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J-GLOBAL ID：201002215738337254   整理番号：10A0783320

火星エアロフライバイによるサンプルリターンミッションに向けたアブレーション熱防御システムの検討

Conceptual Study of Ablative Thermal Protection System toward Sample Return Mission by Aero Fly-By on Mars

著者 (2件)： 鈴木俊之 (宇宙航空研究開発機構) ,  藤田和央 (宇宙航空研究開発機構)
資料名： 宇宙航空研究開発機構特別資料 JAXA-SP-  (JAXA Special Publication)
号： 09-011  ページ： 39-42  発行年： 2010年02月26日 
JST資料番号： S0762C  ISSN： 1349-113X  資料種別： 逐次刊行物 (A)
記事区分： 原著論文  発行国： 日本 (JPN)  言語： 日本語 (JA)

抄録/ポイント： 現在JAXAでは将来の火星探査計画の候補の一つとして,エアロキャプチャ技術を応用した無着陸サンプルリターンシステムが検討されている。本システムでは探査機は火星大気圏突入後,誘導制御飛行を行いつつ高度約40kmにおいて火星大気中の砂塵等のサンプルを採取するものである。本研究では,火星大気圏突入飛行時の空力加熱に耐えうる熱防御システムの構成を検討する。特に熱防御システムを構成するアブレータ材の必要厚さを推算する.熱防御システムの重量評価を行い,今後の実施される詳細なミッションシステム検討に必要なパラメータを提供する。アブレーション熱防御システム重量推算手法としてまず,本研究で考慮するアブレーション熱防御システムは,CFRPアブレータ,可撓タイプフェルト断熱材,構造部材の3層から構成されると仮定した。CFRPアブレータとしては現在JAXAを中心に開発が進んでいる比重0.3のアブレータと,「はやぶさ」カプセルに搭載された比重1.4のアブレータを考慮する。次に熱防御システムの性能評価を行うため,火星大気圏突入軌道に沿って各層の熱伝導解析を行う。特にアブレータ部の評価には,JAXAにおいて開発が進んでいる1次アブレーション熱防御システム評価解析コードを用いた。つづいて,火星無着陸サンプルリターンにおける飛行軌道についての概略が示される。結果および考察は,CFRPアブレータ及びフェルト断熱材の初期厚さを様々に仮定することにより,火星大気圏突入開始から再び大気圏を離脱する1050秒後までの熱伝導解析結果について示されている。

シソーラス用語： *宇宙探査機 ,  *惑星探査 ,  *アブレーション ,  *熱防御 ,  繊維強化プラスチック ,  大気圏突入 ,  *空力加熱 ,  熱伝導 ,  フライバイ ,  火星 ,  炭素繊維強化プラスチック
準シソーラス用語： CFRP ,  サンプルリターン

分類 (2件)： 宇宙飛行体  (QK08000Y) ,  相変化を伴う熱伝達  (PA02040V)

引用文献 (5件)：

• 藤田和央等,「次期惑星探査におけるエアロアシスト技術」, 日本航空宇宙学会第40期通常総会及び講演会, 平成21年4月
• 藤田和央等,「火星エアロフライバイのための高弾道係数を有するエアロシェルの検討」, 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, 平成21年6月
• 鈴木俊之等,「エアロキャプチャを想定したアブレーション熱防御システムの検討」, 平成20年度宇宙航行の力学シンポジウム, 平成20年12月
• Fujita, K., et al.,“Evaluation of Heat Transfer Rates of Venus Entry Capsules Along Flight Trajectories,” AIAA Paper 2006-3580.
• Ishii, N., et al.,“System Description and Reentry Operation Scenario of MUSES-C Return Capsule,” The Institute of Space and Astronautical Science Report SP No.17, 2003, pp. 389-400.

タイトルに関連する用語 (6件)： 火星 ,  フライバイ ,  サンプルリターン ,  ミッション ,  アブレーション ,  熱防御