著者

八島 聰

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.40, no.459, pp.229-234, 1992-04-05 (Released:2010-12-16)

参考文献数

15

著者

景山 正美

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.48, no.555, pp.227, 2000-04-05 (Released:2019-04-11)

著者

藤瀬 守正 櫨山 藩 渡辺 吉之 水島 光男

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.48, no.555, pp.257-259, 2000-04-05 (Released:2019-04-11)

著者

土井 博史 清水 英二 宮野 次郎 段 浩二 米田 竜一 山下 範夫

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.48, no.555, pp.260-264, 2000-04-05 (Released:2019-04-11)

参考文献数

4

著者

郡司 哲夫

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.56, no.648, pp.15-19, 2008-01-05 (Released:2019-04-22)

著者

土屋 武司 鈴木 真二

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.54, no.632, pp.277-280, 2006-09-05 (Released:2019-04-19)

参考文献数

3

著者

久保 正幸

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.55, no.645, pp.274, 2007-10-05 (Released:2019-04-22)

著者

東 昭

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空学会誌 (ISSN:00214663)

巻号頁・発行日

vol.16, no.178, pp.389-399, 1968-11-05 (Released:2009-07-09)

参考文献数

15

著者

岡林 希依 末永 宇識 淺井 雅人

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会論文集 (ISSN:13446460)

巻号頁・発行日

vol.64, no.1, pp.41-49, 2016 (Released:2016-02-05)

参考文献数

28

被引用文献数

2

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For practical CFD-aided design of riblets on aircrafts, we are aiming to develop a Reynolds-Averaged Navier-Stokes (RANS) turbulence model which can simulate drag reduction effects without resolving fine-scale flows near the riblets. Wilcox's rough wall boundary condition for Menter's SST model is modified to reproduce velocity shift in logarithmic region corresponding to riblet's drag reduction effects. Two basic relations for this model are derived from available experimental data and parametric analysis, and are validated in zero-pressure gradient boundary layers with two different-geometry riblets. Drag reduction rates corresponding to experimental results can be obtained with these relations. The new model, however, underestimates the effects of riblet mounted on NACA0012, which suggests that further improvement of the model is needed to account for influences of pressure gradient.

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.