三菱電機株式会社 USERS成果報告会 宇宙機システム 2004年10月8日 三菱電機株式会社 (財)無人宇宙実験システム研究開発機構
三菱電機株式会社
USERS成果報告会
宇宙機システム
2004年10月8日
三菱電機株式会社(財)無人宇宙実験システム研究開発機構
三菱電機株式会社
目次1. 宇宙機システムに求められた機能、性能…………………...
2. 開発方針と課題..................………………………...............
3. 宇宙機のシステム構成と諸元...…………………………........
4. 長期間の微小重力環境維持...…………………………...........
5. 統合化宇宙機制御系……………….…………………………...
6. 軌道上分離時の擾乱抑制……………………………………….
7. 実験ペイロードの搭載……………….………………………...
8. システム試験と射場作業……………….……………………...
9. 宇宙機システム開発で得られた成果………………………….
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1. 宇宙機システムに求められた機能、性能
超電導材料製造実験からの要求
〇微小重力環境維持: 連続1,000時間以上
○軌道上での実験電力供給: 480W
○実験機器の遠隔操作・モニタ: CCSDS勧告準拠のパケットコマンド・テレメトリ
○軌道上での熱制御: 実験中の排熱(480W)、非実験中の保温
○実験装置(試料)の回収
・着水計画エリアへの誘導: 小笠原沖海上
・軌道離脱: ΔV=175m/s
・再突入時の熱防御: 搭載面温度75℃以下、内壁表面温度177℃以下
・衝撃緩和: パラシュート開傘衝撃14.4G以下、着水衝撃12.5G以下
・着水後の浮遊能力、着水後の探索回収(GPSビーコン発信、ARGOS送信機)
超電導材料製造実験
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先進的バス機器実証実験からの要求
○実験時の姿勢要求: 太陽指向(定常)+地球指向(1周回以内)
○軌道上での実験電力供給: 200W(連続)
○軌道上での熱制御: 実験中の排熱(200W)及び停止中の保温
○実験機器の遠隔操作・モニタ: CCSDS勧告準拠のパケットコマンド・テレメトリ
再突入飛行環境計測実験からの要求
○観測開始タイミング信号の供給
○軌道上の保存温度維持
軌道投入: H-IIAロケット、高度450km、傾斜角30.4度、円軌道。
追跡管制: 新GN+ESAマリンディ地球局
設計寿命: 目標3年
1. 宇宙機システムに求められた機能、性能(続き)
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2. 開発方針と課題
低コスト化を目指す(リカリングコスト低減)
過剰設計を避ける(ノミナル値設計、適切な部品材料基準)
ロバスト性を確保(機能冗長構成、帰還回収運用時の1故障許容)
実験ペイロードインタフェースの共通化
新規開発項目
○統合化宇宙機制御系(サービスモジュール)
○コネクタ分離機構(サービスモジュール)
○熱防御系(リエントリモジュール)
○探索・回収系(リエントリモジュール)
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3.宇宙機のシステム構成と諸元
サービスモジュール(SEM)とリエントリ モジュール(REM)で構成。
SEMとREMを結合して打ち上げ、 REM搭載実験の終了後、軌道上で分離。
REMは超電導材料製造実験と再突入飛 行環境計測実験を搭載。SEMから分離さ れた後、軌道離脱して海上で回収。
SEMはREMおよびREM搭載実験機器 に電力及び地上との通信回線を提供。 REM分離後も軌道上に留まり、5種類の 先進的バス機器実証実験の運用を継続。
振動試験での宇宙機
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3.宇宙機のシステム構成と諸元(続き)
打ち上げ重量: SEM; 800kg, REM: 900kg
発生電力: 2510 W(太陽指向、打ち上げ後6ヶ月)
通信回線: アップリンク;4000bps/USB, ダウンリンク;2kbps/USB&256kbps/HSB
データレコーダ容量: 1Gbit(打ち上げ後3年)
姿勢制御機能: 太陽指向、地球指向、REM分離姿勢指向
推進機能: ヒドラジン1液式; 1Nスラスタで姿勢制御、23Nスラスタで軌道変換 (SEM) 固体モーター; 軌道離脱、スピン、デスピン、タンブル (REM)
3.5m
15.5 m1.7m
REM:ReEntryModule
SEM:SErviceModule
3.5m
15.5 m1.7m
REM:ReEntryModule
SEM:SErviceModule
宇宙機の形状・寸法
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3.宇宙機のシステム構成と諸元(続き)
宇宙機のシステムブロック図
COM
通信系
姿勢制御センサ
AOCS Sensors
推進系
RCS
データレコーダ
REC
ドライブ
インターフェース
ユニット
DIU
スペースクラフト
コントローラ
SC
バス
インターフェース
ユニット
BIU
統合化宇宙機制御系 ISC
オードナンス
コントローラ
ODC
電源系
EPS
太陽電池パドル
PDL
環境計測(放射線)
EMS(Radiation)
CFB
ミッション
機器
CFB Mission
Payloads
環境計測(μG)
EMS(μG)
熱制御系
TCS
オードナンス
コントローラ
R-ODC
推進系
RBM
Spin/Despin
Motor
分離機構
(マルマンクランプ)
(コネクタ分離機構)
SEM/REM
Separation
分離機構
PM/REV
Separation
バッテリー
RBAT-P
バッテリー
RBAT-R
REM
パワーユニット
RPU
リエントリー
シーケンサ
RS
モーメンタム
ホィール
ユニット
MWU
コマンド
デコーダー
CMD
通信系
COM
慣性計測装置
IMU
高温超電導材料
製造実験装置
SGHF
データレコーダ
D-REC
再突入環境
計測装置
READ
データ
ハンドリング
システム
CDHS
姿勢制御・制御データ処理系 C&DH
構体 STR 構体 STR熱防御系
構体 STR
Sバンドアンテナ
S-ANT
Sバンドアンテナ
S-ANT
回収系
パラシュート Parachute
浮袋 Floatation Bag
GPSビーコン GPS Beacon
ARGOS送信機 ARGOS
姿勢軌道制御
アクチュエーター
AOCS Actuators
熱制御系
TCS
SEM REM
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3.宇宙機のシステム構成と諸元(続き)
宇宙機システムの展開図
SEMREM
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4.長期間の微小重力環境維持
リアクションホイール(3軸)と磁気トルカ(3軸)の組み合わせにより、微小 なトルクで姿勢制御。太陽指向姿勢ではスラスタ噴射無し。 連続的に10μG台を維持。微小重力モニタをREMに搭載。
X
Y
Z
NS
N
Earth
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S
SUN
MTG:Magnetic Torquer
(直径約22cm)
(全長約70cm)
微小重力モニタFFT解析結果の一例姿勢制御系の概念図 RW:Reaction Wheel
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5.統合化宇宙機制御系
リカリングコスト低減を目標とし、統合化宇宙機制御系(ISC)を開発。
複数のH/Wに分散している電子機器を一つに統合。機能をソフトウェアとして 組み込む。
部品点数削減、小型・軽量化により、部品・材料費、加工・組み立て費を削減。
機能のソフトウェア化で、フレキシビリティ向上。ミッション毎の要求変更への対 応も容易。
機能のソフトウェア化により、打ち上げ後でも制御パラメタ変更が容易に なったので、異常発生時にもフレキシブルに対応。
試験で検証出来ない運用モードに対するリスクも軽減する効果。
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5.統合化宇宙機制御系
データ処理機能、姿勢制御計算機能、 システム管理機能を統合し、一つの スペースクラフトコントローラー(SC)に 搭載。
SCは3重多数決+1系待機の4CPUで 構成。
システム管理機能:
・ヒータ制御、 ・バッテリ充電管理(V-Tカーブ制御)、 ・実験機器電力管理機能、 ・バッテリ低電圧監視機能 等 SCの外観
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6.軌道上分離時の擾乱抑制
SEM側は衛星の機能が全て必要。 REM側はSEMの機能を利用。
分離後のREMには、機軸方向のモー メンタムホイール以外に能動的な姿 勢制御機能無し。
軌道離脱噴射時のREMの姿勢の誤差 が着水点の誤差に大きく影響。
SEM側の機能で、軌道離脱噴射姿勢 に合わせ、静かにREMを分離。
主な姿勢擾乱源は、コネクタの引き抜 き抵抗と、クランプバンドの張力開放時 の分離面内の衝撃。
地球指向→慣性空間固定分離
19deg
軌道離脱噴射点
地球指向
分離前の姿勢制御
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6.軌道上分離時の擾乱抑制(続き)
分離前 分離後
17cm
21cm
コネクタ分離機構(CSM)
機体分離の前にコネクタを引き抜くことで、擾乱発生を原理的に除去。 コネクタ分離機構(CSM)は新規開発。
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6.軌道上分離時の擾乱抑制(続き)
機体の分離はクランプバンドを結合するボルトを火工品で切断する方式であり 実績豊富。1)バンドの張力を出来るだけ低めに設定すること、2)180度離れ た2箇所の結合ボルト切断の時間差を無くすこと、3)開放後のバンドの跳ね 返りによる再接触を無くすこと、4)4箇所の分離スプリングのエネルギーを揃える ことで擾乱発生を抑制。
整備中の分離機構(分離面代表径 = 937 mm)
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7. 実験ペイロードの搭載
インタフェースの共通化
パケットコマンド・テレメトリ: 各1ch(CCSDS勧告準拠)、 RS422
ディスクリートコマンド: 2項目(一次電源ONおよびOFF)
バイレベルテレメトリ: 1項目(電源ON/OFFモニタ)
サバイバルヒータ電力: 1ch(一次電源)
温度モニタ: 2ch、サバイバルヒータ制御用
リアルタイムコマンドとタイムラインコマンド: 逐次実行するコマンドと 指定時刻に実行されるコマンドの2種類を組み合わせて使用できる。
データレコーダ運用: 1日当たり120Mbit記録し地上へ伝送可能
一次電力供給: 32~50V非安定化(電力監視、異常時遮断機能)
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7. 実験ペイロードの搭載(続き)
SEM構体には65kg、200W程度、REMには150kg、500W程度までの実験 機器が搭載可能。回収不要なら、REMに置き換えて、900kgまで搭載可能。
システムインテグレーション試験項目:
1)電気的インタフェース、2)テレメトリ・コマンド信号インタフェース、3)シーケンス確認(時間的
な制約の範囲内で実験機器毎に設定したシーケンスを流す。)
典型的な検証手順:
実験機器側での単体のインタフェース確認試験
→システムEMと実験機器EFMとの電気噛み合せ試験 →実験機器返却→実験機器単体の製造確認試験
→システムPFMのインテグレーション試験
同じハードウェアで2回のインタフェース確認機会を設けリスク回避
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8. システム試験と射場作業
実績に基づいて、システム試験実施方法を見直し て、試験コストを低減。
EMフェーズとPFMフェーズの2度のシステム試 験を実施。
EMフェーズでは、新規開発品のみ試験用モデル を製造。原則として、環境試験実施前のフライト用 コンポーネントを集めて電気的噛み合わせ試験の み実施。冗長構成の機器は片系のみ評価。
PFMフェーズでは、全てのフライト用機器を集め て、環境試験を含むシステムレベルの検証を実施。
EMフェーズの設計検証試験に使用した構体をリ ファービッシュしてフライト品として使用。
システム試験中の宇宙機
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8. システム試験と射場作業(続き)
射場作業の内容:
衛星側のみの作業として、衛星の輸送後点検試験、バッテリ・リコンディ ショニング、 SEM/SEM結合、推薬充填、火工品取り付けを実施。
ロケット側への引渡し後は、バッテリ充電、太陽電池パドル駆動機構の 窒素パージの継続、及び、固体モータアーミング、カウントダウンリハー サルを実施。
衛星搬入からロケット側への引渡しまで実働45日以下。
2002年7月 3日 射場(種子島宇宙センター)搬入
2002年8月23日 ロケット側への引渡し
2002年9月10日 打ち上げ
SEM/REM結合作業
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8. システム試験と射場作業(続き)
USERS射場作業フロー
火工品取付
輸送後点検
ロケット作業ヒドラジン充填
引渡審査会8/22
USERS引渡8/23
7/3
8/7
7/2 7/26
輸送後点検REM
SEM
2002年9月10日打上
8/11
SEM/REM
結合
総合試験
火工品取付
カウントダウンリハーサル
バッテリ充電
太陽電池パドル駆動機構窒素パージ継続
固体モータアーミング
バッテリ・リコンディショニング
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9. 宇宙機システム開発で得られた成果
我が国で初めて、周回軌道上からの帰還回収が可能な宇宙機を開発。
長期間の連続した微小重力環境を提供する宇宙環境利用システムを 実現。(SFU*のヘリテージの活用)
機能のソフトウェア化、CCSDS勧告準拠のパケットコマンド・テレメトリの採用 により、実験者から見てフレキシブルで使い勝手の良い実験システムを 実現。
統合化、適切な設計基準、実験機器インタフェース共通化、試験項目 の見直し、射場作業短期化等の工夫により、低軌道周回衛星用低コス トバス開発に向けて前進。
以上
*SFU: 宇宙実験・観測フリーフライヤー
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