環境試験技術報告

宇宙航空研究開発機構特別資料

JAXA Special Publication

環境試験技術報告

第 5 回試験技術ワークショップ開催報告

2007年12月14日

宇宙航空研究開発機構

Japan Aerospace Exploration Agency

ISSN 1349–1 1 3X JAXA–SP–08–007

宇宙航空研究開発機構特別資料

JAXA Special Publication

環境試験技術報告

第 5 回試験技術ワークショップ開催報告

Proceedings of the Fifth Workshop on Environmental Testing

開催日：平成19年12月14日（金）

14 December 2007

宇宙航空研究開発機構

Japan Aerospace Exploration Agency

JAXA–SP–08–007

環境試験技術報告　 第

5

回試験技術 ワ ー ク シ ョ ッ プ開催報告

1

目　　　次

1.

開催日時 ・ 場所

・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・ 2 2.

発表内容

・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・ 2 3.

（

1

） 開会挨拶

・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・ 3

（

2

） 発表と質疑応答

発表

1. HTV

機械環境条件の設定方法と試験検証

・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・ 5

発表

2.

振動試験におけるフォースリミット法及び加速度リミット法

・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・ 21

発表

3.

火工品を用いない保持解法衝撃試験の試み

・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・ 32

発表

4.

音響試験ハンドブックに関するトピック

・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・ 49

発表

5.

品質工学に基づく加速度センサ校正データの評価

・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・ 64

発表

6. MLI

剥離試験装置の概要

・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・ 81

発表

7.

人工衛星内部の圧力熱真空試験における放電防止に関する検討

・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・ 107

（

3

） 全体質疑 ・ 閉会挨拶

・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・・ 120

2

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開催日時・場所

開催日時：平成

19

年

12

月

14

日（金）

13：00～17：35 （懇談会 17：50～）

場所：宇宙航空研究開発機構 筑波宇宙センター 総合開発推進棟１階大会議室 プログラム：下表の通り

第5回 試験技術ワークショップ プログラム

2007.12.14(金)

筑波宇宙センター 総合開発推進棟1F大会議室

意見交換会

19:30

17:50

斎藤 幹雄 試験センター長

17:35

閉会挨拶

17:30

全員

17:30

全体質疑

16:55

猿渡 英樹 主任開発員

（試験センター）

人工衛星内部の圧力

熱真空試験における放電防止に関する検討

16:55

16:25

矢部 高宏 開発員

（総技研 宇宙熱技術

G

）

MLI剥離試験装置の概要

16:25 15:55

工藤 恵理 様

（ ㈱エイ･イー･エス）

品質工学に基づく加速度センサ校正データの評価

15:55

15:25

Coffee Break 15:25

15:05

施 勤忠 主任研究員

（試験センター）

音響試験ハンドブックに関するトピック

15:05

14:35

世古 博巳 様

（三菱電機鎌倉製作所宇宙システム部）

火工品を用いない保持解放衝撃試験の試み

14:35

14:05

長濱 謙太 開発員

（試験センター）

振動試験におけるフォースリミット法及び加速度 リミット法

14:05 13:35

内川 英明 開発員

（HTV プロジェクト）

HTV機械環境条件の設定方法と試験検証 13:35

13:05

斎藤 幹雄 試験センター長

13:05

開会挨拶

13:00

説明者 議題

終了 開始

第5回 試験技術ワークショップ プログラム

2007.12.14(金)

筑波宇宙センター 総合開発推進棟1F大会議室

意見交換会

19:30

17:50

斎藤 幹雄 試験センター長

17:35

閉会挨拶

17:30

全員

17:30

全体質疑

16:55

猿渡 英樹 主任開発員

（試験センター）

人工衛星内部の圧力

熱真空試験における放電防止に関する検討

16:55

16:25

矢部 高宏 開発員

（総技研 宇宙熱技術

G

）

MLI剥離試験装置の概要

16:25 15:55

工藤 恵理 様

（ ㈱エイ･イー･エス）

品質工学に基づく加速度センサ校正データの評価

15:55

15:25

Coffee Break 15:25

15:05

施 勤忠 主任研究員

（試験センター）

音響試験ハンドブックに関するトピック

15:05

14:35

世古 博巳 様

（三菱電機鎌倉製作所宇宙システム部）

火工品を用いない保持解放衝撃試験の試み

14:35

14:05

長濱 謙太 開発員

（試験センター）

振動試験におけるフォースリミット法及び加速度 リミット法

14:05 13:35

内川 英明 開発員

（HTV プロジェクト）

HTV機械環境条件の設定方法と試験検証 13:35

13:05

斎藤 幹雄 試験センター長

13:05

開会挨拶

13:00

説明者 議題

終了

開始

環境試験技術報告 第

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回試験技術ワークショップ開催報告

3

開会挨拶

宇宙基幹システム本部 試験センター長 斎藤 幹雄

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皆さんこんにちは。試験センターの斎藤です．

本日は、年末に近いお忙しい時期に、このワークショップへご参加いただき有難う御座 います。早いものでこの試験技術ワークショップも５回目を迎えることになり、定着して きたのではと思っております。

一時期、

2007

年問題と言われましたが、

2007

年も終わろうとしている最近は、あまり耳 にしなくなってきてます。しかし、現実は、深刻のようです。試験技術に関しても開発企 業の経験者、ＪＡＸＡの経験者が、現場から離れつつある昨今です。そのため、なぜその 様な方法で試験を行うのか、理論的な背景はどの様であったかを理解せずに現場作業が行 われている場合も有るようです。

その様な状況を少しでも食い止められないかとの考えもあり、試験センターでは試験技 術の背景を含め集大成することを進めております。

本ワークショップもその一環でおこなっているところです．

本日も、企業からは設計開発部門の方や試験設備の運用部門の方、ＪＡＸＡからはプロジ ェクトや研究開発部門の方々からの貴重なお話しを頂きます．また、試験センターの現状 と実施している内容を紹介させて頂きます．

今後の確実な開発を行う上で不可欠な試験技術を確実なものとしていけるよう、時間の

許す限る皆様の活発な議論、ご意見を頂きたいと考えております．それでは、発表に移ら

させて頂きます。

環境試験技術報告 第

5

回試験技術ワークショップ開催報告

5

発表 1.

HTV 機械環境条件の設定方法と試験検証

HTV プロジェクト 内川 英明 開発員

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第５回 試験技術ワークショップ 1

HTV機械環境条件の設定方法と 試験検証

JAXA HTVプロジェクトチーム

内川 英明

2007年12月14日

2

第5回 試験技術ワークショップ

H-II Transfer Vehicle (HTV) の概要

HTVのミッション

国際宇宙ステーション（ISS）に、与圧、非与圧カーゴを最大6トン、輸送すること。

打上予定

H-IIA

能力向上型によって、平成

21

年度、種子島宇宙センターから打ち上げ予定。

表1 HTV諸元

16.5t

（最大：

ｶｰｺﾞ含）

打上時総 重量

高度350km

～460km 軌道傾斜角 51.6度 目標軌道

（ISS軌道）

φ4.4m

最大直径

6t（最大）

搭載補給

約10m

品重量

全長

環境試験技術報告 第

5

回試験技術ワークショップ開催報告

7

3

第5回 試験技術ワークショップ

H-II Transfer Vehicle (HTV) の概要

（続き）

4

第5回 試験技術ワークショップ

H-II Transfer Vehicle (HTV) の概要 - 補給キャリア与圧部（ PLC) -

補給キャリア与圧部の役割は、ISSへ結合後、クルーがIVAによってそのままISS内に持ち込む与圧カーゴを輸送する

こと。

JEMやJEM補給部与圧区の構造設計を踏襲。

内部（与圧空間）に空気を満たしているので、宇宙空間での飛行中内圧を受けることである。このため圧力容器と

なっている。

与圧壁厚はシリンダ部でt=3.2mmであり、強度・耐圧力等が標定ではなく隕石・デブリに対する防御対策で決まった。

開発方針の特徴としてJEM構造設計結果、知見を活用するという観点からSTMをそのままプロトフライトモデル

（PFM)に改修・利用した。

設計・製造はJEM構造の経験が豊富な三菱重工業（株）が行っている。

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5

第5回 試験技術ワークショップ

H-II Transfer Vehicle (HTV) の概要 - 補給キャリア非与圧部（ ULC) -

特徴は曝露パレットを出し入れするための大きな開口部を持つこと。

1次構造はスキン、フレーム、ストリンガで構成されておりロケット構造を踏襲している。

開口部の両脇には開口部によって伝達されない垂直荷重を受けるためのロンジロンが入っている。

設計・製造はロケット構造に実績のある三菱重工業（株）が行っている。

6

第5回 試験技術ワークショップ

H-II Transfer Vehicle (HTV) の概要 - 電気モジュール（ AM) -

1次構造は非与圧、推進モジュールと同様にスキン、フレーム、ストリンガで構成されている。

特徴としてアルミハニカムコア、スキンを用いた2次構造があり、バッテリー、電気機器を支持する。

2次構造を開発しているのは三菱電機（株）で衛星構造の設計思想が強い。1次構造は三菱重工業（株）が設計・

製造を行っている。

環境試験技術報告 第

5

回試験技術ワークショップ開催報告

9

7

第5回 試験技術ワークショップ

H-II Transfer Vehicle (HTV) の概要 - 推進モジュール（ PM) -

1次構造の特徴として、お椀型のくびれ部がある。これは上部が約φ４mの要求に対し、ロケットとのI/F分が約Φ３m

であることによる。

2次構造は主に推薬タンク、気蓄器、推進スラスタを支持するためのもので、中央部に円筒型シリンダ、そこから十字

方向にビーム（クロスビーム）をもちタンク取付用のトラスを支持する部分はCFRPスキン、アルミコアのハニカムパネルと なっている。

推進モジュール下端には推薬タンクへの隕石・デブリの衝突を防ぐためのシールド（バンパ）が取り付けられる。

本モジュールは1次構造を他と同様に三菱重工業（株）、2次構造は三菱重工業（株）と（株）IHIエアロスペースが設

計・製造を行っている。

8

第5回 試験技術ワークショップ

H-II Transfer Vehicle (HTV) の概要 - 曝露パレット（ EP) -

曝露パレットは補給キャリア非与圧部内に搭載されて打ち上げられる。

ISSへ到着後、ISSのロボットアームによって引き出されI型はJEMの曝露部に、III型はISSへ直接、接続する。

カーゴである船外実験装置等をハンドリングした後、再びロボットアームにて補給キャリア非与圧部に再挿入される。

曝露パレット構造は、井桁にスキンをはった主構造と垂直に取り付けられたフォワード構造（I型のみ）に分けられる。

その他、カーゴ取付、JEM曝露部への取付、ロボットアームでのハンドリングのための各種機構品を持つ。

I型のカーゴは、最大500kg×3台の計1.5トン分を搭載することができる。

設計・製造は、JEM曝露部で実績のある（株）IHIエアロスペースが行っている。

（写真：I型（STM)）

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第5回 試験技術ワークショップ



曝露パレットの特殊事情として、

 曝露パレット自体が、搭載カーゴの形態によっていくつか種類がある。また将来的 にも増える可能性もなくはない。

 さらにある１つの曝露パレットに対して搭載されるカーゴは毎フライト変わる。

 曝露パレットとカーゴの重量比は、（曝露パレット：カーゴ）＝（１：３）（約500kg：約 1500kg）であり、構造に比べて搭載されるカーゴ重量が大きい。



即ち、各曝露カーゴに対する環境条件はそれぞれ異なると考えたほうが妥当 である。

H-II Transfer Vehicle (HTV) の概要 - 曝露パレット（ EP) -

10

第5回 試験技術ワークショップ

H-II Transfer Vehicle (HTV) の概要

- カーゴ -

環境試験技術報告 第

5

回試験技術ワークショップ開催報告

11

11

第5回 試験技術ワークショップ

HTV 機械環境条件の体系

音響

正弦波振動

衝撃

加速度

ロケット

補給キャリア与圧部

補給キャリア非与圧部

曝露パレット

電気モジュール

推進モジュール

音響

正弦波振動

衝撃

加速度

カーゴ

分離面（I/F面）

HTVは従来の衛星とは異なり、ロケット側から環境条件を受けるだけではなく、カーゴ側に

対して環境条件を提示する役目もある。

カーゴに対す る機械環境 条件

HTV搭載コンポ

に対する機械 環境条件

12

第5回 試験技術ワークショップ

HTV 機械環境条件に関する文書類

NASDA-ESPC-2602A

宇宙ステーション補給機（HTV）／Ｈ-ⅡＢロケット インタフェース管理仕様書

ロケット側管理文書、HTV側合議 現在、B改訂作業中

KAE-01006

宇宙ステーション補給機（HTV）環境条件設計基準

NASDA-ESPC-2857A

HTV Cargo Standard Interface Requirements Document

NASDA-ESPC-TBD（国内カーゴ）、SSP_TBD（海外カーゴ）

HTV Cargo Interface Control Document ロケットインタフェース

HTV内部環境条件規定

カーゴインタフェース

標準カーゴI/F規定

個別カーゴI/F規定

英語文書

英語又は日本語文書

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第5回 試験技術ワークショップ

HTV 機械環境条件規定の遷移

経験式、過去の実績等により規定

（精度悪い）

試験結果により必要に応じて修正

（精度良い：但し入力条件が正しいと仮定）

STM音響試験、衝撃

試験、モーダルサーベイ 結果によるモデルコリ レーション＋CLAなどの

トリガー

時間軸

14

第5回 試験技術ワークショップ



JAXA規定としては以下の環境条件を規定する。



他システムとのI/Fに係る環境条件を規定する。



例：カーゴI/F、ロケットI/F



契約を跨ぐI/Fに係る環境条件を規定する。



例：非与圧部－暴露パレットI/F（MHI-IA）



モジュール内の環境条件は、各社の裁量に任せる

（ JAXA 規定をしない）。



極端に言えば、JAXA要求は「他システムとのI/F、他社と の約束を守った上であれば、打ち上げ環境に耐えればど う設計・製造しても構わない」という要求。但し、重量制約、

熱的制約等の制約は別途ある。



むしろ、不要な規定をするほうが非効率である。

JAXA の立場としての環境条件設定の考え方

環境試験技術報告 第

5

回試験技術ワークショップ開催報告

13

15

第5回 試験技術ワークショップ

音響・ランダム振動

 HTVにとっての音響・ランダム振動源は、ロケットICSで 規定されるフェアリング内音響条件。



ロケットICS（初版：2001年8月）では、OverAll=140.5dBであっ たが、Rev.A（2006年10月）では、Fill Effectを考慮した

OverAll=142.7dB（FillEffect無しの条件140.5dBも併記）となっ

た。

 HTVで規定している音響環境条件は：



外表面搭載機器に対するフェアリング内音響条件（例：SAP）



与圧内部音響条件（殆ど標定にならない。カーゴ条件として規 定）。



非与圧部内部音響条件（主に非与圧カーゴ向け）。

 HTV各部位に於けるランダム振動条件は：



フェアリング内音響加音によって発生するとしており、分離部 からの機械的パスによるランダム振動の規定はない。



原則、音響試験実施前は過去の実績等による推測により（精 度悪い）、音響試験後は音響試験結果を用いている。尚、コン ポ等で開発スケジュール上、既に旧条件でQTを実施しており、

その旧条件が音響試験結果よりも高い場合はそのままの場 合もある。

110.0 115.0 120.0 125.0 130.0 135.0 140.0 145.0

10 100 1000 10000

1/3 octave band [Hz]

SPL[dB]

H-IIB/HTV ICD Rev.A H-IIB/HTV ICD NC

[From] [To]

1/1 Oct Freq.

[Hz]

H-IIB/HTV ICD NC H-IIB/HTV ICD Rev.A

31.5 128.0 132.3

63 129.5 131.4

125 134.0 136.2

250 136.0 139.2

500 131.5 133.3

1000 128.0 127.8

2000 123.0 121.9

4000 118.0 118.0

8000 116.0 116.0

O.A. 140.5 142.7

16

第5回 試験技術ワークショップ

音響環境条件

100.0 105.0 110.0 115.0 120.0 125.0 130.0 135.0 140.0 145.0 150.0

10 100 1000 10000

1/1oct band[Hz]

SPL[dB]

フェアリング内部音響環境（ｄB) 与圧内部音響環境(dB) 非与圧部内音響環境(dB)

音響・ランダム振動

（各部音響条件）

1/1 Octave Band Center Frequency

フェアリング内部音響環 境（ｄB)

与圧内部音響環境(dB) 非与圧部内音響環境

(dB)

31.5 132.3 127.5 132.2

63 131.4 125.3 136.3

125 136.2 131.8 133.4

250 139.2 132.0 135.4

500 133.3 123.3 127.5

1000 127.8 116.2 121.3

2000 121.9 109.1 116.3

4000 118.0 113.0

8000 116.0 114.2

O.A. 142.7 136.3 140.9

Duration 60sec

14

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第5回 試験技術ワークショップ

（フェアリング内）音響 正弦波振動

衝撃 加速度 ロケットICS

与圧内部音響

透過 損失

構造

伝達

与圧搭載コンポランダム振動

音響・ランダム振動 与圧部

HTV

与圧部は、

JEM

与圧部と類似の構造物である。

よって、JEM与圧部（EM)音響試験の結果を用いて内部音

響環境及び各コンポ、与圧カーゴのランダム振動環境を予測。



この予測には、HTV与圧部とJEM与圧部の板厚の差を考慮

（透過損失計算）。

与圧部はSTM音響試験を実施していない（JEM構造との類

似性により）。初めての音響試験はPFM音響試験（2008年夏 予定）である。

よって、現段階での音響・ランダム振動条件は、実際にHTV

のSTM、PFMを用いた試験結果に基づいたものではなく、試験 結果次第では条件の改定も考えられる。

与圧カーゴランダム振動

JEM与圧部（EM)音響試験

18

第5回 試験技術ワークショップ

音響・ランダム振動

HTV(STM)音響試験



現時点での

HTV

非与圧部内部音響・

ランダム振動条件は、

2006

年に実施し たSTM音響試験結果による。

 STM音響試験前の非与圧部内音響条

件は、安全側にみてファエリング内部 音響と同じとみなしていた（開口部によ り内部と外部は同一環境とみなした）。

 STM

音響試験結果は、

63Hz

帯を 除き、非与圧部内部音響環境は、

外部環境より低いことが確認でき た。

非与圧部、電気 M 、推進 M （１／２）

環境試験技術報告 第

5

回試験技術ワークショップ開催報告

15

19

第5回 試験技術ワークショップ

音響・ランダム振動

非与圧部、電気 M 、推進 M （２／２）

 STM音響試験前の各部位ランダム振動条

件は

 1

次構造上については、

H-II

ロケットの 試験実績を用いて推定し、搭載コンポ 重量5kg以上/5kg未満にて規定。

 2

次構造上（

HTV

内部）搭載コンポにつ いては、開発各社判断によるところが あり一概には言えないが、概ね評価上 安全側に考えて、

1

次構造と

2

次構造上 の

I/F

点の値をそのまま用いて（構造減 衰を無視）、搭載コンポの重量による マスダンピングを考慮して規定。

補給キャリア与圧部

補給キャリア非与圧部

曝露パレット 電気モジュール

推進モジュール

20

第5回 試験技術ワークショップ

音響・ランダム振動 曝露パレット

 音響環境条件は、非与圧部内部音響環境条件を適 用し、若干のカーゴ形態の変更によっては変わらな いと見なし、STM音響試験の結果を用いている。

 各部位ランダム振動条件は

 STM音響試験前の1次構造と2次構造上のI/F点の値

をそのまま用いて（構造減衰を無視）、搭載コンポの 重量によるマスダンピングを考慮して規定。



現状はSTM音響試験の結果を用いている。尚、カー ゴ環境については搭載カーゴの重量によって調整し ている。

 尚、今後の曝露パレットの形態の多様性を考慮し、

曝露パレット単体で音響試験を実施しても問題ない ことを確認している。



これは、STM音響試験（組み込み形態）と、右図に示 す単体での音響試験を実施し、音響入力に対する応 答の比較を行った上で、各部位のランダム振動応答 は音響加音によるものが支配的であることを確認した ことによる。

曝露パレット（EM)単体音響試験

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第5回 試験技術ワークショップ

衝撃

 HTVにとっての衝撃源は、H-IIB分離部とHTV推 進MのI/F部にある分離ナット（火工品）と、曝露パ レットと非与圧部の結合機構（TSM)の解放（非火 工品）による発生衝撃。



分離ナットによる発生衝撃はロケットICSで規定。事 前に分離ナット単体の試験を行いデータ取得。

 TSMによる発生衝撃は火工品を用いておらず発生

衝撃も小さいのでローカルな範囲に限定。

 STM衝撃試験前の衝撃環境条件は：



衝撃源に対し、NASA文献(Aerospace Systems

Pyro-technic shock data）による距離減衰と分岐によ

る衝撃減衰の式を用いて推測。

 STM衝撃試験後の衝撃環境条件は試験結果を用 いている。

22

第5回 試験技術ワークショップ

衝撃

STM 衝撃試験前の規定

（KAE-01006HTV環境条件設計基準より）

環境試験技術報告 第

5

回試験技術ワークショップ開催報告

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23

第5回 試験技術ワークショップ

正弦波振動

 HTVにとっての正弦波振動源は、H-IIB分離部からHTV 推進M下端に伝達される正弦波振動入力。

 H-IIBによるCLAによって得られる。

 HTV各内点の正弦波振動環境は、解析（CLA：内点リカバ リ)によって得られる。



但し、全てのコンポI/F点で条件を出しているわけではない。

殆どのコンポーネントは、固有振動数を100Hz以上に設計し ており、一部のものが対象となる（SAP等）。

 HTVは総重量16.5トンあり、現状の振動試験設備では正 弦波振動試験を実施できないこと、及び各フライト号機の 形態の可変性を考慮し、正弦波振動に関しては解析検証 のアプローチを採っている。即ち、CLAによる。このため、

CLAに用いる構造数学モデルの精度が重要となる。

 このため、HTVではモーダルサーベイ試験を実施し、ほぼ シャトルが要求しているクライテリアと同等の基準にてコリ レーションを実施した。

24

第5回 試験技術ワークショップ

STM 各試験実施結果

Items 2003 2004 2005^CDR#1 2006^CDR#2(LMT) Items 2003 2004 2005^CDR#1 2006^CDR#2(LMT)

PLC (STM)

PLC (dummy)

ULC Primary Str. (STM)

AM primary str. (STM)

PM primary str. (STM) 15t 16.5t

(only prim. str.)

PAF (STM) 15t 16.5t EP (STM)

Modal Survey (free-free and on-

orbit config.) Proof / Leak check

Test

ULC Strength Test

(only prim. str.)

Strength Test Modal Survey

AM secondary str. (STM)

PM secondary str. (STM)

Strength Test

Modal Survey

Strength Test Strength Test (for

ULC and

AM P-str. ) Modal

Survey (for ULC, EP and AM P-

str.)

Thermal Vacuum Test (for UPLC P-str.

and EP)

Thermal Vacuum Test (for AM and PM) Strength Test

(for AM 2^ndstr, PM prim.str

(16.5t))

Strength (for Separation section(16.5t))

Vibro-Acoustic Test (for ULC, EP,

AM, PM)

Pyroshock Test (for ULC, EP, AM, PM)

Thermal Vacuum Test

(for PLC dummy+SAP)

End of PFM STM Strength/Stiffness

Test (for FRGF fitting)

13m S/C

13m S/C

8m S/C

H2Aprj.

End of PFM STM

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25

第5回 試験技術ワークショップ

今後の予定



与圧（PFM）音響試験(2008年8月予定）

 コンフィギュレーションは、補給キャリア与圧部（PLC)に、治具として非与圧部

（STM)を結合。与圧内部には、いくつかのラック（PFMまたはEM）を実際に搭 載し、環境計測を行う。

 PFTの目的に加え、STM音響試験を実施しなかったのでSTMの目的も併せ持 つ。

 よって、本試験結果によって場合によればカーゴ環境等のアップデートを行う。

 加速度計測点は400ch以上。



非与圧、電気

M

、推進

M

、曝露パレット（

PFM)

音響試験

 コンフィギュレーションは、音響試験と同じ。

 加速度計測点は、約200chを予定。



フライトデータ計測

 HTV技術実証機フライト時に、ランダム振動４ｃｈ、正弦波振動１ｃｈのフライト データ計測を行う。本データ及びSTM試験、PFM試験結果を踏まえて、環境 条件のアップデートについて検討を行う予定。H-IIBロケット技術テレメトリ経由。

環境試験技術報告 第

5

回試験技術ワークショップ開催報告

19

質疑応答 質問者①

問

1：フィルエフェクトの件についてお聞きしたいのですが、いままでの発表の中で、JEM

の実績を使って音響をコンサバティブ的な予測をしていらっしゃいますが、フィルエフェ クトがわずか

2.5dB

ほど上昇したことによって、コンサバティブの範囲に入らない機器が出 るかどうか、というのが一つと、そのことによって、設計変更まではいかないにしても、

検討されている機器があるとすれば、そのコストがどれくらいかかるのかなど、もし例が あれば、教えていただければと存じます。

答

1：

コストについては、はっきりとした数字は今すぐにはでてきませんが、ロケット側の

CDR

時点での条件変更は、HTV にとっては

CDR

が完了し、機体及び各コンポの認定試験/プロ トフライト試験が終了した段階であり、その時点での環境条件の上昇というのは対応に苦 慮しました。当然、上がったことによる影響を全コンポーネントに対してサーベイ（調査）

をしまして、すべてではないのですが、当然その何割かは影響を受けるということが分か りました。上がった分に関しては、それでももともとコンポーネントとしての能力は持っ ているから十分であるとか、これでも上がってもいいという製造元の合意を得ます。海外 ではそこでまたお金が必要だったりするのですが、そういうことをしているということと、

ものによっては、例えば地球センサなどはどの衛星でも共通化されている部品なので、追 加試験、つまりΔQT するのはお金もかかるし大変なので、マスダンピングのためのデッド・

マスを負荷して、コンポに入力されるランダム振動レベルを落とすなどの処置をしました。

あとは、これから

QT

をする予定だったものについては、試験条件を上げてやってみるとか、

（QT を）やっているものについても、ΔQT をやるとか、そういうことをいろいろやった 上で、現状は全部クリアしています。

質問者②

問

2：衝撃環境状況の設定のところについて教えていただきたいのですが、peak

の値って

いうのは経験値から設定されたようなのですが、

8dB/OCT

の

8

という数字については、こ れも経験的にということでしょうか。

答

2：（背景については）よくわかりませんが、衝撃の場合、大体決まっていますね。大体

8

か

6

ぐらいです。

質問者：8 を採用されている場合が多いですね。

発表者：そうですね。何でそういう風に決まったか、ということにつきましては、ちょっ

20

宇宙航空研究開発機構特別資料

JAXA—SP—08—007

と私にはわかりません。

問

3

：もう一点よろしいですか。「音響・ランダム振動」、

16

ページの表の中央の数字、こ れがカーゴに与えるように設定したランダム状況という風に解釈してよろしいのでしょう か。

答

3

：与圧カーゴですね。与圧カーゴに対しては音響とランダム、両方規定しています。ど ちらを試験条件に評定として使うかは、カーゴによりますが。

質問者：それで、この

4000Htz

、

8000Htz

っていう数字なんですけれども、これは･･･。

発表者：基本的に、ISS の世界だと

2000Htz

までしか出ないんです。ですから、与圧カー

ゴに対して

2000Hz

以上規定しても無駄なので削っています。すると曝露系の方もいらな

いと言われましたので、これも削りました。あると逆にどうすればいいのだろうと、特に

音響･振動を知らないお客さんの間で混乱が生じますので、消しています。

環境試験技術報告 第

5

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21

発表 2.

振動試験におけるフォースリミット法及び 加速度リミット法

試験センター 長濱 謙太 開発員

22

宇宙航空研究開発機構特別資料

JAXA—SP—08—007

振動試験における

フォースリミット法及び加速度リミット法

宇宙航空研究開発機構

JAXA

(Japan Aerospace Exploration Agency)

宇宙基幹システム本部 試験センター

長浜 謙太

Japan Aerospace Exploration Agency

Environmental and Structural Test Laboratory

第

5

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金

)

2

1. 背景・目的



宇宙機の開発において実施される地上での振動試験は、実フライトの振 動環境と比較して過負荷となる



ロケットと衛星の柔結合解析（CLA解析：Coupled Load Analysis）をも とに入力加速度を制御し、振動試験時の過負荷を低減している （～100Hz)

 CLA

解析が実施できない高周波領域の振動環境が定義される機器

（例：搭載コンポーネント：2kHzまでのランダム振動環境）

に対しては、有効な過負荷の低減方法が無い



海外では、試験時の過負荷を低減するため、高周波領域にも適用可能な フォースリミット振動試験法が一般的に用いられている



日本では、フォースリミット振動試験の適用例が殆ど無く、一般化していない



フォースリミット振動試験を実施するためには、専用のセンサや治具等が新た に必要となる

加速度リミット値を見積もる簡易的な手法を検討した結果を報告

→ リミット値算出に必要なパラメータは低レベル振動試験等で実測

→ これまでの試験コンフィギュレーションで実施可能

（フォースリミット振動試験法の様な専用のセンサや治具が、不要）

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23

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)

3

2. 理論背景

X Y Z

Boundary part : Inside part :Ui

Ub

b R L

i q U

U   

) ,..., 3 , 2 , 1 ( 2 ,

) 1

( ²

2

n k

r U j r

q r _b

k k k

k k 



  

 

 











 







n

k k k k

k k

n k

k k R

b i

r j r p r

q p U p

p U

1 2

2 1

2 ) 1 ) ( ( 1

) ( )

) ( (

 



 _





CB変換式

結合部と構造内部の加速度の関係

加速度リミット値の算出に、

インタフェース部の加速度 に対する 供試体内部の加速度応答を表す伝達関数 を用いる

一部が剛結合された構造体モデル

Craig-Bampton

法

構造境界（結合）部と構造内部の関係を求める

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)

4

3. 加速度リミット値の簡易計算法 (1/2)

  



 









 ⁿ

k

k k

n

k k

k b r

i b

test

i p p Q

U p U U

p U

k 1 1 1

_ ( )

2 ) 1 ( ) 1

) (

(



 













    

 ⁿ

k cp k cp

cp r

b r i b

flight i

r r

p r U

p U U

p U

cp

k 1 2

max _ 2

max _

2 max _ _

) 2

( ) 1

) ( ( ) 1

) ( (

max

_  









Vib. Test config.

Flight config.

Max Value is @r_k=1 ⇒

供試体の共振周波数

Max Value is @r_k=ω_cp

⇒ 結合系の共振周波数 見積もりが必要

2 2

0 4

1 2

1 1u u u

r_cp ^cp     

 







 ^{meS meL}

k

c c

Source k Load

eS eL

m u m

•ω_cp

は右図の2自由度モデルで推定する

•ω_cp

はSourceとLoadの有効質量の比の関数となる

ω_cpの見積もり

これらの式の比

↓

地上試験とフライトの最大加速度応答の比

（＝実環境と比較して試験時に過負荷となる値）

24

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5

3. 加速度リミット値の簡易計算法 (2/2)

2 max _ 2

max _

2 max _

2 max _ 2

max _

2 max _ _

_ _

) 2

( ) 1

(

) 2

( ) 1

( 1

) (

) (

cp k cp

cp

cp k cp

cp test

i

flight i

reduction Acc

r r

Q

r

r r

Q

r Q

p U

p A U



 



 



 



 



最終的に、

地上試験とフライトの最大加速度応答の比（＝実環境と比較して試験時に過負 荷となる値＝加速度リミット値） は、

モードシェイプ、Q値、有効質量の関数となる

第

1

項が十分に小さい場合

（

=

φ

Q

が十分に大きい場合）

は更に簡略化できる

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)

6

4.1

実験によるリミット手法の比較・検討

–

小型衛星模擬供試体の音響・振動試験– (1/5)

供試体

(Load)

小型衛星模擬供試体

(Source)

音響試験コンフィギュレーション

1.0E-04 1.0E-03 1.0E-02 1.0E-01 1.0E+00 1.0E+01

100 1000 10000

Frequency[Hz]

Acc_PSD[(m/sec^2)^2/Hz]

Random Vibration test Spec.

Acc. Response

@I/F (Acoustic test) Acc. Response @ I/F

1.

結合状態で音響試験を実施

＝フライトコンフィギュレーション（実環境）の加速度応答

2.

供試体単体でランダム振動試験（3通り）を実施

＝Limit無し、加速度Limit、フォースLimit

3.

ランダム振動条件は、取付I/Fの音響試験時の加速度応答値を包絡 するように設定

1.

結合状態で音響試験を実施

＝フライトコンフィギュレーション（実環境）の加速度応答

2.

供試体単体でランダム振動試験（3通り）を実施

＝Limit無し、加速度Limit、フォースLimit

3.

ランダム振動条件は、取付I/Fの音響試験時の加速度応答値を包絡 するように設定

Limit制御により、実環境（音響試験結果）よりも、

過負荷にならず、かつ、Under Testingにもならないように、

振動試験が実施できているかどうかを評価

≒70kg

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7

4.1 実験によるリミット手法の比較・検討

–

小型衛星模擬供試体の音響・振動試験

– (2/5)

M_L[kg] f₁[Hz] Q m_eL[kg]

9.2 290 67 7.6

m_eS(= M_s)

[kg] m_eL/ m_eS Acc Reduction [dB]

26 0.3 -26 dB@290Hz

・低レベルの正弦波振動試験を実施して、パラメータを実測

(Q,

有効質量

)

・供試体の

1

次共振周波数（

290Hz

）における過負荷を低減する 加速度リミット振動試験

フォースリミット振動試験

NASA

のフォースリミット振動試験

HDBK

に規定されている方法を用いて実施

加速度リミット値の計算結果

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8

1.0E-03 1.0E-02 1.0E-01 1.0E+00 1.0E+01

100 1000 10000

Frequency [Hz]

Acc. PSD [(m/s^2)^2/Hz]

No Limit CTL

Force Limit

Acc. Limit

4.1

実験によるリミット手法の比較・検討

–

小型衛星模擬供試体の音響・振動試験– (3/5) 加速度応答(PSD) @ I/F部(CTL Acc.)

1.

リミット制御により、共 振周波数（290Hz）にお いて約-26dB のノッチ がかかった

2.

加速度リミットとフォー スリミットは同じレベル であった

1.

リミット制御により、共 振周波数（290Hz）にお いて約-26dB のノッチ がかかった

2.

加速度リミットとフォー

スリミットは同じレベル

であった

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9

1.0E-04 1.0E-02 1.0E+00 1.0E+02 1.0E+04

1.00E+02 1.00E+03 1.00E+04

Freqyency [Hz]

Acc. PSD [(m/s^2)^2/Hz]

No Limit CTL

Force Limit

Acc. Limit

Acoustic test

4.1

実験によるリミット手法の比較・検討

–

小型衛星模擬供試体の音響・振動試験– (4/5) 加速度応答(PSD) @供試体上部

-26 dB

1. Limit無しは、実環境

と比較して過負荷と なっている

2.

リミット制御を行った

結果は、音響試験結 果をより近く包絡して いる

3.

リミット制御により、

共振周波数（290Hz）

において約-26dB の リミットがかかった

4.

加速度リミットと

フォースリミットは同 じレベルであった

1. Limit無しは、実環境

と比較して過負荷と なっている

2.

リミット制御を行った

結果は、音響試験結 果をより近く包絡して いる

3.

リミット制御により、

共振周波数（290Hz）

において約-26dB の リミットがかかった

4.

加速度リミットと

フォースリミットは同 じレベルであった

フォースリミット結果 加速度リミット結果 は、妥当である フォースリミット結果 加速度リミット結果 は、妥当である

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)

10

4.1

実験によるリミット手法の比較・検討

–

小型衛星模擬供試体の音響・振動試験– (5/5)

1.0E-04 1.0E-02 1.0E+00 1.0E+02 1.0E+04 1.0E+06

100 1000 10000

Frequency [Hz]

Force PSD [N^2/Hz]

No Limit CTL

Acc. Limit

Force Limit

Acoustic test

1. Limit無しは実環境と

比較して過負荷と なっている

2.

リミット制御を行った

結果は、音響試験結 果をより近く包絡して いる

3.

リミット制御により、

共振周波数（290Hz）

において約-26dB の ノッチがかかった

4.

加速度リミットと

フォースリミットは同 じレベルであった

1. Limit無しは実環境と

比較して過負荷と なっている

2.

リミット制御を行った

結果は、音響試験結 果をより近く包絡して いる

3.

リミット制御により、

共振周波数（290Hz）

において約-26dB の ノッチがかかった

4.

加速度リミットと

フォースリミットは同 じレベルであった

インタフェースフォース(PSD) @ I/F 加速度応答結果と同じ傾向

-26 dB

フォースリミット結果

加速度リミット結果

は、妥当である

フォースリミット結果

加速度リミット結果

は、妥当である