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This report described results of a trial manufacture and strength tests of full scale model of the tipfin subsystem structure of HOPE-X (H-2 Orbiting Plane-Experimental), which is one of parts where Carbon/Polyimide (C/Pi) materials are used. The tipfin subsystem structure is a front part of the rudder, which is among the parts attached to the main wing tip of HOPE-X, and is inter spar structural parts excluding the leading edge and TPS (Thermal Protection System). The inter spar structures of the tipfin was designed based on the preset design load of the tipfin and the design basis of C/Pi. During manufacture of the test object, technical problems in fabrication were investigated, and data on molding and assembling were acquired, resulting in the construction of the full scale model of the tipfin subsystem structure including integral molding of skin/stringer. Strength tests both at normal and high temperature (260 C) were carried out. Displacements of the manufactured tipfin in the ultimate load test was generally in good agreement with those of FEM (Finite Element Method) analysis, though the test results were slightly larger. Otherwise, no difference was observed in the test results at normal and high temperatures. The test object was confirmed to withstand the design load, indicating that there was no problem in the strength. The results of distortion data in the tests agreed with those of FEM analysis. It was also confirmed that there was no problem in the method of the analysis. In the high temperature (260 C) tests, the test object was heated in an environmental vessel. The temperature distribution on the object was uniform, which confirmed the validity of the high temperature test. Destructive tests were carried out twice. It was confirmed that regions, where C/Pi materials were used, were not damaged at 200 percent LMT (Limit) load. Most parts of this test object were designed with respect to evaluation of buckling. However, no buckling took place in the s, 本報告では、HOPE-X(宇宙往還技術試験機)において、カーボン/ポリイミド(C/Pi)材の適用を計画している部位の1つである、チップフィン実大部分構造の試作および強度試験の結果を示した。ここで述べるチップフィン部分構造は、HOPE-Xの主翼先端に取り付けられる部分のうち、ラダーの前方部分であり、前縁およびTPS(熱防護システム)を除いた桁間構造部である。すでに設定されているチップフィン設計荷重およびC/Pi設計基準に基づきチップフィン桁間構造設計を行った。供試体の製作を実施する中で、工作上の技術課題を検討し、成形、組立などに関するデータを取得し、スキン/ストリンガ一体成形を含むC/Piチップフィンの実大部分構造試作を行った。常温、高温(260度C)での強度試験を実施した。終局荷重試験の変位の結果は、FEM(有限要素法)解析と比べ若干大きいが、概ね一致していると言える。また、常温と高温の試験結果にほとんど差がない。試験供試体は設計荷重に対し耐荷し、強度上問題の無いことが確認できた。また、試験時の供試体各部の歪みなどのデータに関してもFEM解析などの結果と一致し、解析手法にも問題のないことが確認できた。高温(260度C)試験は、環境槽で加熱を行ったが、試験時の供試体温度はほぼ均一であり、高温試験の有効性も確認できた。破壊試験を2回実施した。C/Pi材の部位については、200%LMT(制限荷重)において、破壊せず健全であることが確認できた。本供試体の大部分が座屈評定の設計であるが、強度試験において座屈は生じなかった。C/Pi材の実機適用の目途がついた。

The following subjects are described: the pulsating wind tunnel and Magnetic Suspension Balance System (MSBS), application of pressure and temperature sensitive paints to the cryogenic wind tunnel studies, PIV (Particle Image Velocimetry) using pulsed YAG (Yttrium Aluminum Garnet) lasers, aerodynamic heating experiments on a HOPE-X (H-2 Orbiting Plane Experimental), a comparative aerodynamic heating test of 09HOPE (H-2 Orbiting Plane) with the NAL hypersonic wind tunnel, a cryogenic wind tunnel test on HOPE model at high Reynolds numbers, and the pressure field imaging camera system., 次のテーマについて記述した。船舶技術研究所の変動風水洞と磁力支持天秤装置(MSBS)、感圧・感温塗料の低温風洞への応用、パルスYAG(イットリウム・アルミニウム・ガーネット)レーザPIV(粒子画像流速測定法)、HOPE-X(宇宙往還技術試験機)模型の空力加熱試験、NAL極超音速風洞における09HOPE(H-2ロケット打ち上げ型有翼回収機)熱対応風試、HOPE極低温高レイノルズ数風洞試験、および光学的圧力分布観測装置。

This report summarizes the proceedings of an ALFLEX (Automatic Landing Flight Experiment) Symposium held on February 28, 1997 at the University of New South Wales, Sydney, Australia. ALFLEX is being developed jointly by the NAL and NASDA. ALFLEX is a dynamically scaled model of HOPE (H-2 Orbiting Plane), and is being developed in order to gain fundamental data for aerodynamic design and thermal protection design for use in the hypersonic HOPE flight. The experiment was conducted at Woomera airfield in Australia, from July 6 to August 15 in 1996. Thirteen automatic landing flights were successfully carried out., 本報告は1997年2月28日にオーストラリアシドニー市にあるニューサウスウェールス大学において行われたALFLEX(小型自動着陸実験)についてのシンポジウムの議事の要約である。ALFLEXは航空宇宙技術研究所と宇宙開発事業団によって共同開発が行われている。ALFLEXはHOPE(H-2ロケット打上げ型有翼往還機)の力学的なスケールモデルであり、超音速のHOPE飛行に用いるための航空力学的設計および熱防護設計の基礎的データを得ることを目的として開発されている。飛行実験は1996年7月6日から8月15日まで、オーストラリアのウーメラ飛行場で行われた。13回の自動着陸実験が成功裏に行われた。

The outline of conducted tests and the aim of BBM (Bread Board Model) development tests of the structure and thermal protection subsystems of HOPE-X (H-2 Orbiting Plane-Experimental) is described. (1) C/Pi (Carbon/Polyimide composite) material, which has a high heat resistant temperature and reduces the weight of TPS (Thermal Protection System), was selected as the material for the development of the main structure. (2) C/C (Carbon/Carbon composite) materials were supposed to be applied to the nose cone and the leading edge of the main wing. Tests were carried out by setting the heat tolerance temperatures between 1,600 C and 1,650 C in the design. (3) Tests of low density tiles which are to be applied to general bottom parts of the airframe, and tests of medium density tiles to be applied to the control surface and the tail unit were carried out. (4) Tests of quilting type flexible thermal insulators to be applied to the front part of the control surface hinge line, around which shock wave occurs, were carried out. (5) Tests of felt type thermal insulators, which are applicable at low temperature range, were carried out. (6) Tests of glass and polyimide thermal insulators to be applied to the main structure interior were carried out. (7) High temperature strength tests of Al alloys that constitute the main structure of HOPE-X were carried out. Furthermore, application of Al-Li was examined with the aim of reducing the weight of the airframe structure. (8) The control surface was tested, with attention to movable/seal parts to prevent the hot gas from entering into the inside of the structure from outside. (9) For the umbilical door which is exposed under reentry conditions, equipment of TPS, security of appropriate seals, and reliability of door checks were confirmed. (10) Each kind of TPS, including interfaces between units, was evaluated by dynamic heating. (11) Surface catalytic reactions of TPS materials were estimated to evaluate heating in the case of real fl, HOPE-X(宇宙往還技術試験機)の構造系および熱防護系に対する開発基礎試験の実施項目の概要とそのねらいについて述べた。(1)耐熱温度が高く、TPS(熱防護系)重量を軽減するC/Pi(カーボン/ポリイミド複合材)を主構造として、開発対象に選定した。(2)ノーズ部および主翼前縁部にC/C(カーボン/カーボン複合材)材の適用を想定し、設計温度を1,600〜1,650度Cと設定して開発試験を実施した。(3)機体下面一般部に低密度タイルを、舵面や尾翼に中密度タイルを適用する開発試験を実施した。(4)衝撃波の発生する舵面ヒンジライン前方部にキルティング可撓断熱材を適用する開発試験を実施した。(5)低温域へ適用するフェルト断熱材の開発試験を実施した。(6)機内断熱材に適用するガラス系断熱材とポリイミド系断熱材の開発試験を実施した。(7)HOPE-Xの主構造を構成するAl合金の高温強度試験を実施した。また、Al-Liについては、機体構造重量の軽量化を目的に適用を検討した。(8)舵面構造については、機体外部からホットガスが構造内部に侵入しないように可動部/シール部に着目して試験した。(9)再突入環境に曝されるアンビリカルドアについては、TPSの装着と適切なシール性の確保、ならびにドアチェックの確実性を確認した。(10)ユニット間のインタフェースも含めたTPS各種の動的加熱による評価を行った。(11)実飛行時における加熱の評価のために、TPS材料の表面触媒性の評価を行った。(12)HOPE-Xの構造外部に適用するTPSと内側の機内断熱材料の音響減衰効果を、内部環境条件の推定のために解析した。新材料・新技術適用性評価項目には、スタンドオフTPS、セラミックタイル、可撓断熱材、CMC(セラミック・マトリクス複合材料)舵面構造、Ti-Al材料、および断熱ファスナがある。

Construction of multidisciplinary aerodynamic analysis system is emphasized for the optimum aerodynamic design of future reusable space transportation vehicles. First, roles of CFD (Computational Fluid Dynamics) simulations are considered through the development process of HOPE-X (H-2 Orbiting Plane Experimental), where parametric computations for the configuration design, validations by comparisons with many hypersonic wind tunnels and high enthalpy shock tunnels, and flight experiments analysis including HYFLEX (Hypersonic Flight Experiment), have been made. In order to evaluate aerodynamic characteristics, more accurately and totally, multidisciplinary simulation must be introduced by coupling several fields of numerical methods. As the first step, CATIA software is introduced to generate configurations of reusable launch vehicle. To solve more complicated flow fields, multiblock grid generation software GRIDGEN is used and CFD analysis is enlarged to transonic flow region to estimate aerodynamic load, totally from launching to reentry phase. Systematic aerodynamic design process which consists of multidisciplinary simulations is needed in total optimum design of future reusable launch vehicle. Finally, information exchange through high speed networks, utilizing data base systems, will be important and preliminary concepts are introduced., 将来の再使用型宇宙往還輸送機の最適空力設計に関して、多分野融合空力解析システムの構築が緊急の課題である。第1に、HOPE-X(宇宙往還技術試験機)の開発過程を通してCFD(数値流体力学)シミュレーションの役割を概観し、飛行形態設計、多くの極超音速風洞と高エンタルピー衝撃風洞試験の比較およびHYFLEX(極超音速飛行実験)を含む飛行実験のパラメトリック計算を行った。空力特性を総合的に更に正確に評価するために、数値的方法のいくつかの分野を結合することによって多分野融合シミュレーションを導入する必要がある。最初のステップとして、CATIAソフトウェアを導入して再使用型発射機の配置を作製した。さらに複雑な流れ場を解くために、多重ブロック格子生成ソフトウェアGRIDGENを使い、CFD解析を超音速流領域へ拡張して、発射から再突入過程まで総合的に空力負荷を評価した。多分野融合シミュレーションからなる体系的な空力設計プロセスは将来の再使用型発射機の総合最適設計に必要である。最後に、データベースシステムを利用する高速ネットワークによる情報交換は重要であり、予備的概念を導入した。

The determination of the return flight path of a winged reentry vehicle is complicated due to various factors including the flight range and aerodynamic heating. A study of the feasible flight corridor according to the gliding capability of the vehicle is useful, which enables a rough estimate of the return flight path of the vehicle. This research could contribute to HOPE-X (H-2 Orbiting Plane Experimental) development by obtaining a feasible flight corridor. The estimation of the return flight path was studied by means of solving a set of equations of motion for the vehicle. A quasi-steady state was defined as a state in which the equations converge to a certain flight path. It was found that the path which satisfied the quasi-steady state was regarded as a feasible path since it roughly coincided with the dynamic path at a fixed L/D (Lift to Drag ratio). Due to the small reentry angle of the quasi-steady state path, this path was regarded as unrealistic althouth it was feasible., 有翼往還機の帰還飛行経路の決定は、考慮すべき因子がさまざまなため、複雑となっている。機材の滑空能力による実現可能な飛行経路を見つけることが有用であり、これにより、機材の帰還飛行経路のおおまかな評価を行うことが可能になる。この研究によって可能な飛行経路を示すことにより、HOPE-X(宇宙往還技術試験機)の開発に貢献できると期待されている。さまざまなL/D条件の準定常状態の経路、速度制動角、バンク角によって、有翼往還機の飛行経路が決まる。準定常状態経路の再突入速度は、円軌道速度に近く、再突入角が小さいために、再突入フェーズにおいては非現実的な経路であると考えられる。他の方法により、準定常状態の方法によって与えられる経路と接続した再突入経路を見つける必要がある。

This test was performed to evaluate and confirm the heat resistance and heat insulating property of the test pieces for the development of structural elements of spacecraft. The test pieces covered in this test included boundary parts whose analytical estimation is difficult, all the materials whose application is supposed in HOPE-X (H-2 Orbiting Plane-Experimental), pieces which had not been subjected to OREX (Orbital Re-entry Experiment)/HYFLEX (Hypersonic Flight Experiment) tests, and pieces where the fixing, exchange and redesign were suggested by the developmental tests of the Space Shuttle. The tests were carried out using the large arc heating wind tunnel (Aerospatiale Co. in France and Boeing Co. in USA). The test conditions of simulation test, such as surface heating rate, surface pressure, and overall calorific power were selected at the values which are expected in the actual spacecraft. The evaluation of the test results can be summarized as follows. Catalytic activities of the surfaces of thermal protection materials for recombination of oxygen atoms and nitrogen atoms were small. The heating rate ratios of the tested materials were about 0.7. In the several test cases of ceramic tiles, the high pressure gradient area, the leg door area and the body flap area, increases of temperature were detected, which were supposedly due to the local heating. However, no troubles happened, which were directly associated with these temperature rises. Therefore, the current specifications of thermal protection systems were confirmed to be almost valid. In the rudder surface parts, the inflow of high temperature air streams from test piece surfaces of the body flap parts was estimated to be negligible. The basic validity of the sealing function of the sliding parts was confirmed from this estimation. In the rudder sliding parts, the heat resistant coating of Inconnel alloy surface showed deterioration after every test which is equivalent to one flight. The structure st, 本試験は、構造要素の耐熱性・断熱性の評価・確認を行う目的で実施した。今回の試験で対象とした部位は、解析では把握できない境界部、HOPE-X(宇宙往還技術試験機)への適用候補の全材料、OREX(軌道再突入実験機)/HYFLEX(極超高速飛行実験機)で未評価の部位、およびシャトル開発試験で補修・交換・再設計が必要になった部位とした。アーク加熱風洞(フランス・アエロスペーシャル社およびアメリカ・ボーイング社)を使用して試験を実施した。試験摸擬条件として、表面加熱率、表面圧力、総加熱量を実機相当とするように設定した。試験結果の評価は、以下のようになる。酸素/窒素解離原子の再結合に対する熱防護材料表面の触媒性は低く、各材料の加熱率比率は約0.7であった。セラミックタイル、高圧力勾配部、脚扉部、ボディフラップ部などのいくつかの試験ケースで、局所加熱現象と思われる温度上昇データを取得したが、それが直接の原因と考えられる不具合は発生していないため、現状の熱防護材仕様で概ね妥当であることが確認された。舵面摺動部において、ボディフラップ部では、供試体表面からの高温気流侵入は無視し得る程度と推定され、摺動部シール機能の基本的な成立性が確認された。ラダー摺動部に関しては、インコネル合金表面の耐熱コーティングに1フライト相当試験毎に劣化が見られた。本部位には、構造様式の見直しとともに再試験/再評価が必要である。ピロータイプギャップフィラーにおいては、高圧力勾配部でギャップフィラーの脱落があり、基本仕様の見直しが必要と判断した。圧力勾配の小さい領域への適用については、基本的な熱的成立性が確認された。

In HOPE-X (H-2 Orbiting Plane-Experimental), TPS (Thermal Protection System) of ceramic tiles is used in order to protect the airframe itself and onboard equipment. This report describes outlines of the BBM (Bread Board Model) development test on TPS of medium density ceramic tiles and detailed results of dynamic heating tests. The ceramic tile TPS consists of the following: (1) ceramic tiles of low density and low thermal conductivity (specific gravity is 0.10 or 0.19, thermal conductivity is from 0.06 to 0.5 W/(mK)); (2) black and white glass coatings for improvement of optical property and surface protection; (3) SIP (Strain Isolation Pad) for smoothing out the deformation differences between the airframe and the ceramic tile; (4) tile gaps for the prevention of interference among tiles; (5) a layer type or pillow type gap filler for the prevention of overheating of gap parts; and (6) the aramid fiber filler bar for the prevention of direct exposure of the part of the airframe directly under the gap to the hot gas. Eight samples of three types of the test case, namely, of stagnated points, of stagnated points (with gap filler), and of a flat board (with gap filler), were subjected to the dynamic heating test by means of the arc heated wind tunnel of 750 kW. The medium density ceramic tiles showed a satisfactory heat resistant property, together with the heat resistant property of the surface coating. However, a coating of the pillow type gap filler was indicated to be necessary for the prevention of hot gas invasion and for an improvement of its radiation coefficient at high temperatures. It was shown that several kinds of corrections such as a resistance correction, a bias correction and a scattering correction are necessary in order to integrate the test results effectively into the airframe design of HOPE-X. The magnitudes of those corrections were proposed quantitatively., HOPE-X(宇宙往還技術試験機)では、飛行中に発生する表面の加熱から機体や機内搭載品を守るため、TPS(熱防護システム)としてセラミックタイル熱防護材を使用する。本報では、中密度のセラミックタイルを用いたTPS開発基礎試験の概要を、特に動的加熱試験の詳細について報告する。セラミックタイルTPSは、(1)低密度・低熱伝導率のセラミックタイル(比重:0.10または0.19、熱伝導率:0.06〜0.5W/(mK))、(2)光学特性向上と表面保護のための黒色および白色のガラスコーティング、(3)機体構造とセラミックタイルの変形差を吸収するSIP(歪み遮断パッド)、(4)タイル間干渉を防止するためのタイル間ギャップ、(5)ギャップ部の加熱を防止するための、レイヤタイプまたはピロータイプのギャップフィラー、および(6)ギャップ直下の機体構造が直接ホットガスに曝されるのを防止するアラミド繊維製フィラーバー、から構成される。(1)澱み点加熱試験用、(2)澱み点加熱試験用(ギャップフィラー有り)、および(3)平板加熱試験用(ギャップフィラー有り)の3種類の8供試体について、750kWアーク加熱風洞による動的加熱試験を実施した。その結果、中密度セラミックタイルの耐熱性は、コーティングを含めて満足すべきものであった。ピロータイプギャップフィラーには、気流侵入防止と高温時輻射率向上のためのコーティングを施す必要が示された。試験結果を、HOPE-X機体設計に反映させるために、耐久性補正、バイアス補正、ばらつき補正などが必要であることを示し、それらの数値を提示した。

A high-speed flight demonstration program has been planned to investigate transonic aerodynamic characteristics of the HOPE-X (H-2 Orbiting Plane-Experimental) unmanned re-entry vehicle. The flight demonstrator used in this program has a Pitot-boom for ADS (Air Data System) on its nose-tip. As a preparation for this program, numerical simulations of transonic flows about this flight demonstrator were executed in order to estimate the aerodynamic effect of the Pitot-boom. The CFD (Computational Fluid Dynamics) code used here is based on Reynolds averaged Navier-Stokes equations discretized using an FVM (Finite Volume Method) with a TVD (Total Variation Diminishing) upwind scheme. The computational grids used here are multi-block structured ones consisting of four blocks. Total number of the grid-points is about 0.6 millions. The CFD results show that the aerodynamic effect of Pitot-boom is very small., 無人往還機HOPE-X(宇宙往還技術機)の遷音速空力特性を調べるための高速飛行実証プログラムを計画した。この計画で使用される飛行実証機には、機首先端にADS(空気データシステム)のためのピトーブームが取り付けられた。この計画の準備として、ピトーブームの空力的影響を評価するために、この飛行実証機周囲の遷音速流の数値シミュレーションを行った。ここで使用したCFD(計算流体力学)コードは風上TVD(全変動減少)スキームを適用したFVM法(有限体積法)を使って差分化した、レイノルズ数平均化ナビエ-ストークス方程式に基づいている。ここで使用した計算格子は、4個のブロックからなるマルチブロック構造格子で、格子点の総数は約60万である。CFDシミュレーションの結果はピトーブームの空力的影響が非常に小さいことを示している。

In order to validate real gas CFD (Computational Fluid Dynamics) code and construct appropriate real gas models, analysis of HEK (High Enthalpy shock tunnel at Kakuda Research Center), high enthalpy shock tunnel experiment is made by using one temperature chemically nonequilibrium CFD code. Aerothermodynamic heating distributions on the windward surface of HYFLEX (Hypersonic Flight Experiment) six percent model are compared in detail. Four test conditions in HEK are selected to investigate enthalpy and binary scaling effects on heating characteristics and good agreements are obtained. To extrapolate data from ground to flight, real gas computations are also made for HYFLEX flight conditions at catalytic and non-catalytic wall assumptions. On the other hands, at high altitude and high mach numbers like HOPE-X (H-2 Orbiting Plane Experimental) reentry flight, trim capability of high angle attack is an important design factor. To investigate real gas effects of these aerodynamic characteristics, calculations are made around space shuttle configuration along its trajectory from mach number five to 26. Real gas effects on center of pressure locations are compared well with the shuttle OADB data., 実在気体CFD(数値流体力学)コードを確認して適切な実在気体モデルを構築するために、1温度で化学的に非平衡のCFDコードを使ってHEK(角田宇宙推進技術研究センター高エンタルピー衝撃風洞)実験を解析した。HYFLEX(極超音速飛行実験)6%モデルの風上表面における空力加熱分布を詳細に比較した。HEKについて4テスト条件を選択して、加熱特性に対するエンタルピーと2成分スケーリングの効果を研究し、良い一致を得た。データを地上から飛行へ補外するために、触媒および非触媒壁条件におけるHYFLEX飛行条件について実在気体計算を行った。一方、HOPE-X(宇宙往還技術試験機)再突入飛行のような高高度高マッハ数において、高角度アタックのトリム能力が重要な設計指標となる。これらの空力特性に対する実在気体の効果を研究するために、マッハ数が5から26までのスペースシャトルの軌道に沿った配置周囲で計算を行った。圧力位置の中心に対する実在気体の効果をシャトルのOADBデータと良く対比した。

As a part of the design of the HOPE-X (H-2 Orbiting Plane-Experimental) main frame, the design data were obtained on the composite materials for the inside heat insulation, the selection, performance and characteristics of installed parts. The vibration and thermal tests were carried out on the structure in unit configuration. Since the thermal insulators are expected for the application to the inside surface of the body front where antenna and measuring systems are concentrated, the simplicity of mounting and dismounting, and the heat resistance up to 192 C are required. Solimide TA-301 (nominal density of 8.7 kg/cu m) and TG-15000 (nominal density of 28.8 kg/cu m) were adopted as the insulation matrix, and KANEKA KC-50B for the covering materials. The parts were installed by a stem disc system. When thermal tests equivalent to twenty flights were applied to TA-301 samples, no changes were observed in the external appearance, size, and weight as well as the thermal conductivity and the specific heat before and after heating. The heat resistance tests of the covering materials were performed, under the similar conditions as above. No changes were found in the appearance, size, and surface emissivity. Though there were some problems on the heat resistance of the plastic disc, the heat resistance was improved sufficiently for practical use by the addition of aluminum plates. There were problems in the durability to repeated mounting and dismounting. Countermeasures, such as a limit to the number of the repeating of mounting and dismounting before launching, and prohibition of their reuse after flight are considered necessary. The unit vibration tests showed satisfactory vibration durability by the application of a doubler., HOPE-X(宇宙往還技術試験機)の機体構造設計において、機内断熱材の構成材料、部品の選定と性能、特性に関する設計データを取得するとともに、ユニット形態での振動試験および熱試験を実施した。本試験では、機内各部のうち、アンテナや実験計測系が集中する前胴構造内面への適用を想定するので、断熱材には取り付け、取り外しの簡便性が要求され、また192度Cの耐熱要求が課せられる。断熱材母材にはSolimide TA-301(ノミナル密度8.7kg/立方メートル)とTG-15000(ノミナル密度28.8kg/立方メートル)を選定し、カバー材にはKANEKA KC-50Bを採用した。取り付け部品はステムディスク方式によった。断熱材耐熱性試験では、TA-301供試体に20フライト分の加熱負荷を施したが、外観、寸法、重量の外、熱伝導率にも比熱にも加熱前後の変化はみられなかった。カバー材耐熱性試験においても、20フライト分の加熱を負荷したが、外観、寸法、表面放射率ともに、加熱前後での変化はなかった。取付部品耐熱性試験では、樹脂ディスクの耐熱性に問題があったが、アルミプレートの追加により実用可能なまでに改善された。脱着の繰り返し耐久性には問題があり、打ち上げ前の脱着回数に制限を加え、再使用不可とするなどの対策が必要である。ユニット振動試験においては、ダブラを当てるなどの対策により充分な耐振動性を得た。

The following topics were discussed: spaceplane development plan, H-2A rocket, HOPE-X (H-2 Orbiting Plane Experiment), ALFLEX (Automatic Landing Flight Experiment), J-1 rocket, and status of HYFLEX (Hypersonic Flight Experiment) development such as trajectory design, navigation system, flight control, electrical components, aerothermodynamic characteristics, aerodynamics, measurement program, aerodynamic heating, ADS (Air Data Sensor) measurement, gas jet interaction, and thermal protection system., 以下の主題を論じた。宇宙往還機開発計画、H-2Aロケット、HOPE-X(宇宙往還技術試験機)、ALFLEX(小型自動着陸実験)、J-1ロケット、飛行経路設計、航法系、姿勢制御、電気系、熱特性、空力特性、計測計画、空力加熱計測、ADS(大気データセンサ)計測、ガスジェット干渉、および熱防護系などのHYFLEX(極超音速飛行実験)の開発の現況。

NAL and NASDA built a large High-Enthalpy Shock Tunnel HIEST for the HOPE-X (H-2 Orbiting Plane-Experimental) and scramjet developments and have carried out various calibration tests and aerothermodynamic tests since the HIEST became operational in 1997. In the present paper, the basic performance of the facility evaluated in the initial calibration tests, influence of nozzle throat melting on flow quality, initial results of force measurement about HOPE-X and influence of the shock/shock interaction on heat flux fluctuation are reported., 航空宇宙技術研究所と宇宙開発事業団は共同で、HOPE-X(宇宙往還技術試験機)およびスクラムジェットエンジンの研究開発のための大型高温衝撃風洞HIESTを建設した。このHIESTが1997年に運転を開始して以来、各種の校正試験および空気熱力学試験を行ってきた。本論文では、初期校正試験で評価した設備の基礎的性能、ノズルスロート溶融が気流に及ぼす影響、HOPE-Xに関する力計測の初期結果、および衝撃波/衝撃波相互作用が熱流速変動に及ぼす影響について報告する。

This report is a data book which summarizes the estimated aerodynamic characteristics of HOPE-X (H-2 Orbiting Plane Experimental). The estimated values are based on the finalized tip fin configuration FY09 at the time of the designed form of 1997FY. HOPE-X was a reusable spacecraft which was being developed jointly by National Space Development Agency and National Aerospace Laboratory, with the objectives of the early establishment of the main technologies for the reusable space transportation system as a low-cost tool for reaching an orbit. HOPE-X was scheduled to be launched from Tanegashima Space Center by means of the one-stage H-2A rocket, to make one elliptical orbit, to be deorbited, to make a reentry to the atmosphere, and to land at a destination after completing a gliding phase. The estimated or measured parameters were the following: (1) the pitching moment and the viscous interference effect among the vertical characteristics; and (2) the side force coefficient among the lateral direction characteristics., この報告は、宇宙往還技術試験機(HOPE-X)開発におけるチップフィン形態での最終検討形状であるFY09形状(1997年度設計時点での形状)の空力特性推定値をまとめたデータブックである。HOPE-Xは、軌道上への安価な輸送手段である、再使用型宇宙輸送システムの主要な技術を早期に確立することを目的として、宇宙開発事業団および航空宇宙技術研究所が共同開発中のロケット打上げ型の、再使用宇宙往還機であった。HOPE-Xは種子島宇宙センターから1段式H-2Aロケットにより打ち上げられ、楕円軌道を1周回後に軌道脱離を行い、大気圏へ再突入、滑空を経て所定の着陸場へ着陸する予定であった。推定および計測パラメータは次の通りであった。(1)縦特性のうちのピッチングモーメント係数と粘性干渉効果、および(2)横方向特性のうちの横力係数。

For a full-scale C/C (Carbon/Carbon composite material) subsystem structure test object which simulated nose the cap of HOPE-X (H-2 Orbiting Plane-Experimental), static strength tests were performed to estimate stability of the test object and to validate the strength of the nose cap design. The strength test was carried out on the nose cap test object and parts attached to the aluminum main structure. The outside surface of the test object attached to jig was covered with a film and the enclosed was evacuated. Loads were applied in the way of uniform pressures from the outside surface of the test object. Loaded pressure was set to simulate the reaction force at attached parts, based on the conditions of the dynamic pressure in the flight environment at launching. It was confirmed that the test object showed load resistance without destruction and without detrimental deformation in the four tested cases. There was no serious problem in the designed strength. A comparison between the breaking strain diagram obtained in the destructive test and analytical values was made. Loaded weights were expressed in the scale where the load gauge pressure of 0.253 kgf/(sq cm) was set at 100 percent. The trend of strain at the C/C part changed in the region above around 200 percent of the loaded weight, and destruction occurred in the C/C flange part at 340 percent. In a visual inspection after tests, several small cracks of around 1 mm in diameter were observed near the strain gauge. Test values and analytical values of FEM (Finite Element Method) agreed relatively well in the range of a linear load strain relationship., HOPE-X(宇宙往還技術試験機)のノーズキャップを模擬した実寸大のC/C(カーボン/カーボン複合材)部分構造試作供試体について、供試体の安定性およびノーズキャップ部設計の強度的な妥当性を評価するために、静強度試験を行った。本強度試験は、ノーズキャップの実寸大部分構造試作供試体と、アルミ主構造への取り付け部品を対象に試験を行った。本試験では、治具上に取り付けたノーズキャップ供試体の外表面側にフィルムを被せ、ノーズキャップ供試体と治具とに囲まれた空間を真空ポンプで減圧することにより、供試体外表面側より一様な圧力を加えて荷重を負荷した。負荷圧力は、打上時飛行環境の動圧条件に基づき取付部反力を模擬するように設定した。打上時の荷重を想定した4つの試験ケースでは、供試体は破壊することなく、また有害な変形を生じることなく耐荷し、強度設計上重大な問題がないことを確認できた。破壊試験での破壊歪線図と解析値との比較を示した。負荷荷重は、負荷ゲージ圧力(0.253kgf/平方センチメートル)を100%とした。負荷荷重200%を越えたあたりからC/C部で歪の傾向が変化し、340%でC/Cフランジ部での破壊が発生した。試験後の供試体点検で、当該歪ゲージ近傍に直径1mm程度の小さなクラックを数箇所目視確認できた。試験値とFEM(有限要素法)解析値は、負荷-歪関係の線形領域の範囲において比較的良く一致した。

This research aimed at developing a structural weight estimation computer program, which was useful for parametric studies. The weight estimation method used the process of piling up structural elements' weight, which was determined by static strength analysis. The input parameters were vehicle geometry, structural arrangement, load conditions and material data. The computational flow introduced an iteration process between load calculations and mass summations, so that convergence judgment parameter could be the primary structural mass. The static strength analysis determined the cross section areas of structural beam elements and the thickness of structural shell elements under the condition of zero strength margins. Verification was made on the HOPE-X (H-2 Orbiting Plane Experimental) configuration in comparison with FEM (Finite Element Method) weight analysis. The estimated weight difference was about 15 percent. Body stringer pitch optimization was performed on the same configuration, which showed that the program was able to quickly calculate the corresponding structural weight to the input parameter changes. Structure mass sensitivity to load levels was analyzed on the body mass, the wing mass and the tip fin mass, which showed the necessary amount of load level reduction for the goal of the target weight., 助変数的入力変化が可能な構造重量推算法コンピュータ・プログラムを開発した。これは、静強度解析に基づいた各構造部位重量を加算する手順によった。入力変数は飛翔体形状、構造配置、荷重条件および材質データであった。コンピュータ・プログラムでは、荷重計算と重量積分の間に繰り返し計算過程を導入し、計算収束判定は主構造重量について行った。静強度解析は、縦通材の断面積と、外板の板厚を決定した。これには、強度余裕は存在していない。検証として、HOPE-X(宇宙往還技術試験機)形状について、有限要素法重量解析と比較した。結果は、15%の差異を生じた。また、胴体縦通材ピッチ最適化計算を実施した。結果は、入力変化に対して、構造重量が迅速に出力した。さらに、荷重レベル変化に対する構造各部位重量の感度も検討した。この結果、目標重量を達成する荷重レベルの引き下げ量が明らかになった。

NAL and NASDA have been engaged in collaborative studies and experiments since the first half of 1980's purposing establishment of HOPE (H-2 Orbiting Plane) system and its main elemental technology. The historical details, outline of experiments, and HOPE project relating to future plan are summarized., NALとNASDAは、将来の多様な宇宙活動の安定的展開に不可欠な宇宙往還輸送システムを確立するため、1980年代前半以来、有翼往還機(HOPE)のシステム技術および主要な要素技術の確立を目的として共同作業を行ってきた。その開発の経緯、実験の概要、HOPE計画と将来構想について概説した。

As a part of the HOPE-X (H-2 Orbiting Plane-Experimental) development, tests were carried out in order to evaluate quantitatively the catalytic activity of the surface of C/C (Carbon/Carbon composite material) thermal protection materials using a plasma wind channel. HF (High Frequency) Plasmatron U-13 at TsNIIMASH (Central Scientific Research Institute of Machine Building) in Russia was used as the plasma wind channel. The temperature of the test objects (thermocouples for the rear side and radiation thermometers for the front side), the gas flow rate, the pressure and the discharge power were obtained at the plasma heating tests under various conditions on different test objects. The important parameters such as the catalytic recombination rate constant, and the ratio of the heating rate of the test object to that of the Cu calorimeter which is the calibration catalyst of a unit, q/qFC were estimated. The value of q/qFC was in the range from 0.36 to 0.46 in both atmospheres of air and nitrogen. The type of the coating, which was used in OREX (Orbital Re-entry Experiment), has thus demonstrated a great effect on suppression of the heating rate against the reference catalyst. Values of the recombination rate constant were determined to be 0.7 to 1.8 m/s, 0.6 to 2.2 m/s, and 0.3 to 2.0 m/s for the air, nitrogen, and oxygen respectively. These low values demonstrate that the test objects have a sufficiently low catalytic activity. In conclusion, the OREX type coating is the material of low catalytic activity equivalent to the SiO2-B2O3 glass coating, which was evaluated as having low catalysts activity in USA and Russia., 本試験では、HOPE-X(宇宙往還技術試験機)の設計のための検討の一部として、C/C(カーボン/カーボン複合材)熱防護材の表面触媒性を定量的に評価するため、プラズマ風洞を用いて試験を実施した。プラズマ風洞には、ロシアTsNIIMASH(機械製作中央研究所)所有のHF(高周波)プラズマトロンU-13を使用した。各種条件で各種供試体のプラズマ加熱試験を実施し、供試体の温度(裏面は熱電対、表面は放射温度計で測定)、ガス流量、圧力、放電出力などを計測し、触媒再結合速度定数、供試体の加熱率と、校正用完全触媒材料であるCuの加熱率との比率q/qFCの見積もりを行った。q/qFCの値は、空気中と窒素中とでほとんど差がなく0.36〜0.46の範囲にあった。この結果、OREX(軌道再突入実験機)タイプコーティングは、完全触媒材料に対する加熱率低減効果が大きいことを示した。再結合の速度定数は、空気で0.7〜1.8m/s、窒素で0.6〜2.2m/s、および酸素で0.3〜2.0m/sとなって、いずれも小さい値を示し、供試体材料は低触媒性材料であることが示された。以上の結果、OREX用コーティングが、アメリカやロシアで評価されたSi2O3-B2O3系ガラス質コーティングと同等の低触媒性材料であることが確認できた。

The H-2 Orbiting Plane-Experimental (HOPE-X) program is to develop the main technologies necessary for unmanned winged recovery space vehicle on the bases of precursor elemental flight experiments such as OREX (Orbital Reentry Experiment), HYFLEX (Hypersonic Flight Experiment) and ALFLEX (Automatic Landing Flight Experiment) and demonstrate them through the flight experiment of operational size vehicle. At present, HOPE-X program is in research and development phase and various efforts for system design and fundamental technologies are being conducted through the cooperational works between the National Aerospace Laboratory (NAL) and the National Space Development Agency of Japan (NASDA)., 宇宙往還技術試験機(HOPE-X)計画は、要素技術取得を目的とした飛行実験であるOREX(軌道再突入実験機), HYFLEX(極超音速飛行実験)およびALFLEX(小型自動着陸実験)の飛行成果に基づき、無人有翼往還機に必要とされる主要技術を開発するとともに、実用機規模の試験機を飛行させることにより、それらの技術の実証を図るものである。現在、HOPE-X計画は開発研究の段階にあり、航空宇宙技術研究所と宇宙開発事業団の共同作業として、システム設計・開発基礎試験などの作業を実施中である。

In the design of HOPE-X (H-2 Orbiting Plane-Experimental), parts such as the nose cap and the Leading Edge (LE) of the main wing, which have small radii of curvature and become stagnation points, are to be constructed with the hot structure by making use of Carbon/Carbon composite material (C/C), which has a heat resistance above 1,500 C. In this study, C/C hot structure LE of the main wing was manufactured to establish molding technology, and to confirm its feasibility by conducting strength tests. The manufactured LE has a three dimensional contour and a shell structure in which two kinds of ribs (side and end ribs) were attached to the skin by integral molding, which in turn composes one part of the external shape. Manufacturing, strength and thermal tests were carried out. Estimated breaking load in the analysis, in which the effect of shear pins on the strength was considered, was regarded as the ULT (Ultimate) load (= 125 percent LMT (Limit) load), and a uniform pressure of 0.099 kgf/(sq cm) was regarded as the LMT load. After the data acquisition at 220 percent of the LMT load, test object fractured during increasing load up to 225 percent of the LMT load. The outer board rib fractured by the tensile load at the strain gauge position where the tensile stress was the largest. Subsequently, a tensile fracture in the inner board rib and a compressive one in the outer board rib occurred. Although the allowable tensile strain of C/C composite material is 2,280 microns (tensile stress of 21.1 kgf/(sq mm)), the test object fractured at a strain above 5,324 microns, which is about 2.3 times the allowable tensile strain. Through these tests, the method of determining the board thickness of parts for reducing risks at manufacturing was learnt, and much knowledge concerning the strength/stiffness design method was obtained., HOPE-X(宇宙往還技術試験機)の設計において、ノーズキャップや主翼前縁(LE)などの曲率半径が小さく、かつ淀み点となる部分は、1,500度C以上の耐熱性を有するカーボン複合材(C/C)を用いたホットストラクチャとすることが計画されている。本試験では、C/C材によるLEホットストラクチャの試作を行い、成形加工技術の確立を行うとともに、強度試験などによる成立性の確認を行った。今回試作したLEは3次元コンタを有し、機体の外形形状の一部となるスキンに、機体に取り付けるための2種類(サイドリブおよびエンドリブ)のリブが、一体成形によって取り付けられたシェル構造である。工作試験、強度試験および熱試験を実施した。シアピンの影響を考慮した解析での予想破壊荷重をULT(終極)荷重(=125%LMT(制限)荷重)と考え、一様圧力0.099kgf/(sq cm)をLMT荷重とした。供試体は220%LMTでのデータ取得後、225%LMTまで荷重を増加させる途中で破壊した。外舷側のリブが最も引張応力の大きい歪ゲージ位置で引張破壊し、その後、内舷側のリブの引張破壊、外舷側リブの圧縮破壊が発生した。C/C材の引張許容歪は2,280マイクロ秒(引張応力21.2kgf/(sq mm))であるが、供試体はその約2.3倍の5,324マイクロ秒以上の歪で破壊した。試験を通じて、製造時のリスクを低減するための部品板厚設定方法や、強度・剛性設計手法に関する多くの知見を得た。

To obtain the aerodynamic heating data of HOPE-X (H-2 Orbiting Plane Experimental), the design of which is now in progress, experiments placed by NASDA were performed at AEDC (Arnold Engineering Development Center) VKF (Von Karman gas dynamics Facility) tunnel B, C in 1996 and 1997. A comparison test has been performed at the NAL hypersonic wind tunnel and the results are reported here. The model is a 3.6 percent HOPE (H-2 Orbiting Plane) of the reference length 576 mm. In the experiment, the aerodynamic heating is measured by about 400 heating rate sensors embedded on the surface of the model. Although the data are not completely corresponding to the AEDC case, 14 runs of 43 cases of experiments have been performed., 現在設計が進められている有翼宇宙往還機HOPE-Xの空力加熱データ取得の目的でNASDA発注により1996年および1997年にAEDC(アーノルド工学開発センター)VKF(フォン・カルマン空気力学施設)風洞B、Cにおいて試験が実施されていた。今回これらとの対応風試を航技研極超音速風洞において行ったのでそれらの結果の比較について報告する。模型は基準長576mmの3.6%HOPE(H-2ロケット打ち上げ型有翼回収機)であって、今回の風試では表面上のおよそ400個所に埋め込まれた加熱率センサの一部を用いて空力加熱を計測した。AEDCにおいて行われたケースに完全に対応したデータは必ずしも得られていないが、14Run、43ケースの試験を行った。

This report is a data book which summarizes the estimated aerodynamic characteristics of HOPE-X (H-2 Orbiting Plane Experimental). The estimated values are based on the finalized tip fin configuration FY09 at the time of the designed form of 1997FY. HOPE-X was a reusable spacecraft which was being developed jointly by National Space Development Agency and National Aerospace Laboratory, with the objectives of the early establishment of the main technologies for the reusable space transportation system as a low-cost tool for reaching an orbit. HOPE-X was scheduled to be launched from Tanegashima Space Center by means of the one-stage H-2A rocket, to make one elliptical orbit, to be deorbited, to make a reentry to the atmosphere, and to land at a destination after completing a gliding phase. The estimated or measured parameters were the following: (1) the yawing moment and rolling moment; (2) the hinge moment characteristics; (3) the errors in the estimated aerodynamic characteristics; and (4) the static aerodynamic elasticity effects. Finally, the method for the estimation of the aerodynamic characteristics is summarized., この報告は、宇宙往還技術試験機(HOPE-X)開発におけるチップフィン形態での最終検討形状であるFY09形状(1997年度設計時点での形状)の空力特性推定値をまとめたデータブックである。HOPE-Xは、軌道上への安価な輸送手段である、再使用型宇宙輸送システムの主要な技術を早期に確立することを目的として、宇宙開発事業団および航空宇宙技術研究所が共同開発中のロケット打上げ型の、再使用宇宙往還機であった。HOPE-Xは種子島宇宙センターから一段式H-2Aロケットにより打ち上げられ、楕円軌道を一周回後に軌道脱離を行い、大気圏へ再突入、滑空を経て所定の着陸場へ着陸する予定であった。推定および計測パラメータは次の通りであった。(1)横方向特性のうちのヨーイング・モーメント係数とローリング・モーメント係数、(2)ヒンジモーメント特性、(3)空力誤差、および(4)静的空力弾性効果。最後に、空力特性の推定法を要約した。

HOPE-X (H-2 Orbiting Plane Experimental) is an unmanned winged reentry vehicle that is planned to be launched in 2000. It needs to be a well planned vehicle for flight during launch, reentry and landing. This paper describes the subjects on aerodynamic design of the vehicle., HOPE-X(宇宙往還技術試験機)は、2000年に打ち上げを予定している無人有翼再突入機である。打ち上げ、再突入、および着陸期間中の飛行に対して、周到に計画された機体であることが必要である。本論文では、本試験機の空力設計上の課題について記述する。

The development of an 80 meter long large high enthalpy shock tunnel, called HIEST (High Enthalpy Shock Tube) was completed for hypervelocity ground testing of HOPE-X (H-2 Orbiting Plane-Experimental) and the scramjet engines. The design of HIEST was carried out so as to reproduce the high temperature real gas effect caused mainly by the molecular dissociation along the entry path in the velocity of 4 - 7 km/s for the stagnation enthalpy of up to 25 MJ/s, and for the stagnation pressure of 150 MPa at the nozzle reservoir condition when a 500 mm model was used. The initial calibration of HIEST was successfully carried out without any serious troubles and the stagnation pressure of 68 MPa and the shock speed of 4.7 km/s, corresponding to the total enthalpy of 22 MJ/kg, were achieved. There was, however, a problem of temporal variations of the nozzle reservoir pressure, which occurred during the test time window as a result of the onset of compression waves generated in front of the piston during the compression process. The last problem was related to the damage to the piston, caused by small bits of the main diaphragm fragment. The commissioned tests were to be completed by the end of 1997., 全長80mに及ぶ高エンタルピー衝撃風洞(HIEST)が完成した。これは、HOPE-X(宇宙往還技術試験機)やスクラムジェットの極超音速流地上試験を可能にする設備である。設計段階では、大気圏再突入時の速度4-7km/sにおける気体分子解離によって惹起される高温実在気体効果を再現するように、ノズル貯留岐点エンタルピーは25MJ/kgまで、岐点圧力は150MPaとし、模型寸度は500mmを使用対象とした。最初の較正試験は、岐点圧68MPa、衝撃波速度4.7km/s、岐点エンタルピー22MJ/kgで実施され、大きな問題もなく終了した。しかし、小さい点では、ノズル貯留圧が試験可能時間帯で時間変動を示した。これは、圧縮過程でピストン前方に圧縮波が発生した結果であった。また、ダイヤフラムの破片がピストンを破損する問題も発生した。これら一連の試験は1997年末までの終了が予定された。

The GPS attitude determination technique uses plural antennas to measure GPS carrier phases for determining attitudes. There is an uncertainty in this technique called the carrier phase ambiguity, which is based on multiples of the wavelength of a carrier wave. Two methods for resolving this problem, namely, a motion base method, and an ambiguity search method, were discussed. In the motion base method, the initial attitude and the ambiguity of carrier phases were solved based on the rotation of a spacecraft. In this paper, the motion base method was examined on the basis of the receiver configuration and the antenna layout of HOPE-X (H-2 Orbiting Plane Experimental). Concerning the ambiguity search method, a three-axis attitude determination of the spacecraft was demonstrated using a three-dimensional ambiguity search method extended from the previous methods, and a new method with an enhanced probability of yielding an optimum solution was proposed. Furthermore, reduction of computation workload was discussed., GPS姿勢決定技術は、複数のアンテナでGPSの搬送波位相を計測することにより姿勢を求める方法である。この場合に問題となるのが、波長の整数倍の不確定要素でり、これを搬送波位相アンビギュイティと呼ぶ。搬送波位相アンビギュイティの解法のなかで、モーションベース法とアンビギュイティサーチ法について検討した。モーションベース法は、宇宙機の回転を利用して初期姿勢と搬送波位相アンビギュイティを解く方法である。ここでは、HOPE-X(宇宙往還技術試験機)のGPS受信機構成とアンテナ配置を前提としたモーションベース法について検討した。アンビギュイティサーチ法については、これまで検討してきた方法を、3次元に拡張した宇宙機の3軸姿勢決定法を示すとともに、最適解が求まる確率が向上するアンビギュイティサーチ法を提案した。また、計算量の削減方法についても検討した。

As a part of the design of HOPE-X (H-2 Orbiting Plane-Experimental), a study was performed to establish molding technology for complex shaped parts by manufacturing them with the use of C/C (Carbon/Carbon composite material). The bottom parts of rudder were fabricated in this work. The temperature of this region may possibly exceed the range which is allowable in the reuse of ceramic tiles (medium density) due to aerodynamic heating at reentry. The application of the C/C material is therefore considered valid to this region. For the rudder root cover, a 2.5 dimensional C/C was used, which is suitable for the molding of complex shaped components. Parts such as skins and ribs were cut out from 2.5 dimensional fabric and coated with a shape retainer. Fabric was found to be formed into a shape without detrimental deformation of fibers. In the stitching assemble work, there was no problem, though difficulties due to complex structures had been anticipated. Stitched preforms were placed on a resin impregnate jig and were cured after the impregnating of a phenolic resin. Hardly any resin stubs scarcely appeared in the cured preforms. Although a few resin stubs appeared at the end closure parts, this appearance of stubs can be suppressed by an addition of a guide path for the resin to the resin impregnation jig. Openings appeared at the stitched region between the skin and the rib in the compaction process by heat treatment for carbonization. However, this problem can be removed by optimizing the configuration of the fabric. The oxidation resistant coating was precasted. No irregularities in the coating were found in the final product., HOPE-X(宇宙往還技術試験機)の設計の検討の一部として、本試験では、C/C(カーボン/カーボン複合材)を適用して複雑形状部品を試作して、複雑形状部品の成形加工技術を確立することを目的としている。本試験の対象部位は、ラダー下端部分の部品である。本部位は、再突入時の空力加熱でセラミックタイル(中密度)の再使用許容温度範囲を超える可能性があり、C/Cの適用が妥当と考えられている。今回試作したラダールートカバーには、複雑形状部材の成形に適した2.5次元カーボン複合材料を用いた。2.5次元織物からスキン、リブなどの部品用織物を裁断し、形状保持材を塗布した結果、繊維の有害な変形がなく、問題なく賦形することが確認できた。ステッチング組立作業では、形状が複雑なため困難が予想されたが、問題が無かった。ステッチングを施したプリフォームを樹脂含浸治具にセットし、フェノール樹脂を含浸硬化した。レジンスタブもほとんど発生せず良好な結果を得た。エンドクロージャ部に若干レジンスタブが発生したが、樹脂含浸治具の樹脂導入路追加で解決可能である。炭化熱処理による緻密化を進めるうち、ステッチングを施したスキン/リブ間に開きが発生したが、織物の配置を最適化することで解決可能である。耐酸化コーティングを施工した結果、コーティングのむらなど発生せず良好であった。

This work was performed in accordance with the NASDA specification 'Concept study of the HOPE suborbital flight experiment, part F'. This report presents the result of the support for conceptual subsystem design of suborbital flight technical test. The aims of this work are to study and propose the functional and performance specification of avionics system which consists of flight control system and communication & tracking system, and ground equipment system. The contents of this report are the followings: (1) study of total electronics system; (2) study of avionics system; (3) study of ground equipment system; and (4) development planning., 本報告書は宇宙開発事業団より委託業務として受け、実施した「往還技術試験:概念設計支援(そのカ)」の成果を報告するものである。本委託業務の内容は、往還技術試験機サブシステム設計検討支援であり、飛行制御系、通信/追尾系からなるアビオニクス系と地上系に関する機能性能仕様を検討し、技術提案を行う事を目的としている。本報告書の主な内容は以下の通りである。(1)エレクトロニクス系システムの検討、(2)アビオニクス系の検討、(3)地上系の検討、および(4)開発スケジュールの検討。

In this test, the applicability of the Ti-Al intermetallic compounds was examined as the metallic parts for fixing the C/C (Carbon/Carbon composite material) to the HOPE-X (H-2 Orbiting Plane-Experimental) frame structure. A manufacturing possibility of the low cost process by a reactive sintering method was investigated. Their applicability was also examined by investigating the dependence of the strength on processing and the controllability of the structure and machinability by a heat treatment. The strength was found to depend on the ratio of extrusion before reactive sintering. It was found that the degree of plastic working before sintering should be maintain as large as possible. Among the three kinds of structures of the Ti-Al intermetallic compounds, the structures adequate for the practical use were the duplex structure and the perfect lamella structure. The former is excellent in the ductility at room temperature, and the later is excellent in the high temperature strength. The structure control was possible by a heat treatment. The sintered Ti-Al was found to be amenable to milling, end milling and drilling, by maintaining the cutting velocity below 50 mm/min. The metallic parts for C/C were manufactured, and the strength of coupling parts was examined. The strength was below the expected value at room temperature, but approximately coincided with the expected value at 800 C. As a whole, this reactive sintering method is not an adequate manufacturing method because of the demerit in the strength., 本研究では、HOPE-X(宇宙往還技術試験機)において、C/C複合材(カーボン/カーボン複合材)の機体構造としての、超合金TiAl系金属間化合物の適用性を検討した。反応燒結法によるTiAl金属間化合物の低コスト製造の可能性を追求した。同時に、強度特性のプロセス依存性、熱処理による組織制御性や機械加工性を調査した。強度特性は、反応燒結前の押し出し比に依存して大きく変化することがわかり、反応燒結前の塑性加工度を極力大きくする必要のあることがわかった。TiAl金属間化合物の3種の組織のうち、常温延性に優れたデュープレックス組織と、高温強度に優れた完全ラメラ組織が実用的な組織であり、これらの組織制御は熱処理によって可能であった。また、反応燒結TiAlは、切削速度を50mm/min以下とすることにより、フライス加工、エンドミル加工、ドリル加工などの正常な機械加工が可能であることを確認した。C/C取付金具を試作し、その継ぎ手強度を調べたところ、室温においては予測値を下回っているが、800度Cではほぼ予測値と一致していた。以上を総合して、本反応燒結法は、強度特性上のデメリットが大きく最適な製造法であるとは言い難い。

The H-2 Orbiting Plane-Experimental (HOPE-X) program is to develop the key technologies necessary for unmanned winged recovery space vehicle on the bases of precursor elemental flight experiments such as OREX (Orbital Reentry Experiment), HYFLEX (Hypersonic Flight Experiment) and ALFLEX (Automatic Landing Flight Experiment) and to validate the feasibility by flight experiment, incorporating into an operationally sized vehicle. HOPE-X program is now in the research and development phases. Various efforts for the key technologies associated with system design are being made collaboratively by the National Aerospace Laboratory (NAL) and by the National Space Development Agency of Japan (NASDA)., 宇宙往還技術試験機(HOPE-X)計画は、要素技術取得を目的とした飛行実験であるOREX(軌道再突入実験)、HYFLEX(極超音速飛行実験)およびALFLEX(小型自動着陸実験)の飛行成果に基づき、無人有翼往還機に必要とされる主要技術を開発するとともに、実用機規模の実験機の飛行実験により、それらの技術の実証を図るものである。現在、HOPE-X計画は開発研究の段階にあり、航空宇宙技術研究所と宇宙開発事業団の共同作業として、システム設計・基礎技術試験などの作業を実施中である。

CFD (Computational Fluid Dynamics) activity for hypersonic flow simulation has increased enormously due to the developments of Japanese re-entry spacecraft, OREX (Orbital Re-entry Experiment), HYFLEX (Hypersonic Fluid Experiment), and HOPE-X (H-2 Orbiting Plane-Experimental). HOPE-X will be launched in 2001 and several hundreds of numerical computations are being performed for the aerodynamic design of HOPE-X, by using NWT (Numerical Wind Tunnel) at NAL. With these design analyses, validation of CFD codes are made by comparing numerical results with several hypersonic wind tunnel experiments. Moreover, through these analyses, it is known that real gas effects are important design factors in the evaluation of aerodynamic and aerothermodynamic characteristics. Trim capability and efficiency of control surfaces, such as elevons and body flaps, are significantly influenced by these real gas effects. In this paper, recent CFD results and validation process for the study of hypersonic aerodynamics of HOPE-X are introduced., 日本の再突入宇宙機、OREX(軌道再突入実験)機、HYFLEX(極超音速飛行実験)機およびHOPE-X(宇宙往還機技術試験機)の開発に関連して、極超音速流シミュレーションのためのCFD(数値流体力学)解析の研究が大変盛んになってきた。HOPE-Xは2001年に打上げ予定であるが、HOPE-Xの空力設計のため、NAL(航空宇宙技術研究所)のNWT(数値風洞)を用いて、数100回の数値計算が行われている。これらの設計解析に伴い、数値結果と幾つかの極超音速風洞実験との比較により、CFDコードの検証がなされた。さらに、これらの解析を通して、空力および空熱力特性の評価において、実在気体効果が重要な設計ファクタであることが分かった。エレボンおよび機体フラップのような制御面のトリム能力および効率は、これら実在気体効果によって著しい影響を受ける。本論文では、HOPE-Xの極超音速空気動力学の研究に関する最近のCFD結果および検証プロセスを紹介した。

In this test, data on the lubricant performance and its durability under the environmental conditions assumed on the rudder surfaces of HOPE-X (H-2 Orbiting Plane-Experimental) were acquired, and their applicability was evaluated. Pin on disc sliding tests, rubber sliding tests, rubber wear tests and ceramic cloth sliding tests were performed to compare and evaluate the property of various lubrication materials, and to select usable materials. The materials, which were compared, are Teflon liner L-1390, solid film C-200, sintered alloy SL06, and polyimide composite materials Bespel P-21. As a result, Teflon liner L-1390 was accepted for the rod end of the elevon/flipper door link mechanism. By comparing the solid film C-200 and the sintered alloy SL06 as candidates for the sliding lubricant of spring seal at various parts, SL06 was adopted. For a primary sealing materials underneath the elevon and the body flap, the polyimide composite Bespel was found to have sufficient durability. As a result of the evaluation of rubber materials, the fluoro rubber was excellent at around 100 C with respect to the strength and the frictional resistance, and silicone rubber was superior at around 200 C in the heat resistance. Ceramic cloth materials obtained from two manufacturers were compared, but no significant differences were found in the durability between them. In conclusion, these materials were judged to be applicable to the thermal seal of HOPE-X., 本試験では、HOPE-X(宇宙往還技術試験機)の舵面に想定される環境条件下での材料の潤滑性能、耐久性に関するデータを取得し、HOPE-X舵面構造への適用性を評価した。ピン・オン・ディスク摺動試験、ラバー摺動試験、ラバー疲労試験およびセラミッククロス摺動試験を実施して、各種潤滑材料の性能比較を行い、材料選定を行った。試験結果を総合することにより、以下のような指針が得られた。ピン・オン・ディスク摺動試験によって、テフロンライナL-1390、ソリッドフィルムC-200、燒結合金SL06、ポリイミド系複合材ベスペルP-21を比較した結果、エレボン・フリッパドアリンク機構用ロッドエンドには、テフロンライナL-1390が選定された。各部スプリングシール用摺動材としては、ソリッドフィルムC-200および燒結合金SL06を候補として比較し、SL06を選定した。エレボンおよびボディフラップ下面1次シール材としては、ポリイミド複合材ベスペルSP-21の充分な耐久性を確認した。ラバー材の評価において、使用温度100度C程度までであれば、強度および摩擦抵抗の点でフッ素系ラバーが優れ、使用温度200度C程度の場合は耐熱性の観点からシリコーン系ラバーが優れていた。セラミッククロス材料においては、2つのメーカの材料を比較したが、両者に耐久性に関する有意差はなかった。以上の材料により、HOPE-Xの舵面シールを実現することができる。

In the development of H-2 Orbiting Plane Experimental (HOPE-X) now in progress, the anomaly in lateral properties of the control effect on the speed brakes at the fuselage rear top has become the elemental technical problem that should be settled. To clarify the cause of the anomaly, low speed six component force measurement and oil flow visualization tests were performed as a preliminary test with the ALFLEX (Automatic Landing Flight Experiment) model. In the flow pattern that appears on the fuselage surface around the right and left speed brakes, necklace eddies (horseshoe type eddies) have been observed around the root of the brake. This phenomenon is considered to be related to the anomaly., 現在進められているHOPE-X(宇宙往還技術試験機)開発において、胴体後方上面に装着されたスピードブレーキの舵効きにおける横・方向特性の変則性が解決すべき要素技術課題になった。この変則性の原因を明らかにするために、予備風試としてALFLEX(小型自動着陸実験)模型を使用し、低速での6分力測定やオイルフロー可視化試験を実施した。左右スピードブレーキ周辺の胴体表面に現れるフローパターンを観察すると、左右スピードブレーキの付け根周りに首飾り渦巻(馬蹄形渦巻)が発生し、この振る舞いが変則性に関連していると推察される。

For the power system of satellites and space vehicles, fabrication of batteries for space use, development of new type batteries, and life evaluations of batteries were studied. In 1996FY, Ni-MH (Metal Hydride) cells, Ni-H2 cells, lithium primary batteries, and lithium ion secondary batteries were studied. The development of the Ni-MH cell for OICETS (Optical Inter-orbit Communications Engineering Test Satellite) was completed. A 62 Ah cell with a 50 Ah Cd cell case was fabricated. A 100 Ah cell with a real pressure vessel was fabricated as a Ni-H2 cell. The fundamental characteristics of a CPV (Common Pressure Vessel) cell were investigated and an environmental test was conducted. The 50 Ah cell for DRTS (Data Relay Test Satellite) was fabricated and tested. A Li/MnO2 cell, which has an advanced safety standard, was fabricated as a lithium primary cell, and tested. In 58 Ah cell, the design for high efficient discharge was achieved. For lithium ion secondary batteries, fabrication of the 50 Ah cell for HOPE-X (H 2 Orbiting Plane-X) was started. With respect to the new type batteries, low orbit cycle tests were conducted for the civil lithium ion secondary cells developed by several companies, and their adaptability to the space use was investigated. The Gas liquid separation machinery part of a regenerative fuel cell was manufactured, and the evaluation method for fuel cells was investigated. Various life tests and operational simulation tests were conducted for the long term life evaluation of the batteries to be used in space, and the results of the evaluation were reflected in the design and operation of satellites., 衛星や宇宙機の電源系について、宇宙用電池の研究試作、新型電池の基礎的研究、および長期的な寿命評価を実施した。1996年度は、Ni-MH(金属水素化物)電池、Ni-H2電池、リチウム1次電池およびリチウムイオン2次電池を扱った。Ni-MH電池では、OICETS(光衛星間通信実験衛星)用電池の開発を完了した。また、50AhNi-Cd電池ケースを用いた、62Ahセルの試作を行った。Ni-H2電池では、100Ahの実圧力容器セルの試作、CPV(共通圧力容器)セルの基本特性および環境試験、DRTS(データ中継技術衛星)用50Ahセルの試作、試験を行った。リチウム1次電池では、安全性に優れたLi/MnO2電池の試作、試験を実施し、58Ahセルで高効率放電に対応するための設計を得た。リチウムイオン2次電池では、HOPE-X(宇宙往還技術試験機)用50Ah電池の試作に着手した。一方、新型電池については、複数メーカの民生用リチウムイオン2次電池の低軌道サイクル評価を行い、宇宙用への適合性を調べた。また再生型燃料電池の気液分離機構の部分試作、ならびに燃料電池セルの評価方法の検討を行った。宇宙用電池の長期的寿命評価については、各種の寿命試験および運用模擬試験を行い、評価結果を電池の研究に反映した。

Sound, vibration and shock levels are important as the design conditions for the space plane structure and onboard instruments. For the purpose of setting environmental conditions on various parts of HOPE-X (H-2 Orbiting Plane Experimental), the test object which simulates the real plane structure, was loaded with the sounds and shocks, and various kinds of vibration tests were carried out to obtain the data on the inside sound level and vibration levels of various parts. In the elemental test part one for the environmental conditions, the transmission properties were obtained by changing the board thickness for the ceramic tiles and heat insulating flexible materials, which were used as the real plane thermal protection materials, and the dummy thermal protection materials. The estimation of the inside sound was carried out by applying these data to the distribution of the board thickness of the real plane. In the elemental test part two, the random vibration of instrumental onboard panels exceeded the values, which were obtained by correcting the environmental conditions for HOPE-X, in one range of the frequencies. This excess was found to be due to the natural random vibration of the single body of the instrumental panels. The amendment of the conditions was carried out. The natural vibration frequency of the instrumental onboard panel was measured by changing the types of the vibration proof rubber. The results of the test coincided well with the analytical results. In the confirmation tests of the environmental conditions, the results of this test exceeded the set value of the environmental conditions. The conditions were reviewed. The inside sound level of the real plane, which was estimated from the elemental test part one for the environmental conditions, coincided approximately with that of the real plane, which was in turn determined after correction. The natural frequency of the instrumental onboard panel was found to be controlled by the selection of the, 機体の構造や機器などの搭載物の設計条件として、実機運用時の音響・振動・衝撃レベルなどが重要となる。HOPE-X(宇宙往還技術試験機)の機体各部の環境条件の設定を目的として、実機構造を摸擬した供試体に音響・衝撃を負荷し、各種振動試験を実施して内部音響レベルと各部振動レベルのデータを取得した。環境条件要素試験その1において、実機熱防護材であるセラミックタイルと可撓断熱材、および熱防護材ダミーの音響特性を、板厚を変化させて取得した。これを実機の板厚分布に適用することにより、内部音響の推測を実施した。環境要素試験その2において、機器搭載パネル上のランダム振動は、H-2ロケットの値を補正して環境条件として設定した数値を一部周波数域において上回った。これは機器パネル単体の固有ランダム振動によることが判り、環境条件の見直しを実施した。防振ゴムの種類を変化させたときの機器搭載パネルの固有振動数を計測した結果、解析とのよい一致が確認できた。環境条件確認試験において、外板一般部でのランダム振動条件も、試験の結果が環境条件の設定値を上回ったため、環境条件の見直しを実施した。衝撃伝達減衰率についても、H-2ロケットの規定以上の距離でも測定し、この結果を環境条件に反映して見直しを実施した。環境条件要素試験その1で推測した実機内部音響レベルと、環境条件確認試験の計測結果から補正した実機内部のそれとは、ほぼ一致した。また、機器搭載パネルの固有振動数は、重量に合わせたパネル剛性、防振ゴムバネ定数の選定によりコントロールができ、かつ解析が保証されることを確認した。

In addition to launching satellites, logistics supply to the International Space Station/Japanese Experiment Module (ISS/JEM), launching of lunar and planetary probes, technology verification for the H-2 Orbiting Plane (HOPE), and so on are under study as the space missions to be conducted at the beginning of the new century. The National Space Development Agency of Japan is developing the H-2A rocket to meet these diversifying missions and to conduct them efficiently and economically. This paper presents the purposes, concept, and philosophy of system planning of the H-2A rocket, the combinations of the H-2A and a transfer vehicle to the ISS/JEM and an experimental winged reentry vehicle HOPE-X., 21世紀初頭には、人工衛星の打上げに加えて、宇宙ステーションへの物資の補給、月・惑星探査機の打上げ、宇宙往還技術試験機の打上げが計画・検討されている。このような多様なペイロード打上げ需要に柔軟に対応できること、および経済的な打上げができることを目標に、H-2Aロケットの開発を進めている。本稿では、H-2Aロケットの概念・開発目標など、宇宙ステーション補給機(HTV)や宇宙往還技術試験機(HOPE-X)とこれを打上げる同ロケットの概要、および、H-2Aロケットの将来に関する研究の一端を紹介する。