目次 1. 開催目的

(1)

(2)

(3)

1.

開催目的

... 1

2.

開催日時・場所... 1

3.

プログラム・発表概要

... 1

3.1 プログラム... 1

3.2

発表概要

... 3

3.3 パネルディスカッション概要... 4

4.

発表内容

4.1 開会挨拶... 7

4.2

フォースリミット振動試験ハンドブックに関するトピック

... 9

4.3 宇宙機軌道上実測温度と打上前予測温度の比較による温度マージンの検討.... 21

4.4 MELCO

静止標準衛星バスの機械環境試験について

... 33

4.5 衛星システム開発試験の最近の傾向... 47

4.6

小型衛星

INDEX

の環境試験について

... 57

4.7 人工衛星の試験をめぐる最近のトピックス... 77

4.8

閉会挨拶

... 93

(4)

1.

開催目的

試験技術ワークショップは、以下に示す３つの目的のために開催している。

（1）宇宙機試験の関係者（JAXA職員・宇宙機メーカ等）および関心のある方々の交流

（2）宇宙機試験に関する問題点等の意見交換

（3）試験技術の動向および試験センターにおける研究開発の紹介

平成

10

年に

NASDA

内で「試験・検証の強化」が重要視されるようになって以来、試験

センターでは、試験標準の裏にある技術根拠の明確化や現状の環境試験に係る課題解決に注力し、その成果を試験ハンドブック（衝撃試験・音響試験・振動試験・熱真空試験）として継続的に反映している。最終的には、これらの成果を宇宙機の試験標準である「衛星一般試験標準（JERG-2-002）」に反映することを目的としている。試験ハンドブックの作成および「衛星一般試験標準」の改訂にあたっては、ユーザである

JAXA

プロジェクト原局および宇宙機メーカをはじめとした、試験センター以外の環境試験に関わる方々の意見を十分に取り込む必要があり、関係者の意識の高揚と機運の醸成が重要である。

以上の目的より、本ワークショップでは、宇宙機システム設計経験者からの発表を

4

件、

試験センターの研究開発成果に関する発表を

2

件、および環境試験をテーマとしたパネルディスカッションを実施することとした。

2.

開催日時・場所

開催日時：平成

20

年

11

月

21

日（金）

13:05～17:50

開催場所：筑波宇宙センター総合開発推進棟

1

階大会議室

3.

プログラム・発表概要

3.1

プログラム

表

1

に本ワークショップのプログラムを示す。

(5)

表1 第6回試験技術ワークショッププログラム No.時間議題発表者所属 -13:05～13:10開会挨拶斎藤　幹雄　センター長宇宙輸送ミッション本部試験センター 113:10～13:40フォースリミット振動試験ハンドブックに関するトピック長濱　謙太　開発員宇宙輸送ミッション本部試験センター 213:40～14:10宇宙軌道上実測温度と打上前予測温度の比較による温度マージンの検討安藤　麻紀子　開発員宇宙輸送ミッション本部試験センター -14:10～14:25 314:25～14:55MELCO静止標準衛星バスの機械環境試験について早田　康三　様三菱電機株式会社鎌倉製作所　宇宙システム部 414:55～15:25衛星システム開発試験の最近の傾向間瀬　一郎　様日本電気株式会社宇宙システム事業部　独立技術評価室 -15:25～15:40 515:40～16:10小型衛星INDEXの環境試験について水野　貴秀　准教授宇宙科学研究本部宇宙探査工学研究系 616:10～16:40人工衛星の試験をめぐる最近のトピックス前田　剛　主任開発員宇宙利用ミッション本部利用推進プログラム・システムズエンジニアリング室 -16:40～16:55 716:55～17:45 -17:45～17:50閉会挨拶斎藤　幹雄　センター長宇宙輸送ミッション本部試験センター休憩　　パネルディスカッション　　　　～テーマ(仮)：宇宙機の環境試験について～　　　　<司会> 　　　　　松本　勇　主任　（宇宙輸送ミッション本部試験センター）　　　　<パネリスト> 　　　　　世古　博巳　様　（三菱電機株式会社鎌倉製作所宇宙システム部）　　　　　間瀬　一郎　様　（日本電気株式会社宇宙システム事業部独立技術評価室）　　　　　水野　貴秀　准教授　（宇宙科学研究本部宇宙探査工学研究系）　　　　　前田　剛　主任開発員　（宇宙利用ミッション本部利用推進プログラム・システムズエンジニアリング室）　　　　　斎藤　幹雄　センター長　（宇宙輸送ミッション本部試験センター）

休憩休憩

(6)

3.2

発表概要

No.1 フォースリミット振動試験ハンドブックに関するトピック

本報告では、欧米で盛んに実施されているフォースリミット振動試験法に関する試験ハンドブック（JAXA 試験標準）の制定状況について紹介するとともに、フォースリリミット条件の算出に関する各種手法（NASA の方法、JAXA 試験センターが独自に検討・提案した手法）の適用例を示す。フォースリミット振動試験の有効性を実例で示す。

No.2 宇宙機軌道上実測温度と打上前予測温度の比較による温度マージンの検討

JAXA が開発する宇宙機では、熱的パラメータの不確定性を補償するマージン（熱的不確定性マージン）値を 10℃としている。本発表では、現在使用している 10℃マージンの妥当性を、運用中の 2 機の衛星データを用いて評価した結果について報告する。軌道一周回中の実測最低・最高温度と予測最低・最高温度の差を整理し、その統計的なバラツキを評価した結果について紹介する。本検討の最終目標は、熱的不確定性マージンの最適化である。

No.3 MELCO 静止標準衛星バスの機械環境試験について

MELCO 静止衛星標準バス（DS2000）をベースとする商用衛星では、システム機械環境試験の衛星コンフィギュレーションをダミー推薬非搭載としている。この理由は、脱イオン水充填時、乾燥作業時のコンタミ混入リスクが回避できることや、擬似推薬搭載・排出作業の省略により工程短縮が図れることにある。一方で、推薬質量は衛星打上げ時質量の約半分を占めるため、剛性、強度面での衛星構造のフライト品質をどのように検証するか筋道を準備しておく必要がある。ここでは、実際に海外ロケットによる打上げまで至った実績のある検証方法を紹介する。

No.4 衛星システム開発試験の最近の傾向

システム試験の効率化・簡略化について、最近の衛星の、主にシステム（電気）EM 省略の実績を調査し、EM を省略する場合の効果・リスクを考察した。

(7)

No.5 小型衛星 INDEX の環境試験について

小型衛星 INDEX の開発で実施された環境試験の方針と概略について述べ、そのなかでも特に残留磁気モーメントを取り上げてお話しする。地上での測定とその結果、残留磁気に対する対策、軌道上での評価について述べる。

No.6 人工衛星の試験をめぐる最近のトピックス

最近の衛星システム試験で実施されている試験の中から話題性が高いものを、関連する軌道上運用事例もまじえて、いくつか紹介する。また、軌道上不具合分析・検討チームの報告内容から、衛星試験関連事項を引用し、今後の衛星システム試験に求められるものについて考察する。

3.3

パネルディスカッション概要

（司会）

松本勇（JAXA宇宙輸送ミッション本部試験センター）

（パネリスト兼コーディネータ）

斎藤幹雄（JAXA宇宙輸送ミッション本部試験センター）

（パネリスト）

間瀬一郎

(日本電気株式会社)

世古博巳

(三菱電機株式会社)

水野貴秀

(JAXA

宇宙科学研究本部宇宙探査工学研究系)

前田剛

(JAXA

宇宙利用ミッション本部利用推進プログラム・システムズエンジニアリング室)

図

1 司会およびパネリストの方々

(8)

本パネルディスカッションでは、「宇宙機の環境試験」をテーマに、様々な事項について討議された。討議された主な事項は、以下の通りである。

(1)

プロトフライト試験における擬似推薬非充填での振動試験について

(2)

正弦波振動試験の意義・必要性について

(3)

開発試験時におけるハーネスの取扱いについて

(4)

熱サイクル試験におけるサイクル数・温度範囲の考え方について

(9)

4.1 開会挨拶

宇宙輸送ミッション本部試験センター

斎藤幹雄センター長

(10)

本日は、お忙しい中、この試験技術ワークショップのためにご来場頂き、有難う御座います。少々寒くなりましたが、天候に恵まれよかったと思っております。

本ワークショップも

6

回目となり、第

2

段階に入ったと考えております。これまでは、

試験センターの成果が主体になっていたきらいがありました。今後は、

JAXA

の、日本の宇宙開発における試験技術、また、宇宙以外の試験技術に関しても広く討議できる場としていきたいと考えております。

今回のワークショップでは、試験センター以外の方々に

4

件の発表を快くお引き受け頂きました。この場をお借りしてお礼を述べさせて頂きます。

それでは、本日のワークショップを進めたいと思います。活発なご討議をお願い致します。

図

2 ワークショップ開会時の風景

(11)

4.2 フォースリミット振動試験ハンドブックに関するトピック

宇宙輸送ミッション本部試験センター

長濱謙太開発員

(12)

第6回試験技術ワークショップ

フォースリミット振動試験ハンドブックに関するトピック

宇宙航空研究開発機構

JAXA

(Japan Aerospace Exploration Agency) 宇宙輸送ミッション本部試験センター

長浜謙太

Japan Aerospace Exploration Agency

Environmental and Structural Test Laboratory

第6回試験技術ワークショップ平成20年11月21日

1. フォースリミット振動試験ハンドブックの作成状況

2. フォースリミット振動試験ハンドブックの概要

3. フォースリミット振動試験の概要

4. フォースリミット振動試験に関するトピックその１

フォースリミット条件の計算法について

5. フォースリミット振動試験に関するトピックその２

フォースリミット振動試験用の治具について

6. まとめ

発表内容

(13)

{ FY17

z フォースリミット振動試験に係る基礎検討に着手

{ FY18～FY19

z

HTV搭載コンポーネントやSDS-1等へ試行

z 『フォースリミット振動試験ハンドブック原案』作成

{ FY20

z フォースリミット振動試験ハンドブックをJAXA共通技術文書として制定するための審議を開始

z これまでに専門家を交えて4回の議論を実施

1. フォースリミット振動試験ハンドブックの作成状況

2

2. フォースリミット振動試験ハンドブックの概要

{ （1項）総則

{ （2項）フォースリミット振動試験に関連する事項

z 打上時の振動環境と地上での振動試験の違い

z 振動試験における過負荷の低減方法の概略

{ （3項）フォースリミット条件の計算方法

z フォースリミット値の計算方法について

{ （4項）フォースリミット振動試験

z 実際にフォースリミット振動試験を実施するにあたって考慮すべき事項

{ センサの選定指針や治具の設計指針など {

Appendix

z 本文（上記1項～4項）を補足する詳細理論・実例など

3

(14)

3.1 フォースリミット振動試験とは

{ フォースリミット振動試験法とは、振動試験における過負荷を低減する手法

z 加振中の供試体と加振台間のインタフェースフォースを計測し、リミット制御する振動試験法

① 供試体と加振台の間に『フォースセンサ』を設置

② 低次の振動モード（大きい有効質量を持つ振動モード）のリミットに有効

③ 供試体の各部位に設定された加速度リミットをそのまま代替することはできない

④ 規定された加速度スペックのノッチングを行う

→ 加速度スペック自体を見直すことはできない

I/Fフォース

フォースリミット

制御加速度

ノッチング

供試体供試体

振動台

フォースセンサ

（リミット制御）

加振機

加速度センサ

（振動制御）

4

3.2

フォースリミット振動試験の効果

（2自由度モデルの計算例）

10^-1 10⁰ 10¹

10^-2 10^-1 10⁰ 10¹ 10²

フォース [N]

10^-1 10⁰ 10¹

10^-2 10^-1 10⁰ 10¹

加速度 [m/s2]

周波数比

（Source系の1次共振周波数で正規化した周波数）

L S ^{連成系I/F部}^{加速度応答} L ^Aspec

L

S ^連成系^{I/Fフォース}

FFlight

L Fno_Lim

10^-1 10⁰ 10¹

10^-1 10⁰ 10¹ 10²

動質量 [kg]

動質量 M^L(ω)

フォースリミットにより、

振動試験時のインピーダンス（＝動質量の包絡値）を実フライト時に合わせることができる

F_{Force_Lim} A_spec 連成時I/Fフォースの包絡値連成時I/F部加速度応答の包絡値=

(15)

4. 本日紹介するトピック（その1）

ーフォースリミット条件の計算法ー

{ フォースリミット条件の計算方法の紹介

z 代表的な2つの方法を紹介

供試体と被搭載側構造体の伝達関数

→ 簡易実験で実測

・計算に必要なパラメータを実測する

・実供試体が必要

・JAXA独自の方法簡易試験による計算

供試体と被搭載側構造体の有効質量比

供試体のQ値

・対象を2自由度モデルに近似して計算

・計算に必要なパラメータが少ない

・NASA Handbookをベースにした方法単純2自由度法

計算に使用するパラメータ特徴

名称

6

4.1 単純2自由度法

^(1/3) ー計算法の概要ー

{ 単純２自由度法

z 対象を簡単な2自由度モデルに近似

z この2自由度系の応答を計算することでフォースリミット条件を計算

z 計算に必要なパラメータ以下の2種類

{ 供試体の共振周波数

{ 供試体と被搭載構造体の有効質量比＠供試体の共振周波数

・・・

1次 2次 3次 4次 n次

1次 2次 3次 4次 m次

有効質量比の見積もりが必要

連成系

Load系

Source系

m_eL

m_eS

Load系

Source系

k c

m_ex：有効質量 k ：ばね定数

c ：減衰

7

(16)

4.2 単純 2 自由度法 (2/3)

ー有効質量の簡易見積もり法ー

動質量の漸近解として以下を仮定

1. １次モード周波数までは、剛体質量。

2. それ以上の周波数では6dB/Octで減少。

有効質量の見積もり → 漸近動質量

• 高次モードまで簡単に求められる

• 本見積もりに必要なパラメータは、

・搭載側と被搭載側の剛体質量

・1次共振周波数

⎩ ⎨

⎧

≤

= >

≈

i i

ni i

i i

ai

e

M

M M

m ω ω ω ω

ω ω

ni ni

, ) / (

,

　　　　　　 ^M^ai ^{：漸近動質量}^[kg]

M_i ：剛体質量[kg]

ω_ni ：1次共振周波数[Hz]

ωi ：漸近動質量を算出する周波数[Hz]

10^-1 10⁰ 10¹ 10²

10^-6 10^-4 10^-2 10⁰ 10² 10⁴

Normalized frequency (1st mode freq.)

Mass square

Dynamic mass square (5DOS) Asymptotic Dynamic mass square Effective mass square

漸近動質量 5自由度モデルの

計算例

有効質量 1^stmode 2^ndmode 3^rdmode 4^thmode JAXAのHDBKへ明記

（NASA HDBKには無い方法）

8

4.1 単純2自由度法

^(3/3) ー計算結果（例）ー

μ( =m_L/ m_S) Apparent MassNormalized Squared forcelimit specification

Mass ratio μ(m_eL/m_eS) ①有効質量比を見積もる

③フォースリミット条件の計算結果

（この例はm_eLと加速度スペックで正規化した値）

②供試体(Load系)の Q値毎の計算例

m_eL

m_eS

k c

(17)

4.2 簡易試験による計算

^(1/2) ー計算法の概要ー

{ 簡易試験による計算

・実測値に基づくため、得られる結果の精度が高い

・適用にあたり搭載側（Load系）と被搭載側（Source系）の実構造体が必要

・ＪＡＸＡが独自に検討した計算法

被搭載側（Source）取付部の伝達関数を実測

伝達関数（加速度／フォース）

Frequency 搭載側（Load）取付部の伝達関数を実測

伝達関数（加速度／フォース）

Frequency

フォース

実測した伝達関数（動質量）の包絡値を合成して、フォースリミット条件を計算

10

第6回試験技術ワークショップ平成20年11月21日 1回の加振で得られる伝達関数

結合面

AIF

F₁F₂F^・・・₃ F_N

∑

=

= ^N

i i

IF F

F

1

・結合面内の複数点を加振点として選択

・加振点を1つずつハンマリング

・加振点へ負荷したフォース、及び、各点の加速度応答を計測

→フォースと加速度応答の伝達関数を計測

得られた伝達関数のマトリクスの逆行列を取る

1回の加振で得られる伝達関数 1回の加振で得られる伝達関数

逆行列の各項の和が、動質量となる

IF IF

N j

N k

jk N

j j

IF F Z A M A

F ⎟⎟⎠ = ×

⎜⎜ ⎞

⎝

=⎛

=

∑ ∑ ∑

= =

=1 1 1

IF

NN N

N

N N

IF

NN N

N

N N

N

A Z Z

Z

Z Z

Z

Z Z

Z

A H

H H

H

H H

H

F F F

⎪⎪

⎭

⎪⎪

⎬

⎫

⎪⎪

⎩

⎪⎪

⎨

⎧

⎥⎥

⎦

⎤

⎢⎢

⎣

⎡

=

⎪⎪

⎭

⎪⎪

⎬

⎫

⎪⎪

⎩

⎪⎪

⎨

⎧

⎥⎥

⎦

⎤

⎢⎢

⎣

⎡

=

⎪⎪

⎭

⎪⎪

⎬

⎫

⎪⎪

⎩

⎪⎪

⎨

⎧ ⁻

1 1 1

2 1

2 22 21

1 12 11

1

1 1

2 22 21

1 12 11 2 1

M L

M L M M

L L

M L

M L M M

L L M

4.2 簡易試験による計算

^(2/2) ー動質量の実測方法ー

11

(18)

供試体

Φ1800

730mm 700mm

800mm

X Y

Z

SDS-1 STM （搭載側） PAF摸擬構造体（被搭載側）

音響試験

音響負荷時のランダム振動

↓ 実環境相当と想定

SDS-1単体のランダム振動試験

4.3 フォースリミット条件の計算結果の評価

^(1/2)

12

4.3 フォースリミット条件の計算結果の評価

^(2/2)

10² 10³

10⁰ 10¹ 10² 10³ 10⁴ 10⁵ 10⁶

Frequency [Hz]

Force PSD [N2 / Hz]

正解値（音響試験結果）を良く包絡する結果が得られた

単純２自由度法よりも簡易試験による計算の方が精度が高いことがわかる

フォースリミットをしない場合、

過負荷が入力されている

音響試験

（実環境相当）

簡易試験による方法単純２自由度法

振動試験

（リミット無し）

(19)

5. 本日紹介するトピック（その２）

ーフォースリミット振動試験実施時の注意事項ー

{ 実際にフォースリミット振動試験を実施するにあたり注意すべき事項の１部を紹介

{ 治具の設計について

z インタフェースフォースを計測するために、

フォースセンサ及び治具を供試体と加振台の間に設置

z センサ及び治具を挟むことで、治具の剛性が低下する

加振機加振機

通常の振動試験フォースリミット振動試験

供試体供試体

センサ・治具

14

5.1 フォースリミット振動試験用治具の設計注意点

（1/2）

供試体

フォースセンサ及び治具

加振台

供試体

治具

供試体及び治具を2自由度モデルで近似し、共振周波数のシフト量を見積もる

10⁰ 10¹ 10²

0 10 20 30 40 50 60 70 80

共振周波数比

（治具の共振周波数 / 供試体の共振周波数）

周波数シフト量 [%]

質量比

（治具質量 / 供試体質量）

0.1 0.3 0.5 1.0 2.0 5.0 10.0 20.0

治具（及びフォースセンサ）の剛性が十分であることを確認する必要がある治具と供試体が連成することによる

共振周波数のシフト量の見積もり

15

(20)

第6回試験技術ワークショップ平成20年11月21日 0

10 20 30 40 50 60 70 80

1 10 100

Resonant frequency ratio（Jig／Load）

Frequency shift ratio [%]

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

10 100 1000

Frequency [Hz]

Transfer function Acg/AIF[-]

5.1 フォースリミット振動試験用治具の設計注意点

^（1/2）

SDS-1STM 加振機

フォースセンサあり

シフト量 10.3％

フォースセンサ

なし簡易見積もり

14.9 %

測定値 10.3%

シフト量の実測結果簡易見積もりと実測値の比較

簡易計算と実測値の差は-4.6%（周波数解析の分解能 4Hz）

→ 共振周波数の140Hz付近では、約±3％は計測の誤差範囲である

概ね簡易計算式が有効であると考えられる

(面内の結果についても同様に評価)

16

6. まとめ

{ ハンドブックの内容の一部を紹介した

{ ハンドブックの内容について、

今年度中にワーキンググループ

（WG：衛星・ロケットメーカ、ＪＡＸＡ有識者による検討会）

での審議を終える予定

{

WGでの審議終了後、

JAXAの標準技術文書（JERG）としてハンドブックを

制定するための手続きを実施する

z 衛星一般試験標準の下位文書の位置づけ

(21)

質疑応答

問

1

4.3

項の表で、単純

2

自由度法と簡易試験法が比較してあるが、簡易試験法の方が単純

2

自由度法よりも必ず高い精度になると言えるのでしょうか。また、2つの手法の使い分けはどのようにすれば良いのかを教えて下さい。

また、各手法の計算結果を比較しているグラフの

20Hz

の辺りで、簡易試験法の結果が実環境よりもアンダーになっているが、それで良いのかどうか教えて下さい。

答

1

簡易試験法の方がより良い精度で予測することができます。我々で、何例か計算を行っていますが、全て簡易試験法の方が精度が高い結果となっています。

簡易試験法と単純

2

自由度法の使い分けについては、単純

2

自由度法は、計算は簡単ですが、結果が実環境よりも多少大きめの値となる特徴がありますので、設計の初期段階で有効な手法と考えられます。簡易試験法は、精度は高いが実供試体が必要となりますので、開発フェーズの後期段階で適用するのに有効であると考えられます。

20Hz

の件については、インパクト試験を行った時の加振点の取り方や、また、実環境として音響試験時に加速度を計測しているが、その時の計測点の配置によるバラツキが原因と考えられます。

問

2

低周波は難しいと言うことでしょうか。

答

2

はい。低周波になるほど計測位置の違いによるバラツキが大きくなります。

問

3

もうすぐフォースリミット振動試験ハンドブックが制定されるとのことですが、制定されたハンドブックを広く使ってもらうに、何か取り組みはされているのでしょうか。

答

3

ハンドブックの内容は衛星設計標準検討委員会のワーキンググループで審議されているが、その

WG

には衛星メーカ、ロケットメーカ、JAXAの有識者、JAXAプロジェクトのメンバがいます。このハンドブックの内容や意義については、その

WG

の議論の中で周知されていると思います。また、試験センターではプロジェクト協力の業務も行っていますので、支援を依頼頂けば協力させて頂けると思います。

(22)

問

4

加速度リミットとフォースリミットという言葉の使い分けについて、

2

通りの意味で使い分けが必要と感じた。

１つは、試験の方法を言い表す場合に

2

つの言葉を使い分けている場合がある。加速度をモニタしてリミットするので加速度リミットと呼ぶ。あるいは、フォースをモニタしてリミットするのでフォースリミットと呼ぶというような、ただ単に試験のやり方の違いを言い表す時に、2つの言葉を使い分けている場合がある。一方、加速度に注目して制御をかけるのか、フォースに注目して制御を掛けるのか、試験法の違いを言い表すのではなく、試験に対する考え方の違いを言い表すために

2

つの言葉を使い分けている場合がある。例えば、フォースリミットの考え方でリミット条件が整理されている場合でも、実際の振動試験時で、フォースと加速度の関係に着目しながら加速度でリミット制御を行う場合も有り得る。そのような振動試験を加速度リミット振動試験と呼ぶのかフォースリミット振動試験と呼ぶのか。

2

つの言葉の使い方に注意する必要があるのではと感じた。

それから、

SDS-1

の実例のところで、治具によって

1

次共振周波数がシフトした例を紹介頂いたが、グラフを見るとピークがつぶれたことでシフトしたように見えるだけなのではないでしょうか。この現象は非線形現象によるものではないでしょうか。

答

4

前半のコメントに関しては、ご指摘ありがとうございました。後半のコメントに関してですが、これは

3

軸加振した時のある

1

つの軸の例です。他の軸でも同様にピークのシフトが発生していて、ご紹介した簡易計算値と良く合う結果が得られています。今回の例については大きな非線形現象が発生しているとは考えておりません。ご紹介した周波数シフト量の簡易見積もり方法の妥当性については、この結果で確認できるのではと思います。

(23)

4.3 宇宙機軌道上実測温度と打上前予測温度の比較による温度マージンの検討

宇宙輸送ミッション本部試験センター

安藤麻紀子開発員

(24)

平成20年11月21日第6回試験技術ワークショップ 1

宇宙機軌道上実測温度と打上前予測温度の比較による温度マージンの検討

宇宙航空研究開発機構

宇宙輸送ミッション本部試験センター安藤麻紀子

宇宙機熱設計における温度マージン

宇宙機システム熱設計温度マージン考慮

ΔT

₁

：パラメータの不確定性による予測誤差

（熱的不確定性マージン）^※2

Δ T

₂

：事前に予期した以上の事象に対する設計マージン

（認定試験マージン）^※2 温度マージンの定義^※¹

許容温度範囲最大予測温度範囲設計予測温度範囲

ΔT₁ ΔT₁

ΔT₂ ΔT₂

※1 JAXAにおける人工衛星熱制御系設計のガイドラインによる

※2 海外の類似標準における呼称

本検討の対象

(25)

JAXA の熱的不確定性マージン

JAXA が開発する宇宙機

・・・ほとんどの場合熱的不確定性マージン 10 ℃

熱的不確定性マージンの妥当性

宇宙機の軌道上実測温度と予測温度の比較によって検証可能

この値は経験的に決められたものであり、10℃の妥当性については体系的に確認されていない。

熱真空試験と熱的不確定性マージンの関係

z

AT 熱真空試験温度範囲

≥設計予測温度範囲＋熱的不確定性マージン

z

「 JERG-2-002 衛星一般試験標準」に相当する以下の海外標準の中に、熱的不確定性マージン (Thermal Uncertainty Margin) の値とその設定根拠に関する記述あり。

– MIL-STD-1540E draft “Test Requirements for Launch, Upper-Stage, and Space Vehicles”

– MIL-HDBK-340A “TEST REQUIREMENTS FOR LAUNCH, UPPER- STAGE, AND SPACE VEHICLES”

– ECSS-E-10-03A “Space engineering Testing”

(26)

温度マージン検討の目的

熱的不確定性マージンの最適化を目標とし、現在使用している熱的不確定性マージン（ 10 ℃）の妥当性の評価を行う。

・熱的不確定性マージン：宇宙機の特性（形状の複雑さ、

表面熱光学特性の変化しやすさなど）に依存する。

・宇宙機の特性に応じた最適な熱的不確定性マージンを設定可能とすることで、最適なシステム熱設計が可能となる。

検討方法（ 1/2 ）

軌道上実測温度

（テレメトリデータ）

打上げ前解析予測温度比較

BOL

外部熱環境

HOT

内部機器状態

HOT EOL

外部熱環境COLD 内部機器状態COLD 比較ケース

各ケースの軌道一周回中の実測最高・最低温度と予測最高・最低温度を比較

1. 実測温度と予測温度の比較

(27)

検討方法（ 2/2 ） 2. 熱的不確定性マージンの評価

「実測温度－予測温度」の平均値μ、標準偏差σを算出

95%信頼区間（μ±2σ）

から必要な熱的不確定性マージンを算出

現状の熱的不確定性マージン10℃の妥当性評価

米軍プログラムにおいて比較的低リスクのプログラム^※に対して要求されているレベル

※DOD-HDBK-343 “DESIGN, CONSTRUCTION, AND TESTING REQUIREMENTS FOR ONE OF A KIND SPACE EQUIPMENT”におけるCLASS A,Bの宇宙機

μ μ+2σ

μ-2σ 0

|μ+2σ|

|μ-2σ|

（実測温度－予測温度）　[℃]

絶対値が大きいほうを必要な熱的不確定性マージンとする

95%信頼区間

比較対象箇所

対象：静止衛星１機、低軌道衛星１機

比較対象箇所：ヒータによる温度制御が行われていないバス構体内部搭載機器の温度

比較対象ch数：両衛星とも約30ch

比較対象箇所選定理由

①外部搭載機器は除く

・一般に許容温度範囲が広い外部搭載機器は、許容温度範囲の狭い機器とは異なるマージンを適用すべき。

・システム熱数学モデルに組み込まれた外部搭載機器簡易モデルでは精度良い予測ができない。

②ヒータにより能動的に温度制御されている箇所は実測温度と予測温度の差が出にくい。

(28)

比較ケース

Cas e

表面熱光学特性

外部熱環境

内部機器発熱

1 BOL HOT HOT

2 COLD

3 COLD HOT

4 COLD

5 EOL HOT HOT

6 COLD

7 COLD HOT

8 COLD

Cas e

表面熱光学特性

外部熱環境

内部機器発熱

1 BOL - -

2 - COLD

3 COLD -

4 HOT HOT

静止衛星

打上げから５年以上経過低軌道衛星

打上げから約２年経過

- : 中間の条件

静止衛星実測ー予測温度比較（BOL)

・実測－予測温度差は概ね

±10℃以内

-10 0 10 20 30 40

予測温度　[℃]

実測温度　[℃]

case1 cold case1 hot case2 cold case2 hot case3 cold case3 hot case4 cold case4 hot

20 30 40 50 60 70 80 90 100

1

Flight Uncertainty Prediction [℃]

Probability of Compliance [%]

0 2 4 6 8 10 12

95 BOL 実測＝予測

実測＝予測＋10℃

実測＝予測－10℃

μ±2σ ^{必要な熱的不確定性}_{マージン［℃］}

0.1±7.2 7.3

全データの95%が温度差±8℃以内実測－予測温度差分布

(29)

静止衛星実測－予測温度比較（EOL)

¾予測－実測温度差は概ね10℃以内

-10 0 10 20 30 40

予測温度　[℃]

実測温度　[℃]

20 30 40 50 60 70 80 90 100

1

0 2 4 6 8 10 12

95

EOL 実測＝予測＋10℃

実測＝予測

-3.9±6.2 (10.1)

・高温傾向となるEOLにおいて、意図的に安全側の熱設計をしていることによる

・他の不確定性の影響

全データの95%が温度差±10℃以内実測－予測温度差分布

低軌道衛星実測－予測温度比較（ BOL ）

-10 0 10 20 30 40

0 10 20 30 40

予測温度 [℃]

実測温度 [℃]

・予測－実測温度差は概ね10℃以内

20 30 40 50 60 70 80 90 100

1

0 2 4 6 8 10 12

95 実測＝予測＋10℃

実測＝予測

0.3±7.4 7.7

全データの95%が温度差±8℃以内

(30)

本検討で得られた知見

¾

軌道上実測温度と予測温度を比較した結果、概ね温度差10℃以内で一致していた。

¾

軌道上実測温度と予測温度の差から算出した必要な熱的不確定性マージンは7℃程度であり、差し当たり現状の

10

℃マージンを採用することは妥当であることを確認した。

JAXAが開発した２つの衛星について、軌道上実測温度と

予測温度を比較し、熱的不確定性マージンを評価した。

熱平衡試験結果によりコリレーションされない場合の値

【参考】海外の熱的不確定性マージン

国内外の温度マージン

JAXA MIL ECSS

熱的不確定性マージン

10℃ 11℃ （17℃） 10℃ （15℃）

認定試験マージン

5

℃

10

℃

10

℃

¾

熱的不確定性マージンは国内外でほぼ同じ値

¾

海外では熱平衡試験結果によるコリレーションを行わない場合には異なる値を使用

(31)

【参考】海外における熱的不確定性マージン評価結果

¾

宇宙機の軌道上実測温度と予測温度の比較を継続的に実施

¾

その結果から必要な熱的不確定性マージンを算出必要な熱的不確定性マージン

10～15℃

※“Assessment of the Thermal Uncertainty Margin from Flight Data Comparison with Thermal Model Predictions”, J. Welch, 24^thAerospace Testing Seminar, 2008

海外における評価結果^※

現状の値と大差ない MIL：11℃

ECSS：10℃

今後の展開

¾ 熱的不確定性マージンの評価結果の信頼性を向上させるため、現在運用中の他衛星についても同様な評価を行う。

¾ 評価結果は「JERG-2-130-HB005 熱真空試験

ハンドブック」に反映する。

(32)

質疑応答

問

1

まず、この検討の大前提の部分で予測温度と言われているものですが、これはどちらから引っ張ってきたものなのでしょうか。

答

1

予測温度は、各衛星メーカが持っている最終的な熱数学モデル、つまりコリレーション後の解析モデルを用いて予測した結果です。

問

2

色々なモードがあるわけですけれども、今の運用状態はこのモードであろうということで、予測温度とテレメトリデータを比較したということでしょうか。

答

2

最初に比較ケースを選定し、その中で特殊なケースでない安定したモードを選んで、

そのモードに関して比較を行っているということになります。

問

3

静止衛星と低軌道周回衛星を対象にしているわけですけれども、我々、設計している者から言えば、90分で一周しているものと

24

時間で一周しているもので、基本的に設計の考え方が違ってくるわけです。90 分で一周する低軌道周回衛星では、平均熱入力などという形で設計検討したりします。ですので、そのような点でもう少し違いが出てくるのかなと思ったのですが、同じ

7, 8℃の違いという結果だったので、将来、衛星の台数を

増やしていったときに、軌道によって違いが出るのかといった点も検討していただければと思います。

答

3

ありがとうございます。そのような見方でも検討したいと思います。

(33)

問

4

前提の部分で、対象となる機器の限定をされているところがあると思うのですが、その中で「外部搭載機器を除く」というふうにされております。これは、最後に比較されている海外衛星の比較結果でも同様に取り扱われているのでしょうか。

答

4

記憶している範囲でしかお答えできませんが、今回の比較で扱った箇所のように、バス構体内部でヒータによる温度制御がない機器に限定しているというわけではなかったと思います。

問

5

ということは、値でみると海外衛星のほうが値が悪いというのは、そのような原因もあるということでしょうか。

答

5

おそらくそうだと思います。

問

6

今後は、外部搭載機器も含めた評価というのは予定されているのでしょうか。

答

6

やはり、外部搭載機器のほうが予測と実測の温度差がつきそうだという認識があるので、そちらの評価もできれば行っていきたいと思っています。

問

7

最後の参考のところで、海外の動向についていくつか紹介があったと思うのですが、

海外でこのような評価をされている機関というのは、メーカが主体なのか、もしくは

NASA

や

ESA

が主体なのか、また、

NASA

や

ESA

が主体の場合はどこが担当しているのかを教えていただければと思います。

答

7

これは

NASA

や

ESA

が行っているというわけではなかったと思います。

(34)

問

8

製造や開発を実際にしているところということでしょうか。

答

8

はい、メーカが行っていたと思います。

問

9 ECSS

などでは、基本的にこの不確定性マージンは設計の進捗に応じて減らしていくことが可能であるといった認識だと思うのですが、歴史的にこのマージンが少しずつ減ってきているといったことはあるのでしょうか。

答

9

そのようなデータがあるかどうかはわかりません。

(35)

4.4 MELCO 静止標準衛星バスの機械環境試験について

三菱電機株式会社鎌倉製作所宇宙システム部機械技術第二課

早田康三氏

(36)

MELCO静止標準衛星バスの機械環境試験について

（擬似推薬非搭載コンフィギュレーションによるPFT検証方法の紹介）

三菱電機（株）鎌倉製作所宇宙システム部機械技術第二課

早田康三

1. MELCO静止標準衛星バス（DS2000）の説明

2. PFT（機械環境試験）で擬似推薬非搭載ｺﾝﾌｨｷﾞｭﾚｰｼｮﾝ

とした場合の利点

3. PFT

（機械環境試験）で擬似推薬非搭載ｺﾝﾌｨｷﾞｭﾚｰｼｮﾝとした場合の影響（欠点）

4. PFT

（機械環境試験）で擬似推薬非搭載ｺﾝﾌｨｷﾞｭﾚｰｼｮﾝとした場合の検証計画

5.

まとめ

(37)

1. MELCO 静止標準衛星バス（ DS2000 ）の説明

（ Mitsubishi ELectric COrporation ）

DS2000とは、JAXA殿の技術試

験衛星Ⅷ型（

ETS-

Ⅷ）をベースとした、静止衛星用MELCO標準バスを指す。

・ETS-Ⅷシステム仕様質量：5.8トン（打上時）

2.8トン（衛星ﾄﾞﾗｲ）

発生電力：7.5ｋW以上

（3年後）

1. MELCO 静止標準衛星バス（ DS2000 ）の説明

ETS-Ⅷ 外観図

(38)

2. PFT （機械環境試験）で擬似推薬非搭載ｺﾝﾌｨｷﾞｭﾚｰｼｮﾝとした場合の利点

利点１：擬似推薬（脱イオン水）充填時や、乾燥作業時のコンタミ混入リスクが回避できる。

利点２：擬似推薬搭載作業を省略することで、

ヒューマンエラーのリスクを低減できる。

利点３：擬似推薬搭載・排出作業の省略によって、

工程短縮が図れる。

品質向上、費用低減、工期短縮の効果

•

擬似推薬を非搭載のｺﾝﾌｨｷﾞｭﾚｰｼｮﾝとしたことで、

生じる影響（欠点）は何か？

先で述べた利点により、MELCOでは、DS2000系のｼｽﾃﾑPFTにおいて、機械環境試験時のｺﾝﾌｨｷﾞｭﾚｰｼｮﾝを擬似推薬非搭載としている。

目 次 1. 開催目的

1.

... 1

2.

3.

... 1

3.1 プログラム... 1

3.2

... 3

3.3 パネルディスカッション概要... 4

4.

4.1 開会挨拶... 7

4.2

... 9

4.3 宇宙機軌道上実測温度と打上前予測温度の比較による温度マージンの検討.... 21

4.4 MELCO

... 33

4.5 衛星システム開発試験の最近の傾向... 47

4.6

INDEX

... 57

4.7 人工衛星の試験をめぐる最近のトピックス... 77

4.8

... 93

1.

10

NASDA

JAXA

4

2

2.

20

11

21

13:05～17:50

1

3.

3.1

1

3.2

3.3

(日本電気株式会社)

(三菱電機株式会社)

(JAXA

(JAXA

1 司会およびパネリストの方々

(1)

(2)

(3)

(4)

4.1 開会挨拶

宇宙輸送ミッション本部 試験センター

斎藤 幹雄 センター長

6

2

JAXA

4

2 ワークショップ開会時の風景

4.2 フォースリミット振動試験 ハンドブックに関するトピック

宇宙輸送ミッション本部 試験センター

長濱 謙太 開発員

フォースリミット振動試験ハンドブックに関するトピック

JAXA

{ FY17

{ FY18～FY19

HTV搭載コンポーネントやSDS-1等へ試行

{ FY20

1. フォースリミット振動試験ハンドブックの作成状況

2. フォースリミット振動試験ハンドブックの概要

Appendix

3.1 フォースリミット振動試験とは

3.2

4. 本日紹介するトピック（その1）

4.1 単純2自由度法

4.2 単純 2 自由度法 (2/3)

⎩ ⎨

⎧

≤

= >

≈

目次 1. 開催目的

宇宙輸送ミッション本部試験センター

斎藤幹雄センター長

4.2 フォースリミット振動試験ハンドブックに関するトピック

宇宙輸送ミッション本部試験センター

長濱謙太開発員

4.3 宇宙機軌道上実測温度と打上前予測温度の比較による温度マージンの検討

宇宙輸送ミッション本部試験センター

安藤麻紀子開発員

宇宙機軌道上実測温度と打上前予測温度の比較による温度マージンの検討

宇宙機システム熱設計温度マージン考慮

宇宙機の軌道上実測温度と予測温度の比較によって検証可能

「 JERG-2-002 衛星一般試験標準」に相当する以下の海外標準の中に、熱的不確定性マージン (Thermal Uncertainty Margin) の値とその設定根拠に関する記述あり。

熱的不確定性マージンの最適化を目標とし、現在使用している熱的不確定性マージン（ 10 ℃）の妥当性の評価を行う。