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S-520-23号機に搭載されたインフレータブル伸展方式アンテナは全伸展したことが確認され、EVMR(Electric field and VLF/MF band radio Receiver)-ANTとして電場・VLF(Very Low Frequency)/MF(Medium Frequency)帯電波受信に供することができた。, 資料番号: AA0063716020

ドラッグフリー技術に基づいた新しい自由落下カプセルを、2006年5月に高高度気球B200を用いて高度40kmから投下し、微小重力実験が行われた。今回の最初の試験飛行により、3陸大気球観測所の制御室とカプセルとの間での無線通信、ドラッグフリー制御、そして飛行シーケンスを分析するための基本的データを得ることに成功した。, The first microgravity experiment using a new free-fall capsule released from 40 km altitude was performed on May, 2006 based on a drag-free technique. The fundamental data for analyzing the drag-free control, the flight sequence, and the wireless communication between the capsule and a control room were successfully obtained in the first test flight., 資料番号: AA0063732002, レポート番号: JAXA-RR-07-009

資料番号: AA0063330001, レポート番号: JAXA-SP-06-020

Tokyo Tech had developed a nano-satellite Cute-1.7 + APD (Avalanche Photo Diode) that was launched by JAXA M-V-8 rocket and conducted its initial missions. We also have developed the succeeding satellite that will be launched on June 2007., 資料番号: AA0063349032

The Japan Space Exploration Agency (JAXA) is developing a hypersonic turbojet engine to realize Mach 5 or 6 cruise vehicles and reusable LEO transportation systems. Design and fabrication of a subscale turbojet engine of 1 kN thrust with an air precooking system have been continued. In 2005, we conducted performance verification test of a newly developed air-precooler, compressor, and a liquid hydrogen supply system for the subscale engine. Test results are briefly reported in this paper., 資料番号: AA0049500023, レポート番号: JAXA-SP-06-006

小型ジェットエンジンを使った騒音の計測と制御についての実験の需要が高まっている。飛行実験への発展などを視野に入れると、高温排気ジェットや圧縮機音を模擬でき、かつ機動性に富んだ小型ジェットエンジンが必要である。一方、ラジコン飛行機用小型ジェットエンジンは、信頼性、耐久性、操作性が格段に向上し、エンジン運転実験、風洞実験、更に飛行実験に堪えうる有力な実験装置として期待されている。かかる背景の下、小型ジェットエンジンを様々な騒音実験に利用しながら、ノウハウを蓄積してきた。本発表は、小型ジェットエンジンを使った単体運転、能動制御実証、風洞模型、飛行実験について、適用例を紹介する。, 資料番号: AA0049211003, レポート番号: JAXA-SP-05-016

一層の騒音低減には、個々の音源の情報を把握すること、即ち音源探査が必要である。航空機騒音に於いては、エンジン、高揚力装置、脚などの要素のみならず、全機模型についての音源探査が有効である。音源探査法としてマイクロホンアレイ法を採用し、風洞実験や飛行実験に適用して技術向上を図ってきた。本報では、これまでの音源探査例について紹介する。, 資料番号: AA0049211004, レポート番号: JAXA-SP-05-016

柔構造エアロシェルは再突入体や惑星突入する衛星への応用が提案されているが、柔構造体の高速気流中での空力特性に関しては、完全に理解されているとは言えない。そこで、その高速飛行性能を実証するためにJAXAの大気球を用いた柔構造機体の飛行試験が計画され、その第1回目の試験が2003年9月に行われた。本論文は、カプセル形状の本体にフレア型の柔構造エアロシェルを取り付けた機体のフライト試験の概要、機体開発、および、実験結果についての報告を行う。フライト試験では、気球のゴンドラとフライト機体の切り離し機構の不具合によって機体単体での飛行は実現しなかったが、1)風洞実験などの事前試験によって、フレア型の柔構造エアロシェルに関して、その変形形状や空力特性などについて知見を得た、2)直径1.35mサイズの柔構造エアロシェルの収納展開を地上試験で実証した、3)膜展開構造を含むフライト機体とカプセル内部に搭載された機器は飛行中健全に機能していたことが確認された、などの今後の開発につながる様々な成果が得られた。, Membrane aeroshell has a potential for application to re-entry capsules and planetary-entry probes in the future due to its low mass and low storage volume. Its characteristics, however, is not well understood particularly in high speed flow regions. The flight test using the scientific balloon is conducted to demonstrate its high speed flight capability on September 1st, 2003. This paper describes the outline of this project, the development report of the flight model with the flare-type membrane aeroshell, and the results of the flight tests. Despite the flight model dropped with a gondola because of the trouble in the separation device, there are a lot of accomplishments in this project; 1) to obtain the knowledge about the deformation, stability, and aerodynamic characteristics of the flare-type membrane aeroshell by pre-flight wind tunnel test, 2) to demonstrate that 1.35 meter diameter membrane aeroshell can be stowed in a backside of the 0.5 meter capsule and deployed automatically in the ground test, and 3) to verify that the almost all of the sensors installed in the capsule worked normally at the high altitude and the deployed membrane aeroshell can withstand the actual flight environment., 資料番号: AA0048133004, レポート番号: JAXA-RR-04-015

本稿では、完全再使用宇宙輸送系の構築へ向けた最初の1歩として、ロケット複合サイクル推進系の開発が急務であり、それを早期に実現するためには、飛翔実験装置(FTB=Flying Test Bed)の開発・運用こそが優先課題であるとした講演の内容をまとめた。, 資料番号: AA0049122098

資料番号: AA0049122181

This research is continued from Research on Planning of Flight Demonstrations for Reusable Space Transportation System in the FY 2002, and is being carried out with the aim of drawing up a flight demonstration project to prove important key technologies necessary for the reusable space transportation system by flight tests in the next medium term. The following research activities were conducted in FY 2003. 1) Feasibility Confirmation of the Next Candidate Flight Demonstration System: It was studied that what kinds of flight demonstrators are effective in the development of the reusable space transportation system and feasibilities studies of those demonstrators were progressed. And to strengthen the flight demonstrations plan, each plan was compared and discussed. 2) The element technology necessary for the next flight experiment system: Important key technologies to realize the flight demonstration plan were selected, and their development researches were conducted. The flight experiment of parafoil guidance technology was carried out under the joint research with Mitsubishi Heavy Industries, Ltd., 資料番号: AA0047944001, レポート番号: JAXA-RM-04-009

2003年10月、JAXA能代多目的実験場に於いて「再使用ロケット実験機第3次離着陸実験(RVT-9)」が実施された。再使用ロケット実験機(RVT、 Reusable Vehicle Test)とは、将来繰り返し飛行が可能な完全な再使用型のロケットに関する技術・経験の蓄積を目的とした機体であり、その実現の鍵の1つとして、機体構造の軽量化が挙げられている。本論文は、機体軽量化の一環として開発を進めた複合材極低温タンクの開発過程および得られた成果・知見について報告するものである。, 資料番号: AA0047118051

The University of Queensland successfully achieved a Scramjet flight experiment by using NASA sounding rocket Terrier-Orion. This flight experiment technique for Scramjet research is called HyShot. JAXA has been planning HyShot-based flight experiment aiming for demonstration of JAXA's advanced Scramjet technology based on the ground testing. In the present paper the outline of the flight experiment program, results of the ground testing and progress situation are reported., 資料番号: AA0047118017

資料番号: AA0046651015

資料番号: AA0046651014

Computational analysis of High Speed Flight Demonstrator (HSFD) Phase 2 Vehicle are presented. HSFD Phase 2 is the flight experiment to reduce uncertainties in the HOPE-X transonic aerodynamics. HSFD vehicle is 25 percent scale model of HOPE-X. The phase 2 flight experiment will be scheduled at the Swedish Space Corporation's Esrange site in Sweden in 2003 and conducted in collaboration with Centre National d'Etudes Spatiales (CNES) of France. In this paper, multi-block Navier-Stokes simulations have been performed for the HSFD model and total aerodynamic performance including base regions has been investigated. Especially, study of the base flow effects is focused on for the accurate prediction of total aerodynamic characteristics. Computational results are compared with the experimental data of NAL transonic wind tunnel at M(sub infinity) = 0.8, 1.05 and 1.2., 資料番号: AA0045948026, レポート番号: NAL SP-57

資料番号: AA0045439021

Proposed research project named NOCTARN aims at noise reduction around small airports by using flexible trajectories that are defined by GPS and data link communication system. In the course of the research, functions of the avionics, data-link protocol, operational procedures, airspace design, and functions of ATC console will be investigated and evaluated by conducting flight simulation and flight test., 資料番号: AA0045946002, レポート番号: NAL SP-55

A High-Speed Flight Demonstration (HSFD) program using scaled models is planned as part of NAL/NASDA joint research for the HOPE-X unmanned re-entry vehicle project. The program consists of two phases, and the objective of Phase II is to estimate the transonic aerodynamic characteristics of the HOPE-X configuration. Especially, the base pressure distribution made by the flow behind the base plate, or base flow is watched. The experimental method for Phase II is highly unique: the experiment vehicle is to be lifted to high altitude by a stratospheric balloon, from which it will be released and accelerated in free fall. During data acquisition, the vehicle will fly at a constant Mach number while changing its angle of attack quasi-statically. The aerodynamic data obtained through the flight experiment will be used to reduce the uncertainties in the HOPE-X aerodynamic database, which are greater for the transonic region than for other speed regions, and to contribute reference data to improve wind tunnel testing and CFD (Computational Fluid Dynamics) technologies. In this paper, the concept of data analysis will be stated both from CFD and EFD points of view. The Phase II flight experiment will be conducted by NAL, NASDA and the Centre National d'Etudes Spatiales (CNES) of France in collaboration. The first flight is scheduled for August 2002., 資料番号: AA0032819011, レポート番号: NAL SP-53

Finding CFD/EFD synergism is a critical issue for viable and reliable flight predictions in developing future aerospace vehicles. This paper addresses some problems and strategies towards the unification of CFD/EFD with emphasis being placed on the identification of the meaning of 'EFD for CFD' and 'CFD for EFD'. Joint computational/experimental research programs planned in NAL are also presented., 資料番号: AA0032819018, レポート番号: NAL SP-53

27-28 Sept. 1999 (25th). 27-28 Mar. 2000 (26th), CFD(数値流体力学)手法を用いて自然層流翼に適用することを意図したNALのSST(超音速輸送機)計画に関連して境界層遷移計測を実施した。実験の目的は最先端的な境界層遷移に関するデータベースを構築して翼上の遷移点予測の参考とし、また高度な計測技術を確立して航空機の飛行試験に適用することにある。本論文では、代表的な2つの予備実験の結果を報告した。ひとつはビーチクラフト機を使った飛行試験で、低乱流環境下における遷移過程を把握し、飛行試験の諸課題を明らかにするために実施した。Tollmien-Schlichting波が前縁近傍領域で検出され、スペクトルの振幅分布がSALLY(3次元層流境界層安定性解析)コードを使った数値予測値と非常によく一致したことから、風洞内で行う遷移計測が好結果を得ることが分かった。もうひとつは、超音速風洞内においてSST実験機の半裁模型に対して行った計測である。設計点、すなわち、迎角α=2.7度の時のマッハ数M=2では、層流状態は少なくともX/C=0.5に耐えることが分かった。自然層流翼はSST実験機の飛行試験で実現すると期待されている。, Boundary-layer transition measurements have been conducted associated with the NAL SST (Supersonic Transport) project, which is designed to apply natural laminar flow wing using CFD (Computational Fluid Dynamics) technique. The purpose of experiments is to construct the database on boundary-layer transition most advanced which will be referred to predict the transition point on the wings, and to establish high quality measurement techniques, which will be applied to the flight test of the airplane. In this paper, the results of two typical preliminary experiments are introduced. One is flight tests using Beachcraft airplane, which are performed to grasp the transition process under low disturbance environment and to clarify the problems of flight test. Transition measurement as conducted in wind-tunnel was found to be successful, because Tollmien-Schlichting wave is detected at the region near the leading edge, and its amplitude distribution of the spectrum is in very good agreement with the numerical prediction by SALLY (3D laminar boundary layer stability analysis)-code. Another is the measurement on a half-model of SST experimental airplane in a supersonic wind tunnel. At the design point, i.e. Mach number M = 2 at an angle of attack alpha = 2.7 deg, it is found that the laminar state sustained at least to X/C = 0.5. Natural laminar flow wing is expected to realize on the flight test of SST experimental airplane., 資料番号: AA0028636001, レポート番号: NAL SP-47

航空機の表示画面上に写し出される対象物体の画像は、その物体と航空機との相対位置および姿勢情報を得るために有効で、かつ自律航法システムに不可欠である。ここでは、水平線画像と矩形滑走路の両側平行2直線の画像を使って、空港に対する航空機の相対位置と姿勢を推定する一手法を提案して、さらに飛行実験による評価を実施した。具体的方法としては、入力となる画面へのセンサ情報は、航空機の機首に搭載したカメラにより撮影した着陸時の滑走路画像である。これを画面上で滑走路両側境界線交点の座標および境界線の傾きを求め、航空機の位置および姿勢情報を計算で求める方法を開発した。飛行実験は、Do-228型機を用いて着陸形態で実施し、これを従来のD(差分)GPSやINS航法データと比較した。その結果、姿勢角については、0.2度、位置は、1.5m程度の満足する精度を示したが、さらに、精度向上の可能性について検討する価値がある。, A graphic image on the display in the cockpit of aircraft can be used for providing the pilot with information in respect to the aircraft position and attitude relative to the runway when the aircraft is approaching for landing. This is particularly important for autonomous navigations. In this paper, a method was proposed by photographing the runway with a camera, installed at the cockpit, with a particular attention to the horizontal images and the side lines of the runway strip. Furthermore, validation was made on the accuracy of the method by carrying out the flight tests for landing with a Do-228 aircraft, installing the image processing system. The graphic input for sensor information was provided with the camera, photographing the runway during the approach, the data of which were processed for calculating the cross point coordinates and the gradients of the side lines of the airstrip image into obtaining the aircraft position and attitude relative to the runway. The experimental flights were conducted with Do-228 aircraft during the approach to landing. The data acquired were compared with the other data reference supplied from the conventional landing navigation systems, such as D (Differential) GPS and INS. As a result, the angle of the attitude was turned to be 0.2 deg and the position was 1.5 m each deviated from the conventional system measurements. The accuracy was practically satisfactory, though further improvements could still be valuable to be considered., 資料番号: AA0028656000, レポート番号: NAL TR-1411

豪州での小型自動着陸実験(ALFLEX: Automatic Landing Flight Experiment)で、飛行経路の実時間監視のために、トラッキング・レーダが使用された。監視精度向上のための精密な較正を行った後、懸吊飛行試験において、レーザ・トラッカ取得測位データとの比較により、トラッキング・レーダによる測位の精度評価を行った。その結果、実時間監視用として充分な精度であることが確認できた。さらに、自動着陸実験においても測位精度評価を行い、実時間監視が確実に行われていたことを確認した。, ALFLEX (Automatic Landing Flight Experiments) were conducted at Woomera airport in Australia in 1996. In these experiments, an ALFLEX vehicle is lifted by helicopter, released at an altitude of around 1,500 meters and landed on a runway automatically. A tracking radar was employed as a real-time flight path monitor of the vehicle during the experiments. The positioning accuracy of the tracking radar was evaluated by comparing it with that of the laser tracker in the flight tests. In conclusion, it was confirmed that the tracking radar used met the accuracy requirements for a real-time monitor system for ALFLEX., 資料番号: AA0001972000, レポート番号: NAL TM-749

航空宇宙技術研究所では、ドルニエDo228-200型機を母機として、インフライト・シミュレーション機能を持つ実験用航空機MuPAL-αを開発中である。MuPALはMulti Purpose Aviation Laboratory(多目的実証実験機)の略称である。MuPAL-αは、可変安定応答機能を実現するためのフライ・バイ・ワイヤ操縦装置および直接揚力制御装置を整備し、突風応答や機体故障時の運動も含めた様々な航空機の運動を模擬することができる。キャビン内に設置した実験用操縦席は、ディスプレイなどのパイロット・インタフェイスやモーション・キューの影響に対する柔軟な研究環境を提供する。計測システムは、高精度データ計測機能と様々なセンサ・システムに対応できる汎用性を持つ。MuPAL-αは、誘導制御技術の飛行実証、ヒューマン・ファクタに関する研究、航空機搭載用機器の運用評価を始めとする様々な研究課題に貢献することを目指す。本資料では、MuPAL-αの機能および安全性に対する要求、搭載システムの構成、および機能、開発スケジュールなどについて述べる。, National Aerospace Laboratory (NAL) is developing a new in flight simulator named MuPAL-alpha. MuPAL stands for Multi Purpose Aviation Laboratory. MuPAL-alpha is based on a Dornier Do-228. It is equipped with a Fly-By-Wire control system and a Direct Lift Control system to enable variable stability and response capability. MuPAL-alpha can simulate the motion of various types of aircraft, including gust responses and motion in the event of system failures. An experimental cockpit in the cabin provides a flexible environment for research on pilot interfaces and the effects of motion cues. The data acquisition system is characterized by its ability to handle the data from a variety of sensor systems as well as its sensors with a high level of accuracy. MuPAL-alpha is expected to make a major contribution to such areas as flight demonstrations of guidance and control technologies, research on human factors, evaluation of on board equipment and so on. This report deals with the requirements, on board systems and development schedule of MuPAL-alpha., 資料番号: AA0028641000, レポート番号: NAL TM-747

「飛鳥」は航空宇宙技術研究所で研究開発されたSTOL(短滑走路離着陸)技術を実証するための実験機である。飛行試験は岐阜飛行場で1986年4月1日から1989年3月31日の間行われた。この報告書は飛行試験期間を通じて行ったSTOL着陸形態時の飛行、特にSTOL進入着陸時の操縦評価について報告するものである。, The quiet STOL (Short Take off and Landing) experimental aircraft 'ASKA' was developed by the National Aerospace Laboratory (NAL) and flight tests were conducted at Gifu airfield between April 1, 1986 and March 31, 1989. This report describes the flight evaluation of STOL approach and landing problems., 資料番号: AA0001147000, レポート番号: NAL TR-1341

極超音速飛行実験機(HYFLEX)は、我が国で初めての極超音速揚力飛行を行うことに成功した。この実験機は、無人宇宙往還機に必要な基礎技術を確立するために開発されたものである。本報告では、飛行データの解析により得られた主要な空力特性およびその予測結果との比較を示す。それらは、空力係数、縦トリウム特性、空力微係数、エレボンヒンジモーメント係数、表面圧力分布である。飛行結果と比較した予測値は、風洞試験やCFD(計算流体力学)計算に基づき設定されたものである。比較の目的は、設計の過程における不確定性の設定も含めて、予測法の妥当性を評価することにある。飛行結果は概ね予測値に一致したが、このことは今回使用した予測法が高迎角で飛行する再突入揚力体の設計に有効であることを示している。その一方で、軸力係数、エレボントリム舵角、RCS(ガスジェット姿勢制御システム)ガスジェット干渉について、飛行結果と予測値の間に差が見られたため、それらの原因も考察する。, The Hypersonic Flight Experiment (HYFLEX) vehicle successfully performed a hypersonic lifting flight. The vehicle was developed to establish the basic technologies necessary for an unmanned shuttle vehicle. In this report, the primary aerodynamic characteristics derived from analysis of the flight data are presented. They are aerodynamic force coefficients, longitudinal trim characteristics, stability and control derivatives, elevon hinge moment coefficient, and surface pressure distribution. The flight results are compared with the preflight predictions based on wind tunnel tests and CFD (Computational Fluid Dynamics) calculations. The purpose of the comparison is to evaluate the validity of the prediction methods including the development of aerodynamic uncertainties in the vehicle design process. The flight results agreed well with the predictions. This shows that the prediction methods are generally valid for the design of a lifting reentry vehicle with a high angle of attack. On the other hand, some differences between the flight results and the predictions were found in axial force coefficient, elevon trim deflection, and RCS (Reaction Control Subsystem) gas-jet interaction. The causes of these are also discussed in this report., 資料番号: AA0001262000, レポート番号: NAL TR-1334

24-25 Jul. 1996, 極超音速飛行実験機(HYFLEX)は、NAL/NASDAによるHOPE(H-2ロケット打上げ型有翼宇宙往還機)研究共同開発のための飛行実験の一環として、1996年2月12日に成功裡に実施された。HYFLEX実験機は、J-1試験機1号機により種子島宇宙センタから打ち上げられ、ほぼ計画通りの分離条件で分離した後、所望の飛行経路に沿って飛行した。飛行データは正常に取得され、それらは詳細に解析されている。本報告では、HYFLEX実験機の航法系および飛行データを用いて解析された実飛行経路について述べる。さらに慣性航法系の精度の評価・検討結果についても述べる。, Hypersonic Flight Experiment (HYFLEX) was completed successfully on Feb. 12, 1996, as one of the flight experiments for the development of HOPE (the H-2 Orbiting Plane) under the cooperation of NAL and NASDA. The HYFLEX vehicle (4.4 m long, 1.36 m wide, 1.04 m high and 1,073 kgf weight) was launched by a new J-1 rocket at the Tanegashima Space Center and flew along an approximately desired trajectory similar to the plan after both vehicles had been separated as almost planned. The flight data were obtained and were analyzed in detail. In this paper, the navigation system and actual flight path analyzed using the flight data of the HYFLEX vehicle are described. Also, the accuracy of the inertial navigation system is discussed., 資料番号: AA0000584009, レポート番号: NAL SP-32

1988年度に導入された実験用航空機Do-228-200型機に対して、飛行データ収集システム(Flight Data Acquisition System: FDAS)を構築した。近年、計算機の発達が著しいことを背景に、パーソナル・コンピュータを用いてFDASの構築を試みた。しかしその後、センサや航法機器の追加搭載に伴って、センサ、航法機器などから得られる飛行データも増加してきた。このため、取り込み信号数の増加、データ収集量の増大、そしてより取り扱い易い汎用的なシステムを目指して、新しいFDASを構築した。さらに、飛行実験における飛行データを地上でモニタすることは、飛行実験をより効率的に行う上で有効であると考え、それを実現するためにダウンリンク・システムを構築した。, The National Aerospace Laboratory introduced a flight research airplane, a Dornier-228-200, and constructed a Flight Data Acquisition System (FDAS) for flight tests of navigation system at Sendai airport. The new FDAS has been constructed to improve data acquisition ability and to ensure easy operation. For an efficient flight test operation a data downlink system was also constructed. This report describes the outline of the new systems and their flight test evaluation results., 資料番号: AA0000868000, レポート番号: NAL TM-699

本資料では、1996年2月12日に打ち上げられた極超音速飛行実験機(HYFLEX)の捜索・回収における当所の実験用航空機Dornier-228(以下、Do-228)の飛行(以下、ミッションフライト)内容について述べるとともに、事前に実施された飛行試験、予行飛行およびDo-228の機体改修について報告する。まず、飛行試験は1995年9月6日から1996年2月5日までに計7回実施された。本資料では、最初にこの飛行試験の内容について報告する。次いで、ミッションエリアが遠洋上となるために超過重量形態での飛行が要求されたため、パイロットの飛行慣熟のため予行飛行を行ったのでこの内容について報告する。予行飛行では、自機の位置を把握するためにDo-228に搭載されているFMS(飛行管理システム)、GPS(全地球的位置決めシステム)についても機能確認を行った。この点についても併せて報告する。また、1995年12月14日から1996年1月19日まで、短波無線機を搭載するために必要な機体改修を実施したので、この内容についても報告する。最後に、打ち上げ当日のミッションフライトの概要と詳細について述べ、得られた成果を報告する。以上のように、事前に入念な準備がされた上で実施されたDo-228によるミッションフライトは、大きな成果を上げて完了した。, The present paper describes a search and watch flight of a Dornier-228 for the Hypersonic Flight Experiment (HYFLEX) vehicle, as well as several flight tests prior to the search flight to construct the required beacon receiver system. Flight tests prior to the search flight were carried out seven times between September 6, 1995 and February 5, 1996. As a result of these tests, a beacon receiver system which has a capability to receive the signal from the HYFLEX vehicle from about 20 km was successfully constructed. Before the search and watch flight, the Dornier-228 was loaded with HF (High Frequency) radio for communication during the search flight far away from land. As for the search and watch flight, a sequence of events and the flight trajectory of the Dornier-228 are shown and the details of the flight are described. FMS (Flight Management System) and GPS (Global Positioning System) records indicate that the flight was carried out according to the schedule. Also, some photographs of the floating HYFLEX vehicle taken from the Dornier-228 are shown., 資料番号: AA0000585000, レポート番号: NAL TM-696

航空宇宙技術研究所の実験用航空機であるドルニエ社製Do228型機の飛行試験データからV-γ線図を作成し、同図を用いて飛行性能値のみでなく縦の運動を支配する主要なパラメータ(縦の微係数)を推定した。また、同機の風洞試験データをもとにした数学モデルより算出したパラメータと飛行試験から得られたV-γ線図により算出されたパラメータとを比較し、数学モデルの検証を行った。さらに、縦の微係数に含まれる誤差の影響を論じた。, In this study, the flying qualities of the flight research airplane Do228 were evaluated. By performing some flight tests using a Do228, the V-gamma diagrams with some configurations were drawn out. The flight performance was obtained, and some longitudinal aerodynamic derivatives such as X(sub )u, X(sub w), Z(sub u) and Z(sub w) were estimated from the performance. The parameter errors were examined by comparing the above parameters with those based on the wind tunnel tests. According to the results, the accuracy of the parameters estimated from V-gamma diagrams was sufficient to discuss the longitudinal dynamics., 資料番号: AA0000447000, レポート番号: NAL TR-1288

航空技術研究所(NAL)では実験用航空機を用いて突風荷重軽減技術を飛行実証するための研究準備が進められている。突風荷重軽減システムを設計するためには航空機の構造特性が必要である。そのためにドルニエDo228-200型機の地上振動試験が1994年3月15日から1ケ月間に実施された。本報告にはその地上振動試験および結果を記述した。, NAL (National Aerospace Laboratory) is preparing to conduct flight tests for gust load alleviation technology using an experimental airplane. The structural characteristics of the airplane are needed to design the gust load alleviation system. Ground Vibration Tests (GVT) of the Dornier 228-200 airplane were therefore carried out for one month from March 15, 1994. In this paper, the GVT and the results are described., 資料番号: AA0004266000, レポート番号: NAL TR-1259

低騒音STOL実験機「飛鳥」の開発と飛行試験を中心課題とするSTOLプロジェクトは、1970年代から1980年代後半にかけてSTOL技術の確立を目的とし、国内の関係機関、メーカの協力のもとで、約350億円かけて実施された大型の研究開発プロジェクトである。航空宇宙技術研究所は研究者の約1/3からなる実施組織を作りプロジェクトを推進したが、従来の研究活動の枠を越えた多大な技術管理業務を必要とした。本報告はこのプロジェクト研究で「何がどのように達成されたか」、「どのように推進されたか」に答えるために、プロジェクトの全体像、推進体制、技術管理体制等に焦点をあててまとめたものである。, A large scale technological R&D project of the fanjet STOL aircraft has been promoted by the National Aerospace Laboratory (NAL) of the Science and Technology Agency (STA) with support and cooperation from related organizations, from the middle of the 1970s to the end of the 1980s with a budgetary expense of about 350 billion yen. This report was prepared based on the above mentioned consideration and describes 'what was realized in this project' and 'how individual work and tasks were carried out'. At about the same time of publication of this project summary, three more detailed summary reports, namely summaries of the development of STOL research aircraft, of the engine development and of the flight test are being published. These four documents might be consulted to understand all activities related to the project., 資料番号: AA0004152000, レポート番号: NAL TM-665

スクラムジェットエンジの研究開発において、飛行試験は地上試験および計算機シミュレーションと同様に重要である。空気取り入れ口流の淀み点の超高温度および圧力は、地上試験装置では作り得ず飛行試験で達成できる。それで飛行試験はシミュレータプログラムの検証に用いられる。種種の技術的問題解決手段として、次の3シリーズの飛行試験を提案する。フェーズ0:ロケットブースタの先端に単段縮尺エンジンモジュールを取り付けた飛行試験システムの構築、およびこのシステムを用いた地上試験結果との比較検討。フェーズ1:マッハ数10における統合化エンジンエアフレームの影響試験。フェーズ2:マッハ数16における実物大エンジンモジュールのスケール効果調査試験。以上の3フェーズにわたる試験機およびエンジンの概念設計研究を行った。, In the research and development of scramlet engines, flight tests are as important as ground tests and computer simulations. Extremely high stagnation temperature and pressure of the incoming air flow, which cannot be produced by ground test facilities, can be achieved in flight test. Thus, flight tests can be used to validate computer simulation codes. To achieve various technical breakthroughs, three series of flight tests are proposed. Phase zero is to establish a flight test system using a single sub-scale engine module attached on the top of a rocket booster and to compare the result with that of ground tests. In Phase one, effects of engine-airframe integration is tested at Mach ten. Larger engine modules are tested to investigate scale effects at Mach 16 in Phase two. Conceptual studies on the test vehicles and the engines for the three phases are conducted., 資料番号: AA0004149000, レポート番号: NAL TM-662

本稿は、ファンジェットSTOL(短距離離着陸)実験機(飛鳥)用に開発されたHUD(ヘッドアップディスプレイ)およびIRU(慣性基準装置)を航空宇宙技術研究所(NAL)所有のビーチクラフト65型クインエア実験用航空機に搭載して、HUDの有効性、ならびにIRUを飛行制御、計測のセンサとして用いるための精度、特性を評価するために行った飛行評価試験についてまとめたものである。この評価試験を通じて確認されたことは以下の通りである。(1)HUDが着陸時の飛行援助装置として有効である。(2)HUDが飛行試験の遂行においても有効である。(3)IRUは実環境下において認定基準を満足する性能を有する。また、今後の新しい航空機へのHUD、IRUの適用面においては、以下の点で有用なデータを提供した。(4)HUDを搭載する航空機のための基本的な飛行試験技術を確立した。(5)IRUの実機搭載による性能評価法を確立した。(6)レーダガイダンスなどと組み合わせたHUDによる新しい計器着陸技術の可能性を明らかにした。, A Head-Up Display (HUD) and an Inertial Reference Unit (IRU) were developed by the National Aerospace Laboratory (NAL) for the NAL QSTOL (Quiet Short Take Off and Landing) experimental aircraft (Aska). Flight tests were conducted in the B-65 Queen Air, and the performance of the HUD which provides the pilot with landing aid information, and the accuracy and characteristics of the IRU to be used for flight control and measurements were evaluated. The results indicated that the HUD accuracy and characteristics of the HUD as an approach and landing aid system were good, and also that the IRU was useful as a sensor for flight control and measurements. Furthermore, methods of evaluating HUD characteristics and IRU accuracy in-flight are discussed., 資料番号: AA0004146000, レポート番号: NAL TM-658

USB(上面吹出しフラップ)方式の高揚力装置を用いたSTOL(短距離離着陸)実験機「飛鳥」の、尾翼付近の流れ計測について記述する。主翼による吹下ろしは揚力に依存するので、高揚力のSTOL機の場合非常に大きくなる。そこで水平尾翼付近の吹下ろし角、横流れ角および動圧の様な流れの性質を計測するため、ピトー管およびベーンを水平尾翼に取り付け飛行試験を行った。計測の結果、以下の結論を得た。吹下ろし角およびδε/δαは、迎角およびフラップ角に従い増加する。地面効果内でも特に地面に近いところで、急激に吹下ろし角計測値が減少する。エンジンを1発絞った場合、横流れ角は機首を回転させるモーメントを助長するような方向へ変化する。動圧比は、ほとんどの場合1より大きい。特にエンジン推力の大きいときほど大きい。ベーン付きのピトー管を使う方法は吹下ろしの計測に適している。, This report describes the results of flow field measurement around the empennage of ASKA which is the STOL experimental aircraft with an Upper Surface Blowing (USB) type powered lift device. As the downwash is closely related to lift, it becomes very large for STOL aircraft with high lift. Flow characteristics such as downwash angle, sidewash angle, and dynamic pressure at the horizontal tail were measured by air data sensors with pitot-static tubes and vanes. The downwash and delta(sub epsilon)/delta(sub alpha) were shown to increase with the angle of attack and USB flap angle. The downwash decreased suddenly due to the ground effect. In the case of OEI (One Engine In motion), the sidewash causes a yawing moment. The q(sub h infinity)/q(sub infinity) is greater than one in most cases, and it was found to increase with engine thrust. This system, using the pitot tube with vanes, is convenient for downwash measurements., 資料番号: AA0004222000, レポート番号: NAL TR-1207

将来の航空宇宙機の航法誘導技術を研究開発する目的で、また当面HOPE(H-2ロケット打上げ型有翼回収機)の自動着陸のための航法系技術の確立を目指して、先進的航法センサーについて当所の実験用航空機Do-228による飛行実験を行っている。本実験はNAL(航空宇宙技術研究所)、ENRI(電子航法研究所)、NASDA(宇宙開発事業団)、日本電気および東芝の5機関による共同研究として行われた。飛行実験で調べた航法センサーは、MLS(マイクロ波着陸システム)、DME/P(精密測距装置)、GPS(全地球的位置決めシステム)、DGPS(ディファレンシャルGPS)、INS(慣性航法装置)、RA(電波高度計)などである。これらは基本的には航空宇宙機の位置、速度などを出力する。これらのデータと、レーザートラッカにより決定された航空機の3次元位置を比較し、上記センサーの精度および特性を算出し、評価した。本報告書では、平成2年度に行われた実験、計測、解析結果および今後の課題について述べる。計測についてはWGS84座標系などでの計測データ評価、解析ではレーザートラッカによる基準飛行軌道の生成、MLSなどに関するCMN(コントロール・モーション・ノイズ)およびPFE(パス・フォローイング・エラー)による評価、GPS-INS複合航法に関する予備計算等を行った。これらの結果により、航空宇宙機のための誘導航法センサー系の構成方法および複合航法センサー技術確立の見通しが得られた。, Flight experiments conducted at the Sendai airport (under a joint research project with National Aerospace Laboratory (NAL), National Space Development Agency (NASDA), and Electronic Navigation Research Institute (ENRI) in partial co-operation with Toshiba and NEC Corporations) were utilized to evaluate and establish new navigation sensor technologies which will play a key role in the unmanned spaceplane HOPE (H-2 Orbiting Plane) approach/landing (A/L) navigation system design. The Dornier-228-200 (Do-228), an experimental research aircraft of NAL, is used for the flight experiments. The navigation sensors tested include the Microwave Landing System (MLS), Global Positioning System (GPS), Inertial Navigation System (INS), and radio altimeter. The Differential GPS (DGPS) was also tested in both stand-alone and hybrid modes. The Do-228 is tracked during flight by a laser tracker, with subsequent data being used to provide a reference profile of the aircraft. Navigation accuracy is evaluated in the post-flight performance analysis as the difference between reference profile and navigation output from each navigation sensor or hybrid system. This comparison is made in the Runway Coordinate System (RCS), a reference navigation coordinate system which corresponds to the World Geodetic system 1984 (WGS84). The RCS was constructed using GPS interferometric positioning. In this report emphasis is placed on describing the tested navigation sensors, data acquisition systems, ground guidance facilities, flight patterns, and analysis strategies. Some preliminary analysis results are also presented which evaluate the stand-alone performance of each navigation sensor as well as a hybrid GPS-INS system., 資料番号: AA0004190000, レポート番号: NAL TR-1175

飛行試験データの取得などに用いられる計測用センサシステムの設計においては、センサの必要精度の決定が重要である。本報では計測されたデータを用いてカルマンフィルタにより状態推定を行うとき、指定された状態推定精度を達成するために必要となるセンサ系の精度を計算する一手法を示す。これは状態推定問題における逆問題に相当し、観測側センサ精度と入力側センサ精度が、指定された推定誤差分散に対して最適化手法により求められる。Gauss-Newton法が繰り返し計算による最適化計算に用いられ、3次系での数値例により基本特性が示される。, For the design of sensor systems for flight test data acquisition, the determination of necessary accuracy of the sensors is important. In this report, one method is presented to calculate the sensor accuracy to obtain a specified state estimation accuracy by a Kalman filter. This is an inverse problem of a state estimation problem in which observation sensor or input sensor accuracy is obtained by optimization method. Gauss-Newton method is applied in the iterative optimization calculation, and the basic performance is presented by numerical example using 3rd order linear system model., 資料番号: AA0004189000, レポート番号: NAL TR-1173

目的変数が説明変数と未知係数の積で表される線形モデル方程式を考える。最小2乗法は目的変数のみに計測誤差が含まれると仮定して未知係数を推定する手法であるが、説明変数に計測誤差が含まれる場合、最小2乗法で求めた係数はバイアス誤差を含み、係数の標準偏差は実際より小さく推定される。TLS(全体最小2乗)法は、説明変数および目的変数の双方に計測誤差が含まれると仮定して、未知係数を求める手法である。TLS法は最小2乗法を一般化したものといえる。TLS法によって推定された係数はバイアス誤差を含まず、係数の標準偏差も正しく推定される。本報告書では、まず、TLS法の概念、計算アルゴリズムおよび特性を示し、最小2乗法と比較する。次に、飛行試験データからのTLS法による空力微係数の推定例を示す。, This report describes the Total Least Squares (TLS) method estimates unknown linear equation coefficients assuming that both the explanatory variables and the objective variable are affected by measurement errors. This method is one of the generalizations of the conventionally used Least Squares (LS) method. The concept, algorithm, and characteristics of the TLS method are compared with those of the LS method. It is shown that the TLS method gives the unbiased coefficients and the correct standard deviations of them. In addition, an example of estimating aerodynamic derivatives from flight test data is presented., 資料番号: AA0004179000, レポート番号: NAL TR-1150

本報告書では低騒音STOL(短距離離着陸)実験機「飛鳥」の3種類のピトー静圧系統の位置誤差を述べる。「飛鳥」の位置誤差は静圧誤差のみより求め、総圧誤差は無視できると仮定した。電波高度計および航空機追跡用レーダによる基準高度の時歴を用い、圧力伝播遅れを補正することによって、速度および高度変化を伴うデータについても位置誤差解析を行った。また、着陸進入中の地面効果が位置誤差に及ぼす影響についても述べる。さらに、慣性速度を基準として高迎角時における位置誤差についても検討した。位置誤差解析結果は他の様々な飛行試験データ解析に使用されたほか、digital air data computerの位置誤差補正式に反映され、較正対気速度および位置誤差補正済み気圧高度がパイロットに表示された。, The position error is reported for three different pitot-static systems used in the National Aerospace Laboratory (NAL) Quiet Short Take-Off and Landing (QSTOL) experimental aircraft 'ASKA' being determined using only the static pressure error, and assuming that the total pressure error is negligible. It was found that a continuous reference altitude and a correction for pressure propagation lag realized determination of the position error during speed and altitude transition. The continuous reference altitude was obtained precisely by the combination of a radar altimeter and an aircraft tracking radar. The ground effect on the position error before touchdown is also reportcd. In addition the position error in high angle of attack cases was discussed. The resultant position error correction was used for various analyses of flight test data. Furthermore, it was incorporated into the Digital Air Data Computer to indicate the calibrated airspeed and altitude to the pilots., 資料番号: AA0004087000, レポート番号: NAL TR-1144

宇宙航空研究開発機構(JAXA)では小型超音速ロケット実験機(NEXST-1: National EXperimental Supersonic Transport-1)の抵抗低減空力設計コンセプトや最適空力設計ツールの妥当性を検証するため飛行実験を行った。この飛行実験では空力設計の妥当性検証に必要な多くの空力データを取得している。この空力データは大きく、機体周りの表面静圧分布、全機空気力、そして、主翼上面や前胴部の境界層遷移位置計測の3つに分けられ、本稿では表面静圧計測システムについてまとめる。飛行実験では高い信頼性、健全性をもつ計測システムを構築することが必要である。そのため、飛行実験において検証に必要な計測精度を明確にした上で、いくつかの工夫により必要計測精度を満たす圧力計測システムを構築した。さらに、飛行実験前まで徹底したシステムの健全性管理を行い、また、飛行実験後には再度計測システムの精度検証試験を行った。これにより高精度の飛行実験データを取得することができた。飛行実験で取得された表面静圧データを評価し、空力設計の妥当性を検証することができた。, A flight test of a supersonic experimental airplane (NEXST-1: National EXperimental Supersonic Transport-1) was performed by Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) to demonstrate advanced aerodynamic design technologies for the next generation SuperSonic Transport (SST). Main issue of the aerodynamic design of the NEXST-1 is the drag reduction on the supersonic cruise conditions. Therefore, four aerodynamic design concepts were applied to the design of the NEXST-1. In the flight test, three kinds of aerodynamic data were obtained to validate the aerodynamic design concepts and design tools. The static surface pressure measurement systems, that is the one of the measurement items on the flight test were described in this report. Wind tunnel tests and functional tests were conducted to improve the accuracy of the measurement systems. Then, high quality pressure measurement system can be constructed on the NEXST-1. System checks were performed to maintain the high reliability before and after the flight test. Measured data from the flight test were also analyzed to confirm the measurement system reliability. From those results, high quality surface static pressure can be measured on the NEXST-1 flight test., 資料番号: AA0064091000, レポート番号: JAXA-RM-08-001

小型超音速実験機(ロケット実験機; NEXST-1: National EXperimental Supersonic Transport-1)の主翼および前胴の境界層遷移を、非定常圧力トランスデューサーを初めとする4種類のセンサーで計測した。小型超音速実験機の設計には、超音速機の抵抗を低減するためワープ主翼やエリアルール胴体などとともに、自然層流翼のコンセプトが世界初の試みとして適用されており、自然層流翼の実験的検証は飛行実験における最重要計測項目の1つに挙げられていた。2005年10月10日、南オーストラリア州ウーメラで実施された飛行実験では、気流乱れの小さい飛行実験条件下で、貴重な境界層遷移のデータを健全に取得することができた。解析の結果、設計点において主翼上面の境界層遷移位置が非設計点と比べ最も後退していることが明らかになり、自然層流効果が確認された。本稿では、非定常圧力トランスデューサーに焦点を絞り、飛行実験で得られた非定常圧力トランスデューサー全20チャンネルのデータを詳しく解析して遷移位置を特定した結果を報告する。, Boundary layer transition on natural laminar flow wing is measured using dynamic pressure transducer and other three kinds of sensors by the flight test of an unmanned and scaled supersonic experimental airplane. The main purpose of the flight test is experimental validation of the natural laminar flow wing designed with the original CFD (Computational Fluid Dynamics)-based inverse design method, which is applied to a supersonic vehicle as the first challenge in the world. Transition location is classified by using newly introduced quantity, called 'transition level', based on objective criteria. The transition location detected experimentally is in good agreement with numerically predicted location, and the natural laminar flow effect is confirmed at the design condition., 資料番号: AA0064086000, レポート番号: JAXA-RR-07-036

小型超音速実験機(ロケット実験機; NEXST-1: National EXperimental Supersonic Transport-1)の主翼および前胴の境界層遷移を、ホットフィルムを初めとする4種類のセンサーで計測した。小型超音速実験機の設計には、超音速機の抵抗を低減するためワープ主翼やエリアルール胴体などとともに、自然層流翼のコンセプトが世界初の試みとして適用されており、自然層流翼の実験的検証は飛行実験における最重要計測項目の1つに挙げられていた。2005年10月10日、南オーストラリア州ウーメラで実施された飛行実験では、気流乱れの小さい飛行実験条件下で、貴重な境界層遷移のデータを健全に取得することができた。解析の結果、設計点において主翼上面の境界層遷移位置が非設計点と比べ最も後退していることが明らかになり、自然層流効果が確認された。本稿では、ホットフィルムに焦点を絞り、飛行実験で得られたホットフィルム全20チャンネルのデータを詳しく解析して遷移位置を特定した結果を報告する。, Boundary layer transition on natural laminar flow wing is measured using hot-film and other three kinds of sensors by the flight test of an unmanned and scaled supersonic experimental airplane. The main purpose of the flight test is experimental validation of the natural laminar flow wing designed with the original CFD (Computational Fluid Dynamics)-based inverse design method, which is applied to a supersonic vehicle as the first challenge in the world. Transition location is classified by using newly introduced quantity, called 'transition level', based on objective criteria. The transition location detected experimentally is in good agreement with numerically predicted location, and the natural laminar flow effect is confirmed at the design condition., 資料番号: AA0064087000, レポート番号: JAXA-RR-07-037

成層圏プラットフォーム開発の一環として、2004年に北海道大樹町において定点滞空飛行試験が実施された。ベクトランおよびザイロンを基布とする高強度軽量膜材が本試験機に適用され、飛行試験においてその性能が十分であることを証明した。しかしながらこれらの膜材は運用によって劣化することが知られており、太陽光や紫外線に対する劣化対策が長期運用上の課題である。勿論、開発試験において環境劣化特性データを取得し、問題ないことを確認した上で実機に適用しているが、実際の運用環境下での劣化特性は、今後の開発に非常に貴重なデータとなる。そのため飛行試験終了後、実機から膜材を切り出し、保存しておいた補用品膜材および実機上に配置していた劣化モニタ膜材と共に各種試験を実施した。試験項目は、設計上重要と考えられる常温および高温での引張強度、常温での引裂き強度、高温クリープ強度を選定した。試験を実施するに当たって試験法の調査を行い、JIS(Japanese Industrial Standards)規格やFED-STD(Federal Standard)に則った膜材特有の試験法を採用した。その結果、補用品のデータが開発試験結果と比べて20％程度高い値を示し、適切な試験法によって材料本来の特性が取得できたと考えられる。換言すれば定点滞空試験機は安全側の設計値を使用していたことになる。ベクトラン膜材は飛行試験によって10％程度の引張強度低下が観測された。一方、ザイロン膜材は、本来成層圏プラットフォーム用に開発されたものと層構成が異なり、飛行試験によってかなりの強度低下が見られた。成層圏プラットフォーム用に開発されたものは劣化がほとんどなく、保護膜の選定が不適切な場合には劣化することが判明した。接合部のクリープ強度については、飛行試験後の膜材の寿命が開発試験に比べて長くなった。接合部の供試体の作成方法に問題があったと推定される。特に開発試験では短時間で破断していたザイロン膜材は、1,000時間でも全く破断せず、非常に良好なクリープ特性を有することが判明した。今後の開発に有用な飛行試験後の膜材データが取得できた。また高強度膜材に対する試験法の重要性が認識された。, The Low Altitude Stationary Flight Test was conducted at Taiki-cho, Hokkaido in 2004 as a part of the Stratospheric Platform development. High strength and lightweight envelope materials such as Vectran and Zylon were applied to the test vehicle and they have proven to have sufficient performances in the flight test. However, these materials are known to deteriorate during operation and measures to prevent deterioration caused by exposure to sunlight and ultraviolet rays are issues for their long life operation. Accordingly, data on their deterioration characteristics were obtained and the materials were applied to the Low Altitude Stationary Flight Test Vehicle after confirming durability. Nevertheless, the deterioration characteristics under actual operation are still very important data for the coming development. After the flight test, the envelope materials were cut off from the test vehicle and tested with spare materials and monitor materials placed on the top of the hull during the flight test. Test parameters were tensile strength at room and high temperatures, tear strength at room temperature, and creep strength at high temperature, all of which are important in the design. Before starting the test, test methods were investigated and the rigorous methods specified by JIS (Japanese Industrial Standards) and FED-STD (Federal Standard) were adopted. The tensile strengths of the spare materials were found to be about 20 percent higher than the development test results. It was possible to obtain their intrinsic material properties by selection of the proper test method. In other words conservative data were used in the design of the test vehicle. The Vectran envelope material showed a 10 percent reduction in tensile strength after the flight test. The Zylon envelope material, whose layer composition differs from that being developed for a stratospheric platform, showed a large reduction. The Zylon envelope material, which was developed for a stratospheric platform, showed almost no deterioration. This result made it clear that improper selection of the protective layer induces deterioration. Regarding the creep strength of the joint specimen, the test results after the flight test showed longer life than those of the development test. The specimen production method in the development test seems inappropriate. The Zylon envelope material which showed very short creep life in the development test did not rupture after 1,000 hours. Thus Zylon has demonstrated excellent creep strength. Valuable data on envelope materials after the flight test were obtained. It became clear that proper test method selection is very important for such high strength materials., 資料番号: AA0063462000, レポート番号: JAXA-RR-06-030

小型超音速実験機NEXST-1(National EXperimental Supersonic Transport-1)(以下、ロケット実験機)の第2回飛行実験は、2005年10月10日早朝、南オーストラリア州ウーメラの実験場で実施され、CFD(Computational Fluid Dynamics)検証データ取得を始め全てのミッションを達成して飛行実験は成功した。ロケット実験機の通信系統は、機上と地上を1対の通信系として、飛行データ伝送系のテレメータ装置、非常指令系のコマンド装置、飛行追跡系のレーダ・トランスポンダ装置の3つの通信系で構成されている。本研究開発報告書においては、第2回飛行実験における各通信系の改良設計およびシステム改修について、飛行実験前にオーストラリアARA(Airborne Research Australia)社の小型飛行機を用いて実施した各通信系装置の機能確認飛行試験の結果について述べ、最後にロケット実験機の飛行15分22秒間で得られた各通信系受信信号強度指示値(RSSI: Receiving Signal Strength Indication)と回線設計値の解析・比較を行い、通信系統設計の妥当性ならびにIMU(Inertial Measurement Unit)と追跡レーダの測位を比較した結果について報告する。実験機は背面状態でロケットブースタにより打ち上げられる。本回線設計の検証評価ではロケット噴煙損失モデルの妥当性についても触れた。, The second flight trial of NEXST-1 (National EXperimental Supersonic Transport-1) non-powered and unmanned scaled supersonic experimental airplane has succeeded to acquire the data for CFD (Computational Fluid Dynamics) validations in a perfect mission on October 10, 2005 in the early morning at WPA (Woomera Prohibited Area) in South Australia. The radio communication systems for the trial consist of three kinds system of the telemeter, command and radar-transponder including ground and onboard equipment. This paper describes the results of re-designing and modifying the systems for NEXST-1 second flight trial, and explains the system function test results of the preparatory flight tests using a small test aircraft Dimona of ARA (Airborne Research Australia) equipped with GPS (Global Positioning System) system. Lastly, the paper describes the comparison and validation results of the RF (Radio Frequency) link designed with the flight data RSSI (Receiving Signal Strength Indication) for the 15 minutes and 22 seconds, as well as the positioning comparison between IMU (Inertial Measurement Unit) and Radars. The airplane inversion was launched using the rocket booster. The analysis results of RF link include the exhaust plumes effect for the verification in the flight trial., 資料番号: AA0063919000, レポート番号: JAXA-RR-06-044

宇宙航空研究開発機構・航空プログラムグループが研究を進めている超音速機技術の飛行実証として、2005年10月に南オーストラリア州ウーメラ実験場において小型超音速実験機(NEXST-1: National EXperimental Supersonic Transport-1)の第2回飛行実験を実施した。小型超音速実験機プロジェクトの主要な目的は、次世代SST(SuperSonic Transport)開発を睨んだ最適空力設計技術の開発とその飛行実験による実証である。2002年7月に実施した第1回飛行実験の失敗を受け、改修設計・製造および各種地上試験を行った上、第2回飛行実験に臨んだ。本報告書では、第1回飛行実験以降の小型超音速実験機システムの改修設計・開発および改修設計の妥当性検証内容を概説すると共に、第2回飛行実験の結果について飛行実証項目を中心に報告する。, The flight trial of the unmanned experimental airplane was conducted by Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) in order to substantiate supersonic drag reduction technology with a CFD (Computational Fluid Dynamics)-based optimum aerodynamic design procedure and to establish the experimental system with the non-powered and unmanned supersonic experimental airplane (NEXST-1: National EXperimental Supersonic Transport-1). The airplane configuration was designed using the inverse method giving the preferable pressure distribution to minimize the aerodynamic drag force at Mach Number two. On October 10, 2005, the second trial of the NEXST-1 was conducted in Woomera test range of South Australia. Every system had accomplished each work successfully and the NEXST-1 including a data recorder was recovered safely. This report shows the modification of the experimental airplane system after the first trial and the results of the second trial., 資料番号: AA0063991000, レポート番号: JAXA-RR-06-049

宇宙航空研究開発機構では、必要に応じて任務機器を変更することによって気象観測、地上／海上監視、災害監視などのいろいろな任務を遂行できる「多目的小型無人機システム」を開発した。目標性能は、運用高度3,000m、運用速度35m/s、航続時間24時間と設定した。機体は全長1.85m、全幅3.32mであり、主要部分はCFRP(Carbon Fiber Reinforced Plastic:炭素繊維強化プラスチック)製であり、エンジンは2サイクル、25.4cc、1.2PS/8,000rpmのものを搭載した。2005年6〜7月には、開発したシステムを用いた最初の任務として、気象庁気象研究所(MRI: Meteorological Research Institute)と共同で九州南西海上において梅雨前線観測飛行を実施し、飛行データおよび気象観測データを気象研究所に提供することに成功した。, JAXA is studying a multi-purpose small UAV (Unmanned Aerial Vehicle) for observation, surveillance and monitoring missions. Performance targets include a cruise speed of 35 m/s, a cruise altitude of 3,000 m, and an 24-hour maximum endurance. The structure of the 1.85 m long, 3.32 m span vehicle is primarily constructed of CFRP (Carbon Fiber Reinforced Plastic), and the power plant is a 25.4 cc, 1.2 PS/8,000 rpm two cycle engine. The vehicle has a maximum take-off weight of around 20 kg and a payload including fuel of around 5 kg. The vehicle carried out meteorological observation flights over the west of Kyushu Island in 2005 at the request of the Japan Meteorological Research Institute (JMRI), and JAXA delivered the flight data and meteorological data of the 'Baiu' seasonal rain front., 資料番号: AA0063458000, レポート番号: JAXA-RR-06-023

第1回小型超音速実験機の飛行実験後、第2回飛行実験に向け回収系システムの再検討が実施された。特に回収シーケンスの最初の段階であるパイロットシュート部は、飛行実験の成功に大きく影響すると考え、重点的に改修が実施された。具体的にはパイロットシュート傘体、パイロットシュートコンテナ、パイロットシュートコンテナ分離機構の空力特性、構造強度、環境条件に関する改修試験が実施された。本稿ではパイロットシュート部の改修時に実施された試験の中でも特に、パイロットシュート傘体部に関連した試験の内容および結果をまとめた。, After the failure of the first flight of NEXST-1 (National EXperimental Supersonic Transport-1), the recovery system design was reviewed and improved in order to ensure the success of the second flight trial. We focused on the pilot chute section that operated first in the recovery sequence, because it was the most important to success in the flight trial. Specifically, we carried out development tests of the aerodynamic characteristics and the structural strength of the pilot chute canopy, the pilot chute container and the pilot chute container separation systems. This report describes the development test and the discussions., 資料番号: AA0063467000, レポート番号: JAXA-RR-06-031

小型超音速ロケット実験機(NEXST-1: National EXperimental Supersonic Transport-1)の第2回目の飛行実験を2005年10月に豪州ウーメラ実験場において行った。飛行実験では予定していた全てのシーケンスを正常に実施し、貴重な飛行実験データを健全に取得することができた。その中で、空力データは空力設計コンセプトを検証する上で重要な計測項目のひとつである。本稿では飛行実験で得られた空力データを評価し、空力設計の妥当性について検討した結果を報告する。具体的には、飛行実験により計測された空力データをCFD(Computational Fluid Dynamics)解析結果と比較し、抵抗低減コンセプトを取り込んだNEXST-1の空力設計に対する妥当性を検証することができた。これは機体まわりの表面静圧分布がCFD解析と概ね一致していること、胴体や主翼まわりの表面静圧分布の分析からワープ主翼、エーリアルール胴体の設計コンセプトの妥当性が確認できたこと、さらに主翼上面の圧力分布に関して自然層流翼設計に用いた目標静圧分布と良好な一致が得られたことによる。また気流乱れの小さい飛行実験条件下で、主翼上面や前胴まわりの境界層遷移データの取得に成功し、その遷移計測結果から設計点において主翼上面の境界層遷移位置がもっとも後退していることが明らかになり、自然層流翼設計の妥当性が完全に確認された。さらにその遷移計測結果を数値予測結果と定量的に比較し、境界層遷移予測ツールの精度向上に役立つ知見も得られた。特に設計点における抵抗係数の特性は、飛行実験結果とCFD解析結果で良好な一致が示され、これにより超音速巡航時の設計点における抵抗低減コンセプトの妥当性が定量的に検証された。しかしながら、表面静圧分布や空気力特性の1部の飛行実験データにはまだCFD解析結果や風洞試験結果との不一致が見られ、現在もその原因については検討を続けている段階にある。最後に今回の飛行実験により得られた技術を適用して想定実機スケールのSST(SuperSonic Transport)形状の設計を行い、実機スケールにおいて巡航マッハ数と設計揚力で13％の揚抗比改善効果の得られることを確認した。, Flight test of a supersonic experimental airplane was performed by Japan Aerospace Exploration Agency to improve advanced aerodynamic design technologies for the next generation SST (SuperSonic Transport). The experimental airplane was designed to reduce the drag on a supersonic cruise condition. Surface pressure distributions, boundary layer transition locations and aerodynamic forces in the flight test were obtained to validate the aerodynamic design concepts. The flight test results were evaluated by comparing with the prediction results obtained by CFD (Computational Fluid Dynamics) based optimum design tools. The flight test results were confirmed to be corresponding to the CFD results. Therefore, the aerodynamic design concepts for drag reduction were demonstrated qualitatively and quantitatively by the NEXST-1 (National EXperimental Supersonic Transport-1) flight test., 資料番号: AA0063727000, レポート番号: JAXA-RR-06-041

小型超音速実験機(NEXST-1: National EXperimental Supersonic Transport-1)の飛行実験は、豪州ウーメラ実験場で2回実施された(2002年7月および2005年10月)。NEXST-1には、固体ロケットや火工品など多くの火薬類が使用されており、豪州実験準備作業においては、日豪ともその取り扱いに十分な注意を払った。本稿では、豪州実験場における安全の管理体制、火薬類の管理、取り扱い、飛行実験準備作業、飛行実験後の回収作業などについて、その考え方から作業の実施結果までを豪州との調整結果も含めてまとめる。併せて、改修設計の一環として実施された推進薬入りでの「ロケットモータ追加工」の経緯・結果についても整理する。, NEXST-1 (National EXperimental Supersonic Transport-1) trials were conducted twice in WPA (Woomera Prohibited Area), Australia (July 2002 and Oct 2005). NEXST-1, an experimental airplane, has a solid rocket motor and many kinds of pyrotechnics. Accordingly, both the Japanese workers and Australian officers have focused great attention on their safe handling. This report describes the safety management system, the method used for pyrotechnics control, safety considerations with regards to assembly and the recovery operations including the results of negotiations between Australia and Japan. Furthermore, the operation of the rocket motor case following modifications made according to the re-design requirement is also reviewed., 資料番号: AA0063562000, レポート番号: JAXA-RM-06-011

定点滞空飛行試験を進めるに当っては、国土交通省航空局との間で飛行試験許可に関する調整が行われた。結果的には航空機として飛行許可を受けることが必要とされ、そのための手続きをとることになった。耐空性審査が必要であり、そのために定点滞空試験機用の耐空性基準を制定し、それに対する適合性を立証した。その結果をもとに11条ただし書きに基づく飛行試験許可申請を行った。運航に関する調整も航空局各課と長期にわたって行い、無線電話非搭載許可、航空機の航行の安全を確保するための装置非搭載許可、場外離着陸場許可、無操縦者航空機許可、物件の投下許可が必要となった。また飛行試験空域の設定や不時着場の設定も並行して行われた。乗員に関する許可に関しても調整を行ったが、結果的に許可申請は不要となった。ただし、実行上の条件として、運航従事者や管制棟要員の訓練が行われ、地上運用訓練も実施された。上記の許可全般にわたって関係するマニュアルや規定類の制定も行われた。飛行試験が安全に進められるようにJAXA内部でも安全審査が行われ、飛行船システムや試験計画、飛行安全に関する処置などが確認され、試験の次段階に進んだ。飛行試験の開始前には、連絡体制が制定され、JAXA/NICT情報連絡ルームが設置され、現地事故対策本部も設けられた。機体整備に関しては、整備基準を制定し、メンテナンス・マニュアルに基づいて整備が実施された。発生した不具合に対する処置手順も制定され、飛行試験中はその手順に基づいて処置が行われた。, Prior to conducting the low altitude stationary flight test program, we have discussed various issues with the Civil Aviation Bureau of the Ministry of Land, Infrastructure and Transport to firm up the procedure for obtaining its flight test permissions. In conclusion, it was found that the permissions should be granted for the airship based on the assumption that it is a type of aircraft, and thus due procedure was followed in submitting the application. Since the examination of airworthiness is a required condition, we have established airworthiness standards for the low altitude stationary flight test airship, and verified the conformance of the test vehicle to the standards. Based on the results, we submitted the application for flight test permission in accordance with the provisory clause of Article 11. We have also discussed the details of flight operation with each relevant division of the Civil Aviation Bureau, and confirmed that permission is required for the absence of an on-board wireless telephone, absence of units for securing aircraft safety, takeoff and landing outside of airfield, unmanned aircraft operation, and airdrop of objects. Additionally, required flight test airspaces and forced landing sites have been determined. We have also discussed matters involved in the permissions regarding the flight crew; however, the application for the permission was found to be unnecessary. Nevertheless, as a conditional requirement for the implementation, training of personnel engaged in flight operations and in the control tower was carried out. Similarly, ground operation training was performed as well. Manuals and regulations covering the entire scope of these permissions have been established. To conduct the flight test with maximum safety, JAXA has conducted internal safety examinations to define the details of the airship system, test plan, and measures for ensuring flight safety, and proceeded to the next stage. Prior to the flight test, the reporting system was formulated, and the JAXA/NICT information exchange and the on-site accident management office were established. For the maintenance of the aircraft body, maintenance standards were established, and maintenance services were carried out in accordance with the maintenance manual. The corrective measures procedure for incidental failures was established, and the required measures were taken during the flight test in accordance with the procedure., 資料番号: AA0063225000, レポート番号: JAXA-RM-06-002