著者

宇宙科学研究所(文部省)

出版者

宇宙航空研究開発機構

巻号頁・発行日

no.(81), 1987-12

著者

宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究本部

出版者

宇宙航空研究開発機構

巻号頁・発行日

no.(273), 2003-12

著者

宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所

出版者

宇宙航空研究開発機構

巻号頁・発行日

no.(372), 2012-03

著者

宇宙科学研究所(文部省)

出版者

宇宙航空研究開発機構

巻号頁・発行日

no.(91), 1988-10

著者

霜田 光一

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京大學理工學研究所報告 (ISSN:03716090)

巻号頁・発行日

vol.2, no.7, pp.107-112, 1948-08-20

著者

平尾 収

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.1, 1966-03

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

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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

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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

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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

渡辺 安 村上 哲 藤原 仁志

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.3, pp.1-33, 2004-03

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2次元超音速インテークでは,超音速ディフューザ部の側壁形状はインテークの空力性能に大きく影響をおよぼす部分であり,側壁形状が空力性能に及ぼす影響を明らかにすることを目的として,風洞試験およびCFD解析を実施した。側壁形状の影響が顕著に現れるマッハ1.5以上の条件に対して風洞試験を行ない,横流れ偏角やランプ可変形状が異なる条件における空力特性を取得し,側壁形状の影響を詳細に調べた。その結果,バズが発生するまでの亜臨界作動域における安定な作動域は側壁が大きいほど広く,性能が良いことが明らかとなった。一方,超臨界作動域では,マッハ数が高く側壁が大きいほど,また横流れ偏角が大きいほど亜音速ディフューザ内の流れは剥離しやすくなり,性能が低下することがわかった。さらにCFD解析により,インテークの流れ構造を詳細に調べた結果,側壁形状はサイドスピレージに影響を及ぼすため,インテークに流入する流管形状が変化し,その結果として,小さい側壁形状ではバズが発生しやすいことが明らかとなった。また,大きい側壁形状では衝撃波システムの逆圧力勾配の影響で,剥離しやすい境界層が亜音速ディフューザに流入することがわかった。そして,境界層の形状係数が有る程度以上になると,亜音速ディフューザ内で境界層剥離が生じ,空力性能が低下することが明らかとなった。

著者

施 勤忠 安藤 成将

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.P1-14, 2005-02

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宇宙機には衛星分離機構、ソーラパネルやアンテナなどコンポーネントの展開機構に火工品が広く採用されている。これら機構の作動による衝撃は数千G に及ぶ非常に高い加速度と数十kHz の高周波成分が生じる。その結果、多くの場合において、加速度センサへ過大な応力が印加されることなどによって計測された加速度に「ゼロシフト」が発生してしまう。このようなゼロシフトを「完璧に」防ぐ方法はないと考えられているが、宇宙機開発の検証試験現場においては、実用上使用可能補正手法の開発が望まれている。本稿では、実用上重要な2 つの課題であるゼロシフトの判定方法、及び補正手法の手順の確立や信頼性について検討した。ゼロシフトの判定方法については、正・負SRS(Shock Response Spectrum)による判定法と速度による判定法がある。補正手法については、衝撃などの瞬時現象に最も適しているウェーブレットを用いた補正手法の手順を確立し、手法の信頼性について基礎実験による検証を行ない、本手法の有効性を確認した。

著者

高野 忠 山田 隆弘 周東 晃四郎 金川 信康 田中 俊之

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙科学研究所報告. 特集 (ISSN:02859920)

巻号頁・発行日

vol.28, pp.1-10, 1991-03

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1990年1月24日に打ち上げられた「ひてん」OBC(搭載コンピュータ)を用いたフォールトトレランス実験の概要及び結果について報告する。本実験は, (1)人為的に発生させた誤りへのシステムの対応, (2)軌道上での稼働状況を見るものである。人為的に発生させた誤りに対してはシステムは設計仕様通り動作することを確認した。軌道上での稼働状況監視については, 誤り発生を記録する機能を打ち上げ後にOBCへのリモートローディングにより追加した。この機能により7月5日14 : 16(UT)から8月3日10 : 05(UT)の28.86日間に, RAMでSEUによって8回の1ビット誤りが観測された。このうち7月26日02 : 09 : 14(UT)にCell Cで発生したSEUは, 7月25日22 : 00∿7月26日01 : 51(UT)に発生した重要度2Nの太陽フレアの影響と見られ, 他のSEUは太陽フレアとの相関は認められず, 銀河宇宙線に由来するものと考えられる。

著者

保江 かな子 口石 茂 橋本 敦 村上 桂一 加藤 裕之 中北.和之 渡辺 重哉 菱田 学

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.12, pp.1-18, 2013-03

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風洞試験で計測した模型変形データを用いて, Computational Fluid Dynamics(CFD)表面格子を修正する方法を検討する.JAXAではマーカーを使ったステレオ写真法により風試模型の模型変形量を計測しており,計測したマーカー座標値を使うことで主翼の変形則を同定し,変形後の形状を定義することができる.本報告では,計測したマーカー座標値を使って変形後の形状を同定し, CFDの表面格子が通風時の風試模型形状と一致するように修正する方法を検討する.ここでは三種類の変形手法を検討する.そして,実際に模型の変形量を計測した DLR-F6FX2Bモデルに対して本手法を適用し,変形モデルの検証をおこなう.また,変形前後の形状に対して Reynolds-averaged Navier-Stokes(RANS)解析を実施することで,変形を考慮していない場合と考慮した場合とで空力特性にどの程度影響を及ぼすかを検討する.

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

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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

木村 秀政

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京帝國大學航空研究所報告

巻号頁・発行日

vol.13, no.169, pp.453-471, 1938-09

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In this report, some problems concerning the corrections to the measured results of take off run of an aeroplane are discussed. All the examples of test results referred to are those on the Koken long-range monoplane on a concrete runway. The take off run of an aeroplane depends to a large extent on how the aeroplane is piloted at the moment of leaving the ground, that is to say, at what speed the aeroplane takes off. Since the personal difference of the pilotage is unavoidable, the results of take off tests on an aeroplane, though corrected to the no wind and standard atmospheric conditions, are very scattered, as shown, for example, in Fig. 10, where measured take off runs are plotted against weight. In order to use the test results for the purpose of the estimation of take off run at the overloaded condition, or for the comparison of take off characteristics between different propellers, the effect of the personal difference must be eliminated. The method of reduction is simple and practical as the following. (1) Plotting the measured take off speeds, corrected to the no wind condition, against weight, draw the mean take off speed curve as shown in Fig. 7. (2) Calculate or measure Δs, the variation of take off run, due to ΔV, the difference between the actual take off speed and the mean value, as shown in Fig. 8. Using these two figures, the measured take off run will be easily reduced to that if the aeroplane took off at the mean speed. By the reduction above described, all the measured results shown in Fig. 10 will lie on a fair curve, as shown in Fig 11, which coincide with the curve of the calculated take off run at a constant angle of incidence (in this case 5°). By the extrapolation of the curve, the author estimated that the take off run with a gross weight of 9200 kg would be 1350m at no wind, while the probable variation due to a personal difference of pilotage at the moment of take off would be ±150m. The actual measured results on Ioth and 13th of May, this year, on the latter day our long-range monoplane started on the record breaking attempt, were 1170m and 1380m respectively when corrected to the no wind condition, and agreed very well with the author's estimation. In this paper, the effect of wind on the take off run is also discussed. The conclusion is that when the take off is into a wind velocity v_1, the effect of wind can be corrected by the following formula, s_0=s_1+v_1t_1+(s)_0→v_1 where s_0 take off run at no wind s_1 take off run at v_1 t_1 take off time at v_1 (s)_0→v_1 distance required to attain v_1 and that the term (s)_0→v_1, which has been often neglected, can be obtained by a diagram as shown, for example, in Fig. 3.

著者

近藤 政市

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京帝國大學航空研究所彙報

巻号頁・発行日

vol.92, pp.237-248, 1932-04

著者

牧野 忠男 山本 博聖 関口 宏之

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙科学研究所報告. 特集 (ISSN:02859920)

巻号頁・発行日

vol.9, pp.63-71, 1984-03

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1981年9月5日, 1000JSTに内ノ浦から打ち上げられたロケットS-520-4号機でIR Atmospheric Band Dayglowの測定を行った。搭載された装置は1984年に予定されている人工衛星EXOS-Cにおいて中間圏オゾン観測に使用される装置と同種であり, 今回のロケット実験はこの装置のフライトテストの目的で行われた。用いられたフィルター分光による1.27μm赤外放射計は, 3枚の平面鏡, カメラレンズ, チョッパー, PbS array検出素子から成っている。PbS arrayは4素子×5素子から成り, サーモクーラーで∿-4℃に冷却して使用した。ロケット実験によって以下の結果が得られた。(1) この装置はフライト中順調に動作した, (2) 海及び雲による1.27μm太陽光散乱強度が得られた, (3) 衛星からの測定において, さまたげとなる視野外からのもれこみ光量は十分低く押えられていた。またロケット下降時のデータから導出された昼間における中間圏オゾン密度は, 従来の薄明時での様相とほぼ一致するものであった。

著者

苅田 丈士 工藤 賢司

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.3, pp.1-23, 2004-03

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シミュレーションモデルを用いて、単段式スペースプレーン用固定形状複合サイクルエンジンの作動状態およびエンジン性能を計算した。求められたエンジン内の諸量を用いてエンジンの冷却要求、スペースプレーンのピッチングモーメントについて検討した。エンジンはエジェクタージェット、ラムジェット、スクラムジェット、ロケットの各モードで作動する。エンジン作動中は固定形状とした。エジェクタージェットモードおよびラムジェットモードではエンジン出口に第2スロートを設けることなく、亜音速燃焼ガスをチョークさせる。推進剤は液体水素、液体酸素である。高飛行マッハ数域では冷却剤流量が量論混合比流量を上回り、マッハ9以上では比推力の低下をもたらした。空気吸込み式エンジンの有効適用範囲はマッハ11までであった。エンジンはスペースプレーン下面に取り付けられることが想定されている。このような取り付け状態であっても、空気力の作用しない宇宙で、機体のピッチングモーメントは釣り合いを取ることができることを示した。

著者

雛田 元紀 塚本 茂樹 小野島 昇 本田 雅久

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙科学研究所報告 特集 (ISSN:02859920)

巻号頁・発行日

no.29, pp.p75-86, 1991-06

著者

宇宙科学研究所編 山田 隆弘

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

pp.3-200, 1997

被引用文献数

1

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本報告は, 宇宙実験・観測フリーフライヤー(SFU)の成果をまとめたものである。SFUは, 汎用・多目的のフリーフライヤーであり, 飛行後に回収され, 再飛行を行うことができる。SFUは, 1995年3月18日に宇宙開発事業団のH-IIロケットにより種子島宇宙センターより打ち上げられ, 軌道上で各種の実験・観測を行った。その後, 1996年1月13日にNASAのスペースシャトルにより回収され, 1月20日にケネディ宇宙センターに帰還した。本報告は, SFUのコアシステム(共通部分)について飛行の成果をまとめたものである。SFUの搭載実験の成果については, 別の報告書にまとめられる。本報告書の第1章では, SFUミッションの概要, SFUの開発の経緯, SFUの運用の概要について述べる。第2章では, SFUコアシステムの各々の部分について, (1)概要(主要な機能性能等), (2)軌道上での運用の結果, (3)回収後の試験・検査で判明したことを述べる。第3章では, 打上げ前から帰還後までの各運用のフェーズ毎に運用の結果を説明する。