発表資料 - UNISEC 大学宇宙工学コンソーシアム

非燃焼型
CEES-3Bロケット
我々は
なぜ
失敗したか
大阪府立大学
宇宙環境利用工学研究室
福西 瑛司
結果は・・
日時：2008年9月13日 (土)
場所：和歌山県和歌山市
コスモパーク加太
CEES-3Bロケット打上げ試験
失敗
なぜこの失敗は起きたのか
非燃焼型
CEESロケット
について
非燃焼型CEESロケット
C
:Cryogenic
E
:Economical
経済的
E
:Ecological
エコ
S
:Safe
極低温
安全
人にも 環境にも 財布にも優しい小型ロケット
CEESロケット搭載エンジンの仕組み
GN2
○燃焼課程を伴わない
減圧弁
○推進剤がLN2
加熱剤がH2O
H 2O
加熱剤
LN2
推進剤
安全性
爆発の危険がない
環境性
ノズルから出るのは
GN2とH2Oのみ
経済性
管理しやすく入手が容易
冷却装置不要
バルブ
混合室
ノズル
他ロケット(エンジン)との性能比較
Chemical Propulsion
Nuclear Propulsion
CEES Engine
Resistor jet
MPD
Hall Thruster
Ion Engine
Specific Impulse Isp [s]
比推力が小さいが、大推力が得やすい
CEESロケットの歴史
項目
CEES-1 CEES-2A
CEES-3A
CEES-3B
CEES-X
目標高度
70 m
150 m
200 m
350 m
1 km
到達高度
60 m
30 m
202 m
-
-
用途
実証機
Can-Sat用
上空大気採取
時期
2005年
2008年
?年
機体写真
Can-Sat用 Can-Sat用
2006年
2007年
CEES-3Bロケット
開発について
今年度 の活動目標
○高度 350 mへの到達
‐エンジンの高性能化
‐搭載機器の改良を含めた目標高度に対応した機体の開発
○上空でのCan-Sat放出
‐放出機構の開発
○新射場における運営の成功
(大阪府堺市 → 和歌山県和歌山市)
‐安全対策組織作りの工夫
CEES-3A と CEES-3B 仕様比較
2007年度 （CEES-3A）
2008年度 （CEES-3B）
項目
実績値
項目
全長
2.27 m
乾燥重量
推進剤重量
(LN2/H2O)
12.3 kg
3.1/3.5
kg
全長
乾燥重量
推進剤重量
(LN2/H2O)
打上げ
試験時
2.22 m
15.2 kg
5.9/5.8
kg
平均推力
平均比推力
推進時間
到達高度
352 N
26.4 s
5.0 s
202 m
平均推力
平均比推力
推進時間
目標高度
347 N
26.9 s
8.4 s
350 m
CEES-3B詳細 推進系 ①
エンジン
FM地上試験
推力15%上昇(3A比)
GN2 Tank
LN2 Tank
H2O Tank
配管1/4inch→1/2inch
圧力損失の減少
CEES-3B詳細 推進系 ②
エンジン
FM地上試験
比推力3.4%上昇(3A比)
インジェクタ
H2Oタンク側にLN2タンク側より
圧力損失が大きいインジェクタを使用
(左右非対称)
CEES-3B詳細 推進系 ③
CEES-3A
エンジン
CEES-3B
タンク
3.5 ℓ
ノズル
出口直径
(開口比)
26.0mm
(2.25)
7.5 ℓ
26.6mm
(2.35)
CEES-3B詳細 搭載機器 ①
アビオ二クス
CCUを含むアビオニクス
の全システムを自作
計測機器として
・GPSシステム
・1軸高精度加速度センサ
・気圧センサ
を搭載
さらに・・
自己診断機能を持つ
CEES-3B詳細 搭載機器 ②
CEES3A
CEES3B
目標高度
200 m
350 m
落下可能
範囲
半径
400 m
半径
200 m
パラシュート
クロス型パラシュートを採用
実験用1/8モデル
最高到達点を中心に
半径 200 m 以内に
落下するように設計・製作
CEES-3B詳細 搭載機器 ③
カメラ
実験的搭載
画像からロケットの
高度、傾きを計測
小型ピンホールカメラ
(市販 20g)
CEES-3B詳細 搭載機構
○60 g (軽量)
○0.1秒で反応
Can-Sat
Can-Sat・パラュート
放出用機構
Parachute
テグス
ヒータ
バッテリ
SW回路
射場運営のための組織作り
問題
新射場
一般公開
対策
「安全&環境班」
設立
結果
マスコミ・一般人のスムーズな対応に成功
新射場での運営の実績
能代大会等と同等の運営を可能
CEES-3B開発に対する
その他の活動
• 当日の作業内容の効率化
• ランチラグの改良
• 光学カメラとトランジットを併用した外部から
の計測
？
失敗
射場で
一体何が起こったのか
得られたデータ
•
•
•
•
GPS
一軸高精度加速度センサ
気圧センサ
ピンホールカメラ
×
無し
解析は映像のみ
加速度比較
35
加速度 [m/s2]
30
25
20
15
10
5
0
0
0.2
0.4
0.6
0.8
時間 [s]
1
1.2
加速度(映像)
加速度(地上実験)
CEES-3Bの動き
ロケットの第1ランチラグが外れる
ロケットの角加速度が減少
発射0.8秒後
発射1.53秒後
ロケットの第2,第3のランチラグがはずれ
これ以降ロケットの傾き角が90°を
ロケットが完全にランチャ‐から離れる
越える
角加速度が発生
発射1.06秒後
発射1.86秒後
角加速度：重心に原点を置いた機体座標系の角加速度
なぜ機体は大きく傾いたのか？
• 仮説①
空力設計に問題があったのではないか
• 仮説②
液面の傾きにより重心位置が変化しトルクが発生
したためではないか
• 仮説③
ランチャー離脱時に突風が吹いたのではないか
• 仮説④
推力軸が傾いていたのではないか
検証
仮説
①空力
②重心位置の変化
③突風
④推力軸の傾き
検証結果
途中から傾き角の角加速度減少
→安定性はあった
必要なトルクの0.38%
→重心位置のずれは影響しない
風速27m/sの風が必要
→このような風は吹いていない
次の説明へ
仮説④推力軸のずれ 検証
機体の傾きに発生に必要な
推力軸の傾きは
約4°
推力軸が
約3.5°
傾いていた
失敗は・・
推力軸の傾きが問題！
混合室とノズル内での
非対称性
インジェクターを
左右非対称
CEES-3A
CEES-3B
顕著化
詳しい検証実験を行う予定
結論
今回の失敗は、現エンジンの混合システムでより高い
ただの
打上げ試験の失敗
到達高度(推力、比推力向上)を目指していった場合に
ではなく
あたるべくしてあたった失敗
次につなげる失敗
高推力下における２液の混合の現象を把握
混合室の混合システムの改良
今までと異なった視点から検証できる
主な成果
• 新型エンジンの実験データの取得
• 大阪府立大学独自に統合システムをもった
アビオ二クスの開発、地上試験の成功
• 安全バルブの取り付けなど機体の安全性の
向上
• 打上げ当日の作業に対する組織作りと
新しい射場での運営の成功
リーダー
：福西瑛司
エンジン
：小泉拓郎
機体開発取りまとめ：藤本卓也
アビオ二クス統括 ：齋藤亮祐
空力
：小野達也
開放機構
：田中康平
気圧センサ
：新穂那奈
アビオ二クス補助 ：柳田将志
ランチャー取り付け：徳地幹人
機体製作
：荒木俊輔
Can-sat放出機構 :平井単于
カメラ
:横山賢悟
パラシュート補助 :大内一平
計測補助
:高垣壮志
当日参加
：古川卓也
：片山いつか
：松下用亮
：河原たかえ
: 磯野隆章
: 井坂友紀
完
研究室
安全環境班 ：佐藤裕徳
ランチャー班：中島義人
計測班
：小坂真也
安全環境班 ：林幹子
安全環境班 : 木内真人
ランチャー班 : 加藤智也
安全環境班 : 坂田智
ランチャー班 : 矢追貴士
Special Thanks
東先生、苗村様、真鍋先生、比江島先生、
新井先生、小木曽先生、金子先生、中村先生
丸山様、秋山先生、和歌山大の方々
ロケット打上げに関わったすべての人
CEES-3B エンジンの高比推力化
液体窒素の流量
気化した気体窒素
気化効率 ＝
供給した液体窒素
混合室長さ
混合室長さ
流量比 ＝
温水の流量
インジェクタ
インジェクタ
圧力損失係数
mm
気化効率
%
ZH
流量比
気化効率
Isp
①
39
682
95.7
④
682
0.92
92.9
25.92
②
112
682
95.8
⑤ 1913
1.08
90.9
26.84
③
39
1065
96.6
インジェクタ圧力損失係数Z：
圧力損失 ΔP=Zu2
比推力3.4 %向上
CEES-3B エンジンの設計結果
GN2 Tank
項目
平均推力
目標値 地上試験 飛行時予測
477 N
404 N
347 N
平均比推力
30.0 s
26.9 s
26.9 s
推進時間
7.6 s
7.6 s
8.4 s
LN2 Tank
H2O Tank
38
GPSユニット ① -特徴と仕様
• GPS: GARMIN Inc. GPS15L
• Format:
NMEA-0183,$GPGGA, 8bit char, 84byte/sentence(Max)
• 演算処理装置: PIC 16F876A, 20MHz clock
• INPUT×1, OUTPUT×1
• 1sentence/sec
– Time(UTC)
– 緯度
– 経度
– 捕捉衛星数 (0-12)
– アンテナ高度[m]
39
システムブロック図
Power
Signal
Data
BAT2
BAT1
BAT3
Power Control Unit (9V→5V)
ブザー & LED
GPS
(PIC16F876A)
GPSA
EEPROM
(24LC256)
CCU
(PIC16F876A)
トリガ
1軸加速度計
(PIC16F876A)
3軸加速度計
(PIC16F876A)
EEPROM
(24LC256)
EEPROM
(24LC256)
40
システムシーケンス①
CCU
GPS
POWER ON
POWER ON
初期化
初期化
衛星補足モード
GPSスタンバイモード
Time>20s
No
CAN-SAT解放機構作動
LED点滅
捕捉衛星数>0
Yes
No
INPUT_GPS=1
Yes
Time>25s
No
No
OUTPUT=1
パラシュート解放機構作動
トリガ
“発射”
トリガ=0
EEPROM start
LED常時点灯
Yes
トリガ=0
INPUT=1
No
Yes
Yes
No
発射後のタイマ(<300s)
INPUT=0
RESET
各装置へのOUTPUT=1
発射後のタイマ(<300s)
“RESET”
トリガ=1
Yes
No
シーケンス終了
Yes
トリガ =1
CCU 初期化より
OUTPUT_GPS=0
No
シーケンス終了
Yes
41
システムシーケンス②
1-axis
3-axis
POWER ON
POWER ON
初期化
初期化
スタンバイモード
スタンバイモード
TRIGGER
LED 点滅 (OUTPUT=0)
TRIGGER
LED点滅 (OUTPUT=0)
CCUから
OUTPUT_1axis=1
INPUT=1
CCUから
OUTPUT_3axis=1
Yes
INPUT=1
No
Yes
No
LED常時点灯(OUTPUT=1)
LED常時点灯(OUTPUT=1)
EEPROM start
EEPROM start
発射後のタイマ(<300s)
INPUT=0
No
シーケンス終了
Yes
RESET
CCU初期化より
OUTPUT_1axis=0
発射後のタイマ (<300s)
Yes
INPUT=0
No
シーケンス終了
RESET
CCU初期化より
OUTPUT_3axis=0
42
中央制御ユニット(CCU)① -特徴と仕様
• 演算装置: PIC 16F876A, クロック20MHz
•
•
•
•
INPUT(+LED)× 3ch (システムチェックinput)
INPUT(発射トリガ) ×1ch
OUTPUT×5ch (システムチェックoutput)
LED ×1ch(CCU用)
1000m級
推力
1000
1000
600
高度 [m]
推力 [N]
800
400
200
0
軌道
1200
800
600
400
200
0
5
10
時間 [s]
15
20
推力 [N]
0
0
50
100
150
200
250
水平距離 [m]
300
350
高度 [m]
C(0,y,z)
最高点H(x,y,z)
ｙ
カメラ② B(0,Y.0)
H’
C’
基準O
ｘ
発射地点 L(-48.3,0,0)
カメラ① A(0,-Y,0)
D
C (x,y,z)
ｂ１
ｌ
c1
a1
a1
1
q2
A カメラ①
d1
E
y