分割3-4 （PDF:1730KB）

（別添７）インデューサ破面の解析
液体水素ターボポンプのインデューサ羽根のａ破面に疲労破壊が起こった証拠であ
るストライエーション（別添図７－１、別添図７－２）が観察された。ａ破面の最終
疲労き裂形状を図－３７に示す。溝状模様やディンプルの破面割合が１００％になる
（疲労破壊から延性破壊または不安定破壊に移行する）領域の境界を求めると、起点
から左に１１．１ｍｍ、右に２１．４ｍｍ、内部に４．６ｍｍの大きい半楕円となっ
た。破面の起点には加工痕と考えられる三角状傷（別添図７－３）があった。三角状
傷の幅は３５０μｍ、深さは１５μｍ、三角状傷と破面の成す角度は５０°であった。
これらの破面情報を基にして、疲労破壊の原因となった応力と繰り返し数の解析を行
った。
別添図７－４に示すように、インデューサには一方向の膜応力（σt）と曲げ応力
（σb）、並びに変動応力（Δσb）が作用する。さらに、ストライエーション（別添
図７－２）の解析から、インデューサ羽根には平均するとおよそ１０回の小応力（Δ
σ1）毎に１回の大応力（Δσ2）が作用していたことが明らかになった（別添図７－
５）。ここでは、大応力（Δσ2）が作用しているときに疲労破壊から急速破壊へ移行
したと仮定した。
図－３７の大きい半楕円き裂の最深部あるいは表面における応力拡大係数（Ｋ）が
破壊じん性値Ｋ ＩＣ に達したときに疲労破壊から急速破壊に移行するとして、下記の大
応力（Δσ2）を推定した。
推定の前提条件として、詳細な数値解析と水流し試験から得られた下記の膜応力と
曲げ応力、並びにＮＡＳＡの材料特性データ集から引用した下記の破壊じん性値を使
用した。
膜応力： σt ＝ １８３ＭＰａ（１８．７ｋｇｆ／ｍｍ２）
曲げ応力：
σb ＝ ３９８ＭＰａ（４０．６ｋｇｆ／ｍｍ２）
破壊じん性値：
Ｋ ＩＣ ＝ ８８．０ＭＰａ・ｍ１／２（２８４ｋｇｆ／ｍｍ３／２）
これらから得られる、静応力、急速破壊に移行する応力及び大きな変動応力は下記
のとおりとなる。
静応力： σs ＝ σt + σb ＝ ５８１ＭＰａ（５９．３ｋｇｆ／ｍｍ２）
急速破壊に移行する応力：σr ＝ ９０４ＭＰａ（９２．３ｋｇｆ／ｍｍ２）
大応力範囲：Δσ2 ＝ 2×（σr－σs）
＝ ６４７ＭＰａ（６６．０ｋｇｆ／ｍｍ２）
加工傷の応力集中係数Ｋｔ ＝ １．５とすると、起点に作用する応力範囲は９７０
ＭＰａ（９９．０ｋｇｆ／ｍｍ ２）となり、別添図７－６（ＮＡＳＡの材料特性データ
集から引用）に示すように液体水素中の疲労限を越え、その時の寿命範囲として以下
が求められる。
疲労き裂発生寿命：　Ｎｉ ＝ ５．５×１０４～１．１×１０５
ここで、応力集中係数を用いているので、別添図７－６から求められる寿命とその
半分を採用し、き裂発生寿命範囲を定めた。
また、深さ方向の疲労き裂進展寿命（Ｎｐ）を疲労き裂進展特性（別添図７－７）
から求めると、
疲労き裂進展寿命：　Ｎｐ ＝ ２．２×１０４
が得られる。
Ｎｐを求める際に必要となる、別添図７－５の小応力（Δσ１）は、小さいストラ
イエーション幅と大きいストライエーション幅の比（別添図７－１、別添図７－２）
などを参考にし、Ｒ ＝ Δσ２／Δσ１ ＝ １．２５と定め、
小応力範囲：　Δσ１ ＝ ５１７ＭＰａ（５２．８ｋｇｆ／ｍｍ２）
を用いた。
最後に、疲労破壊に至る時間を求める。エンジン燃焼試験、インデューサ水流試験か
ら、別添図７－５の小応力（Δσ１）の繰り返し速度は３,２００Ｈｚと予測されてい
る。大応力（Δσ２）は１０回の小応力（Δσ１）の繰り返し毎に１回繰り返されると
すれば、下記のき裂発生時間が求まる。
き裂発生時間：　ｔｉ ＝ １７１～３４２秒
また、き裂進展寿命は主に小応力の繰り返しで占められるが、その寿命を小応力の繰
り返し速度３,２００Ｈｚで割ると、下記のき裂進展時間が求まる。
き裂進展時間：　ｔｐ ＝ ６．９秒
よって、き裂の発生、進展から破断に至る、疲労破壊に要する時間の範囲は、１７８
～３４９秒となる。
テレメトリデータからは、打ち上げ後２３８．５秒に事故が発生している。この時間
は疲労破壊に要する時間の範囲に入っている。したがって、打ち上げ直後から異常振動
が生じて変動荷重（別添図７－５）がインデューサに作用したとすれば、疲労破壊に要
する時間の推定としては妥当である考えられる。
別添図７－１　ストライエーション測定位置
測定点 D
D000019
10μm
測定点 H
H0297,8
10μm
別添図７－２　ストライエーション間隔
350μm
021619
(a) 低倍率SEM写真 ( θ= 5°
100μm
破面
三角状傷
０°
θ
(b) 三角状傷の角度を変えた観察方法
別添図７－３　三角状傷の低倍率ＳＥＭ写真
（別添８）ＬＥ－７Ａエンジンについて
Ｈ－ⅡＡロケットの第１段エンジンであるＬＥ－７Ａエンジンは、ＬＥ－７エンジン
開発の経験を最大限に活用し、信頼性の向上、システムの簡素化、柔軟な打上げに対応
した機能付加を目的として、現在開発が行われている。
一方、エンジン性能、起動・停止特性に大きく影響を与えるエンジンサイクル（二段
燃焼サイクル）、エンジンシーケンスについては、基本的に小範囲の変更にとどめるこ
とにより、ＬＥ－７エンジンの開発成果の多くが引き継がれている。
ＬＥ－７ＡエンジンとＬＥ－７エンジンの外観図、仕様及び作動諸元は、それぞれ別
添図８－１、別添表８－１及び別添表８－２に示すとおりである。
（１）信頼性の向上
ＬＥ－７エンジンは、開発時において様々な技術的課題に直面し、その都度、安
全側の対策を講じてきたため、構造・システムが複雑になっていた。また、製造工
程では多岐に渡り溶接やろう付を用いており、開発試験時に起動・停止時の熱衝撃
に起因する応力による不具合が数多く発生した。
これに対し、ＬＥ－７Ａエンジンは、コンポーネントの削減、一体加工を盛り込
んだ設計変更による構造・システムの簡素化、溶接箇所の削減（溶接本数を９８本
から８本に削減）により信頼性の向上が図られている。また、十分な耐久性を有す
るようにタービンエンジン入口ガス温度（プリバーナ燃焼ガス温度）を下降させる
等のシステム的な改良も行われ、エンジン寿命マージンが拡大している。
さらに、大幅な艤装変更に伴うエンジン外径縮小による振動応力の緩和、部品種
類の集約及び部品点数の最少化が実施されている。
（２）システムの簡素化
ＬＥ－７エンジンは、複雑な構造・システムであるため、高度な製造技術、綿密
な検査が要求されている。
これに対し、ＬＥ－７Ａエンジンは、構造部品の共通化、複雑な形状部品の製造
工程の改善、鋳造品の採用等により、システムの簡素化を目的とした加工性及び作
業性の向上が図られている。
（３）機能付加
ＬＥ－７Ａエンジンは、多用なミッションに柔軟に対応するため、推力をフルパ
ワーの７０％程度まで絞る推力可変機能を有している。
また、艤装変更によるエンジン外径の縮小により、ペイロード輸送能力増強を目
的としたＨ－ⅡＡロケット増強型の液体ロケットブースタ用エンジンクラスター化
に対応可能となっている。
（４）キャビテーション対策
ＬＥ－７エンジンのターボポンプの入口が下方向を向いていたのに対し、ＬＥ－
７Ａエンジンのターボポンプの入口は上方向を向いている。よって、タンクとター
ボポンプの間に接続される配管を大きく曲げる必要がなく、整流ベーンも不要とな
っている。このことにより、今回の事故で問題となった、整流ベーンとターボポン
プの間での流体振動が起こる可能性は排除される。
また、液体水素ターボポンプのキャビテーション防止対策として、液体酸素ター
ボポンプと同様の設計変更がなされている。具体的には、入口配管の直径を大きく
するとともに、インデューサ羽根形状の変更がなされている。