HIMICO（極超音速統合制御実験）

概要

現在、極超音速輸送機の実現に向け、予冷ターボエンジンの開発が、JAXA／大学連携で段階的に進められている。エンジン開発は、2007年の地上燃焼実験に始まり、Mach 2飛行実験、Mach 4推進風洞実験を経て、残された課題はMach 5での推進性能実証と機体搭載性実証である。一方、我が国ではエンジン開発が進んでいるものの、極超音速飛行実験手段が未整備で次の開発フェーズに進めていない。そこで、極超音速機の実現に最も重要で、かつ、飛行実験でしか取得することのできない「機体／推進統合制御技術」に絞り、実績のある国産観測ロケットを活用したHIMICO計画（High Mach Integrated Control Experiment）を提案し、検討を進めている。

HIMICO計画の概要を下図に示す。観測ロケットS-520のノーズコーンに全長2.0 mのHIMICO実験機を搭載し、JAXA内之浦宇宙空間観測所より打ち上げる。ロケットのロールスピンをヨーヨーデスピナーとサイドジェットで減速した後、ノーズコーンを開頭する。その後、RCSでロケットの姿勢を制御し、実験機を分離する。実験機は自由落下中に加速し、大気圏再突入後に空力 操舵によって制御され、マッハ5、動圧50 kPaの軌道に投入される。実験機を背面飛行状態で引き起こし制御し、その後、ロール制御によって反転させる。最後にラムジェットエンジンを作動させ、統合実験を実施した後、着水する。

HIMICO実験概要

HIMICO実験の目的を以下に示す。第一に、実飛行環境下での機体／推進統合制御技術の実証および付随する工学基盤技術の構築である。具体的には、(1)極超音速機周りの衝撃波／境界層干渉を伴う複雑な流れ場の中での統合制御技術、(2)空力、軌道、推進、熱構造、制御など複合領域でのロバスト性の高い最適化技術、(3)外気流との干渉を伴う極超音速機の熱防護設計技術、(4)排気ガス中の窒素酸化物(NOx)が成層圏大気へ及ぼす影響を解明する技術等がある。第二に、海外に頼らない自立性、自在性の高い飛行試験手段(FTB)の獲得である。第三に、次世代有人宇宙輸送機の実現を目指す学生や若手研究者にとっての希少な飛行実験の機会を提供することである。このようなシステム実証実験は多分野の学生の情報交換の場となる。

本プロジェクトは、JAXA、早稲田大学、東京大学、慶應義塾大学、静岡理工大学、東京理科大学、横浜国立大学の共同で実施している。

準備状況

現在までに、空力、構造、軌道、推進に関して検討を行い、試作機を製造した。

空力検討

風洞実験とCFD解析により、低速から、極超音速域までの空力モデルを作成した。確認背面飛行時（負迎角）に方向安定であることを確認。また、エレベータ試験により、飛行試験で想定する迎角範囲を実現できることを確認した。

HIMICO風洞実験（JAXA提供）	HIMICO数値解析（早稲田大）

熱構造解析

実飛行状態と推進風洞実験の双方に対応する熱構造解析を実施した。輻射平衡状態での機体表面温度を推算し、機体外殻構造と内部主構造の強度評価を実施した。コルクTPSを適用した機体で内部最高温度が65℃以下となることを確認した。エンジン部の非定常熱伝導解析による遮熱設計の妥当性を評価した。飛行時横向き落下条件に対応した熱解析および応力解析を行い、主翼、胴体の健全性を確認した。

軌道検討

ロケットとHIMICO実験機の軌道解析をそれぞれ実施し、基準軌道を得た。モンテカルロシミュレーションにより想定される故障（操舵翼固着、主翼損傷、尾翼破壊、計算機故障）に対して、落下分散域を解析し、従来の観測ロケット実験の飛行区域内で実験が実施できる目処を得た 。

推進検討

HIMICOに搭載するエンジンは、水素ガスを燃料とするラムジェットエンジンである。これまでに、エアインテークの風洞実験（Mach 5.0, 3.4, 2.0）、直結燃焼実験を実施し、性能及び耐熱性を確認した。また、二色法光学系による排気温度場計測を実施した。

推進風洞実験

JAXAラムジェットエンジン試験設備において、マッハ4条件（空気全温：610 ℃）での極超音速エンジンの安定作動を確認した。今後、マッハ５条件（空気全温：1050 ℃）での推進風洞実験を実施する計画である。機体の操舵翼とエンジンの統合制御も行い、飛行実験データと比較する。搭載機器の機能確認も行う。

※ 本研究は、JSPS科研費 15H02323, 20H05654、の助成を受けたものです。