Microsoft PowerPoint - 宇宙の交通

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みいかたもん
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シナリオ宇宙輸送システムの現状と将来工学部航空宇宙工学科中須賀真一宇宙システムあれこれロケット人工衛星 ( 超小型衛星など含む ) 深宇宙探査機有人宇宙船宇宙ステーション宇宙空間のハイウェイ : 軌道宇宙の輸送系をシステム化する OTV ネットワーク惑星への輸送システムのインフラ化地球を回る太陽電池展開衛星の業務 ( ミッション ) 通信放送 GPS( カーナヒ )

1 シナリオ宇宙輸送システムの現状と将来工学部航空宇宙工学科中須賀真一宇宙システムあれこれロケット人工衛星 ( 超小型衛星など含む ) 深宇宙探査機有人宇宙船宇宙ステーション宇宙空間のハイウェイ : 軌道宇宙の輸送系をシステム化する OTV ネットワーク惑星への輸送システムのインフラ化地球を回る太陽電池展開衛星の業務 ( ミッション ) 通信放送 GPS( カーナヒ ) リモートセンシンク ( 地球の写真を撮る ) などロケットによる打上げ衛星切り離し 1 段切り離しフェアリング分離モーター分離打上げから人工衛星切り離しまで H IIA (31/32) 開発者 NASDA JAXA 三菱重工 NASDA(1 5 号機 ) 運用機関 JAXA( 号機 ) RSC(7 9 号機 ) 三菱重工 (13 号機以降 ) 使用期間 2001 年現役打ち上げ数 22 回 ( 成功 21 回 ) 開発費用 1,532 億円打ち上げ費用億円物理的特徴段数 2 段総質量 289 t / 445 t(4 基 ) 全長 53 m 直径 4 m 軌道投入能力低軌道 10,000 kg /15,000 kg(4 基 ) 300 km / 30.4 度 3,600 kg( 夏 )/4,400 kg( 夏以太陽同期軌道外 ) 800 km / 98.6 度静止移行軌道 4,000 kg/6,000 kg(4 基 ) 250 km x km / 28 5 度

EPSIRON (Japan) 1/1 開発費用 205 億円 ( 目標 ) E X:53 億円 (1 号機 ) 打ち上げ費用 E X:38 億円 (4 号機以降 ) E I:30 億円以下 (

ロケット全体の重さよりも大きな力が出ないとロケットは上に飛んで行かない人工衛星の重さが重くなったらどうしますか?

2 EPSIRON (Japan) 1/1 開発費用 205 億円 ( 目標 ) E X:53 億円 (1 号機 ) 打ち上げ費用 E X:38 億円 (4 号機以降 ) E I:30 億円以下 ( 目標 ) 原型 SRB A, M Vロケット公式ページ JAXA イプシロンロケット物理的特徴段数 3 段 ( 基本型 ) 4 段 ( オプション ) ブースターなし総質量 90.8t 全長 24.4 m 直径 2.6 m 軌道投入能力低軌道 1,200 kg 250 km 500 km 450 kg 太陽同期軌道 500 km 500 km 内之浦から打ち上げた場合ロケットエンジン推力 > 自重ロケット全体の重さよりも大きな力が出ないとロケットは上に飛んで行かない人工衛星の重さが重くなったらどうしますか? 大きなロケットエンジンにするブースターを外につける他にどんな方法がありますか? 人工衛星が乗っている重力エンジンの力エンジンをたばねるロケットの飛ぶ原理燃料を高速で噴出すその反動で前に進む石を投げた反動で船は前に進むより早く進むためには 1 重い石を 2 できるだけ早く投げた方がいい 1 燃料の量をできるだけ多くする ( 通常全体の 80~90% 程度 ) 2 エンジンの排気速度をできるだけ早くする ( 性能を上げる )

3 ロケット推進の数学 Conservation of Momentum Exhaustive gas mass: dm, relative velocity: V x Rocket velocity: before V a er V+dV Rocket mass: before M a er M+dM (dm<0) (M+dM)(V+dV) + ( dm) (V V x ) = MV dv = V x dm/m Integrating by M yields; V=V 0 (initial velocity)+v x ln (M 0 /M) Veolocity increment(δv)=exhausitive velocity ln (Initial rocket mass/rocket burnout mass) 多段化の意義は? V x1 1 st stage ΔV 1 =V x1 ln(1 st stage initial mass/end mass) V x2 2 nd stage ΔV 2 =V x2 ln(2 nd stage initial mass/end mass) 2 nd stage mass should exclude as much weight as possible (such as tank, engine mass) e.g.)10/2 (10+5)/(2+5) (if mass 5 remains) Throw away the used structure and engines!! 将来のロケットは?

4 宇宙に行く新しい方法 : 軌道エレベータ人工衛星 : 宇宙の特徴を利用する 13 次元的な広い視野通信放送 GPS 気象観測 2 広い範囲を短時間でカバー ( 同じ地点上を繰り返し ) 観測災害監視宇宙につながる蜘蛛の糸 3 大気より上にあること宇宙望遠鏡宇宙観測太陽発電 5 調べたいものがあること粒子磁気等の観測惑星 4 長時間の微小重力環境材料薬品製造実験ライフサイエンス実験 6 宇宙に行くこと自体が目的宇宙旅行宇宙ホテル東京大学の超小型衛星プログラム (8 機開発 7 機打ち上げ ) 世界初の1kg 衛星新規技術の宇宙成功 XI-IV(2003) 実証 XI-V(2005) 8kg で 30m 分解能 PRISM(2009) 超低コスト短期開発の超小型衛星宇宙工学プロジェクトマネジメント教育題材従来にない新しい宇宙利用ユーザの開拓 - 地球観測宇宙科学 - 教育エンタメ - 多数の衛星の連携運用 - 実験実証 60kg 級の 6m 分解能リモセン衛星 (3 億円 2 年で開発 ) ほどよし 1 号ほどよし 3 号および 4 号 (2014 年打上げ ) 最先端の宇宙科学 Nano-JASMINE ( 打上げ待ち ) 世界初の超小型深宇宙探査機 PROCYON(2014) 宇宙科学探査の低コスト実現外国の最初の衛星の教育支援企業県個人等のマイ衛星安全安心への貢献 ( インフラ ) 6m 分解能画像広域画像 ( 千葉 ) ( スリランカ ) 27 Chiba (6m GSD)

超小型衛星初の深宇宙探査機深宇宙探査機 PROCYON ミッション ( 東大 JAXA 共同

Optical Navigation) フェーズ II フェーズ I 惑星フライバイ

駆動鏡をいた機上の画像フィードバック視線追尾制御により分解能画像を取得する視線制御太陽

ミッションシーケンス 2014 年 11 : 打上げフライバイ相対速度 > 数 km/s

深宇宙での発電熱制御姿勢制御通信軌道決定 b. 超型電気推進系による深宇宙での軌道操作 2.

(8 歳 5ヶ月 ) 7 月 20 日月着陸 ( 日本時間 21 日 5:17am) 宇宙のハイウェイ

5 超小型衛星初の深宇宙探査機深宇宙探査機 PROCYON ミッション ( 東大 JAXA 共同打上げ予定 ) (PRoximate Object Close flyby with Optical Navigation) フェーズ II フェーズ I 惑星フライバイ (2016/01~) < 惑星に対する超近接速フライバイ観測の概要 > 超近接距離でフライバイし, 駆動鏡をいた機上の画像フィードバック視線追尾制御により分解能画像を取得する視線制御太陽最接近距離数 10km 打ち上げ (2014/11/30) 地球スイングバイ (2015/12) ミッションシーケンス 2014 年 11 : 打上げフライバイ相対速度 > 数 km/s 各種技術実証ミッションの実施 2015 年 12 : 地球スイングバイ 2016 年 1 以降 : 惑星フライバイミッションの実施視線制御 1. 50kg 級超型深宇宙探査機バス技術実証 ( ノミナルミッション ) a. 深宇宙での発電熱制御姿勢制御通信軌道決定 b. 超型電気推進系による深宇宙での軌道操作 2. 深宇宙探査技術の実証 ( アドバンストなミッション : 加点対象ミッション ) c. 窒化ガリウムをいた効率 X 帯パワーアンプによる通信 d. 深宇宙での超基線電波渉法による航法 e. 惑星に対する電波光学複合フライバイ航法 f. 視線追尾制御による惑星の超近接速フライバイ観測 3. サイエンス観測 g. ジオコロナ ( 地球コロナ ) 撮像月への旅アポロ11 号 1969 年 7 月 16 日打ち上げ (8 歳 5ヶ月 ) 7 月 20 日月着陸 ( 日本時間 21 日 5:17am) 宇宙のハイウェイ = 軌道重力場での衛星の運動 ( 弾道飛行 ) ほぼ中心天体との 2 体問題の解の動きをする他の天体などの重力の影響 ( 外乱 ) 摂動大気抵抗太陽輻射圧地球の非対称重力ポテンシャルなどの影響で摂動推力を与えないときの動きは完璧に予測可能 ( ロケットなどで ) 推力を与えて ( 軌道移行 = インターチェンジ ) 次の軌道に移るその後はまた弾道飛行 ( ハイウェイ ) 弾道飛行と軌道移行を組み合わせて望みの目標地点に行く軌道を設計し打ち上げた後はそれをなぞるように軌道修正しながら進む

6 ひも ( 重力 ) がないと飛んで行ってしまう速度レベル速度を増やすと落ちるまでの距離が伸びる遠心力遠心力 3 あるところから落ちないで地球を回るようになる (4,5) 張力 ( ひもの引っ張る力 ) 地球の重心重力 4 4: 7.7 km/s 5: 7.8 km/s 地球周回軌道 -1 5 地球周回軌道 -2 飛んでいるのではなく落ちているでも地球が丸いからぶつからない質量速度遠心力 = 軌道半径 2 地心重力定数 ( μ) = 万有引力定数地球の質量 = 質量地心重力定数重力 = 2 軌道半径遠心力 = 重力のつりあいの式を解くと 14 3 m / s 地心重力定数 ( μ) 速度 = 軌道半径 ( r) 円軌道のつりあいの速度の計算 km/s 地表 0.46 km/s 高度 400km ( 宇宙ステーション ) 3.87 km/s 静止軌道高度約 20000km(GPS 衛星 ) 3.07 km/s 高度約 36000km ( 通信放送衛星 ) つりあいの速度と高度の関係

地球周回のいろんな軌道計画多数衛星のコンステレーション設計ミッションにあわせて様々な軌道を設計する

の地球上への投影ミッション ( 衛星の目的 ) に適応した軌道を GPS 衛星地上から常に 4

低軌道から高い軌道へ輸送するアポロ計画 : 月への軌道計画パーキング軌道局所水平ロケットは衛星を

7 地球周回のいろんな軌道計画多数衛星のコンステレーション設計ミッションにあわせて様々な軌道を設計するロケットはその軌道まで衛星を運ぶ交通機関モルニヤ軌道 ( 長楕円軌道 ) 衛星の真下の点 (SSP) の地球上への投影ミッション ( 衛星の目的 ) に適応した軌道を GPS 衛星地上から常に 4 機以上が見えるように配置イリジウム地上から最低 1 機見え衛星間通信で全ての地域を連絡できる低軌道から高い軌道へ輸送するアポロ計画 : 月への軌道計画パーキング軌道局所水平ロケットは衛星を静止トランスファ軌道まで輸送する衛星が GTO の遠地点でアポジモーターを吹かして静止軌道に入る - 地球帰還時の大気突入角度が 5.7~7.2 度の間しか生還できない軌道設計誘導制御の精度が必要

8 深宇宙探査軌道の設計修正後のはやぶさの軌道イオン推進で超微小推力を長時間吹かす地球スイングバイで加速最初は地球とはやぶさが並進し途中で軌道修正したあと 1 年後にスイングバイボイジャー 1,2 号スイングバイによる太陽系グランドツアー軌道 (1977 打上げ 1979 木星 ) インパクターの投下爆発により人工クレーターを作り中からサンプル回収微少重力の元での軌道計画自律的な軌道移行状況は数分後に地球で判明

9 宇宙輸送インフラの提案 -OTV ネットワーク Solar Sail の輸送機が駐機する宇宙港従来システムとのライフサイクルコスト比較月面基地建設時の輸送システム 3 通り

x Isp e.g.:lox/lh 2 4400m/s LOX/RP50 3500m/s Required increment to orbit:δv=12km/s (Q1)If the rocket initial mass is 100t, then what will be the burnout mass to achieve the required ΔV?

10 3 通りのシステムとのライフサイクルコスト比較 ( センシティビティアナリシスも ) Question 1 :Merit of Multi stage Rocket Exhaustive velocity = g x Isp e.g.:lox/lh m/s LOX/RP m/s Required increment to orbit:δv=12km/s (Q1)If the rocket initial mass is 100t, then what will be the burnout mass to achieve the required ΔV? (Q2)If the rocket initial mass is 100t including 1 st stage mass of 70t (fuel is 60t) which is separated after 1 st stage burnout, then what will be the burnout mass of 2 nd stage to achieve the required ΔV? Question2:Calculation of the velocity of satellite What is the circulating velocity? Space station(height=400km) GPS star segment(r=26600km) GEO satellite(height=35786km) (note)earth radius is 6378km What will be the orbital period of each satellite above? First derive the formula to calculate the period of a satellite with radius r, and calculate the exact number. What is the meaning of GEO? Question 3: Transportation Infrastructure What will be the merits and demerits of establishing an infrastructure of space transportation using fuel stations, as compared with direct launch of rocket? Technological view Cost view Flexibility view Other views All the three questions should be answered within 3 pages of A4 size. Japanese language is acceptable.

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Microsoft PowerPoint - 宇宙の交通print シナリオ宇宙輸送システムの現状と将来工学部航空宇宙工学科中須賀真一宇宙システムあれこれロケット人工衛星 ( 超小型衛星など含む ) 深宇宙探査機有人宇宙船宇宙ステーション宇宙空間のハイウェイ : 軌道宇宙の輸送系をシステム化する OTV ネットワーク惑星への輸送システムのインフラ化地球を回る太陽電池展開衛星の業務 ( ミッション ) 通信放送 GPS( カーナヒ ) リモートセンシンク