ハイブリッドロケットの研究

研究成果のハイライト

成果の社会的意義・価値 成果創出に至る取組・克服状況

このプロジェクトの成果（A-SOFT技術と新たな開発協力体制の獲得）は、安全化された（＝本質的に爆発しない推進系による）宇宙輸送技術革新を人類にもたらし、低コストの超小型衛星打ち上げ機、

観測ロケット、火星着陸機、能動的デブリ回収機等の実現に繋がる。

「ロケットの安全化」の核となる「境界層燃焼型ハイブリッドロケット」の課題を克服するために、「強度可変酸化剤流旋回型(A-SOFT)ハイブリッドロケット」を考案し、その技術を地上

及び飛翔実証するためのミッションとシステムを示し、開発計画・リスク・コストをを明確にした。

上記研究成果に関するエビデンス（査読付き論文、学会発表等）

•  Shimada, Low-Cost Nano Launcher via Delethalizing Rocket Propulsion, RAST 2015, Istanbul, Turkey, 16-19 June, 2015 •  Ozawa K, Shimada T, AIAA 2015-3832, 51st AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, Orlando, Florida, USA, 25–27 July 2015 •  Usuki T, Shimada T, IAC-15-C4.2.3, 66th IAC, Jerusalem, 12-16 Oct., 2015

共通様式 ISAS事業計画No,

研究代表者（所属） 費用（概算でもOK）

3-­‐2-­‐1（例）事務局記入

嶋田　徹  JAXA  宇宙研

35,000千円(FY28希望）

今年度の成果： 狙いの科学目的とミッション要求を定義し、独自のA-SOFT境界層燃焼型ハイブリッドロケットの飛翔実証実験のミッション要求／

システム仕様・開発体制・リスク・プロジェクト計画を明らかにし、小規模プロジェクト公募に提案するための準備を整えた。

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平成27年度戦略的開発研究（工学）報告書

　研究課題名 ハイブリッドロケットの研究

　研究代表者（所属） 嶋田徹 （JAXA)

　共同研究者（所属）

北川幸樹, 堀恵一, 竹前俊昭, 本江幹朗, 白石紀子 (JAXA), 永田晴紀, 大島伸行, 高橋裕介, 脇田督司（北大）, 麻生茂, 谷泰寛, 森下和彦（九大）, 湯浅三郎, 桜井毅司, 金崎雅博（首都大）, 澤田恵介（東北大）, 千葉一永（電通大）, 中田大将（室蘭工大）, 和田豊（千葉工大）, 高橋賢一（日大）, 坪井伸幸（九工大）, 那賀川一郎, 森田貴和（東海大）, 高野敦, 船見祐揮 （神奈川大） 【順不同】

　研究協力者（所属）

小澤晃平 (東大院生, 学振DC2), 高橋晶世, 臼杵智章 (東大院生), 三島源生 (東海大院生), 水地壮登, 山下雅人 (九大院生), 片上孔貴, 間地雄大 (九大学部生）, Tor VISCOR, 遠藤瞳, 川端良輔, 平井翔大, Landon KAMPS (北大院生), 伊藤奨真, 依田英之 (首都大院生), 坂本まい (九工大院生), 小森勇気 (日大学部生), 川端洋 (秋田大院生) 　【順不同】

　活動区分 ☑WG　　　　□RG　　　　□衛星運用　　　

　研究活動期間 平成　　　20 年度　から　平成　　28 年度（予定）　

平成27年度 研究費　 23,500　（千円） 平成28年度 研究費要求額 35,000（千円）

　平成27年度

　研究成果

狙いの科学目的とミッション要求を定義し、独自のA-SOFT境界層燃焼型ハイブリッドロケットの飛翔実証実験のシステム仕様・開発体制・リスク・プロジェクト計画を明らかにし、小規模プロジェクト公募に提案するための準備を整えた。

　評価ポイント 将来の宇宙輸送経済発展に欠かせない技術革新としての「ロケットの安全化」を実現するための「境界層燃焼型ハイブリッドロケット」の技術実証に挑戦する意義とその具体策

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本研究の背景，目的，意義など

（背景）

• 境界層燃焼型ハイブリッドロケット（以下HRと称す)は、本質的に爆発性の無い推進系(Essentially-Non-Explosive Propulsion System = ENEPS)であり、他とは一線を画する。 • ENEPSにより宇宙輸送の安全性が抜本的に向上しコストダウンが大幅に進む。 • HRの課題は燃料後退速度の向上と、酸燃比(O/F)制御を伴う推力制御の２点である。

（目的）

狙う科学目的は、HRの課題の解決策としてWGが考案した「強度可変酸化剤旋回流型ハイブリッドロケット(Altering-intensity Swirling-Oxidizer-Flow-Type: A-SOFT HR)」の概念を、地上及び飛翔実験により技術実証することである。WGではそのための準備として、実験室レベルのBBM実験と、飛翔実験の概念検討を行い、国際協力・ダイバーシティ向上（多様化）と産・学・地域の共同を含む新たな土俵を活用した開発体制によるA-SOFT実証実験として、小規模プロジェクト公募に提案することを目的とする。

（意義） このプロジェクトの成果（A-SOFT技術と新たな開発協力体制の獲得）は、安全化された（＝本質的に爆発しない推進系による）宇宙輸送技術革新を人類にもたらし、低コストの超小型衛星打ち上げ機、観測ロケット、火星着陸機、能動的デブリ回収機等の実現に繋がる。

本研究のゴール

• H27年度末：A-SOFT実証実験計画の小規模プロジェクト提案 (MDR, SRR) • プリプロジェクト化１年後：　概念設計審査 (SDR)完了し、小規模プロジェクト開始 • 小規模プロジェクト化４年後： 飛翔型A-SOFT HRエンジン認定完了 • 同６年後： 飛翔実験を実施

• 同7年後：　小規模プロジェクト完了、次プロジェクト提案

本研究の目的

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研究計画・方法（開始年度から）

平成２０年度　（研究費：18,000千円 （申請額: 52,000千円））　：　基礎研究

•  新燃料及び新燃焼方式の基礎特性取得 •  燃焼流数値解析技術の基礎事項の検証

平成２１年度　（研究費：18,000千円（申請額：37,000千円））　：　基礎研究

•  燃料と燃焼方式の組み合わせに関する予備検討 •  再使用点火、推力変調、ノズルアブレーション、酸化剤気化の基礎データ取得 •  境界層燃焼解析の基礎構築 •  多目的最適設計（探索）法の初期的解析ツールの構築 •  将来構想の基礎的フィージビリティスタディ実施

平成２２年度　（研究費：20,000千円（申請額：60,000千円））　：　基礎から技術実証への展開準備

•  最適化を伴うミッション及びロケットの概念検討の実施 •  新燃料と新燃焼方式の組み合わせによる燃料後退速度向上(従来比30倍を達成） •  技術実証用の推力5kN級エンジン用試験設備の検討 •  乱流拡散燃焼解析コードの構築・精度向上・計算時間短縮

平成２３年度　（研究費：21,000千円（申請額：50,000千円））　：　基礎から技術実証への展開

•  技術実証用エンジン設備と供試体エンジン９形態の基本設計実施・供試体優先度の審議 •  燃料後退速度従来比35倍達成 •  高燃料後退速度と高燃焼効率（C*効率95%以上）の同時達成 •  燃焼室内流れ解析の実用化 •  多目的最適設計ツールの開発 •  WAX燃料の燃焼状態の工学観察

研究計画と方法

研究計画・方法（つづき）

平成２４年度　（研究費：25,000千円 （申請額: 50,000千円））　：　技術実証の準備

•  技術実証用エンジン(HTE-5-1)試験設備及び供試体の詳細設計と審査を実施 •  試験設備（ミニマム仕様）と供試体の製作と、着火試験を実施 •  多段面対向噴射方式による混合比の適正化確認 •  LOX気化用GAPガスジェネレータ燃焼実験実施 •  旋回を伴う境界層燃焼のLES解析の実施 •  多目的最適ツールを用いて、多段式ロケットにおける、燃料・燃焼方式のトレードオフ実施 •  低融点熱可塑性樹脂の機械的強度特性取得 •  TNT換算率評価のための燃料破砕特性取得 平成２５年度　（研究費：28,000千円（申請額：50,000千円））　：　技術実証

•  HTE-5-1試験設備によるGOX着火試験及び推力1.5kN,燃焼時間20秒までの長時間燃焼試験 •  供給系を増強後、推力4.5kN, 燃焼時間５秒の試験を実施 •  多段面対向噴射、プラズマジェットイグナイタ、等の開発・試験実施 •  内部弾道特性解析ツール、多目的最適設計、等の開発及び試験実施 平成２６年度　（研究費：20,000千円（申請額：80,000千円））　：　技術実証

•  HTE-5-1試験で、GOXで、推力4.5kN, 燃焼時間10秒の試験を実施 •  プリバーナ方式のLOX気化装置を設計製作し、気化実験を実施 •  ハイブリッドロケットの高機能化（高い性能での推力制御）を可能とする、

A-SOFT（強度可変酸化剤旋回流型：Altering-intensity Swirling-Oxidizer-Flow-Type)を考案 •  推力と混合比をオンボードで推定し、フィードバック制御する手法を構築

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研究計画と方法

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研究計画・方法（つづき）

平成２７年度　（研究費：23,500千円 （申請額: 20,000千円））　：　BBM実証試験及びプロジェクト提案準備

•  製造メーカー２社によるシステム概念検討の実施（業務委託） ：　5,000千円　（2,500千円x２社） •  A-SOFT技術のBBM実証試験（GOX, 定常時特性評価、あきる野及び九大） ：　千円 •  キー技術（LOX気化、酸化剤噴射、LT燃料、再着火、システム最適化・性能解析）の研究：　　　千円 •  小規模プロジェクト提案準備：　千円

（作業内容）　狙うべき科学目的の明確化、ミッション要求の検討、システム要求の検討、サブシステム要求の検討、システム仕様の作成、リスク分析の実施、プロジェクト計画（開発ステップ・体制・WBS・コスト）の検討

•  小規模プロジェクトのためのプリプロジェクト化受審(MDRとSRR相当） （公募が出次第応募する予定）

平成２８年度　（研究費：35,000千円希望）　：　BBM実証試験の完了とプリプロジェクト化

•  小規模プロジェクトのためのプリプロジェクト化受審(MDRとSRR相当）　（継続的に） •  プリプロジェクト化なれば、システム概念設計を開始し、SDR受審準備を進める •  A-SOFT技術のBBM実証試験(LOX気化, 推力制御時特性評価）を完了させる •  キー技術（LOX気化、酸化剤噴射、LT燃料、再着火、システム最適化・性能解析）の向上を図る 以降の計画 平成２９年度初：　小規模プロジェクト開始 平成29〜３２年度：　推力50kN 飛翔型 A-SOFTハイブリッドエンジンの開発 平成３２年度末：　同エンジンの認定 平成33〜34年度：　飛翔実験機開発 平成35年度：　飛翔実験実施〜ポストフライト解析〜小規模プロジェクト評価・完了　

研究計画と方法

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平成27年度研究成果の概要

研究成果

•  将来の宇宙輸送の背景を踏まえ、狙うべき科学目的を分析した結果、宇宙輸送の経済発展のためには、技術革新による供給能力の向上が不可欠であり、技術革新として「再使用」、「３次元プリンティング」、「ロケットの安全化」が有効であることを示した。

•  現在の宇宙輸送は「液体ロケット」と「固体ロケット」によって行われているが、これらは「本質的に爆発性を有する推進系(EEPS)」であり、それを安全に運用しなければならい事が経済性を押し下げる負荷となっている事、それに対し「本質的に爆発性の無い推進系(ENEPS)」を導入（=ロケットの安全化）すればその負荷を取り除くことが可能。そのためのキー技術を実現することが「狙うべき科学目的」であると定義した。

•  キー技術の核となるのはENEPSに分類される「境界層燃焼型ハイブリッドロケット」である。一方、「境界層

燃焼型ハイブリッドロケット」が現在まで衛星打上に実用されていない理由は、「燃料後退速度が低い事に加え、燃料消費率を直接制御できない事」であり、それを克服するための技術として、WGは「強度可変酸化剤流旋回型(A-SOFT)ハイブリッドロケット」を考案し、「狙うべき科学目的」達成のためのミッションとして、A-SOFT技術を地上及び飛翔実証することであるとの考えの下、ミッション要求を明確に定義した。

•  ミッション要求と前提・制約を満たすシステムへの要求分析を実施し、サブシステム要求分析を行い、システム仕様の一例を示した。プロジェクト計画を検討し、開発体制、スケジュール、リスク、コストを明確にした。

•  実験室レベルのBBMエンジンを用いてA-SOFT技術の実証実験を実施した。今年度は、GOXを用いて、多様な酸化剤流量と旋回強度の組み合わせについて、定常燃焼を確認し、その燃料後退速度を取得した。

目標の達成状況

小規模プロジェクトに提案する準備がほぼ完了している。A-SOFT技術のBBM実験については、GOX定常燃焼シリーズを完了している。　スロットリング・消炎・再着火については、次年度に実施予定。　LOX気化BBM実験は前年度実施済み。次年度以降、LOX気化とA-SOFT結合BBM実験を実施する予定。

来年度以降の研究方針

今年度募集があり次第、小規模プロジェクトに応募し、MDR, SRRを受審する。　プリプロジェクト化後、A-SOFT技術のBBM実験(LOX気化との結合・非定常）を完了させる。 同時にシステム概念設計を実施し、小規模プロジェクト化に向けたSDRを受審する。　

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平成27年度研究費内訳

項目 資産 消耗品 業務委託   旅費   合計  

A-­‐SOFT-­‐BBM燃焼実験 2,650   4,500 430 1,720 9,300

プロジェクト概念検討 0 0 5,000   750 5,750

基礎研究   1,200 1,300 0 950   3,450

運営 0 0 1,000 4,000 5,000

合計 3,850 5,800 6,430 7,420 23,500

単位：　千円

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平成27年度研究業績（研究発表，特許，表彰など） 査読付き論文　10件 1.  M. Adachi, T. Shimada, Liquid Films Instability Analysis of Liquefying Hybrid Rocket Fuels Under Supercritical Conditions, AIAA

Journal, Vol. 53(6); p. 1578-1589, doi: 10.2514/1.J053459, 2015

2.  A. Takayama, K.Kitagawa and T.Shimada,“Numerical Analysis of Multi-Parallelized Swirling Flow Inside a Circular Pipe”，Journal of Mechanical Science and Technology, Vol.29, No.3, pp.951-962, 2015.

3.  Kanazaki, M., Ito, S., Kanamori, F., Nakamiya, M., Kitagawa, K. and Shimada, T., "Design optimization of launch vehicle concept using cluster hybrid rocket engine for future space transportation,” Journals of the Japan Society of Mechanical Engineers, （掲載決定）, 2015.

4.  Chiba, K., Kanazaki, M., Ariyarit, A., Yoda, H., Ito, S., Kitagawa, K., and Shimada, T., Multidisciplinary Design Exploration of Sounding Launch Vehicle Using Hybrid Rocket Engine in View of Ballistic Performance., International Journal of Turbo and Jet Engines, Vol.32, Issue 3, 2015, pp.299-304. DOI: 10.1515/tjj-2015-0038

5.  Kanazaki, M., Ariyairt, A. Yoda, H., Ito, S., Chiba, K.,"Design Optimization of Single-Stage Launch Vehicle Using Hybrid Rocket Engine,”, International Journal of Aerospace System Engineering, Vol.2, No.2, pp.29-33, 2015. (ISSN 2383-4986)

6.  Chiba, K., Kanazaki, M., Watanabe, S., Kitagawa, K., and Shimada, T., Structurization and Visualization of Design Space for Launch Vehicle with Hybrid Rocket Engine., International Journal of Automation and Logistics, Special Issue on Intelligent and Expert Methods for Sustainable Industrial Systems, in press.

7.  K. TANI, S. HASEGAWA,S. UEDA, T. KANDA and H. NAGATA, “Analytical Method for Prediction of Suction Performance of Ejector-Jet,” Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 58, No. 4, 228-236, 2015.

8.  H. Nagata and M. Ito, Scale Effect on Solid Fuel Regression in CAMUI-type Hybrid Rocket Motor, Progress in Scale Modeling, Volume 2, Springer, edited by Kozo Saito, Akihiko Ito, Yuji Nakamura, and Kazunori Kuwana, pp.249-263, 2015.

9.  K. TANI, S. HASEGAWA, S. UEDA, T. KANDA and H. NAGATA, "Analytical Method for Prediction of Suction Performance of Ejector-Jet," Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 58, No. 4, 228-236, 2015.

10. 金崎 雅博, 千葉 一永, 北川 幸樹, 嶋田 徹，多目的進化計算による多数回燃焼を行うハイブリッドロケットの性能評価，進化計算学会論文誌, Vol.6, No.3, pp.137-145, 2015

10

平成27年度研究業績（研究発表，特許，表彰など）

招待講演　5件 1.  Toru Shimada, Low-Cost Nano Launcher via Delethalizing Rocket Propulsion, at International Conference on Recent Advances

in Space Technologies, Istanbul, Turkey, 16-19 June, 2015

2.  Harunori Nagata, Development of 15kN Thrust Class CAMUI-type Hybrid Rocket for Air Launch, The 3rd Symposium on Flight Tests for the Innovative Aerospace Transportation Systems, Noboribetsu, 2015年9月18日

3.  Ichiro Nakagawa, Study on an Ejector Jet with a Hybrid Rocket, The 3rd Symposium on Flight Tests for the Innovative Aerospace Transportation Systems, Noboribetsu, 2015年9月18日

4.  千葉一永，設計情報学を活用した航空宇宙機の設計，新生流体科学セミナー，東大本郷，東京，2015年11月

5.  千葉一永，設計情報学に基づいた航空宇宙システムの設計，日本流体力学会第153回流体懇話会，電通大，東京，2015年5月

著書　1件 1.  De Luca, L., Shimada, T., Sinditskii, V.P., Calabro, M., Chemical Rocket Propulsion -A Comprehensive Survey of Energetic

Materials- , Springer Aerospace Technology, ISBN 978-3-319-27746-2, 2016 学会発表　 国際学会発表：27件，国内学会発表：13件, その他：12件 オーガナイズド・セッション主催 12nd International Conference on Flow Dynamics（10月仙台）

12th International Conference on Flow Dynamics （仙台）でオーガナイズドセッションが企画され、JAXA, 大学、外国研究機関等による活発な研究発表と討議が行われた。ハイブリッドロケット研究ワーキンググループの調べによると、2015年、国内19箇所の組織／団体によって、計505回の地上燃焼試験（対前年比２倍強）と、26回の打上げ実験（対前年比0.76倍）が実施された。

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平成27年度研究成果の詳細 非公開希望の有無

ミッション提案の検討

（背景）  宇宙輸送の経済発展のためには、技術革新による供給能力の向上が不可欠であり、技術革新として「再使用」、「３次元プリンティング」、「ロケットの安全化」が有効であることを示した。  

•  超小型衛星打ち上げ需要の激増 •  経済発展のためには供給の向上が必要

•  もし供給曲線が同じままで、需用量だけが増加するならば、価格は上昇する（インフレ） (点Aから点B）

•  新たな需要に対応して経済を成長させるためには、点Aから点C、即ち、頻度を増やしつつ価格を下げるためには、新たな供給＝供給の向上が、絶対に必要！！

技術革新による生産性の向上→供給能力向上 •  再使用ロケット（Reusable  Rockets） •  ３次元プリンター（3D-­‐PrinJng  Manufacturing） •  安全化　（Delethaliza)on）

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平成27年度研究成果の詳細 非公開希望の有無

ロケットの安全化の方法の検討  •  ロケットの打上失敗の６割以上は推進系(PS)が原因  •  推進系の燃焼方式の違いで、２つのグループに分かれる  

•  本質的に爆発性を有する推進系  •  本質的に爆発性の無い推進系　（← ロケット安全化のキー技術）  

燃料を固体で、酸化剤を液体で搭載しているため爆発性混合気を作り難い。燃焼は燃料表面を流れる酸化剤が作る境界層内で起きる乱流拡散火炎

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•  本質的に爆発性の無い推進系(EssenJally-­‐Non-­‐Explosive  PS)  1.  境界層燃焼型ハイブリッドロケット

AP

AP

AmmoniumPerchlorate

Binder

OxidizerGasFlow

APPremixedFlame

FuelGasFlowDiffusionFlameAluminumDroplet

AluminumPar;cles/Agglomerate

過塩素酸アンモニウム(AP)  は １５ミクロン以上のサイズでもクラス 4  酸化剤 (爆発的反応を起し

得る)であり、１５ミクロン以下の大きさの粒子は爆発物とされる。 NFPA  400:  Hazardous  Materials  Code,  2010  NFPA  495:  Explosive  Materials  Code,  2010  NFPA:  NaJonal  Fire  ProtecJon  AssociaJon

液体燃料・酸化剤のタンクの破壊や漏れが生じると、可燃性の予混合気を生じ、爆発を起こし易い

•  本質的に爆発性を有する推進系  (EssenJally-­‐Explosive  PS)  1.  固体ロケット  2.  液体ロケット  3.  一部のハイブリッドロケット  

(c)  Dr.  Chihiro  INOUE

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平成27年度研究成果の詳細 非公開希望の有無

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平成27年度研究成果の詳細 非公開希望の有無

境界層燃焼型ハイブリッドロケットの4大課題

1.  低い燃料後退速度による機体設計上のミスマッチ    

2.  O/F  shi^  現象  3.  低い燃焼効率（混合不足）  4.  燃焼振動

L/D103 30

HR

狙う科学目的：  強度可変酸化剤流旋回型(A-­‐SOFT)方式による境界層燃焼型ハイブリッドロケットの技術実証

1.  気体酸素の旋回流効果により燃料後退速度を3倍まで増加  2.  流量と旋回強度を操作することでO/F  controlled  thro_ling  3.  旋回によって混合を促進し，燃焼室を小型化  4.  LOX気化装置の搭載により燃焼振動を抑制

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平成27年度研究成果の詳細 非公開希望の有無

概念検討結果：ミッションプロファイルとシステム仕様

•  技術実証機の概念検討の結果，地上燃焼試験および1回の飛行試験によってミッション要求を達成する案が作成された．  

•  内之浦等の射場設備から打ち上げ，与えられた推力プロファイルに合わせてエンジンを制御し，エンジン状態をテレメータによってダウンリンクする．  

•  図中の赤い面は高度100km（カルマン・ライン）を表す

S-­‐520

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技術実証機

技術実証機はS-­‐520を短縮したような寸法であり，ペイロードとしてテレメータおよびエンジン状態計測機器を搭載する．

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平成27年度研究成果の詳細 非公開希望の有無

開発実施体制の検討

l  科学コミュニティー：　宇宙工学委員会が集った国内の工学研究者の集団  l  WG：　プロジェクト企画・提案を行う、宇宙工学委員会（科学コミュニティー） の有志組織。　プリプロジェクトが立ち上がるまでの時限組織  l  プリプロジェクトチーム：　 ISASが事業として認識した業務を行うISASの組織 で、プロジェクトのためのシステム概念設計を行う。 Cri9cal   Design  

Review  を完了させることを目的とした組織。　プロジェクトが立ち上がるまでの時限組織。  l  小規模プロジェクトチーム：　ISASが事業として認識した業務を行うISASの組織 で、プロジェクトのためのシステム開発と、ミッション実施を 執り行う。  l  エンジニアリングチーム：ISAS/JAXAの専門家による。システム/サブシステムの基本設計を受け持つ。  

l  科学諮問委員会 (Scien9fic   Advisory  CommiMee)   :   システム・ミッションが狙いの科学目的に相応しいかを専門的立場から評価し、必要なアドヴァイスを行うことを目的とする  

l  教育分野協力委員会：　 教育機関との共同を促し、両者にとって実りのある目的を見出しつつ、実益のある運営を可能とするよう協議する  

l  産業分野協力委員会：　 産業分野との共同を促し、両者にとって実りのある目的を見出しつつ、実益のある運営を可能とするよう協議する  

（各種委員会は、プリ/小規模プロジェクトチームが事務局となり、適材適所に選ばれた専門家・有識者の委員により構成される）  

l  燃焼実験班：専門家、技術者で構成される臨時組織で、飛翔型エンジンの認定試験を実施する  

l  飛翔実験班：専門家、技術者で構成される臨時組織で、飛翔実験を実施する  

(ISAS/JAXA)

Scien.ficAdvisoryCommi8ee

ISAS/JAXA( G DE

)

{ }→

A-SOFT (

WG

A-SOFT(BBM

24 11

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平成27年度研究成果の詳細 非公開希望の有無

(ADR)

•  2 • 

• LEO

•  • 

•  •  •  • 

•  •  ADR

SpaceX

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平成27年度研究成果の詳細 非公開希望の有無

年度毎予算の検討

【結果の一例】　総コスト： ９億円（ノミナル）

リスク評価の実施

リスクの発生事象 リスクの発生可能性 影響度 リスクスコア 対処項目と必要経費

50kN級エンジンにおける高い燃料後退速度とC*効率の両立 2 3 6 再設計・試作回数の追加，試験回数の追加により200,000千円を上限とする追コストを計上 　 　

50kN級エンジンにおける高い燃料利用効率の実現 2 3 6

50kN級エンジンにおけるLOX気化器の製造と実証 2 3 6

50kN級エンジンにおける再着火可能な点火器の実現 1 2 2 再設計・試作回数の追加，試験回数の追加により50,000千円を上限とする追コストを計上 　 　

50kN級エンジンにおけるスロットリング下限の達成 2 2 4

ハイブリッドロケットに適切な姿勢制御システム 1 2 2

ハイブリッドロケットに適切なランチャ離脱速度の確保 1 3 3 再設計・試作回数の追加，試験回数の追加により200,000千円を上限とする追コストを計上 　 全体重量要求の達成 1 3 3

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平成27年度研究成果の詳細 非公開希望の有無

A-SOFT-BBM 燃焼試験の実施　（GOX, 定常燃焼）　

実験目的  A-­‐SOFTの操作変数「酸化剤流量」「旋回強度」を様々に変化させたとき  1.操作変数に対し滑らかに動作特性が変化する  2.他の動作特性から、別の動作特性を内挿により予測できる  ことを定常燃焼において示す。  

実験設備概観(軸流の場合のセットアップ)

結果  •  全ての着火ケースで安定燃焼を確認  •  100%酸化剤流量での比較において、軸/

旋回流入比から計算される旋回強度指標の増加とともに、滑らかに燃料後退速

度が向上することが確認された。（右図、緑線）

軸流

最大旋回強度

平成27年度研究成果の詳細（各大学における基礎研究成果）

ハイブリッドロケットクラスタ化の研究 クラスタ運用における斉時着火と均一な酸化剤供給についてこれまで行った基礎研究を踏まえ，４本同時燃焼試験および地上

水平走行試験を複数回実施した．加減速G環境における推薬供給系の挙動についてデータを取得・評価した．

要素技術開発

小規模プロジェクトでのハイブリッドロケットの概念設計 ロケット開発企業2社に外部委託し，小規模プロジェクトでのユニットエンジンHRの概念設計および開発計画の検討を実施した．

燃焼効率向上技術の研究 燃料後退速度と燃料製造性の改善を目指し，アルミニウム粉末を添加した場合，燃料製造性が向上することが分かった． 放射熱印加時の燃料後退速度特性 質量流束を上げた状態で定常燃焼中の固体燃料に放射熱を加え，燃料後退速度に有意な変化が生じた事を確認した．これより，

小型エンジンの放射加熱による推力制御の可能性が見出された．

概念設計 超小型衛星打ち上げ用概念設計 クラスタ式HRE打ち上げ機に対する飛行設計に関し，A-softの概念適用を試み，100kgペイロードを打ち上げることが出来る機体の

性能調査を行った．

単段式ハイブリッドロケットシステム多分野融合最適設計　１ ダウンレンジ性能を適切に評価できるように，飛行計算を3自由度運動に拡張した．拡張後の評価法に基づき，科学観測などに

適用できる単段式ロケットの最適設計を行った． また，消炎再着火を考慮した評価システムを構築し，滞在時間を延長させる優位性およびその物理メカニズムを持つことを示した．

ハイブリッドロケット用再着火可能イグナイタの研究 プラズマジェットトーチイグナイターを使用し，着火用補助燃料を用いることにより．ハイブリッドロケットの着火に成功し再着火に

も成功した．また，着火時の圧力は燃焼室に流入する酸素により，大気圧環境下の実験でもノズルのチョーク条件を越えており，宇

宙空間でも同様な結果が得られると推定される．

大型ワックス系燃料製造技術の研究 ワックス燃料を大型化していくと，製造時ポート内面にクラックが発生しやすくなることがこれまでの経験で得られている．クラック発生

のメカニズムを非定常冷却熱応力解析と材料引っ張り試験により検討し，冷却雰囲気温度の管理とEVAの混入によりユニットエンジ

ン用クラスの燃料の製造が可能であることを示した．

CFDによる現象の解明 A-SOFTハイブリッドロケットの流れ場予測 非粘性単成分理想気体を仮定したA-Softハイブリッドロケット燃焼室内における酸化剤流れ場の数値解析を行ない，総流量一

定条件下での旋回流と軸流の比に応じた流れ場の変化の様子を詳細に検討した。

ハイブリッドロケットのノズルスロート浸食機構の解明 ハイブリッドロケットの課題の一つであるノズルスロート浸食の機 構を明らかにするため、燃焼室圧力、酸化剤流量、および推力

の各履歴から、ノズルスロート面積と燃焼ガスのO/Fの各履歴を推算する手法を開発した。