著者

山川 宏 Yamakawa Hiroshi

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙航空研究開発機構特別資料: 低推力・連続加速を用いた宇宙ミッションに関する研究会論文集 = JAXA Special Publication: Collection of Papers Presented at the Meeting on the Study of Space Missions Propelled by Low-Thrust and Sustained Acceleration (ISSN:1349113X)

巻号頁・発行日

vol.JAXA-SP-07-020, pp.33-38, 2008-02-29

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Orbital dynamics of consecutive, low-thrust trajectories is overviewed. Focusing on the thrust direction constraints (e.g., transversal and radial thrust direction constraints), various trajectory design strategies of low-thrust missions are summarized with concrete examples.

著者

圦本 尚義 Yurimoto Hisayoshi

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙航空研究開発機構特別資料: 第5回学際領域における分子イメージングフォーラム = JAXA Special Publication: Proceedings of 5th Interdisciplinary Forum on Molecular Imaging (ISSN:1349113X)

巻号頁・発行日

vol.JAXA-SP-10-001, pp.1-3, 2010

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2009年11月10日. 宇宙航空研究開発機構(JAXA)調布航空宇宙センター事務棟1号館講堂

著者

津田 宏果 飯島 朋子 野田 文夫 Tsuda Hiroka Iijima Tomoko Noda Fumio

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙航空研究開発機構研究開発報告 = JAXA Research and Development Report (ISSN:13491113)

巻号頁・発行日

vol.JAXA-RR-09-001, 2009-07-31

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ヒューマンエラーに対抗する有効手段として、航空機乗員に対してCRM訓練が実施されている。訓練の妥当性を検証し、訓練内容を改善していくためには訓練による効果を継続・調査することが必要である。一方、航空機乗員においてどのようなCRMスキルが発揮され、また欠如されているかを把握することも、安全な運航を達成するために重要である。JAXAではCRMスキルを実践的なものとして定着化させるため、CRMを実践するための乗員の行動指標(指標として明確に示される具体的な行動)を開発してきたが、本研究ではこの行動指標を用いて、乗員のCRMスキル行動を計測する手法を提案・開発した。開発した計測手法は数回の改良を重ね、最後に模擬LOFTを通して評価を行った。

著者

中部 博雄 相原 賢二 菊地 毅 根本 健司 下山 篤 赤池 護 Nakabe Hiroo Aihara Kenji Kikuchi Tsuyoshi Nemoto Kenji Shimoyama Atsushi Akaike Mamoru

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙航空研究開発機構特別資料: M-V型ロケット:5号機から8号機まで = JAXA Special Publication: The M-V Rockets: From the Fifth to the Eighth Vehicle (ISSN:1349113X)

巻号頁・発行日

vol.JAXA-SP-07-023, pp.169-185, 2008-02-29

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資料番号: AA0064112010

著者

渡邉 保真 高間 良樹 今村 宰 綿貫 忠晴 鈴木 宏二郎 Watanabe Yasumasa Takama Yoshiki Imamura Osamu Watanuki Tadaharu Suzuki Kojiro

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙航空研究開発機構特別資料: 第41回流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム2009論文集 = JAXA Special Publication: Proceedings fo 41st Fluid Dynamics Conference / Aerospace Numerical Simulation Symposium 2009 (ISSN:1349113X)

巻号頁・発行日

vol.JAXA-SP-09-011, 2010-02-26

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平成21年6月18-19日. 宇宙航空研究開発機構調布航空宇宙センター

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

加藤 輝雄 山本 善一 大島 勉 大西 晃 太刀川 純孝 坂井 智彦 関 妙子 河端 征彦 日高 正規 豊留 法文 Kato Teruo Yamamoto Zenichi Oshima Tsutomu Onishi Akira Tachikawa Sumitaka Sakai Tomohiko Seki Taeko Kobata Masahiko Hidaka Masanori Toyotome Noribumi

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙航空研究開発機構特別資料: M-V型ロケット:5号機から8号機まで = JAXA Special Publication: The M-V Rockets: From the Fifth to the Eighth Vehicle (ISSN:1349113X)

巻号頁・発行日

vol.JAXA-SP-07-023, pp.97-136, 2008-02-29

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資料番号: AA0064112007

著者

菱田 学 橋本 敦 村上 桂一 青山 剛史 Hishida Manabu Hashimoto Atsushi Murakami Keiichi Aoyama Takashi

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙航空研究開発機構特別資料: 第42回流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム2010 論文集 = JAXA Special Publication: Proceedings of 42nd Fluid Dynamics Conference / Aerospace Numerical Simulation Symposium 2010 (ISSN:1349113X)

巻号頁・発行日

vol.JAXA-SP-10-012, 2011-02-28

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第42回流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム2010 (2010年6月24日-25日. 米子コンベンションセンター BiG SHiP)

著者

野村 民也 二宮 敬虔 風間 三郎 道野 敏雄 熊坂 武雄

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京大学宇宙航空研究所報告 (ISSN:05638100)

巻号頁・発行日

vol.10, no.3, pp.450-463, 1974-07

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スピン安定型の人工衛星で地球に近い軌道を周回するものについて,その姿勢変化を解明しまた制御するためには,衛星の磁気的な諸特性を打上げ瑕前に把握する必要がある.これに関連して今般,科学衛星の磁気的なスピンダンピングトルクを飛しょう前に予知すること,およびスピン速度制御装置の動作試験を行なうことを主目的とする微小トルク測定装置を開発し,今後打上げを予定されている科学衛星に対して実用に供することになった.そこで本報告では,スピンダンピングトルクの測定の観点から本装置を説明する.本装置は微少トルクを微少回転角に変換して測定する方式を採用している.即ち,披測定物をベンディクス社製の十字バネ(cross-spring flexural pivots)で保持し,スピンを模擬するための回転磁界をこれに印加し,発生する(渦電流および磁気ヒステリシス損による)トルクにより生ずるバネの微少回転角を,ヒルガーワット社製のオートコリメータを用いて遠隔計測する.軌道上で衛星に発生するスピンダンピングトルクぱ極めて小さいため,本装置では回転磁界強度およびその回転速度を実際条件より増大することによって,発生トルクを拡大した上で0.1秒角分解能のオートコリメータにて計測できるようになっている. 本装置全体はエアライドにより支えられた除雪今上に乗せられ,また追風ついたてにより空気流動の影響を排除されている.バネ定数の校正は空心コイルまたぱ永久磁石による標準磁気モーメントにより得られる標準トルクによるか,標準畳匪モーメントを持つ物体を装着したときの自由振動周期測定によるかのいずれかの方法で行なわれる.本装置はまた,磁気的トルク以外のトルク測定や慣性モーメントの測定にも使用できる.テストモデルを使用した試験の結果,望ましい条件下では,10dyne-cmに近い微少トルクまで測定可能であることがわかった.以下では,本装置の動作原理,構成,得られた伜匪等について説明する.

著者

宮崎 茂 大塩 光夫 平尾 邦雄

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京大学宇宙航空研究所報告 (ISSN:05638100)

巻号頁・発行日

vol.2, no.3, pp.1040-1064, 1966-09

被引用文献数

1

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1964年1月1日から始まって1965年12月31日に至るまての2年間の大陽活動極小期国際観測年には,計11回の電離層荷電位子密度の顛剥が行なわれ,その中には到達高度1000km 上にも及ぶ,3段式のラムダ型ロケットが3機打ち上げられた.電子密度測定には共振探極法およびラングミュア探極法を用い,正イオン密度測定にはイオン・トラップ法および固定電圧のラングミュア探極法を用いた.この論文では測定器の概要と荷電粒子密度の測定詰果および議論を述べてある.

著者

冨田 健夫 坂本 博 高橋 政浩 高橋 守 佐々木 正樹 植田 修一 田村 洋 渡邊 泰秀

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙航空研究開発機構研究開発報告 (ISSN:13491113)

巻号頁・発行日

vol.4, pp.1-11, 2005-03

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LE-7A の開発中に発生したパルス的な強い横推力の原因究明と対処のため,旧NAL 角田ではコールドフロー可視化試験,CFD 及びサブスケール燃焼試験を実施してきた。その結果,LE-7A エンジンで発生した横推力が,LE-7A で新しく採用したノズル形状設計によって発生したRSS,およびフィルム冷却構造部分で発生した剥離の急速な移動という2つの現象により引き起こされたことを明らかにした。さらに,各現象と横推力に影響を与えるパラメータを洗い出した。この成果は改良型のエンジン設計に反映され,パルス的な横推力を発生しないノズル設計に役立った。

著者

児玉 哲哉 Kodama Tetsuya

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙航空研究開発機構特別資料: 第3回宇宙環境シンポジウム講演論文集 = JAXA Special Publication: Proceedings of the 3rd Spacecraft Environment Symposium (ISSN:1349113X)

巻号頁・発行日

no.6, pp.73-76, 2007-03-30

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資料番号: AA0063585012レポート番号: JAXA-SP-06-035

著者

児玉 哲哉 Kodama Tetsuya

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙航空研究開発機構特別資料: 第3回宇宙環境シンポジウム講演論文集 = JAXA Special Publication: Proceedings of the 3rd Spacecraft Environment Symposium (ISSN:1349113X)

巻号頁・発行日

vol.JAXA-SP-06-035, pp.73-76, 2007-03-30

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資料番号: AA0063585012

著者

小湊 隆 松岡 正敏 Kominato Takashi Matsuoka Masatoshi

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙航空研究開発機構特別資料: 先進的軌道計測・決定技術に関する研究会論文集 = JAXA Special Publication: Proceedings of Advanced Orbit Measurement and Orbit Calculation Technologies (ISSN:1349113X)

巻号頁・発行日

no.6, pp.129-137, 2007-03-30

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工学実験衛星「はやぶさ」はイオンエンジンによる惑星間飛行を行い、2005年9月に小惑星に到達した。イオンエンジンは従来の化学推進と比べ、推薬消費量が10分の1であり、1週間以上の連続運転が可能である。これにより日本の探査機による深宇宙探査の領域が広がり、日本の宇宙科学が目指す「トップサイエンス」を支える重要な推進系技術であることが示された。このイオンエンジンを使った惑星間軌道計画は従来の化学推進を使ったものとは大きく異なる。「はやぶさ」の軌道計画は連続噴射の単位を1週間として、毎週更新した。「はやぶさ」にとっては推薬、電力だけでなく、時間も重要なリソースの1つであった。このためイオンエンジンの噴射時間を捻出するために3週間おきの軌道決定パスは1ヶ月半おきに延長した。本稿では軌道計画と軌道運用が「イオンエンジンを使った惑星間航行」をどのように実現したか、また、今後のプロジェクトにおいてどう生かすかを述べる。資料番号: AA0063223020レポート番号: JAXA-SP-06-015

著者

飯田 明由 岩崎 正志 水野 明哲 Iida Akiyoshi Iwasaki Masashi Mizuno Akisato

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙航空研究開発機構特別資料: 境界層遷移の解明と制御研究会講演論文集 第37回・第38回 = JAXA Special Publication: Proceedings of the 37th and 38th JAXA Workshops on Investigation and Control of Boundary-Layer Transition (ISSN:1349113X)

巻号頁・発行日

vol.JAXA-SP-06-013, pp.43-46, 2007-02-23

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Nowadays, the flight distance of champion team of the birdman rally contest was over 400 m. In order to break the record, we have to consider the weather conditions, flight conditions and design optimization of the glider. For this purpose, we developed the three-dimensional flight simulator and the optimization program based on genetic algorithm. The simulation result of the three-dimensional flight simulator was reasonably agreement with the real flight. GA (Genetic Algorithm) optimization was carried out with two hundreds samples and fifty generations. The dominant genes of airplane for the contest were obtained with GA. The performance map showed the optimal airplanes such as the champion team were sensitive and not easy-handle. The simulator was suggested another optimized model with flexible wing that was not sensitive to flight conditions. The proposed model got the fourth prize and the referee's award of the birdman rally contest 2005.

著者

小林 礼人 山本 昌孝 石川 毅彦 石岡 憲昭 向井 千秋 松本 信二 松本 晴久 石川 洋二 中島 英彰 高橋 幸弘 Kobayashi Hiroto Yamamoto Masataka Ishikawa Takehiko Ishioka Noriaki Mukai Chiaki Matsumoto Shinji Matsumoto Haruhisa Ishikawa Yoji Nakajima Hideaki Takahashi Yukihiro

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙航空研究開発機構特別資料 = JAXA Special Publication (ISSN:1349113X)

巻号頁・発行日

vol.JAXA-SP-05-027, 2006-03-31

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資料番号: AA0063895000

著者

早田 康三 Hayata Kozo

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙航空研究開発機構特別資料: 環境試験技術報告: 第6回試験技術ワークショップ開催報告 = JAXA Special Publication: Proceedings of the Sixth Workshop on Environmental Testing (ISSN:1349113X)

巻号頁・発行日

no.8, pp.33-46, 2009-02-27

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第6回試験技術ワークショップ(平成20年11月21日. 宇宙航空研究開発機構筑波宇宙センター)MELCO静止衛星標準バス(DS2000)をベースとする商用衛星では、システム機械環境試験の衛星コンフィギュレーションをダミー推薬非搭載としている。この理由は、脱イオン水充填時、乾燥作業時のコンタミ混入リスクが回避できることや、擬似推薬搭載・排出作業の省略により工程短縮が図れることにある。一方で、推薬質量は衛星打上げ時質量の約半分を占めるため、剛性、強度面での衛星構造のフライト品質をどのように検証するか筋道を準備しておく必要がある。ここでは、実際に海外ロケットによる打上げまで至った実績のある検証方法を紹介する。形態: カラー図版あり資料番号: AA0064240003レポート番号: JAXA-SP-08-011

著者

板倉 嘉哉 本田 祐基 Itakura Yoshiya Honda Yuki

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙航空研究開発機構特別資料: 第41回流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム2009論文集 = JAXA Special Publication: Proceedings fo 41st Fluid Dynamics Conference / Aerospace Numerical Simulation Symposium 2009 (ISSN:1349113X)

巻号頁・発行日

vol.JAXA-SP-09-011, 2010-02-26

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平成21年6月18-19日. 宇宙航空研究開発機構調布航空宇宙センター

著者

小寺 正敏 須浪 徹治 伊藤 勝宏 Kodera Masatoshi Sunami Tetsuji Ito Katsuhiro

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙航空研究開発機構特別資料: 航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム2005論文集 = JAXA Special Publication: Proceedings of Aerospace Numerical Simulation Symposium 2005 (ISSN:1349113X)

巻号頁・発行日

vol.JAXA-SP-05-017, pp.221-226, 2006-02-28

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In this study, CFD has been applied to the prediction of the characteristics of two scramjet engines that will be tested at Mach 8 in JAXA's flight program for 2005. The engines each has the Hyper Mixer (HM) injector, which generates streamwise vortices to enhance supersonic mixing and combustion, or the Back Step injector (BS), which generates no streamwise vortices. CFD results showed good agreements with data obtained from preflight experiments in the High Enthalpy Shock Tunnel. Comparisons between the CFD results for the two engines showed that the mixing ability of the engine with HM (HM engine) was much better than that of the engine with BS (BS engine), because streamwise vortices promoted the spread of H2 distribution over the combustor flow path for HM engine, though the H2 distribution concentrated near the combustor bottom wall for BS engine. Therefore combustion occurred widely in the supersonic core flow for HM engine, while ignition occurred near the injector within the bottom wall boundary layer and combustion occurred locally along the edge of the H2 distribution for BS engine. The total pressure and heat losses were larger for HM engine than those for BS engine despite the larger amount of heat release. Thus the Thrust Potential (Tp) was superior for HM engine to that for BS engine, though Tp for HM engine decreased and approached to that for BS engine as going downstream of the combustor due to the losses dominating over the increment of heat release. This tendency was more remarkable when the nozzle with a fixed expansion ratio was applied to the engines. The changes of the free stream and wall temperatures proved to be sensitive for only the ignition point for HM engine. The change of the fuel equivalence ratio largely affected the ignition point and the heat release distribution for HM engine, while only the heat release distribution in the downstream of combustor for BS engine.

著者

元田 敏和 塚本 太郎 南 吉紀 濱田 吉郎 Motoda Toshikazu Tsukamoto Taro Minami Yoshinori Hamada Yoshiro

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙航空研究開発機構研究開発報告 = JAXA Research and Development Report (ISSN:13491113)

巻号頁・発行日

vol.JAXA-RR-10-007, 2010-11-30

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リフティングボディ形状の機体は,宇宙往還機の候補の一つとして考えられている.翼胴形状の航空機に比べて再突入時の空力加熱に比較的強い構造であること,より大きなペイロード容積を確保できること,ロケット先端のフェアリング内に収まりやすい形状であることなど有利な点が多い.揚力を利用して飛行するため,カプセル形状に比べればより柔軟な飛行制御が可能となる.その一方で,揚抗比が極めて小さく,飛行性能は通常の航空機に比べ劣り,低速での飛行制御が困難である.特に滑走路への着陸では,低速であるが精度の高い飛行制御が要求される.この技術課題の克服に向け,小型模型を用いたリフティングボディ飛行実験(LIFLEX)が計画された.飛行実証においては,着陸性能を確保する飛行制御系が技術開発の中心となる.実際に想定される外乱や機体モデル誤差などの様々な不確定要因の存在下において,求められる着陸性能を確保する必要がある.本稿では誘導制御系設計の概要について触れた後に,数値シミュレーションによるシステム評価と設計の改善について述べる.まず様々な不確定要素を組み込んだシステムを,数値シミュレーションにより評価した.次に,非線形システムの設計パラメタを直接最適化するために開発した手法を用い,不確定性に対するロバスト性を改善した.さらに今後の開発の参考資料とするため,小型模型実験機である本実験機固有の設計条件を見直し,より一般のシステムに適用可能な条件を用いて,システムを評価した.