観測ロケット利用による極超音速飛行実験に向けた実験機形状•飛行軌道の複合領域最適設計

摘要

これまで我が国では極超音速飛行環境で作動する空気吸い込み式エンジンの実証研究および，それを搭載した極超音速機•宇宙往還機システムの概念検討が進められてきた.その一方で，極超音速飛行技術は個々の要素技術分野間に強い相互依存関係を有するため，複数の要素技術を統合したシステムレベルでの実験データ蓄積が不可欠である.これは地上試験設備によっては遂行し得ないため，実飛行環境下でデータ取得ならびに技術実証を行うための飛行実験が必須であり国内外で様々な計画が進められている.以上の背景のもと，著者らはS-520観測ロケットと小型無人実験機を利用した極超音速統合制御実験(HIgh-Mach Integrated COntrol experiment: HIMICO)を計画している.その構想は，実験機を観測ロケットによって打ち上げて大気圏に再突入させた後，飛行軌道を揚力により引き起こして滑空させることで，搭載ェンジンの試験環境(マッハ4以上，動圧50kPa前後)を20〜30秒程度実現するというものである.本実験は後続のより大型の実験機を見据えつつ，運用方法が確立している観測ロケットを利用することで，低コストな極超音速飛行実験手段を短期間で構築し，非定常環境下での機体/推進統合制御技術を実証することを主な目的としている.%A hypersonic flight experiment using an S-520 sounding rocket as a launch vehicle is planned in order to demonstrate integrated control technologies for vehicle attitude and propulsion. Its primary mission requirement is to achieve experimental conditions for the installed ramjet engines (constant 50 kPa dynamic pressure at not less than Mach 4.0) for a sufficient duration. In this paper, a feasibility study of the flight experiment is conducted using a multi-disciplinary design optimization technique. The experimental vehicle shape and the flight trajectory are simultaneously optimized so that the duration of the required experimental conditions is maximized. In particular, consideration is given to the trade-off between a longitudinal static margin and trimming capability since it is a major concern for flight control of winged suborbital re-entry vehicles. Gross mass and launch angle of the sounding rocket are varied to obtain vehicle shapes and associated trajectories that successfully satisfy the mission requirement.