Comments
Description
Transcript
カ ッ パ 6 型 ロ ケ ッ ト に つ レゝ て
304 生 産 研 究 カッパ6型ロケットについて 糸 川 英 夫 1． 力sソバ6型の構想 32年12月から翌年1月にかけて第一次計画を行な った組合せは カッパ6型（以後K−6型と略称する）の構想が始ま K−150十250B WT＝全備重量 ったのはK−4型の飛しょう試験が終了した後であって K−150十260B Tm一平均推力 32年11月∼12月からである・ 「生産研究」10巻10号 K−150十330B τ＝燃焼時間 に報告されている・K −122，K−150， K−5型などは当 K−180十330B 時すでに基本構想が定まっていたK−6型の予備テスト でその結果は次の如くである． として行なわれたものである・ K−150＋330B K−6型の基本的方針として，固体燃料系であること K−150 全備重量伊丁一62∼70kg は従来通りであるが，エンジンチャンバー，機体の構造 平均推力Tm ＝・ 1，658 kg 材料として，従来はSAE−4130級の鋼材を使用してき 燃焼時間τ＝＝4．5sec たのを，アルミ合金にかえたことが一つある・次に高速 330B 全重量WT＝3， 310 kg 特に音速の3∼5倍になったときの空気力学的安定，な 平均推力Tm−7，650 kg らびに遷音速領域から超音速領域に亘るフラッタ現象に 燃焼時間τ一4．Osec 対する考慮が次に払われた・これらの考慮を実験によっ 90°発射のときの到達高度とK−150重量の関係 て確かめるために，K−5型のテストが行なわれたので K−150重量（kg） 62 64 66 68 70 到達高度（km）139 131 126 119 114 あって，このデータによってK−6型の計画の裏づけが 行なわれたわけである・K−6型はIGY観測用として50 ∼80kmの上昇性能をねらった・ 2・ K−6型の計画推移 K−180＋330B K−180 WT＝65∼73 kg Tm ＝＝ 1，476 kg τ＝5．5sec K−180WT（kg） 65 67 69 71 73 90°発射到達高度（km）103 99 95 92 88 33年12月から翌34年1月にかけてメインロケッ ト，およびブt・一一・スタロケットとして下記の直径のものが 検討された・ 上記結果で明らかなように，Payloadを変化させたと きの到達高度はKr180はK−150より劣る・以後K− メインロケット K−150，K−180， K−220 180の計画を棄てたのはこの結果からである． ブースタ B−220，B−240， B−260， B−280 70唾射 B −330 Znex ＝91． 9 Km lsas＋250β このうち K−150については「生産研究」10巻10号に Zmax＝∼〃伽 v；2／26 m／s Zmexel150Km 150s＋2tiO8 詳報された通りである．K−180はブースタステージで のC．G・の前移をねらったもので，またPayloadの増 加を考えたものであったが，性能計算の結果は，質量の N 2加κ冒4d．6 Km z5∂8＋∼〃即8 増加による性能向上よりも，空気抵抗の増大による性能 ＼ISOS＋みθB 低下の影響が大きく，結果がかんばしくないのでとりや めになった・K−220はすでにK−3型，K−5型にブー スタとして使用されたロケットであるが，今回はメイ ノ50S＋220B 孟43ワ15ec ンロケットとして使用する計画であって，その結果は K−180と同様な結論であった． 次にブースタ系ではB −220はすでにK−3型，5型で ブースタとして用いられテス．トずみであるが，性能不足 である・しかしここにこれを加えたのはブースタ径を 2Z．Oから300 mmまでかえた計画をたてることによって 500 K−M−．31〃 1500Zt’ m／S optimum design pointを見出すためである． 第1図 各種組合わせのv−2diagram 70°発射 14 Cf50−z20β） 305 第11巻 第8号 の3種を考えて，素材重量を33kgと押さえ，必要な曲 がり公差，偏心その他を考えると，24S・T4を使用し K−150十250B K−150 WT＝70．8kg 7「m ・＝ 988 kg τ＝＝7．51 sec 外径一265mm 内径＝220 mm L−2，300 mm 250B V「T ＝・ 154 kg Tm＝1，995 kg τ＝10 sec z（Km）一到達高度θ一発射角 のものならば製造可能であるとの結論に達した・ θ＝70° g＝115km この素材を中心にブースタを計画するとφ一245く、ら いのものとなり，ここにアルミ合金を使用すれば当時の θ＝90° g＝138 km vmax ・ 1，654 m／sec E 状態ではブースタ径245mmが最大であるとの結果にな K−1 50十260B った． K−150 同上 以上のように，ブー一スタ外径が使用材料を指定すれば f Tm＝2，195 kg τ＝11．6sec 260B M77＝＝207 kg これの素材製造能力によって一義的に決定されるのは θ＝70° 2＝125km optimum designの観点からは好ましいことでなく，任 Vmax＝1，740 m／sec θ ＝・ 90° g・＝ 151 km 意の径のロケットを短期間に繰る方法としセ，従来π計 第1図に上記のほか，K−3型， K−4型の性能計算結 果のv∼9 diagramを示す・ 以上の計画に基づいて240∼260φ系のブースタ用ア ルミ合金素材の検討を33年1月10日より開始し，住 友金属名古屋伸銅所と折衝の結果 PアリC．G ∠1宏1（乙）ゐ ・漁閣像 鵬｛ 鵡π 階像 （劇駁畷） 瀬▼ たものをKAPPA− 6−A型，同じくK−150と260 Bを かけて計画された5ないし6の案のうち 聯・醐・亜：一「聯 解 肱u 画され，245B系を使用し，これとK−150を組み合わせ 年2月16日の設計会議で決まった・ て すなわち32年12月から33年1月に （φ＝300，L＝2，000） （劇K麟 ットエンジンの計画が浮かび上り，260Bは強化プラス チックを使用するエンジンとして245の対案として計 組み合わせたものをKAPPA−6−B型と称することが33 （φ＝220， L＝2，500） （φ＝260，L＝2，300） ＄ミ 画の名でよばれてきた強化プラスチックを使用するロケ 即露 も捻捻 淵 ト｝ 1 ミ＼、 一飛一 ll 3 ＝ 慨一λ1 短溜 （150十245B）と（150十260B）の二つに しぼられたわけである・ ついでこの二案について，各部品の重量 推算，重心計算，安定計算，強度計算，空 力加熱，フラッタ，性能計算が2月から4 月にかけて行なわれ，漸次K−6型の計画 が具体化して行なった・ 5560 a2 w1 肱 λ1 この両者についての設計会議は昭和33 、・5・ダ・一あ・1・・67・166・・1…25156・・1246・・641・36・44・…8 年4月3日，4月12日および4月29日 Cace ti al l2 。。、e l・ a・ 11・ （道川），の3回に亘って開かれ，計画の進 ，a4 「門区3 「P74 λ2 行とともにTW（気温，風観測機）， RS ・5・ダ・一あり1・・9481・9・・∫・…71・5・・176・・74i…341・・83 （太陽分光観測機）への適用も平行した・ 第2図 ee−一一案（150スパン800） ρ曜 物篇 響勝胎 イゐ 謬 概 μ殉 と二つめものが比較され，翼巾憎大に伴な 猷像 廓像 う安定係数の改良と重量増加にょるC．G． 魚K璽 勲κ嘩 気遷 64 丘吻 集ミ 卿 （ ρムー58ffs ‘幽 K−150の尾翼翼巾は700 mniと800mm ・…1 §＼ 偽 」 帯一λ・ の後退が比較検討され，またK桓らQ翼巾増 大に伴なうブースタ安定の低下が検討され た結果，最終的には翼巾700mnjのものが 採用された．’・ i 第2図，第3図，第・図は、iずれも33 v256 年2月より4月の問に検討が重麺られてい る間のK−6型一今’B型の計画薗である・ Case i・・ 1・ ・・ … a2 w・1：w… 156ダ・一あ・3・・68・166・・11， 3，・47156・・1244・4gL・34・・291 ・・ … Case l・ a3 1・ a・ w3 vu4 1・・ ・5・ダ・一あ・い・9551・…il182・・1・6・・1・4・・591・9・・gl・… 第3図1・第二案 （150スパン700） ブースタスデ・一、ジでのロケッ；トの曲げ振 l 動数は19−｛21 cpsとして剛性ヵ1きめられ， またブー1蝿翼の曲げ遡振轍はgo cps，曲げ強度負荷倍数6gを目標とし，翼 巾1，100mm，翼厚14 mmとし， L 2 tの 15 306 生 産 研 究 計画重量より重量が増加しているが， 磁 45 一300 20° ’一’ 一iミ u 16アφノη殿6始 ∼82MdX（タia 」225” （C．G． 64．2％） T 1 同時に燃料のIspも増加しているので この効果が相殺し合ったものである・ 当時なお燃料の搭載重量が決定せ ず，またIspも地上燃焼試験が終了し ないので最終値は決まらず，性能計 算はIsp＝185 sec∼220 secとして種々 5934 のCaseが計算されている・この結果 第4 図 は θ；70°でg＝60∼90km アルミ合金鉱で桐を心材とするsandwitch構造をとるこ とにきめた・ の範囲に入っている． またK−150の尾翼としてはduralmin coreにstain− 1ess stee10．8tをかぶせたsandwitch構造を採用，特 に空力加熱に対する考慮が払われた・ た・その結果3月に行なわれたπ一型ロケットのテストの 結果に未解決の問題を含んでいたことから，B型の計画 が落とされ，最終的にK−6−A型を残すことになった・ K−6型一A である． 昭和33年4月5日当時における245Bの燃焼時間は 12secと推定され，平均推力1，700 kgと考えられてい た・これからランチング時の加速度accを求めると T 1，700kg ＝−7．59 ニ ニ WT 225．9 となり，この値は従来のKAPPA−seriesに比して著しく 昭和33年3月31日現在における計画諸元は K−150十245B 第5図は3月31日当時の性能計算結果を示したもの 補助ブースタ 4月中旬に6月を目標とする飛しょう試験に備えてK −6−A，B型のいずれか一つにしぼることが必要となっ K−150 θ＝90°でg ＝＝ 75∼110km 小さく，風による1aunching disPersionが著しく大きい Wτ＝63．7kg 五＝3，012 mm ことが予想される・ C．G．＝58．2∼52．5％ そこでlaunching時の初速を大きくするために，ラン W．＝225．9kg L＝5，317mm チャー上で燃焼を終了する補助ブースタが考えられた・ C．0．＝64．5∼53．2タ6 第6図は補助ブースタをつけたK−6型の概案で，ラ で，性能計算の結果は ンチャー上でburn outするため，補助ブースタには尾 θ＝ go° 80° 75° 70° 翼をつけない・ g（km）＝ 74。6 67．5 62．7 57．4 4月2日における補助ブースタ計画諸元は で到達高度は60km内外となっている・これは後述の ように，その後のK−6型の飛しょう試験にきわめて近 τ＝0．25sec T＝4，400 kg Isp＝220 sec∼235 sec い結果である・実際の飛しょう試験は3月31日現在の ランチャー上移動距離＝4．5m 最大加速度一149補助ブースタb・o・の速度＝＝36m／sec 4月29日の最終設計会議における決定は補助ブース 25 タ外径160mm，薬長＝250 mm， C・G・移動距ee・−3・5m 20 §N で，burn out速度38 m／secである． 2m∂x この決定に基づいて，補助ブースタの製作が進められ θ＝goe 74．6 km 60°675 75°627〃 70°574〆 15 ると同時にテストスタンドでの地上燃焼テストが6月ま z，t・137ti42m／s で行なわれたが，6月になって地上燃焼試験の結果，燃 焼が不安定であることが判り，遂に実際のテストフライ トには使用されなかった． このため，6．月，9月に行なわれたK−6型のtest flight 10 はいずれもlaunching velocityが遅く，風分散の影響を 5 o 500 第5図 カッパ6型 16 1000 1500zノ励 90°発射v−zdiagram 第6 図 307 第11巻 第8号 うけて高度低下を招いている・解決は245Bの推薬の燃 X、＝＝前進方向加速度計，x，一減速度計，｝㌻z＝横方向 加速度計，T＝表面温度計， o＝歪計 TM一テレメー 焼時間短縮によることになり，これが完成して，最初に K−6型に適用されたのは，12月のflight testからで タ送信機 RT＝＝レーダトランスポンダ あった． K−6−1はRTがないため，他のものより全長を K−245 170mm短くする・ 2段式ロケットK−6型のテストに先立って，245Bだ 5月16日現在における諸元は次の如くである・ けの1段式ロケットのflight testが計画された・これ K−6−1 150 W7 ＝＝ 72．6kg をK−245と称する・ （第7図） C．G．＝59．1∼55．1％ 600 L＝3．075mm @300 10ZO 150一ト245 WT＝254． O kg C．G．＝65．6∼56．6％ RT 「（⊃ 2自 L J ＼RTアンテナ 8； ㌔， 蕊 L＝5，390mm K−6−2 150 VVT＝75．1kg 3295 C．G．＝一 60．3∼55．8％ L＝3，245mm 第7図 150十245VVT ：−256．1kg 4月29日当時の計画諸元は 全長＝3，250mm WT 一 192・ 5kg C・G・＝＝ 59・ 6∼55・6％ 尾翼はK−6型ブースタと全く同じものを使用し・Nose・ coneの長さ600 mm・テレメータ送信機はのせず，レー ダトランスポンダのみをのせ，アンテナは突起型とす る．主なる目的をflight pathにおき，ノズル外側に発 C．G．＝66．2∼57，3％ 五＝5，560mm sE20日6型最終設計会議で決定されたことは，補 助ブースタを使用する場合の時間プログラムとして X： 補助ブースタ ign． X一ト0．18sec： 煙筒2本をつけoptical trackingを助ける・ 発煙時間は50sec∼100 secとする・ 3．K−6型1，2号機 X十〇．20 245B ign． X十11．70 245B b．o． X十12。20 245B切断 以上のような経緯でK−6型の設計が決定し，4機を X十14．70 製作し，6．月にflight testを行なうことになった・ X十23．00 推力吻） ldoo ／1ρo像 脇／°4°撫 用にふり向ける・もし 甥 問題があれば3，4号 甥 もflight testに用い WT ＝・ 71 kg 150十245BW．＝253kg αG．＝66．5％ K−6−2 ×1，X2， Y， Z， TM， RT， ば宇宙線気温風の観測 150 b．o． ．150落下 K−6−1 150 K−6−1 ×1，X2， Y， Z， T， o， TM， 長二諭罷認題潔糊 150 ign． X−1−260sec 4月29日における計画は 〃 b．0． T． Dur＝8． as see 〃 zo 2〃 367 4．0 50 6二〇 70’ 80 y．03ec る． ti川h，‘tlt，，山2、、1」tlthtltlltllb山llll，1111、ill口1”r i’L Li山tllllllli田il・”tl±ttel ただし 第8図 推力（柳 3000 2560惣 ，250〃 2Z／｛クK2 2000 ／650kg 1500 1000 5∂0 0 ￠…詔、．、訊，1。詔、Ill。詔…ll，照、。，…留．詔一ll，季召…ll−9・4…・・紺llll！ie，1・・1『1°se° 第9図 17 308 生 産 研 究 これに対して3kgの重量軽減が意図され， fligt ．’test これら諸元に基づいた性能計算の結果は までに150 W． ・68 kgをね’らうことが提案された． K−6−1245τ＝12sec 150τ＝8secのとぎ K−245は6月にK− 6 −1に先立ってtestされる予 θ ＝・ 75°でg・＝ 50 km Vmax ＝ 1，375m／s 定でL・−3，295mm計測器部のL＝1，020 mm 第10図にこの計算結果を示す・ Nose cone L＝70・3mm 平行部L−317 mm 第11，12図はK−6型一1，2号の最終図面である・ 確T ・F 205 kg’発煙筒＝1．3kg C．G．＝・ 59∼54．5％ 4，K−245の飛しょう試験とその結果 である． 当時までり地上燃焼試験の結果，150および245とし 2殺式ロケットK−6型のテストに先立って，昭和33 て決まった推力曲線を第8図，第9図に示す・ 年6月14日ブt−一・スタエンジンのみの一段式［1ケットK −245のflight testが行なわれた・条件は Znmx ＝5za28 km 25 30 全長L＝3，296mm， VV．＝202．3kg C．G．＝58．3∼53．1 ％θ一30°の予想性能は計算によれば， （第13図） g・＝1．3km x＝10．5km ’＝35 sec ”謹 Vmax＝685 m／sec 飛しょう時間は10時11分，観測の結果は飛しょう 緬 時間36秒水平距離11km（計算値10 km）で推算値 を上まわった・風の条件は北西2・5m／sec気温20°c， 一加∂inム〃ηoαオ t＝、∼4 7s8c 快晴でoptical tracking，レーダtrackingともに落下ま 10 で完測を行なった・ この結果，245Bの飛しょう性能が確立され， K−6型 への希望は濃いものとなった・ 5 5． K−6型一1の飛しょう試験と結果 o姥＝5〃薦500 1000 1卿tr m／s K−245のflight testが順調にすんだので，1日おいた昭 第10図 6型θ 一・ 75°，v−2 diagram 和33年6月16日に245系を使用する最初の2段式ロケット K−6 −1のflight testが行なわれた・ 5390 R〃∬ 867 3〃 L」L− 一＿」 ￨61勿 150：L＝3，073mm WT＝75．5kg 、愈 一§ 匿一’1［一…「 茜’π・・第z 7M 諸元は 」〃 ／TMアソテナ つ・， Hσ Q◎ ＿ C．G．＝59．9∼56．8％ 繊 2625 150十245：L＝5，388mm WT − ＝255．1kgC．G，＝65，2∼56．6％ 第11図 カッパ6型一1号機 予想される性能は計算によれば 547〃 θ＝75°で 3155 ρ67 ＄§ アルプ ・ ミ 農＝’「『、「一一順’ ＋L＿帰＿」 」曹 」 300 ／τ”アンテナ 〃 U〃 1aunching speed ＝ 25 m／sec 合磯》 ＿＿ Vmax ・＝ 1，400 m／sec η 渇・z2．y・z 尺τ g・＝ 50 km t・＝ 260 sec 切 2625 尺τアンテナ 第12図 カッパ6型一2号機 であった． 6月16日11時36分飛しょう したflight testの結果，245ブe−一・・ スタは正常で計画通りに飛しょうし 2 たが，切断後150の燃焼中，途中で §N r4 15 T6 18 ］g 20 1 ll ．／ 、l 、ノぜ・7 0 」 4 第13図 18 2526 28 29 30 31 32 33 34 5 6 7 8 ll fO 9 vtmaar−685覧 3 12 T3 2斗22232、 全備重量199K2 27 ＿＿⊥＿一．一＿一 畷＿ XKM カッパ245B Trajectory 309 第11巻 第8号 陰 燃焼が中絶したため，予想された高度に達しなかった・ （3）テレメータ，レーダ電波中絶の原因については， テレメータ系および計測器は正常に作動している・問題 空力加熱による温度上昇 振動による故障 減圧に として残されたのは，予定では8secである150の燃 よる故障． 焼時間がなぜ1・5secで中絶したかである・原因のうち などの原因が考えられこれらについて，7月，8月に 有力なものとして，当時気候がほとんど標準大気に近か 検討し9月テストで再検討する・ ったため，恒温装置を使用せずに準備が進められたが， 実際には夜間と昼間の温度差が激しく，推薬中心部の温 度は低下していたおそれがあることがあげられた・ 7． K−6型3，4号の計画 K−6−1，2号の33年6月におけるflight testの結 果を総合するとK−6型は観測ロケットとしてまず及第 6． K−6型一2 と言える・ただし難をいえばlaunching sPeedがおそす （1）試験の目的 ぎて風分散の影響をうけ易いこと，および性能がやや不 K−6・−1でメインロケットの燃焼が1．・5・secで中絶し 足で60kmぐらいしか上昇しない点はあるが，電離層 た原因を究明するため． を除くIGY観測計画の宇宙線，気圧，気温風 太陽分 （2） ロケットの状態 光の四項目に対しては十分な性能を持つと言えよう・ 150 フ「＝77．85kg L＝3，156 mm そこで残った問題はK−6−2で現われたテレメータ， C．G．＝60．3％ N＝39． O cps レーダ電波の中絶現象を解明することである・このため 150十245Bη’＝256．75 kg L＝・5，471 mm 7月に全般的な検討をした上，8月にこの検討に基づく C．G．＝65．5％ N＝14．2cps 地上試験を行なった上，9月にK−6 −3，4号をテストし エンジン温度を20°C∼23°Cに保持する てこの最後の問題を解決することになった・もしこれで 搭載計器 X、X2 Y Z 問題が解決できない場合はIGYのロケット観測は難 テレメータ送信器 トランスポンダ しくなろう．このため7月には真剣な討議が行なわれた・ （3）観測系 電波系中絶の原因として考えられることは レーダ：男鹿・下浜・本部・平沢 （1）空力加熱 （2）振動 （3）気圧低下 丸安班：東 植村班：南・中央・H・S・ 空力加熱によって機体の一部，たとえば尾翼前縁など の三原因が考えられる． （4）飛しょう試験 に変形が起こり，これが起因して機体に部分的な損傷が 昭和33年6月20日15時15分飛しょう・ブース 生じ，これがアンテナ系を損傷したとも考えられる・こ タは約11秒間正常に燃焼し，離陸後約15秒でメイン ロケットに点火しその後約7秒間正常に燃焼し，1号機 の対策として，K−6−3，4号には尾翼前縁の先端を丸め に起こったメイン燃焼中絶の点は解決した・ に変更した・このような尾翼変形が起きなくてもアンテ ブースタ切断は14秒で，メインロケットはその後正 ナ系が尾翼についている場合には，ケーブル自体，ケー また材料をstainless steelからNi−Co系の高耐熱合金 常に飛しょうした． ブルの出口，ケーブルとアンテナの接合点などが熱的影 テレメータ・レーダの電波は，30秒までは正常に受信 響を受けることが考えられる・ されたが，30秒より70秒まで受信不能となり，その −iつの案としてはアンテナ系を尾翼からとって，胴部 後70秒より180秒の間100秒より200秒の問で再び 突起角型にすることが考えられる・またケーブルアンテ 受信を記録した・ ナ尾翼の電気機械系に対して細部に亘って熱変形の検討 上昇高度はレーダ，光学系の観測結果が総合されるま では不明であるが，レーダ各班の目測と，テレメータ受 が行なわれ対策が立てられた・ 振動対策としては，まず一番大きな原因となるエンジ 信時間より推定すると，50kmぐらいではないかと推定 ン燃焼中の振動についてデータをとる必要があり，この される・ ためテストスタンド上での燃焼中に振動および音響測定 光学観測各班は，メインロケット燃焼終了後さらに数 および分析を行ない，この結果，搭載品およびロケット 秒間まで追跡を行なった・ 部品に対する振動試験規格を新しくつくることになっ 地上風速は約2m／secで北西 気温24°c た．また特に超音波帯に対して考慮が払われた・ 薬温24°C テストスタンドでの測定によれば （5） 結果とその対策 20cps O．059 200 cps 59 400 cps 5 g （1）メインロケット燃焼は完全で，この点は解決され た． ②ロケット本体の飛しょうは大体正常に認められる・ となっている・従来のテストでは 20−200cps 59 200∼4，000 cps 10g である． 19 310 生 産 研 究 最後に気圧低下による機械的変形と放電の問題が取り 沿うための措置である・ 上げられ，それぞれ実験室内で真空テストを行ない，対 （4）飛しょう試験 策をたてることになった． 3号機：昭和33年9月10日 15時25分最 なお150尾翼のskinは0．8tを1． O tにあげた． 初の発射が試みられたが点火回路ケー 8．K−6型一3，4号の飛しょう試験とその結果 ブル端子が故障で，電流が流れず，中 （1） 目的 止し，9月12日10時31分飛しょ K−6型は33年6月にK−6−1，2号機およびTW う・ロケットは150，245ともに正常． −1， 2号の4機が飛しょうしたが，レーダ，テレメータ テレメータ受信208秒 はいずれも30秒前後で不調となり，またロケットもK じ 一6−2で150型が燃焼中絶，TW−1でタイマt−一・・早期作 レーダ 下浜：220sec寒風山：190 動などの欠点が発見されたので，7月，8月を通じて振 180sec 動，空力加熱，気圧低下などに対して細心の地上テスト 計測X1，X2，X3完測 および検討がなされ，これらの効果を9月テストとして T1， T2， T3完測 K−6 −3，4号をもって，確かめることとなった． 光学班 雲に入るまで・ （2） ロケットの状態 気 象 地上風速0，気温24°C 空力加熱，振動を考慮して，レーダアンテナとして， くもり 頭部突起型，および尾翼切込み型の2種を用意した・ 4号機：9月14日 11時40分飛しょう テレメータアンテナは従来通りの尾翼ワイヤー型． ロケット：正常 計測器としては従来のX、X，のほかに振動を考えてX、 テレメータ：207秒受信 を新設，また特に空力加熱に重点をおいて表面温度を頭 レーダ：前同様 部，胴部および尾翼の3個所に設置した・ 計測： 〃 切断，点火時間は b．o． 245 気象：南西4m／s 26°Cくもり，側風 切断 150 全重C全重C 影響大きい・ 13sec （5） 成果 13sec b．o． 25sec coasting 150 12sec ig． 150 長量G長量G 150十245 sec 平沢：100 sec本部： 3号機 5sec 4号機 ロケット エンジン機体とも完 レーダアンテナ 角型可 K−6−3 K−6−4 高 度 3，253mm 3，255mm 飛しょう時間 208sec一トα 尾翼型可 約40km 207sec十α 83，75kg 82．41kg T、（頭部） 220°C 160∼170°C 60．1％ 60．4％ T、（胴部） 140°C 150°C 5，614mm 5，615mm T3（尾部） 260°C 260°C 264．52kg 263．91kg 245加速終了 10．2sec 10sec 65．1％ 65．3％ 切 断 13．9sec 14．1sec 150ig． 17．6sec 18．Osec 150加速終了 24．9sec 25．3sec 245×1 7∼99 （3） 飛しょう条件 発射角：上下角：78° 水平角：磁西より北へ4度 警戒海域：従来の60％に縮少・特に左右方向をつ 150Xl める． X2 （140°4！0”：39°35／48”） sp’n 10．5∼17．8g 23．3g −49，−89 −4．79 （138°40／0”： 39°49／0”） （138°42／30”： 39°13i30”） （140°3／3011： 39°32／8”） 初期3∼4sec 中期8sec 終期2sec ｛ （注） 空力加熱：推算の結果とかなりよく一致する・ とね，みくら，いそなみ，ベルヘリコプタ飛 （1） しょう時刻：10．30∼11．10 11．40∼12．20 （2） 15．00∼15．40 ターンの代表的なものとなる・発射角71°相当・ の3回に限定した． 9．K−6型について 以上はいずれも漁協よりの強い要望に，いくぶんでも K−6 −3，4号の結果をまとめると， 20 飛しょう経路：4号機の高度約40kmで西風パ 第11巻 第8号 311 ロケット名称 ロ ケ ッ ト テレメータ K−6＿3 完 全 完 K−6−4 完 全 レ ー ダ 全 角型アンテナ コースト5秒 完 全 完 尾翼アンテナ 全 コースト5秒 完 全 で t 計測系綾砿度うお鵡 XI X2 ×3 T 完 測 XI X2 ×3 T 完 測 （208sec） 39km （207 sec） （5）コースト3秒のとき，角型アンテナレーダは中絶 （1）観測ロケットとしてロケット本体，テレメータ系 した． レーダ系が実用になるまで完成された・ t （6）空力加熱が実測され，尾翼で260°C，頭部で220°C， （2）最高々度60kmの見込みがはっきりした． 胴部で140°C前後であることが判った・ （3）飛しょう経路と風のバターンの関係が明確になっ （7）発射角は全部78°で道川実験場で80°まで発射 た． 可能なことが確かめられた・ （4）コースト5秒で，テレメー一一一・タ，レーダ系は角型， かくして，K−6型はIGYロケット観測に適用される 尾翼型アンテナの両者とも使用可・ ことが確立されたのである・ （1959・5・8） カッパ6型TWロケットについて 糸 」 i 1， 緒 言 英 夫 3． カッパ6型1とその飛しょう試験 TWはTemperature Windの略で， Grenade method （1）目 的 による気温，風観測用に作られたロケットである・気温 高度40∼50kmで発音弾（薬量1kg）を爆発させて 風はIGYロケット観測中，最も重点をおかれた観測項 この圧力波伝播を地上受波器系でうけ，これより上層の 目で高度60kmまでの気温，風の分布を春分，秋分， 気温・風を観測する・ 夏至，冬至の四季に亘って観測した・使用ロケットおよ び測定時日，grenade数は下表のとおりである． 2・カッパ6型・TWの計画経緯 初期の計画はdart−systemを採用し， grenade入りの ぐ 発射角度78°で，発音時間X十150秒にセットし発音 点高度50kmロケット最高々度約60 kmの見込み・ 観測の便宜上からは最高点に到る上昇途中で，発音さ せる方が音波の到来距離が小なくてよいが，K−6型一2 で飛しょう性能が確認されていないので，このテストを dartをエンジン部からb． o．後切り離し，その後，後方 も合わせて行うため，両者で歩み寄り，TW−1では，最 に向かって順次にgrenadeを射出する方法であった・ 高点をすぎて下降運動中に発音させる計画を立てた・ この案は機体全長が著しく長くなるためフラッタの危険 ② ロケットの状態 150 L＝3．074 があるかも知れぬとの考慮から間もなく棄てられた・ 9renadeとしては薬量1kgのRDX， TNT系の発音 W＝76．05 弾が考えられ，これをtimelyに始動させるためのタイ CG＝59．0％ マー一一 ？6よび信管安全装置の設計と地上試験に月日が費い やされた・初期のK−6型一TWが1号から4号まで発音 N＝46．Ocps 150十245B 弾を1発しか持っていない・いわゆる自爆型であったの W＝255．45 は，安全性に対する考慮からで，号を追って逐次gre・ nade数を増大して行く方法がとられた・ L＝5，389 CG＝65．0％ （3）飛しょう試験 21