固体ロケットと液体ロケットの特徴
Looking Ahead to Future Progress 2 ( 株 )IHIエアロスペース ( 略称 IA) は ロケット飛翔体の開発及び製造販売を行っており わが国独自の宇宙開発に多大な貢献をしてまいりました 1953 年 ( 昭和 28 年 ) 当社はロケット飛翔体の研究に着手しました
... 耐熱材料 ロケットのノズルや帰還システムのヒートシールドに用いるための耐熱 材料の研究を行っています。C/C 複合材料は、Carbon/Carbon Com- p o site（炭素／炭素複合材料）の略称で、炭素繊維を強化材とし、炭 素をマトリックス材とした複合材料です。特徴として、① 優れた耐熱 性 ...
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新型基幹ロケットに関する検討状況について
... 現在初期設計フェーズにあり、2013年中にプロトタイプの開発を実施予定。ロケットとしては固体は中国初となる。 固体ロケットは、液体ロケットに比べて打上げ能力は低いが、打上げまでに要する時間が24時間以内であることか ...
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資料 2-4 新型基幹ロケット開発の進め方 ( 案 ) 平成 26 年 4 月 3 日 宇宙政策委員会 宇宙輸送システム部会 1. 新型基幹ロケット開発の進め方の位置づけ本書は 宇宙政策委員会第 15 回会合 ( 平成 25 年 5 月 30 日 ) の資料 1-1 宇宙輸送システム部会の中間とりま
... 総合システム仕様に基づきプライムコントラクタが定めるロケットシステム仕様については、 JAXA がプロジェクトの全体管理、総合システムとの適合性等の観点からその妥当性を確認し、 了承する。 キー技術（液体ロケットエンジン技術、固体ロケットモータ技術、誘導制御技術、飛行安全関連 ...
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資料12-3 新型基幹ロケットに関する検討状況について（4/5）
... ※ ロケットエンジンの燃費性能（ Isp）＝1kg/sの推進薬で発生可能な推力の大きさ。単位は秒。打上げ能力にはIspに加え推力も大きく影響する。 主要な 1段エンジンの燃費性能：SSME（シャトル）＝453s LE-7A＝440s Vulcan（アリアン5）＝431s ...
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2 機 体 名 称 について 日 本 語 名 称 : H3ロケット (エイチ スリー ロケット 英 数 字 は 半 角 H3とロケットの 間 にスペースなし 短 縮 形 : H3) 英 語 名 称 : H3 Launch Vehicle ( 短 縮 形 : H3) 選 定 理 由 大 型 液 酸 /
... 利用ニーズを踏まえた高い信頼性及び競争力のある打上げ価格の実現 柔軟な顧客対応等を可能とするような国際競争力のあるシステム 官需をベースロード、民需獲得によって打ち上げ機数確保、効果的に 産業基盤を維持向上 ...
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平成29年度ロケット打上げ計画書 「みちびき3号機」（準天頂衛星システム 静止軌道衛星）／H-IIAロケット35号機（H-IIA・F35）
... ロケットは、打上げ後まもなく機体のピッチ面を方位角92.5度へ向けた後、表-2に示す所定 の飛行計画に従って太平洋上を飛行する。 打上げ約1分48秒後に固体ロケットブースタの燃焼を終了し、約2分6秒後及び約2分9秒後 （以下、時間は打上げ後の経過時間を示す。）に分離する。衛星フェアリングを約3分45秒後 ...
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3001 化学推進 - アブストラクト - 固体燃料 固体推進薬 1/17( 木 ) STCP CubeSat 用ハイブリッドロケットのためのテルミット反応を用いた点火手法の提案〇秋山茉莉子 ( 東大 院 ) 齋藤勇士 ( 東大 ) 西井啓太 ( 東大 院 ) 小泉宏之 ( 東大
... STCP-2018-008 室蘭工大の小型超音速飛行実験機におけるエリアルールに基づく遷音速抗力低減の試み（第２報） 〇溝端 一秀（室工大）山﨑 優樹（室工大・院）三尾 太一（室工大・院）宮本 勝也（室工大・学） 室蘭工大で研究開発中の小型超音速飛行実験機について、遷音速抗力を低減するために、所謂エリアルール（面積則）に基づく空 ...
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JAXA Repository AIREX: 東京大学ロケット・宇宙機モデリングラボラトリー（社会連携講座)シンポジウム: 宇宙開発分野でのブレークスルーを目指して 後刷集
... ・水素自動車，燃料電池，大量液体水素貯蔵，核廃棄物の輸送の分野においても，性能向上 の為の現象把握，自然災害・テロによる破壊等を想定に入れた安全性評価技術が不可欠． ・世界的にも，ハザードシミュレーション技術は未成熟であり，継続的な研究が行われている． ・日本では，水素エネルギー利用の促進のために KHK ...
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目 次 1. 概要 打上げ実施機関 打上げの責任者 打上げの目的 ロケット及びペイロードの名称及び機数 打上げの期間及び時間 打上げ施設 打上げ計画.
... ロケットの主要諸元及び形状を表-3 及び図-4 に示す。 ２．６ 衛星「小型実証衛星 1 号機」の概要 小型実証衛星１号機（RAPIS-1：RAPid Innovative payload demonstration Satellite 1）は、 公募により選定された 7 つの部品・機器の実証テーマを軌道上で実証する。実証テーマ提案 ...
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モデルロケットの回収装置の空気抵抗特性に関する研究
... 研究分野：ロケット工学，宇宙推進工学 キーワード：モデルロケット，スリット付きパラシュート，抗力係数 1．研究開始当初の背景 モデルロケットの安全な回収のための減速装置とし て，パラシュートまたはストリーマが用いられている． パラシュートは横風に流されやすく，回収することが 困難な場合が生じる．ストリーマは横風に流されにく ...
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H-ⅡA ロケット 第 1 段 第 2 段とも液体酸素と液体水素を推進薬に使用している 2 段式ロケット H-Ⅱ ロケットの開発により得られた技術を基に 信頼性を確保しつつ 低コスト化を実現 並びに固体補助ロケットや固体ロケットブースタを標準型に追加することで ラインアップ化を実現 打上げペイロード
... Ｈ－ⅡＡロケット 第１段・第２段とも液体酸素と液体水素を推進薬に使用 している２段式ロケット。 H－Ⅱロケットの開発により得られた技術を基に、信頼 性を確保しつつ、低コスト化を実現。並びに固体補助ロ ケットや固体ロケットブースタを標準型に追加することで、 ラインアップ化を実現。 ...
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資料19-2-2 H-ⅡBロケット6号機の打上げに係る飛行安全計画
... には「宇宙物体により引き起こされる損害についての国際的責任に関する条約」があり、 ロケット打上げ国の損害賠償に関する義務が明文化されている。日本は本条約に１９８３ 年６月に加入した。上記の飛行安全の目的及び実施範囲は本条約の主旨に沿っている。 ...
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東京大学ロケットエンジンモデリングラボラトリー (JAXA 社会連携講座 ) シンポジウムロケットエンジンシミュレーションの最先端 そしてその次へ後刷集 JAXA 社会連携講座シンポジウム 東京大学武田ホール 283 二液スラスタに関する基礎試験および数値解析 熱流体研究部
... まとめ • 径比㻞で運動量を広く変化させる二液噴流衝突実験を実施し，以下のよ うな結果を得た㻌 – 太い噴流の運動量と細い噴流の運動量のぶつかり合いで最終的な角度が 決まる㻌 ...
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資料43-1-1 H-ⅡAロケット40号機の打上げに係る安全対策について（調査審議結果）（案）
... 策、液体推進薬流出拡散に対する対策並びに航空機、船舶 の安全確保のため、落下予想区域、ガス拡散通報連絡範囲 及び海上警戒区域を設定し、関係機関への通報及び警戒等 所要の措置を講じる。海上警戒区域並びに陸上警戒区域及 び高度18㎞通過域を包含した区域の上空警戒区域につい ては、ＪＡＸＡが要所に配置した陸上並びに海上警戒要員 ...
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再使用型ロケット開発に向けた技術実証,三菱重工技報 Vol.54 No.4(2017)
... JAXA の下で実施した再使用観測ロケット技術実証プログラムにより，再使用ロケットの システム成立性に関わる技術課題に対する実証試験を行い，実現性を確認した。また１エンジン 故障時の機体が大きく揺れる事象に対応した誘導制御技術を開発し，机上シミュレーションだけ でなく小型実験機 OEEX により誘導制御技術を飛行実証した。今後は JAXA ...
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平成29年度ロケット打上げ計画書 高性能小型レーダ衛星（ASNARO-2）/イプシロンロケット3号機（ε-3）
... イプシロンロケットは、M-V ロケット及び H-ⅡA ロケットで培った技術を最大限に活用して 開発した 3 段式固体ロケットであり、イプシロンロケット試験機(ε-1)では第 3 段の上に小型液 体推進系（PBS：Post Boost Stage）を搭載したオプション形態を打ち上げた。また、ε-2 では、 第 2 ...
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目次第一章序論 背景 目的 2 第二章パラシュート自動開傘システムの開発 2-1 モデルロケット分離機構部の概要 バネの選定 糸の選定 ニクロム線カッター 開発した分離機構部 使用するモデルロケットの
... も動作せずに墜落した。これはプログラムが原因でありこの問題点を早急に解決し、追加 の地上試験にて動作を確認するべきである。また、ロケットが想定高度まで上昇しなかっ た原因として発射台が挙げられる。ロケット機体脇のストローまたは発射台の鉄棒のどち らかが曲がっていたために、その間に摩擦力が生じて鉄棒を離れた瞬間に軌道がずれてし ...
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平成29年度 ロケット打上げ計画書 「しきさい」（GCOM-C）／「つばめ」（SLATS）／H-IIAロケット37号機（H-IIA・F37）
... 打上げ約1分31秒後に固体ロケットブースタの燃焼を終了し、約1分48秒後（以下、時間は 打上げ後の経過時間を示す。）に分離する。衛星フェアリングを約4分5秒後に分離し、約6分 38秒後には第1段主エンジンの燃焼を停止し、約6分46秒後に第1段を分離する。 引き続いて、約6分55秒後に第2段エンジンの第1回目の燃焼が開始され、約15分6秒後に ...
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目 次 1. 概 要 打 上 げ 実 施 機 関 及 び 責 任 者 打 上 げの 目 的 ロケット 及 びペイロードの 名 称 及 び 機 数 打 上 げの 期 間 及 び 時 間 打 上
... （３） 固体ロケットブースタ第１ペア 分離 ** 2 4 61 1.9 （４） 固体ロケットブースタ第２ペア 分離 ** 2 7 63 1.9 （５） 衛星フェアリング分離 3 40 120 2.9 （６） 第１段主エンジン燃焼停止 （ＭＥＣＯ） 5 47 184 5.6 （７） 第１段・第２段分離 5 54 189 5.6 （８） 第２段エンジン始動 （ＳＥＩＧ） 6 1 194 ...
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JAXA スーパーコンピュータシステム利用成果報告 (2017 年 4 月 ~2018 年 3 月 ) ロケットエンジンおよび超音速飛翔体用エンジンに関する燃焼流体の研究報告書番号 :R17JACA01 利用分野 :JSS2 大学共同利用 URL:
... 戸次宥人,横山央明,堀田英之 事業概要 太陽対流層内部における乱流的な対流運動による熱エネルギー・角運動量輸送過程を理解すること は,太陽固有磁場の生成・維持（ダイナモ）機構を解明する上で重要である.本研究では,数値シミュレー ションでは捉えきれていない乱流ダイナモの効果を実効的なプラントル数の上昇とモデル化すること ...
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