。この一般式は CR-39 のように V_b が変化している場合のエッチピットの解析には欠かすことのできないものである。この一般式を用いて感度の入射角依存性やエッチピットの形状を定量的に説明できることを示した。第III章では CR-39 の感度を改善するために, プラスチックの放射線による劣化を促進する働きのある塩素化合物を添加するという新しい試みについて述べる。少量の塩素化合物を添加した CR-39 と, 添加物を加えない純粋の CR-39 について数種類のテストサンプルを用意し, 気球に搭載して上空で宇宙線を照射した。回収したサンプルは同一の条件でエッチングし, 荷電粒子に対する感度を比較した。このテストの結果, ジアリルクロレンデート (DACD) を2%添加したものは, 無添加のものと比較して数10%の感度上昇を示すこと, 一方ヘキサクロロブタジェン (HCB) を0.5%添加したものについては, 感度はあまり変化しないが, 長時間のエッチング後もシートの透明度が非常に良くなることを見出した。第 IV 章では, HCBを添加した CR-39 の特長を生かした応用として, 宇宙線重粒子の観測について述べる。長時間のエッチングを行うと, エッチピットは裸眼で見える程度の大きさに成長する。HCBを添加した CR-39 では, 長時間エッチングの後にもシートの透明度が失なわれないため, 9枚のシートを重ねて, 重粒子の飛跡を効率よく追跡することができた。この裸眼によるスキャンは, 従来の顕微鏡によるスキャンと比較するとそのスピードが格段に速く, 大変効率がよい。またスキャンロスも無い。このようにHCBを添加した CR-39 は位置検出器として, 特に大面積検出器を心要とする実験で有効性を発揮するものと考えられる。最後にV章では, CR-39 に代わる新しいプラスチック検出器の可能性について述べる。従来調べられたプラスチックは CR-39 を例外として, すべて熱可塑性樹脂である。これに対し CR-39 は3次元的に架橋した熱硬化性樹脂である。この3次元構造が CR-39 の高感度の大きな要因の1つと考えられる。アジピン酸ジアリル (DAA) , コハク酸ジアリル (DAS) など,いくつかの新しい熱硬化性樹脂の重合を行ない,低エネルギーのα線に対する感度を調べた。感度の高い方から並べると, CR-39 , DAS, DAA の順である。このうちDAAの感度は低いが, エッチピットの形状は大変良く, 超重核の観測に応用できる。これらの樹脂の分子構造を比較することによって, 荷重粒子に対する感度の高い樹脂を発見する手掛りを得ることができた。