HYFLEX

HYFLEX（極超音速飛行実験）

HYFLEX（Hypersonic Flight Experiment、ハイフレックス）とは、日本の航空宇宙技術研究所（NAL）と宇宙開発事業団（NASDA、現在の宇宙航空研究開発機構 JAXA の前身）が共同で推進した極超音速領域での飛行実験、及びそのために開発・製造された実験機の名称です。将来的な宇宙往還機であるHOPE（H-II Orbiting Plane）の研究開発計画の一部として位置づけられ、極超音速で飛行する機体の設計・製造に関する技術を確立し、さらに大気圏への再突入を行う機体の飛行特性を実証することを主な目的とした、無人リフティングボディ機でした。HOPE関連の小型実験機としては、1994年に打ち上げられたOREX（ Orbital Re-entry Experiment、りゅうせい）に続いて2番目の機体となります。

開発の経緯

HYFLEX計画は、1991年にNALとNASDAによって検討が開始されました。その後、1993年には実験機の本格的な開発段階へと移行し、設計・製造が進められました。そして、1995年11月には実験に使用される機体が完成しました。

飛行実験

飛行実験は、機体完成から約3ヶ月後の1996年2月12日に実施されました。鹿児島県の種子島宇宙センターから、J-Iロケット試験機1号機を用いて打ち上げられました。打ち上げから約238.4秒後、計画された高度約107km（計画値は109.1km）に到達し、秒速約3.895km（計画値は秒速3.9025km）という極超音速域でロケットから正常に分離されました。

分離後のHYFLEX機体は、地上局からの追尾を開始し、計画に基づいた誘導飛行フェーズへ移行しました。飛行中に観測された最大マッハ数は約14に達し、最大空力加熱は分離から126秒後、最大加速度は133秒後、最大空力圧力は141秒後にそれぞれ発生しました。誘導制御は分離から約339秒後に終了しました。

飛行経路は、種子島から東方向へ向かった後、右方向にバンク旋回を行い、小笠原ダウンレンジ局（父島）からレーダー追尾とテレメトリデータ伝送が行えるよう、円弧状に飛行しました。機体のアンテナは右側面に配置されており、右バンクのみによる旋回制御が行われました。万が一の際にも島嶼部に接近しすぎないような配慮もなされていました。小笠原局は長距離の追尾能力を持ちますが、飛行中の一部の区間では地形の稜線によりレーダーデータが取得できない時間帯もありました。データ受信は地上局だけでなく、船舶局や航空局でも行われました。

機体には多数のセンサーが搭載されており、飛行中に機体表面にかかる空力加熱や表面圧力などの重要なデータの取得に成功しました。これらのデータは、極超音速飛行時の機体挙動や熱環境に関する貴重な情報となりました。飛行後、HYFLEX機体は小笠原諸島の父島北東海域へパラシュートを展開して着水しました。しかしながら、着水時に使用されるフローティングシュートと機体を繋ぐライザ（ワイヤー）が切断されてしまい、残念ながら機体の回収には失敗しました。このライザ破断は、水中で機体が機首を上向きにした際に、機体金具のエッジ部分とライザが擦れて切断に至ったものと推定されています。

機体設計

HYFLEXは、HOPE開発における予備的な実験という位置づけのもとで機体設計が行われました。概念設計の段階では、使用する打ち上げロケットや実験機の形状、実験内容といった要素のトレードオフや実現可能性が綿密に検討されました。その結果、必ずしもHOPEと相似形である必要はないと判断されました。機体の空力・熱力学的特性については、風洞実験や計算流体力学（CFD）を用いた3次元解析シミュレーションが集中的に行われ、これらの予測結果と実際の飛行実験で得られたデータを比較検証することで、将来のHOPE-X（HOPEの縮小型実験機）の設計に役立つ知見を得ることが目指されました。

機体設計にはいくつかの特徴があります。

使用ロケットがJ-Iロケット試験機1号機であったため、ロケットのフェアリング内部に収まるように設計する必要があり、主翼を持たないリフティングボディ形状が採用されました。
機体の熱防護システムは、HOPEで検討されていたコンセプトに準じており、基本構成や想定される最高温度環境に近い設計がなされました。機体の一部には、ノーズキャップやエレボンなど、特に高温になる部分にカーボン・カーボン材（許容限界1650℃）が使用されました。機体外板の広い範囲には、合計383枚のセラミックタイル（許容限界1400℃）が用いられ、さらに可とう断熱材（許容限界800℃）も使用されました。実際の飛行実験では、ノーズキャップで最高841℃、機体底面のタイル部分で最高1222℃が計測されました。
姿勢制御系は、HOPEで主に検討されていたRCS（リアクションコントロールシステム）と空力舵面の併用方式が採用されました。空力舵面（エレボンとラダー）のみによる制御も技術的には可能と考えられましたが、最終的には併用方式が選択されました。
HYFLEX自体は実験機であり、再使用されることは考慮されていませんでした。

実験機およびJ-Iアダプタの主要な取りまとめは三菱重工業が担当し、後部胴体の取りまとめは川崎重工業が行いました。その他にも、富士重工業、日産自動車、日本電気、日本航空電子、三菱スペースソフトウェア、石川島播磨重工業など、多数の企業が製造に協力しました。

成果と意義

HYFLEX飛行実験は、データ取得に成功したことで、極超音速領域における機体の空力特性や熱環境に関する貴重な実測データをもたらしました。これらのデータは、地上での風洞実験や数値シミュレーションの結果を検証するために非常に重要であり、将来の宇宙往還機や極超音速飛翔体の設計・開発に不可欠な技術的知見として蓄積されました。特に、HOPE-Xといった後続の計画の設計には、HYFLEXで得られたデータが大いに貢献しました。

諸元

全長：4.400 m
全幅：1.358 m
全高：1.037 m
全備重量：1,072.9 kg
乗員：0名