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宇宙機一般試験標準 - 安全・信頼性推進部
JERG-2-130 宇宙機一般試験標準 初版：平成 24 年 5 月 10 日 宇宙航空研究開発機構(JAXA) 免責条項 ここに含まれる情報は、一般的な情報提供のみを目的としています。JAXA は、かかる情報の正 確性、有用性又は適時性を含め、明示又は黙示に何ら保証するものではありません。また、 JAXA は、かかる情報の利用に関連する損害について、何ら責任を負いません。 Disclaimer The information contained herein is for general informational purposes only. JAXA makes no warranty, express or implied, including as to the accuracy, usefulness or timeliness of any information herein. JAXA will not be liable for any losses relating to the use of the information. 発行 〒305-8505 茨城県つくば市千現 2-1-1 宇宙航空研究開発機構 安全・信頼性推進部 JAXA（Japan Aerospace Exploration Agency） JERG-2-130 NOTICE-2 目 次 1 2 総則 ....................................................................................................................... 1 1.1 目的 ................................................................................................................. 1 1.2 適用範囲 .......................................................................................................... 1 1.3 要求事項の追加、削除又は変更による修整(テーラリング) ............................. 1 関連文書 ................................................................................................................ 2 2.1 適用文書 .......................................................................................................... 2 2.2 参考文書 .......................................................................................................... 2 2.3 優先順位 .......................................................................................................... 3 3 用語の定義............................................................................................................. 4 4 一般要求 ................................................................................................................ 8 4.1 試験理念 .......................................................................................................... 8 4.2 試験体系のモデルと試験のカテゴリ ............................................................... 8 4.2.1 試験体系モデル ........................................................................................ 8 4.2.2 試験対象レベルによるカテゴリ ................................................................ 9 4.2.3 試験目的によるカテゴリ ........................................................................ 10 4.2.4 試験手段によるカテゴリ ........................................................................ 12 4.3 文書 ............................................................................................................... 15 4.3.1 試験計画書 ............................................................................................. 15 4.3.2 試験仕様書 ............................................................................................. 15 4.3.3 試験手順書 ............................................................................................. 16 4.3.4 試験報告書 ............................................................................................. 16 4.4 再試験 ........................................................................................................... 16 4.4.1 設計変更後の再試験 ............................................................................... 16 4.4.2 試験実施中の再試験 ............................................................................... 17 4.4.3 リファービッシュ後の再試験 ................................................................. 17 4.4.4 射場における確認試験中の再試験 .......................................................... 17 ii JERG-2-130 NOTICE-2 5 6 4.5 試験の記録 .................................................................................................... 18 4.6 試験条件公差及び測定精度 ........................................................................... 18 4.7 試験室の標準環境条件................................................................................... 18 個別要求 .............................................................................................................. 19 5.1 システム試験の個別要求 ............................................................................... 19 5.2 サブシステム試験の個別要求 ........................................................................ 19 5.3 コンポーネント試験の個別要求 .................................................................... 19 射場における確認試験 ....................................................................................... 210 6.1 射場搬入後試験 ........................................................................................... 247 6.2 追跡管制システム適合性試験 ...................................................................... 247 6.3 打上げ準備作業 ........................................................................................... 248 付録Ⅰ 略語 .............................................................................................................. 249 付録Ⅱ 試験条件公差及び測定精度一覧.................................................................... 250 付録Ⅲ 開発試験について ......................................................................................... 253 Ⅲ.1 サブシステム及びコンポーネントの開発試験 ............................................. 253 Ⅲ.1.1 機能モデルによる開発試験 ................................................................... 253 Ⅲ.1.2 寿命試験 ............................................................................................... 253 iii JERG-2-130 NOTICE-2 図 目 次 図 4.2.1-1 本試験標準で取り扱う試験体系のモデル ..................................................... 8 図 4.2.2.1-1 試験手段によるカテゴリの概要 .............................................................. 13 図 1109-1 熱真空試験 基本プロファイル(システム) ................................................ 54 図 1209-1 熱真空試験 基本プロファイル(システム) ................................................ 86 図 1309-1 熱真空試験 基本プロファイル(システム) .............................................. 119 図 2108-1 熱サイクル試験 基本プロファイル(サブシステム) ................................ 166 図 3108-1 熱サイクル試験 基本プロファイル(コンポーネント) ............................. 167 図 2109-1 熱真空試験 基本プロファイル(サブシステム) ....................................... 171 図 3109-1 熱真空試験 基本プロファイル(コンポーネント) .................................... 172 図 2208-1 熱サイクル試験 基本プロファイル(サブシステム) ................................ 197 図 3208-1 熱サイクル試験 基本プロファイル(コンポーネント) ............................. 198 図 2209-1 熱真空試験 基本プロファイル(サブシステム) ....................................... 202 図 3209-1 熱真空試験 基本プロファイル(コンポーネント) .................................... 203 図 2308-1 熱サイクル試験 基本プロファイル(サブシステム) ................................ 225 図 3308-1 熱サイクル試験 基本プロファイル(コンポーネント) ............................. 226 図 2309-1 熱真空試験 基本プロファイル(サブシステム) ....................................... 230 図 3309-1 熱真空試験 基本プロファイル(コンポーネント) .................................... 231 iv JERG-2-130 NOTICE-2 表 目 次 表 5-1 システム認定試験項目 .................................................................................... 20 表 5-2 システム受入試験項目 .................................................................................... 21 表 5-3 システムプロトフライト試験項目................................................................... 22 表 5-4 サブシステム／コンポーネント認定試験項目 ................................................. 23 表 5-5 サブシステム／コンポーネント受入試験項目 ................................................. 24 表 5-6 サブシステム／コンポーネントプロトフライト試験項目 ............................... 25 表 5-7 構造系サブシステム試験項目 ........................................................................ 27 表 5-8 試験対象レベル及び試験目的によるカテゴリに共通の試験の個別要求表目次 27 表 5-9 システム試験個別要求表目次 .......................................................................... 28 表 5-10 サブシステム試験個別要求表目次 ................................................................. 29 表 5-11 コンポーネント試験個別要求表目次 ............................................................. 30 表 5-12 個別要求表の記述内容 .................................................................................. 31 表 1110-1 電磁適合性試験の周波数範囲及び上限周波数 ............................................ 57 表 1210-1 電磁適合性試験の周波数範囲及び上限周波数 ............................................ 89 表 1310-1 電磁適合性試験の周波数範囲及び上限周波数 .......................................... 122 表 3102-1 加速度試験の環境条件 ............................................................................. 154 表 3302-1 加速度試験の環境条件 ............................................................................. 213 v JERG-2-130 NOTICE-2 総則 1 1.1 目的 本標準は、宇宙航空研究開発機構(以下「JAXA」という)が開発する無人の宇宙機システ ム、サブシステム及びコンポーネントに関する環境試験、機能性能試験及び測定(以下これ らを「一般試験」という。)についての共通的な試験要求事項を規定するものである。 1.2 適用範囲 本標準は、JAXA が開発する宇宙機システム並びにこれらを構成するサブシステム及びコ ンポーネントの試験について、次の場合に適用し、適用の方法、範囲等については個別の 開発仕様書等で明示する。 (1) 契約書、仕様書等で本標準が呼び出された場合。 (2) 契約の相手方が、本標準に基づいて実施したい旨申し出て、JAXA がこれを認めた場合。 1.3 要求事項の追加、削除又は変更による修整(テーラリング) 対象とする供試体の特性、重要度、ミッションの性質、技術的リスク、スケジュール、 コスト制約等に応じて、本標準の要求事項の追加、削除又は変更を含む修整が認められる。 試験実施者は、この結果を受けて、適用する要求項目を 4.3 項で規定する文書に記述しなけ ればならない。 1 JERG-2-130 NOTICE-2 関連文書 2 2.1 適用文書 以下の文書は、この標準に定める範囲においてこの標準の一部をなす。この標準と適用 文書との間で矛盾が生じた場合は、特に定めのない限りこの標準が優先する。この標準の 使用者は適用文書の最新版の適用について検討する事が推奨される。 (1) JERG-2-320A NOTICE-1 構造設計標準 (2) JERG-2-241 EMC 設計標準 (3) JERG-2-310 NOTICE-3 熱制御系設計標準 (4) JERG-2-510A 姿勢制御系設計標準 (5) JERG-2-130-HB001 NOTICE-2 衝撃試験ハンドブック (6) JERG-2-130-HB002 NOTICE-2 音響試験ハンドブック (7) JERG-2-130-HB003 振動試験ハンドブック (8) JERG-2-130-HB005A NOTICE-2 熱真空試験ハンドブック (9) JERG-2-510-HB003 姿勢制御系検証技術ハンドブック (10) JMR-005A NOTICE-4 品質保証プログラム標準 (11) ISO-14644-1:1999 Cleanrooms and Associated Controlled Environments--Part 1: Classification of Air Cleanliness (12) MIL-STD-461F EMI Characteristics Requirements for Equipment (13) MIL-STD-462D Measurement of EMI Characteristics (14) MIL-STD-1541A Electromagnetic Compatibility Requirements for Space Systems 2.2 参考文書 次の文書は、本標準の記載内容を補足するための参考となるものである。 (1) JMR-001B NOTICE-1 システム安全標準 (2) JMR-002B NOTICE-1 ロケットペイロード安全標準 (3) JMR-004C 信頼性プログラム標準 (4) JMR-007 ソフトウェア品質保証プログラム標準 (5) JERG-2-019 科学衛星搭載機器の耐環境性設計基準書 (6) JERG-2-130-HB004A フォースリミット振動試験ハンドブック (7) MIL-STD-810G Environmental Engineering Consideration s and Laboratory Tests (8) MIL-STD-1540E Test Requirements for Launch, Upper-Stage, and Space Vehicles (9) MIL-C-45662A Calibration System Requirements (10) IEST-STD-CC1246D Product Cleanliness Levels Contamination Control Program (11) FED-STD-209E Clean Room and Work Station Requirements, Controlled Environments (12) ASTM E491-73(2010) Standard Practice for Solar Simulation Thermal Balance Testing of Spacecraft (13) GSFC-STD-7000 General Environmental Verification Standard for GSFC Flight Programs and Projects 2 JERG-2-130 NOTICE-2 2.3 優先順位 (1) 本標準の要求事項と契約書及び調達仕様書の要求事項との間に相違がある場合には、 契約書及び調達仕様書が優先する。 (2) 本標準の要求事項は、品質管理、信頼性管理等に関わる他の標準書等の要求事項と重 複して実施する必要はない。 3 JERG-2-130 NOTICE-2 3 用語の定義 (1) EMC 管理計画(EMC Control Plan) EMC 管理計画とは、EMC に関わる試験対象レベル（宇宙機システム、サブシステム 及びコンポーネント）の設計、検証要求等をまとめた計画であり、EMC 管理組織によ り制定及び遂行される。詳細は EMC 設計標準 4.1 項を参照のこと。 (2) 打上げ時の動作モード(Operational Mode During Launch) リフトオフからロケットからの分離までの打上げ時における宇宙機システム、サブ システム及びコンポーネントの動作状態。 (3) 宇宙機システム(Spacecraft System) 本標準においては、宇宙軌道上に打上げられ、軌道上で運用されるサブシステム及 びコンポーネントから構成されるハードウェア及びソフトウェアの集合体を指す。 なお、単に「宇宙機」と称することもある。 (4) 運用モード(Operational Modes) サブシステム及びコンポーネントの ON/OFF 状態、主系/冗長系の選択状態及び想定 される動作状態に対して、すべての組合せを考慮した宇宙機システム、サブシステム 及びコンポーネントの動作モード。 (5) エンジニアリングモデル(Engineering Model) 宇宙機システム、サブシステム及びコンポーネントの電気的設計、機能的設計、製 造プロセス等を確立するために使用するモデルである。構成的にはフライト品と基本 的に同じに作られるので、部品配置、組立手順、取扱い方法等の検討用「モックアッ プ」として利用されることもあり、また、機能性能試験、電磁適合性試験にも使用さ れることがある。 (6) 開発モデル(Development Model) 設計、解析、製造、試験等の情報の取得及び確認、設計変更の評価、インタフェー ス適合性の確認等、プロトタイプモデルの設計及び試験方法を固めるために行う開発 試験に供するために製作されるモデルである。開発モデルには、エンジニアリングモ デル、熱モデル、構造モデル、姿勢制御モデル、アンテナ放射パターンモデル等が含 まれる。 (7) 軌道上の動作モード(On-Orbit Operational Mode) ロケットから分離された以降の軌道上の宇宙機システム、サブシステム及びコンポ ーネントの動作状態。 (8) 機能性能試験(Performance/Fuctional Test) 機能性能試験は、宇宙機システム、サブシステム及びコンポーネントの機能性能の 検証を目的として実施されるものである。詳細は 4.2.4.3 項参照。 (9) 構造モデル(Structure Model, Mechanical Test Model) 宇宙機システム、サブシステム及びコンポーネントの構造設計を固めるために使用 されるモデルである。構造的にはフライト品と同じに作られるが、機能部品等につい ては、重量、重心及び慣性能率を合せたダミーが取り付けられる。構造モデルは、振 動、衝撃、音響等の機械環境試験に使用される。 4 JERG-2-130 NOTICE-2 (10) 構造系サブシステム（Structure Subsystem） 構造系サブシステムとは、宇宙機の主構体を構成する構造部材を主たる構成要素と し、宇宙機に負荷される主要な荷重（打上げ時の荷重）を伝達するとともに、宇宙機 全体の形状を保持する（剛性を確保する）役割を有するサブシステムで、宇宙機シス テムによっては、構体系サブシステム等と定義される場合もある。サブシステムの分 類は、3 項（16）にて定義する。 (11) 降伏荷重(Yield Load) 降伏荷重は制限荷重に降伏安全係数を掛け合わせて定義される荷重であり、これに 対して設計した構体等が、0.2%を越える永久歪み及び有害な弾性変形を生じてはなら ない。 (12) コンポーネント、ユニット(Component, Unit) 宇宙機システム又はサブシステムの一部の機能を有するものであって、いくつかの 部品、デバイス及び構造体を組み合わせたもの。例えば、アクチュエータ、バルブ、 バッテリ、送信機、受信機、マルチプレクサ等の個々の機器がある。なお、本文中で はコンポーネントと統一して記載する。 (13) コンポーネントの最大及び最小予測温度 (Maximum and Minimum Predicted Components Temperatures) コンポーネントの最大及び最小予測温度は、運用モード及び不確定性を考慮して予 測したコンポーネントの最高及び最低温度である。 コンポーネント温度は、運用モードに対応した熱数学モデルにより予測する。 (14) 最大予測環境 (Maximum Predicted Environment) 宇宙機システム、サブシステム及びコンポーネントが地上輸送、地上ハンドリング、 フライト等組立後からミッション終了までの全ての期間において遭遇すると予測され る最大の環境レベル。 (15) 材料(Material) 部品、デバイス、その他の素材となるべき金属、非金属材料。なお、それ自体があ る特定機能を有する補助的材料もある。 (注) 金属、非金属材料には、板材、丸棒、電線等がある。また、補助的材料には、接 着剤、塗料、潤滑剤等がある。 (16) サブシステム(Subsystem) サブシステムは、2 つ以上のコンポーネント並びにそれらを取り付けるために必要 な支持構体及び相互接続しているケーブル又は配管により組み立てられたものである。 サブシステムは、規定された機能を実現するため、機能的に関係したコンポーネント から構成される。 代表的な宇宙機のサブシステムは、バス系として電力系、姿勢制御系、テレメトリ・ コマンド系、構造系・熱制御系及び推進系の機能によって分類されるものと、ミッシ ョン系として各ミッション機器がある。但し、必要に応じて再帰的にサブシステムを システムと設定しても良い。 5 JERG-2-130 NOTICE-2 (17) さらし試験(Exposure Test) 長時間を要する浸し試験を始める前に、認定試験温度範囲又は受入試験温度範囲の 上限及び下限温度環境下に供試体をさらし、初期故障を検出するために行う。 また、浸し試験後のさらし試験は、引き続き行われる高低温サイクルにおいて初め て現われてくるような潜在的な劣化を発見するために行う。 (18) 試験公差(Test Tolerance) 試験の検証目的に影響しない試験条件の範囲であり、試験条件に対する偏差として 指定される。試験公差内で試験条件が負荷されれば、試験の成立性には問題がない。 本標準では特に指定のない限り、公差は試験公差の意味である。 (19) 姿勢制御モデル(Atitude Control Development Model) 姿勢制御系の設計の妥当性を確認するモデルである。姿勢制御系の機能性能試験と 同時に、試験方法の検討も行う。 (20) 射場搬入後試験(Prelaunch Validation Test) 射場への輸送及びハンドリングによって宇宙機システム、サブシステム及びコンポ ーネントの機能性能に変化が生じていないことを確認する試験である。 (21) 終極荷重(Ultimate Load) 終極荷重は、制限荷重に終極安全係数を掛け合わせて定義される荷重であり、これ に対して設計した構体等が、破壊を生じてはならない。 (22) 制限荷重(Limit Load) 制限荷重は、運用環境中で予測される最大荷重である。運用環境中の実際の荷重は、 ランダムに変動するので、制限荷重の推定には適切な統計的手法が使用される。 (23) 耐圧試験(Pressure Test) 高圧ガス機器の内圧(外圧)を受ける部分に、圧力をかけて所定の圧力で 0.2%を越え る永久歪み及び変形を生じないことを確認する試験。 (24) 通電状態(Power-On Mode) サブシステム及びコンポーネントの電源を ON にしている状態。 (25) ならし試験(Burn-in and Wear-in Test) 電気電子的及び機械的機器のなじみを良くしたり、特性を安定させるなどのため、 一定の時間動作させることであり、通常、バーンイン試験は電気回路に、ウェアイン 試験は機械的可動部に対して用いられる。 (26) 熱構造モデル(Structure Thermal Model) 宇宙機システム、サブシステム及びコンポーネントの構造設計、熱設計を固めるた めに使用される供試体である。構造モデルと熱モデルを組み合せたモデル。 (27) 熱数学モデル(Thermal Mathematical Model) 熱数学モデルは、コンポーネントの動作条件、内部加熱、宇宙機システムの姿勢、 太陽輻射、日陰条件、打上げ時加熱、ミッション中の表面熱特性の劣化に係わる最悪 な組合せ等を考慮して作成する。熱数学モデルは通常、最悪運用モードに設定して、 熱モデルを用いた熱平衡試験において検証する。 6 JERG-2-130 NOTICE-2 (28) 熱モデル(Thermal Model, Thermal Test Model) 宇宙機システム、サブシステム及びコンポーネントの熱設計を固めるために使用さ れる供試体である。熱的にはフライト品と同じに作られるが、宇宙機システム、サブ システム及びコンポーネント外部の熱の出入りについては、フライト品と等価のダミ ーが用いられ、また、宇宙機システム、サブシステム及びコンポーネント内部につい ては、搭載機器の熱的条件を模擬したものが用いられる。熱モデルは、熱真空試験、 熱平衡試験等に使用される。 (29) 破壊圧力(Burst Pressure) 破壊圧力とは、設計の妥当性を検証するために加圧したコンポーネントが実際に破 壊するときの圧力である。本標準では、 「圧力試験」における「破壊試験」の圧力に相 当する。 (30) 浸し試験(Soak Test) 長時間、認定試験温度範囲又は受入試験温度範囲の上限及び下限温度環境下に供試 体を浸し、故障、劣化等が発生しないことを確認する試験。 (31) フライト(Flight) リフトオフから宇宙機運用終了までの期間 (32) フライトモデル(Flight Model) 実際に打上げ、軌道上で運用される宇宙機システム、サブシステム及びコンポーネ ントである。すなわち、受入試験を受けるもので、これらの試験が完了すれば打上げ 用に受入れられ、コンポーネント及びサブシステムは、打上げ機への組込みが可能に なる。 (33) ブレッドボードモデル(Bread Board Model) 設計初期において、重要な構造や回路などについてその機能性能を検討するために、 一般用の部品及び材料を用いた簡易なモデル。 なお、質量、寸法及び宇宙環境に耐える性能は要求されない。 (34) プロトタイプモデル(Prototype Model) フライトモデルのための設計を認定するために製造される宇宙機システム、サブシ ステム又はコンポーネントであり、認定試験が行われるモデル。 (35) プロトフライトモデル(Proto-Flight Model) 元来はプロトタイプに指定されており、完全に又は部分的に認定試験を受けた後に、 フライト品としての評価及び必要な改修を行なって、フライト用に再指定されたモデ ル。または、前もってプロトタイプ及びフライトタイプの両用に指定されたもので、 受入試験及び認定試験の各要素を複合した環境試験を行う。 7 JERG-2-130 NOTICE-2 一般要求 4 4.1 試験理念 宇宙機開発において、試験は基本的な検証方法の 1 つである。試験は、的確かつ確実に 実施される様に試験プログラムに基づき設定されなければならない。 (1) 試験プログラムには、宇宙機ハードウェア及びソフトウェアの開発試験、認定試験、 プロトフライト試験、受入試験、射場搬入後試験及び必要なその他の試験を含めなけ ればならない。 (2) 試験プログラムに含まれる試験方法、試験時期、試験条件、計測項目及び評価方法は、 プログラム全体を通じて、適切に選択しなければならない。 (3) 試験プログラムは、試験による検証の目的が損なわれないようにするため、その試験 の以前に行われるべき試験が完了するように設定しなければならない。すなわち、認 定試験の前には開発試験で設計の妥当性を確認すべきであり、受入試験の前には原則 として認定試験を完了しなければならない。 4.2 4.2.1 試験体系のモデルと試験のカテゴリ 試験体系モデル 本試験標準で取り扱う試験体系のモデルを図 4.2.1-1 に示す。ただし、開発試験に関して は、開発試験の特性を考慮し試験体系モデルには含まない。開発試験の詳細に関しては、 4.2.3.1 項を参照のこと。 各試験は、試験対象レベル(4.2.2 項参照)、試験目的(4.2.3 項)及び試験手段(4.2.4 項)の 3 つ のカテゴリに 1 つずつ属性を持つ。例えば、システム音響プロトフライト試験は、試験対 象レベルが 1.システム試験、試験目的が 3.プロトフライト試験、試験手段が 04.音響試験と なる。このシステム音響プロトフライト試験に対して、試験 ID を 1304 と定義する。試験 ID の割当ての詳細を表 5-8～表 5-11 に示す。 図 4.2.1-1 本試験標準で取り扱う試験体系のモデル 8 JERG-2-130 NOTICE-2 試験対象レベルによるカテゴリ 4.2.2 4.2.2.1 システム試験 システム試験では以下の項目に従うこと。これらに従うことができない場合は、問題の ないことを事前に確認すること。 (1) システム試験では、サブシステム及びコンポーネント等が総合的に組み合わされるこ とに加えて、計装類（機械、熱、電気）の検証も含まれる。 (2) システム試験に用いる供試体には、システムを構成する全てのハードウェア及びソフ トウェアが含まれなければならない。ただし、試験設備の制約等により試験の実施が 困難な場合は、分割により損なわれる検証項目について代替の検証手段を用意した上 で分割して試験を行うことができる。 (3) 宇宙機システム以外とのインタフェース（機械、熱、電気、ソフトウェア等）の検証 を行う場合は、必要に応じて適切なシミュレータを用いること。 (4) システム試験は、原則としてサブシステム及びコンポーネント試験の実施後に行われ る。ただし、検証目的が整理されており、サブシステム及びコンポーネント試験をシ ステム試験の前に行わないことが合意されている場合はこの限りではない。 (5) 一般的な試験項目及び試験順序を表 5-1 から表 5-3 の試験項目表に示す。 4.2.2.2 サブシステム試験 サブシステム試験の目的は、システム試験におけるリスクを低減するために、サブシス テムの仕様を満たしていることを確認することである。 サブシステム試験では以下の項目に従うこと。これらに従うことができない場合は、問 題のないことを事前に確認すること。 (1) 姿勢制御系や、構造系サブシステム以外に定義されるサブシステムについては、可能 な限りサブシステムレベルの試験によってその要求仕様を満たすことを確認すること。 (2) 機構、流体、加圧等の状態は可能な限り模擬すること。 (3) 打上げ時に電源の入っている供試体は、電源を投入して環境試験を行うこと。 (4) 供試体以外とのインタフェース（機械、熱、電気、ソフトウェア等）の検証を行う場 合は、必要に応じて適切なシミュレータを用いること。 (5) サブシステム試験項目はサブシステム／コンポーネント試験項目（表 5-4～表 5-6）に 準ずるものとする。 4.2.2.3 コンポーネント試験 コンポーネント試験では以下の項目に従うこと。これらに従うことができない場合は、 問題のないことを事前に確認すること。 (1) コンポーネント試験は、原則としてコンポーネント単体ですべて実施されなければな らない。ただし、実施が困難な場合又は配管、RF 回路、配線等のコンポーネントの試 験は組み込んだ宇宙機システム又はサブシステムにおいて、必要なコンポーネント認 定試験を実施してもよい。 (2) 機構、流体、加圧等の状態は可能な限り模擬されなければならない。 (3) 打上げ時に電源の入っている供試体は、電源を投入して環境試験を行う。 9 JERG-2-130 NOTICE-2 (4) 供試体以外とのインタフェース（機械、熱、電気、ソフトウェア等）の検証を行う場 合は、必要に応じて適切なシミュレータを用いること。 (5) 一般的な試験項目及び試験順序を表 5-4 から表 5-6 の試験項目表に示す。コンポーネン トが試験項目表 の 2 つ以上の分類に該当する場合には、各分類に対する規定を満たす ように試験を実施する。例えば、EMC 試験について、スターセンサは、電子機器と光 学装置の両方の分類に該当していると考えねばならない。光学装置としての EMC 試験 は「適用外」であるが、電子機器では「要求」であるので、電子機器としての EMC 試 験が要求される。 4.2.3 試験目的によるカテゴリ 4.2.3.1 開発試験 (1) 開発試験は、ハードウェア及びコンピュータソフトウェアの新規の設計概念の妥当性 を確認し、概念段階から運用段階までの設計の評価を支援するものである。開発試験 の目的は、ハードウェア及びソフトウェアの問題点を早期に識別し、認定試験開始前 に必要な再発防止策を講ずるようにすることである。 (2) 開発試験は、以下に示す項目の確認のため、試験毎の特殊性が強く、本標準では試験 内容を規定しない。したがって、開発試験は、開発仕様書に規定するところにより、 エンジニアリングモデル、熱モデル、構造モデル、姿勢制御モデル、アンテナ放射パ ターンモデル等の各モデルにおいて、下記の基本的試験要求事項を参考にし、試験計 画に試験内容を定めること。 （なお、構造モデル試験については構造設計標準 6.1 項を、 熱モデル試験については熱制御系設計標準を、姿勢制御モデル試験については姿勢制 御系設計標準 3.6 項及び姿勢制御系検証技術ハンドブックを参照のこと。） ア 開発試験は、宇宙機の設計を固めるための技術データの取得、性能マージン、製 造の容易性、試験の容易性、保全性、信頼性、寿命予測及びシステム安全性との 適合性を確認するために実施する。 イ 開発試験は、設計マージンを確認するため、可能な限り設計限度を超えた動作条 件の範囲にわたって実施しなければならない。 ウ 開発試験は、設計の妥当性、数学モデルの検証、宇宙機システムを構成するコン ポーネント、サブシステム間のインタフェースの確認、シミュレータ等との適合 性、試験方法と試験手順、作業員に対する訓練等を含めなければならない。 エ 開発試験用供試体は、識別された問題点及び課題点の評価に供するモデルである。 オ 供試体は、開発目的に最も都合のよい形に作られる場合があり、フライト品と構 造的及び機能的に相違することもあることから、試験によって得られるデータに ついても、その条件を考慮して取扱う必要がある。 カ サブシステム及びコンポーネントにおける機能モデルによる開発試験、及び寿命 試験については付録Ⅲを参照のこと。 10 JERG-2-130 NOTICE-2 4.2.3.2 認定試験 認定試験は、設計要求が満足されていることを保証するためにフライト品に適切なマー ジンを含むことを検証するものである。認定試験の要求項目を以下に示す。 (1) 認定試験レベルは通常、受入試験から打上げ及び軌道上において受けると予測される 環境及びストレスを超えて設定される。 (2) 認定試験は受入試験で適用する試験手法、試験手順、試験環境、コンピュータソウト ウェア、シミュレータ等を含めて検証しなければならない。 (3) 認定の対象は、「設計」、「製造方法」、「検査方法」、「輸送方法」、「取扱方法」 及び「運用方法」のすべてが含まれるので、認定試験実施時点では、これらが確立し ていなければならない。 (4) 認定試験の実施以降に設計、製造方法及びその他の変更を行う場合は、変更内容を認 定するために試験又はその他の実施可能な方法により検証する必要がある。 (5) 認定試験用モデル(プロトタイプモデル)は、認定試験後にそのまま打上げられることは ない。 (6) JAXA と試験実施者との間で、試験項目、順序及び内容変更が合意されなければならな い。 4.2.3.3 受入試験 受入試験は、各対象品目がフライトに値するものであることを実証するものである。受 入試験の要求項目を以下に示す。 (1) 受入試験は、ミッション要求に規定された範囲にわたって受入れ得る機能性能である ことを検証しなければならない。 (2) 受入試験は、機能性能パラメータを測定し、ワークマンシップ又は材料のような製造 プロセス中の不具合を摘出しなければならない。 (3) 機能性能パラメータ測定に関しては、フライト中に不都合を生じるような機能性能の 定量的な劣化の傾向を摘出できるように、連続的な試験を設定し、これらの不具合の 兆候がデータトレンドにより確認できるようベースラインを設定しなければならない。 (4) 受入試験はフライトモデルを用いて実施するものとする。フライトモデルは、プロト フライトモデル又は認定試験用モデルと原則的には同一設計及び同一製造方法により 作られたものでなければならない。 (5) フライトモデルは、受入試験終了後、所定の手順に従いフライトに供せられるもので、 受入試験を実施することによって、フライトモデルの機能性能及び寿命を要求水準以 下に低下させてはならない。したがって、受入試験の試験項目、内容、条件等は慎重 に選定せねばならない。 (6) JAXA と試験実施者との間で、試験項目、順序及び内容変更が合意されなければならな い。 11 JERG-2-130 NOTICE-2 4.2.3.4 プロトフライト試験 プロトフライト試験は、ハードウェア及びコンピュータソフトウェアの設計並びに製造 方法を認定し、フライトオペレーションに対してそれらを受入れるための試験であり、「認 定」と「受入」を1つの供試体で実施するものである。プロトフライト試験の要求項目を以 下に示す。 (1) プロトフライト試験は、設計の認定が未だ行われていないが、打上げ用として使用す るフライト品(プロトフライトモデル)を用いて実施しなければならない。 (2) 設計と製造方法の認定では、地上、打上げ及び軌道運用中に予想される環境よりも厳 しい条件を設定しなければならない。 (3) ハードウェアの試験においてハードウェアの使用寿命を大きく減少させるような疲労 をさけるため暴露時間(期間)を制限しなければならない。試験実施後における供試体の 打上げ時の有効寿命について、過去の実績や開発試験の結果等を考慮して評価するこ と。 (4) 必要以上の過大な試験条件を負荷し宇宙機自体に潜在的欠陥を発生させないように十 分配慮しなければならない。 (5) 潜在的な材料及び製造欠陥が確実に検出されるように設定し試験を行わなければなら ない。 (6) 認定の対象は、 「設計」 、 「製造方法」、 「検査方法」、 「輸送方法」、 「取扱方法」及び「運 用方法」のすべてが含まれるので、プロトフライト試験実施時点では、これらが確立 していなければならない。 (7) JAXA と試験実施者との間で、試験項目、順序及び内容変更が合意されなければならな い。 4.2.4 4.2.4.1 試験手段によるカテゴリ 概要 本標準においては、試験手段によるカテゴリとして、環境試験、機能性能試験及び測定 に大別する。各試験手段によるカテゴリには、複数の試験手段が含まれる。なお、射場に おける確認試験に関しては 4.2.4.5 項を参照のこと。 図 4.2.2.1-1 に試験手段によるカテゴリの概要を示す。実際の試験タスクは、これらのカ テゴリのいずれか又は組合せによって構成される。例えば、システム認定音響試験は、音 響認定試験条件を負荷し(環境試験)、音響負荷中及び負荷後における機能性能が設計の意図 通りに発揮されることを検証すること(機能性能試験)が目的であり、環境試験と機能性能試 験の組合せによるものである。 12 JERG-2-130 NOTICE-2 図 4.2.2.1-1 試験手段によるカテゴリの概要 4.2.4.2 環境試験 広義の意味において環境試験は、所定の環境を負荷し、負荷中及び負荷後の機能性能が 設計の意図通りであることを検証することを示す。本標準においては、狭義の意味として 環境試験は所定の環境を負荷することと定義し、機能性能の検証は、併せて実施される機 能性能試験として識別する。 よって、環境試験として一般的に要求される事項は、要求された試験条件を要求された 公差の範囲において試験対象品目に負荷することである。 具体的な環境の例としては、圧力、加速度、正弦波振動、音響、ランダム振動、衝撃、 温度、温度サイクル、真空、電界強度等がある。 環境試験は、宇宙機が地上輸送、地上ハンドリング及びフライトにおいて受ける環境に ついて評価される対象にとって設計評定となる環境を負荷する。併せて当該環境の負荷中 及び負荷後における機能性能が設計の意図通りに発揮されることを確認するものである。 負荷する環境の違いによって、機械的、熱的及び電気的環境試験に大別される。 機械的環境試験には、正弦波振動試験、音響試験、ランダム振動試験、衝撃試験等が含 まれる。熱的環境試験には、熱サイクル試験及び熱真空試験が含まれる。電気的環境試験 には、電磁適合性(EMC)試験のうち、感受性系試験がある。 (1) 環境設計 宇宙機はフライト中の最大予測環境(環境条件)を基に、運用期間中に故障が生じないよう に安全係数を考慮し、確実な設計がなされる。この安全係数は設計基準で基本的考え方が 示され、厳密には個々のプロジェクト毎に規定される。安全係数は晒される環境に対して 十分な設計上の余裕を示すものであるが、試験条件公差は含まない。試験条件公差は、本 標準の規定を満足しなければならない。試験設備等の制約により変更を行う場合は、試験 目的に対して問題がないことを確認すること。 (2) 環境条件と試験条件の関係 試験条件は最大予測環境に設計基準で規定された安全係数を考慮した負荷条件に対応す る。地上試験は試験設備、試験方法等の制限により、必ずしも宇宙機が実運用において受 ける環境と同等の条件を負荷できない場合があるので、事前に解析等により設計検証の目 的を満足することが確認できれば、試験条件と環境条件は必ずしも同じ条件である必要は ない。 13 JERG-2-130 NOTICE-2 4.2.4.3 機能性能試験 機能性能試験は、システム設計仕様書に含まれた要求事項の内で、宇宙機として特にシ ステム的にクリティカルな機能性能の確認を目的として実施されるものであって、これに は次のような項目が含まれる。 (1) 電気的機能性能試験 ア サブシステム相互間の電磁干渉による電気性能の劣化の確認(EMC 管理計画の確 認) イ 宇宙機本体と干渉を持つテレメトリ・コマンド系オムニアンテナ放射特性の確認 (回線パラメータの確認) ウ 姿勢制御系のダイナミックスに関する設計パラメータの確認 エ 電源、テレメトリ・コマンド及び RF インタフェース特性の確認 オ 宇宙機オペレーションの機能確認(軌道上における運用モードの確認を含む。) (2) 機械的機能性能試験 機能性能試験は仕様書の要求事項にしたがって試験仕様が設定されることから、基本的 には各プログラムによってそれぞれ設定されるべき事項である。 4.2.4.4 測定 本標準における測定とは、対象物の特性を測ることを示す。よって測定の目的は対象と なる特性値を測ることであり、合否判定は目的に対応したデータ取得ができたかどうかで ある。 例えば、モーダルサーベイ試験は構造体の動特性を取得することが目的であり、その後 構造数学モデルのコリレーションに用いられ、解析と組み合わせることによって、構造体 に対する剛性要求の検証や各種構造設計条件の妥当性の確認に用いられる。本標準におけ るモーダルサーベイ試験の範囲としては、測定までと定義する。 4.2.4.5 射場における確認試験 射場における確認試験の目的は、宇宙機の打上げの準備ができたことを確認することで ある。 射場における確認試験は、宇宙機が射場へ搬入した後の機能性能を確認する「射場搬入 後試験」の後に追跡管制ネットワークとの適合性を確認する「追跡管制システム適合性試 験」 、宇宙機とロケットを結合し打上げシステムへ組み込んだ後に行う「打上準備作業」が あり、試験は「追跡管制システム適合性試験」、「打上準備作業」の順序で実施することを 原則とする。 しかし、射場における確認試験は、射場での打上げスケジュールに従う必要があると共 に、個々の宇宙機プログラムによって異なることから、実施に当たっては、個々の宇宙機 において検討し、決定する。 詳細については 6 章による。 14 JERG-2-130 NOTICE-2 4.3 文書 試験実施者は試験の実施にあたり、必要に応じて以下の文書を作成すること。試験計画 書、試験仕様書、試験手順書については、必要な内容を満たしていれば、各文書を分けて 作成しなくても良い。 4.3.1 試験計画書 試験実施者は、開発品が要求仕様を規定する開発仕様書等の要求を満足するものである ことを検証するための一連の試験計画を試験計画書に定め、これに基づいて試験を実施し なければならない。試験計画書に記述すべき事項は次の通りである。 適用範囲 適用文書 試験目的 試験対象品目 試験実施場所 スケジュール 実施体制 試験内容（試験項目、条件、フロー等） 試験コンフィギュレーション 一般試験条件（試験、保管及び輸送環境） 試験装置、設備及び計測方法 安全管理 信頼性管理 4.3.2 試験仕様書 試験実施者は、試験の合否判定に係る仕様をまとめた試験仕様書を作成し、利用しなけ ればならない。この試験仕様書は、検査者及び試験者が常に利用可能な状態にしておかね ばならない。試験仕様書に記述すべき事項は次の通りである。 適用範囲 適用文書 試験目的 試験対象品目 試験項目 試験仕様 合否判定 15 JERG-2-130 NOTICE-2 4.3.3 試験手順書 試験実施者は、試験に係る作業内容や供試体の取扱い等をまとめた試験手順書を作成し、 利用しなければならい。試験手順書に記述すべき事項は次の通りである。 適用範囲 適用文書 作業要求事項 試験環境条件 信頼性管理手順 品質管理手順 安全要求（危険項目の識別、有資格者等） 供試体の取扱い注意事項 人員配置 作業及び試験手順 作業フロー 設備及び使用機材 4.3.4 試験報告書 試験実施者は、試験の実施内容や試験データ、評価結果をまとめた報告書を作成しなけ ればならない。試験報告書に記述すべき事項は次の通りである。 適用範囲 適用文書 試験スケジュール 試験フロー 試験要求及び試験結果の対比 試験結果及び評価 信頼性品質保証評価 4.4 再試験 再試験は範囲や項目、時期等が異なることが多いため、試験要求や指針は各プロジェク トで決めなければならないが、本標準は、以下の 4 つのケースについて再試験に関する要 求事項を規定する。 4.4.1 設計変更後の再試験 (1) 設計を変更する場合は、必要に応じて関連する品目の再試験を行い、変更に関係する 全ての文書を改訂しなければならない。 (2) 再設計した品目を再試験する場合、再設計の検証が適切であり、再設計が以前の試験 の結果を無効にしないことが確認でき、新たな問題が発生しないことを証明できるな らば、再試験の範囲は限定されたもので良い。 16 JERG-2-130 NOTICE-2 4.4.2 試験実施中の再試験 (1) 試験の実施中に不具合が発生した場合は原則として試験を中止し、品質保証プログラ ムの要求に従った不具合の原因究明及び処置を実施しなければならない。詳細は、 JMR-05 品質保証プログラム標準 4.9 項による。ただし、そのまま試験を実施して有効 な試験データが取得できると判断される場合は中断する必要はない。 (2) 一般に不具合の原因が除去され、検証されるまでは試験コンフィギュレーションを変 更してはならない。 (3) 必要に応じて故障解析を行い、再試験の範囲と程度を決定しなければならない。 (4) 故障解析には故障の現象、故障の原因、故障の影響及び必要最小限の交換品目の識別 を含んでいなければならない。 (5) 不具合が試験中の製品の故障として処理された場合、試験を再開する前に初期故障解 析と適切な是正処置が完全に完了していること。 (6) 試験中に故障が起った場合には、不具合部分が試験の目的に影響しないことを確認し たならば、試験を続行してよい。 (7) 試験を再開する場合の再試験の度合は、不具合の程度、供試体の状況及びその他の要 素を考慮して決定しなければならない。 (8) 不具合が試験のセットアップ、試験用ソフトウェア又は試験装置の故障によるものと して処理された場合、故障時点で実施していた試験を処置対策の完了後に継続、再開 してもよい。ただし、不具合により供試体にオーバーストレスがかからなかった場合 に限られる。 4.4.3 リファービッシュ後の再試験 (1) 試験中の不具合及び部品交換等によりリファービッシュを実施した場合は、そのリフ ァービッシュ完了後にワークマンシップによる欠陥を洗い出すためにワークマンシッ プ振動試験又は音響試験を実施すること。 (2) 振動試験を実施する場合の試験条件は、供試体に印加される最も厳しい一軸について ランダム振動試験を行うことを原則とする。 (3) 試験レベルは、受入試験レベルとし、試験時間はロケット側から提供される最大予測 負荷時間と同一とする。 (4) プロトフライト試験後、フライトに供するために、摩耗部品等の改修を行った後の試 験項目は、改修によって生ずる可能性のあるワークマンシップエラー及び改修部分の 初期故障を検出できる内容としなければならない。試験項目として、機能性能試験、 ランダム振動試験又は音響試験を含むことを原則とする。 4.4.4 射場における確認試験中の再試験 (1) 不具合が射場搬入後試験中に発生した場合、その不具合が後続の試験の成否に影響を 与えるか評価しなければならない。その上で試験の続行又は中止を判断しなければな らない。続行する場合は、試験再開の手順を指定すること。 (2) 射場での試験は時間的にクリティカルな運用資源等を考慮して、現実的なところから 再開して良い。 17 JERG-2-130 NOTICE-2 (3) 不具合が理論的に解明され、修正されたならば、再試験を実施してよい。 4.5 試験の記録 試験実施者は、試験手順書にしたがって実施した全ての試験項目について記録を作成し、 維持しなければならない。詳細は、JMR-05 品質保証プログラム標準 4.8.8 項による。 4.6 試験条件公差及び測定精度 試験の計画段階において、試験条件公差に対して、使用する試験設備の機能性能及び測 定精度が適合していることを確認すること。試験条件公差の要求値及び測定精度の参考値 に関しては、付録Ⅱを参照すること。なお、計測器類は、国家標準とトレサビリティがと れており、かつ精度を保証するために定められた校正有効期限内でなければならない。 ただし、測定精度を含めて試験条件公差を拡大することが合意されている場合はこの限 りではない。 4.7 試験室の標準環境条件 大気圧下での供試体の試験及び試験前後の準備作業を実施する場所の一般的な標準環境 条件は、以下のとおりである。 (1) 温度：20～26℃ (2) 相対湿度：30～60%(ただし、火工品及び IPA を取り扱う場合は、40～55%) (3) 気圧：大気圧 (4) クリーン度：ISO14664-1 クラス 8 最大(FED-STD-209D クラス 100,000 相当) 18 JERG-2-130 NOTICE-2 個別要求 5 この項は、システム、サブシステム及びコンポーネント試験として行う項目及び試験順 序、要求またオプションについて規定する。なお、開発仕様書に特別の規定がない限り、 以下に示す 5.1 項～5.3 項の要求に従うこと。また表 5-12 に個別要求表に記述される内容を 示す。 なお、個別要求表中の※印は現時点において規定のない事項であり、個別に規定が必要 なものと規定の必要がないものを含んでいる。 5.1 システム試験の個別要求 システムの認定試験、受入試験、プロトフライト試験の試験項目及び試験順序は表 5-1 ～表 5-3 に従うこと。各試験個別要求表については、表 5-8 及び表 5-9 の目次に示す。 5.2 サブシステム試験の個別要求 サブシステムの認定試験、受入試験、プロトフライト試験の試験項目及び試験順序は表 5-4～表 5-6 に準ずること。 各試験個別要求表については、表 5-8 及び表 5-10 の目次に示す。 なお、構造系サブシステムは表 5-7 に示す試験項目に従い、構造系サブシステム及び姿勢制 御系試験の試験個別要求表については表 5-10 の目次に従うこと。 5.3 コンポーネント試験の個別要求 コンポーネントの認定試験、受入試験、プロトフライト試験の試験項目及び試験順序は 表 5-4～表 5-6 に従うこと。各試験個別要求表については、表 5-8 及び表 5-11 の目次に示 す。 19 JERG-2-130 NOTICE-2 表 5-1 システム認定試験項目 試験 試験ID 試験順序 オプション(O) 機能性能試験 1111 EMC試験 1110 2 R アンテナパターン測定試験 1118 3 O *3 磁気試験 1115 17 O *3 リーク試験 1114 4,12,16 R アライメント測定試験 0020 5,11,15 R 質量特性試験 0019 6 R 動釣合い試験 0021 18 O *3*4 モーダルサーベイ試験 0016 7 R 振動試験 1105,1106 8 R *2 音響試験 1104 9 R *2 衝撃試験 1107 10 R 熱平衡試験 1117 13 R 熱真空試験 1109 14 R *1 *2 *3 *4 1 *1 要求(R)又は R 機能性能試験は、各環境試験の前後に行う。 正弦波振動試験は、要求(R)である。ランダム振動試験と音響試験は、いずれか一方が 要求(R)である。ランダム振動試験と音響試験のうちどちらの試験を実施するかは、供 試体の振動応答の違いを判断し、個別に規定され選択する。各試験による供試体の振 動応答の比較については、音響試験ハンドブック 2.3 項を参照のこと。 オプション(O)については、プログラム毎に試験遂行の要否の評価を行って決める。 スピン安定方式等の動釣合い要求を試験で確認する必要のある宇宙機については、打 上げコンフィギュレーション相当で動釣合い試験を行うこと。また、機械的環境試験 の前に動釣合いをとる必要がある場合も試験を行うこと。3 軸姿勢制御方式の宇宙機で、 スピンフェーズを伴わないものに対しては、特別な要求のない限り、動釣合い試験は 適用されない。 20 JERG-2-130 NOTICE-2 表 5-2 システム受入試験項目 試験 試験ID 試験順序 オプション(O) 機能性能試験 1211 EMC試験 1210 2 O アンテナパターン測定試験 1218 3 O *3 磁気試験 1215 17 O *3 リーク試験 1214 4,12,16 R アライメント測定試験 0020 5,11,15 R 質量特性試験 0019 6 R 動釣合い試験 0021 18 O *3*4 モーダルサーベイ試験 0016 7 O 振動試験 1205,1206 8 R *2 音響試験 1204 9 R *2 衝撃試験 1207 10 O 熱平衡試験 1217 13 O 熱真空試験 1209 14 R *1 *2 *3 *4 1 *1 要求(R)又は R 機能性能試験は、各環境試験の前後に行う。 正弦波振動試験は、要求(R)である。ランダム振動試験と音響試験は、いずれか一方が 要求(R)である。ランダム振動試験と音響試験のうちどちらの試験を実施するかは、供 試体の振動応答の違いを判断し、個別に規定され選択する。各試験による供試体の振 動応答の比較については、音響試験ハンドブック 2.3 項を参照のこと。 オプション(O)については、プログラム毎に試験遂行の要否の評価を行って決める。 スピン安定方式等の動釣合い要求を試験で確認する必要のある宇宙機については、打 上げコンフィギュレーション相当で動釣合い試験を行うこと。また、機械的環境試験 の前に動釣合いをとる必要がある場合も試験を行うこと。3 軸姿勢制御方式の宇宙機で、 スピンフェーズを伴わないものに対しては、特別な要求のない限り、動釣合い試験は 適用されない。 21 JERG-2-130 NOTICE-2 表 5-3 システムプロトフライト試験項目 試験 試験ID 試験順序 オプション(O) 機能性能試験 1311 EMC試験 1310 2 R アンテナパターン測定試験 1318 3 O *3 磁気試験 1315 17 O *3 リーク試験 1314 4,12,16 R アライメント測定試験 0020 5,11,15 R 質量特性試験 0019 6 R 動釣合い試験 0021 18 O *3*4 モーダルサーベイ試験 0016 7 R 振動試験 1305,1306 8 R *2 音響試験 1304 9 R *2 衝撃試験 1307 10 R 熱平衡試験 1317 13 R 熱真空試験 1309 14 R *1 *2 *3 *4 1 *1 要求(R)又は R 機能性能試験は、各環境試験の前後に行う。 正弦波振動試験は、要求(R)である。ランダム振動試験と音響試験は、いずれか一方が 要求(R)である。ランダム振動試験と音響試験のうちどちらの試験を実施するかは、供 試体の振動応答の違いを判断し、個別に規定され選択する。各試験による供試体の振 動応答の比較については、音響試験ハンドブック 2.3 項を参照のこと。 オプション(O)については、プログラム毎に試験遂行の要否の評価を行って決める。 スピン安定方式等の動釣合い要求を試験で確認する必要のある宇宙機については、打 上げコンフィギュレーション相当で動釣合い試験を行うこと。また、機械的環境試験 の前に動釣合いをとる必要がある場合も試験を行うこと。3 軸姿勢制御方式の宇宙機で、 スピンフェーズを伴わないものに対しては、特別な要求のない限り、動釣合い試験は 適用されない。 22 JERG-2-130 NOTICE-2 表 5-4 サブシステム／コンポーネント認定試験項目 分類 試験順序 電気電子 太陽電池 アンテナ 可動機器 機器 熱制御 バッテリ バルブ 推進装置 圧力容器 スラスタ パドル 光学装置 装置 機能性能試験 1,14 *1 R R R R R R R R R R R 熱平衡試験 10 O O O O O - O O - O O 熱真空試験 11 R R R R R O O O R R R 9 O O O O O O O - - - - 4 O R O R O - O O O O O 5 O O R O R O O R R O O 6 R R *2 R R *2 R R R R R R *2 R *2 音響試験 6 O R *2 - R *2 - - - - - R *2 R *2 衝撃試験 3 O *4 O *4 O *4 O *4 O *4 O *4 O *4 - O *4 O *4 O *4 加速度試験 8 O O O O O - - O - - O 磁気試験 16 O - O - O R O O O - O 圧力試験 12 - - O *3 - R *3 R R R R R *3 - リーク試験 2,7,13 R *3 - O *3 - R *3 R R R O R *3 - EMC試験 15 R O O - - - - - - - - 熱サイクル 試験 モーダル サーベイ試験 正弦波 振動試験 ランダム 振動試験 R：要求 -：適用せず O：オプション *1 機能性能試験は、環境試験の前後にも適用する。 *2 ランダム振動試験と音響試験は、いずれか一方が要求(R)である。ランダム振動試験と 音響試験のうちどちらの試験を実施するかは、供試体の振動応答の違いを判断し、個 別に規定され選択する。各試験による供試体の振動応答の比較については、音響試験 ハンドブック 2.3 項を参照のこと。 *3 密閉型又は加圧型コンポーネントに適用する。 *4 衝撃環境条件によっては、ランダム振動試験を実施することで衝撃試験が省略できる 場合がある。衝撃試験省略の検討にあたっては衝撃試験ハンドブック 2.4 項を参照のこ と。 23 JERG-2-130 NOTICE-2 表 5-5 サブシステム／コンポーネント受入試験項目 分類 試験順序 電気電子 太陽電池 アンテナ 可動機器 機器 熱制御装 バッテリ バルブ 推進装置 圧力容器 スラスタ パドル 光学装置 置 機能性能 1,13 *1 R R R R R R R R R R R 9 R *4 O R O O O O O R R R 8 R *5 O O O O O O - - - - 4 O R R R O - O O - - O 5 O O O O - - O O - - O 6 R R *2 R O *2 O R R O R R *2 R *2 音響試験 6 O R *2 - O - - - - - R *2 R *2 衝撃試験 3 O *6 - - - - - - - - - O *6 圧力試験 11 - - O *3 - R *3 R R R O R *3 - リーク試験 2,7,12 R *3 - O *3 - R *3 R R R O R *3 - ならし試験 10 R - O - - R - - R - - 試験 熱真空試験 熱サイクル 試験 モーダル サーベイ試験 正弦波 振動試験 ランダム 振動試験 R：要求 -：適用せず O：オプション *1 機能性能試験は、環境試験の前後にも適用する。 *2 ランダム振動試験と音響試験は、いずれか一方が要求(R)である。ランダム振動試験と 音響試験のうちどちらの試験を実施するかは、供試体の振動応答の違いを判断し、個 別に規定され選択する。各試験による供試体の振動応答の比較については、音響試験 ハンドブック 2.3 項を参照のこと。 *3 密閉型又は加圧型コンポーネントに適用する。 *4 非シールドユニット及び高電力 RF 機器は要求(R)、その他の機器はオプション(O)とす る。 *5 熱真空試験を実施した場合はオプション(O)とする。 *6 衝撃環境条件によっては、ランダム振動試験を実施することで衝撃試験が省略できる 場合がある。衝撃試験省略の検討にあたっては衝撃試験ハンドブック 2.4 項を参照のこ と。 24 JERG-2-130 NOTICE-2 表 5-6 サブシステム／コンポーネントプロトフライト試験項目 分類 試験順序 電気電子 太陽電池 アンテナ 可動機器 機器 熱制御 バッテリ バルブ 推進装置 圧力容器 スラスタ パドル 光学装置 装置 機能性能 1,15 *1 R R R R R R R R R R R 熱平衡試験 10 O O O O O - O O - O O 熱真空試験 11 R R R R R O O O R R R 9 O O O O O O O - - - - 4 O R O R O - O O O O O 5 O O R O R O O R R O O 6 R R *2 R R *2 R R R R R R *2 R *2 音響試験 6 O R *2 - R *2 - - - - - R *2 R *2 衝撃試験 3 O *5 O *5 O *5 O *5 O *5 O *5 O *5 - O *5 O *5 O *5 加速度試験 8 O O O O O - - O - - O 磁気試験 17 O - O - O R O O O - O 13 - - O *3 - R *3 R R R R R *3 - リーク試験 2,7,14 R *3 - O *3 - R *3 R R R O R *3 - EMC試験 16 R O O - - - - - - - - ならし試験 12 R - O - - R - - R - - 試験 熱サイクル 試験 モーダル サーベイ試験 正弦波 振動試験 ランダム 振動試験 圧力試験 *4 R：要求 -：適用せず O：オプション *1 機能性能試験は、環境試験の前後にも適用する。 *2 ランダム振動試験と音響試験は、いずれか一方が要求(R)である。ランダム振動試験と 音響試験のうちどちらの試験を実施するかは、供試体の振動応答の違いを判断し、個 別に規定され選択する。各試験による供試体の振動応答の比較については、音響試験 ハンドブック 2.3 項を参照のこと。 *3 密閉型又は加圧型コンポーネントに適用する。 *4 圧力試験に関してはプロトフライト試験の概念は成立しないので、ここでは、事前に 認定圧力試験が実施されていることを条件に受入圧力試験を適用する。 25 JERG-2-130 NOTICE-2 *5 衝撃環境条件によっては、ランダム振動試験を実施することで衝撃試験が省略できる 場合がある。衝撃試験省略の検討にあたっては衝撃試験ハンドブック 2.4 項を参照のこ と。 26 JERG-2-130 NOTICE-2 表 5-7 構造系サブシステム試験項目 試験目的 認定試験 受入試験 プロトフライト試験 静荷重試験 R *1 O *1 O *1 サインバースト R *1 O *1 O *1 R：要求 *1 -：適用せず O：オプション 構造系サブシステム試験では、試験目的毎に静荷重試験またはサインバーストを選択 し、実施すること。但し、正弦波振動試験条件が静荷重環境条件を包絡する場合は、静 荷重環境に対する試験は正弦波振動試験に変えても良い。 表 5-8 試験対象レベル及び試験目的によるカテゴリに共通の試験の個別要求表目次 試験 ID 試験対象レベル 試験目的 試験手段 ページ番号 0 0 16 モーダルサーベイ試験 32 0 0 19 質量特性試験 34 0 0 20 アライメント測定試験 35 0 0 21 動釣合い試験 36 27 JERG-2-130 NOTICE-2 表 5-9 システム試験個別要求表目次 試験 ID 試験対象レベル 試験目的 試験手段 ページ番号 1 1 04 システム QT 音響試験 38 1 1 05 システム QT ランダム振動試験 40 1 1 06 システム QT 正弦波振動試験 43 1 1 07 システム QT 衝撃試験 46 1 1 09 システム QT 熱真空試験 48 1 1 10 システム QT EMC 試験 55 1 1 11 システム QT 機能性能試験 58 1 1 14 システム QT リーク試験 63 1 1 15 システム QT 磁気試験 65 1 1 17 システム QT 熱平衡試験 66 1 1 18 システム QT アンテナパターン測定試験 70 1 2 04 システム AT 音響試験 71 1 2 05 システム AT ランダム振動試験 73 1 2 06 システム AT 正弦波振動試験 76 1 2 07 システム AT 衝撃試験 78 1 2 09 システム AT 熱真空試験 80 1 2 10 システム AT EMC 試験 87 1 2 11 システム AT 機能性能試験 90 1 2 14 システム AT リーク試験 95 1 2 15 システム AT 磁気試験 97 1 2 17 システム AT 熱平衡試験 99 1 2 18 システム AT アンテナパターン測定試験 103 1 3 04 システム PFT 音響試験 104 1 3 05 システム PFT ランダム振動試験 106 1 3 06 システム PFT 正弦波振動試験 108 1 3 07 システム PFT 衝撃試験 111 1 3 09 システム PFT 熱真空試験 113 1 3 10 システム PFT EMC 試験 120 1 3 11 システム PFT 機能性能試験 123 1 3 14 システム PFT リーク試験 128 1 3 15 システム PFT 磁気試験 130 1 3 17 システム PFT 熱平衡試験 132 1 3 18 システム PFT アンテナパターン測定試験 136 28 JERG-2-130 NOTICE-2 表 5-10 サブシステム試験個別要求表目次 試験 ID 試験対象レベル 試験目的 試験手段 ページ番号 2 1 01 サブシステム QT 圧力試験 151 2 1 02 サブシステム QT 加速度試験 153 2 1 03 サブシステム QT 静荷重試験 137 2 1 04 サブシステム QT 音響試験 155 2 1 05 サブシステム QT ランダム振動試験 157 2 1 06 サブシステム QT 正弦波振動試験 159 2 1 07 サブシステム QT 衝撃試験 161 2 1 08 サブシステム QT 熱サイクル試験 163 2 1 09 サブシステム QT 熱真空試験 168 2 1 10 サブシステム QT EMC 試験 173 2 1 11 サブシステム QT 機能性能試験 174 2 1 13 サブシステム QT 姿勢制御系試験 *1 2 1 14 サブシステム QT リーク試験 178 2 1 15 サブシステム QT 磁気試験 180 2 1 17 サブシステム QT 熱平衡試験 181 2 1 18 サブシステム QT サインバースト 140 2 2 01 サブシステム AT 圧力試験 185 2 2 03 サブシステム AT 静荷重試験 143 2 2 04 サブシステム AT 音響試験 186 2 2 05 サブシステム AT ランダム振動試験 188 2 2 06 サブシステム AT 正弦波振動試験 190 2 2 07 サブシステム AT 衝撃試験 192 2 2 08 サブシステム AT 熱サイクル試験 194 2 2 09 サブシステム AT 熱真空試験 199 2 2 11 サブシステム AT 機能性能試験 204 2 2 12 サブシステム AT ならし(バーンイン及びウェアイン)試験 208 2 2 13 サブシステム AT 姿勢制御系試験 *1 2 2 14 サブシステム AT リーク試験 210 2 2 18 サブシステム AT サインバースト 145 2 3 02 サブシステム PFT 加速度試験 212 2 3 03 サブシステム PFT 静荷重試験 147 2 3 04 サブシステム PFT 音響試験 214 2 3 05 サブシステム PFT ランダム振動試験 216 2 3 06 サブシステム PFT 正弦波振動試験 218 2 3 07 サブシステム PFT 衝撃試験 220 2 3 08 サブシステム PFT 熱サイクル試験 222 2 3 09 サブシステム PFT 熱真空試験 227 2 3 10 サブシステム PFT EMC 試験 232 2 3 11 サブシステム PFT 機能性能試験 234 2 3 12 サブシステム PFT ならし(バーンイン及びウェアイン)試験 238 2 3 13 サブシステム PFT 姿勢制御系試験 *1 2 3 14 サブシステム PFT リーク試験 240 2 3 15 サブシステム PFT 磁気試験 242 2 3 17 サブシステム PFT 熱平衡試験 243 2 3 18 サブシステム PFT サインバースト 149 *1 本標準では詳細を記述しない。姿勢制御系設計標準 3.6 項及び姿勢制御系検証技術ハン ドブックを参照。 29 JERG-2-130 NOTICE-2 表 5-11 コンポーネント試験個別要求表目次 試験 ID 試験対象レベル 試験目的 試験手段 ページ番号 3 1 01 コンポーネント QT 圧力試験 151 3 1 02 コンポーネント QT 加速度試験 153 3 1 04 コンポーネント QT 音響試験 155 3 1 05 コンポーネント QT ランダム振動試験 157 3 1 06 コンポーネント QT 正弦波振動試験 159 3 1 07 コンポーネント QT 衝撃試験 161 3 1 08 コンポーネント QT 熱サイクル試験 163 3 1 09 コンポーネント QT 熱真空試験 168 3 1 10 コンポーネント QT EMC 試験 173 3 1 11 コンポーネント QT 機能性能試験 174 3 1 14 コンポーネント QT リーク試験 178 3 1 15 コンポーネント QT 磁気試験 180 3 1 17 コンポーネント QT 熱平衡試験 181 3 2 01 コンポーネント AT 圧力試験 185 3 2 04 コンポーネント AT 音響試験 186 3 2 05 コンポーネント AT ランダム振動試験 188 3 2 06 コンポーネント AT 正弦波振動試験 190 3 2 07 コンポーネント AT 衝撃試験 192 3 2 08 コンポーネント AT 熱サイクル試験 194 3 2 09 コンポーネント AT 熱真空試験 199 3 2 11 コンポーネント AT 機能性能試験 204 3 2 12 コンポーネント AT ならし(バーンイン及びウェアイン)試験 208 3 2 14 コンポーネント AT リーク試験 210 3 3 02 コンポーネント PFT 加速度試験 212 3 3 04 コンポーネント PFT 音響試験 214 3 3 05 コンポーネント PFT ランダム振動試験 216 3 3 06 コンポーネント PFT 正弦波振動試験 218 3 3 07 コンポーネント PFT 衝撃試験 220 3 3 08 コンポーネント PFT 熱サイクル試験 222 3 3 09 コンポーネント PFT 熱真空試験 227 3 3 10 コンポーネント PFT EMC 試験 232 3 3 11 コンポーネント PFT 機能性能試験 234 3 3 12 コンポーネント PFT ならし(バーンイン及びウェアイン)試験 238 3 3 14 コンポーネント PFT リーク試験 240 3 3 15 コンポーネント PFT 磁気試験 242 3 3 17 コンポーネント PFT 熱平衡試験 243 30 表 5-12 個別要求表の記述内容 試験 ID 試験対象レベル (1) (2) 試験目的 試験時期 (3) 試験方法 (4) 試験コンフ ィギュレー ション 試験条件 (6) 計測・ データ処理 (7) 評価 31 (5) (8) ア イ 試験目的 ア イ 試験装置 供試体 セットアップ (境界条件) 負荷条件 周囲環境条件 ア 環境負荷 ウ 供試体 機能性能 ウ データ計測 ア 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 イ 試験手段 要求事項 当該試験の目的と検証の対象を示す。 当該試験を実施する時期及び順序を示す。 当該試験を実施する設備及び試験方法に求められる要求事 項を示す。供試体の保護に関する要求がある場合、この欄 に記述される。 当該試験を実施するための試験装置への要求事項を示す。 供試体への要求事項を示す。 供試体のインタフェースへの要求事項を示す。 テーラリングガイド 解説 供試体への負荷条件の要求事項を示す。 当該試験を行う周囲環境への要求事項を示す。 (5)で要求された試験条件を制御するための要求事項を示 す。 環境負荷中又は負荷前後の機能性能試験において要求され る事項を示す。 当該試験における測定項目に対する要求事項を示す。 (6)アの要求事項の合否判定を示す。 (6)イの要求事項の合否判定を示す。 (6)ウの要求事項の合否判定を示す。 上記(1)～(7)に当てはまらない補足すべき要求事項を示す。 JERG-2-130 NOTICE-2 モーダルサーベイ試験 ID 0016 0016 モーダルサーベイ試験 要求事項 供試体のモードパラメータ(固有振動数、減衰係数比及びモ ード形状の全て、または一部)を取得すること。*1*2 テーラリングガイド *1 試験目的 (1) *2 試験時期 (2) 32 試験方法 (3) (4) イ 試験装置 供試体 *3 *4 *5 *6 各試験方法の詳細については、 振動試験ハンドブック 2.2.4、E.2 項を参照。 正弦波振動試験及びランダム振 動試験の詳細については，各試 験の個別要求表を参照のこと。 複数の加振入力は相関のある場 合と無相関の場合がある。 搭載機器類をダミー構造で模擬 する場合がある。ダミー構造に ついては、振動試験ハンドブッ ク E.1 項を参照。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ア 試験コンフ ィギュレー ション 特に要求のない限り、表 5-1～5-6 に従うこと。 モーダルサーベイには以下の 3 つの代表的な試験方法があ る。*3 (ア) ベース加振法 振動試験設備を用いて､低レベルの正弦波掃引又はラン ダム加振を実施して、応答データ､加振入力データを計 測すること。*4 (イ) 単点加振法 小型加振機又はインパクトハンマにより定周波正弦波 入力､正弦波掃引又はランダムの加振入力を行い、応答 データと加振入力データを計測すること。 (ウ) 多点加振法 複数の小型加振機により正弦波､正弦波掃引又はラン ダムの加振入力を実施して､応答データ及び加振入力 データを計測すること。*5 N/A 宇宙機システムまたはサブシステム、コンポーネント等の 単体または組合せ構造を対象とする。*6 解説 供試体の基本固有振動数要求を 満足していることを確認すると 共に、低周波領域での振動特性 を把握するために、モーダルサ ーベイを実施する。(振動試験ハ ンドブック Appendix E を参照) 打上げ時、宇宙機システム構造 の動特性は、その宇宙機システ ム自身の振動状態に影響を及ぼ す。 ID 0016 モーダルサーベイ試験 要求事項 試験要求に応じて境界条件を設定すること。*7 (5) 試験条件 ウ セットアップ (境界条件) ア 負荷条件 イ ア 周囲環境条件 環境負荷 供試体 機能性能 イ 33 (6) 計測・ データ処理 ウ (7) (8) 評価 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 解説 境界条件を剛とする場合の例は 以下である。 (ア)ベース加振法 十分な剛性を有する振動試験 治具を用いる。 (イ)単点加振法 供試体を定盤等にしっかりと 固定する。 (ウ)多点加振法 供試体を定盤等にしっかりと 固定する。 *8 加振時の留意事項については、 加振振動試験ハンドブック Appendix E を参照。 *7 試験レベルは S/N 比を十分に確保できるレベルとすること。 *8 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 N/A N/A 計測データは、対象周波数内の対象モードの固有振動数、 減衰係数比、モード形状等で、データ解析が行える S/N 比 を有すること。対象モードは、試験目的を考慮して有効質 量比を参照し、適切に選択すること。*9 N/A N/A *9 計測点の位置については、振動 試験ハンドブック E.1 項を参照。 N/A N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ア データ計測 テーラリングガイド モーダルサーベイ試験 0016 0019 質量特性試験 ID 0019 質量特性試験 要求事項 宇宙機の質量、質量中心及び慣性モーメントを取得するこ と。*1*2*3 34 (1) 試験目的 (2) (3) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 試験コンフ イ 供試体 ィギュレー セットアップ ション ウ (境界条件) ア 負荷条件 試験条件 イ 周囲環境条件 ア 環境負荷 供試体 イ 機能性能 (4) (5) 計測・ データ処理 ウ ア (7) (8) 評価 データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 テーラリングガイド 宇宙機システムを複数に分割 し、モジュールレベルでの質量 特性試験を実施した場合、それ らを組み合わせたシステムレベ ルでの質量特性試験について、 解析等で評価が可能な場合は、 必ずしも実施する必要はない。 *2 *3 解説 打上げ飛行中におけるロケット の性能、軌道投入中及び軌道上 の宇宙機の姿勢を予測するため に必要な質量、質量中心及び慣 性モーメントの各パラメータの 測定を行う。 サブシステム・コンポーネント の質量、質量中心は、サブシス テム・コンポーネントの組立て 開始から、完成に至る間に必要 に応じて測定しなければならな い。また、慣性モーメントの測 定を必要とする場合もある。 特に要求のない限り、表 5-1 に従うこと。 ※ ※ ※ ※ ※ 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 ※ ※ (ア) 少なくとも 2 軸の質量中心、1 軸の慣性モーメントを測 定すること。 (イ) 測定精度要求は以下の通りとする。 A 質量測定 (A) 50kg 未満：±0.02%又は±1g の大きい方 (B) 50kg 以上：±0.05% B 質量中心測定：±1.5mm C 慣性モーメント測定：±1.5% ※ ※ ※ N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (6) *1 ID 0020 アライメント測定試験 要求事項 (ア) 測定対象のなす角度及びそれらの取付け位置を測定す ること。*1*2 (イ) 環境試験前後における、アライメントの安定性を実証 すること。 試験目的 (2) 試験時期 (3) 試験方法 ア 試験装置 機械環境試験及び熱真空試験の前後に実施する。*3 35 試験コンフ ィギュレー ション 試験条件 (6) 計測・ データ処理 ウ ア イ ア イ ウ ア (7) (8) 評価 供試体 セットアップ (境界条件) 負荷条件 周囲環境条件 環境負荷 供試体 機能性能 データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 *3 解説 アライメント測定は、宇宙機の 基準軸と光学センサ、アンテナ 取付角、ノズルの噴射角等のな す角度及びそれらの取付位置を 測定するものである。 アライメント測定は、サブシス テム・コンポーネントの基準軸 に対して、例えば、光学反射ミ ラー、光学系、検出器、コリメ ータ、アンテナフィードホーン、 リフレクタ等の位置、角度を測 定する。 各試験時の前後での実施の可否 (追加又は省略)、実施の時期に ついては個別に規定する。 ※ ※ 必要な角度が測定できるように適切な光学的ゲージと基準 を取り付けること。 ※*4 *4 光学的アライメント測定設備等 に設置する。 N/A 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 ※ ※ 測定精度要求は以下の通りとすること。 角度測定：±20 秒 ※ ※ JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (5) イ *1 *2 (1) (4) テーラリングガイド ※ N/A アライメント測定試験 0020 動釣合い試験 ID 0021 動釣合い試験 要求事項 (ア) 宇宙機の動釣合いを取得すること。*1 (イ) 不釣合い量については修正及び補正を行うこと。 (1) 試験目的 (2) (3) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 試験コンフ イ 供試体 ィギュレー セットアップ ション ウ (境界条件) (4) (5) ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 ア 環境負荷 供試体 機能性能 試験条件 36 イ (7) 計測・ データ処理 評価 ウ データ計測 ア 環境負荷 供試体 機能性能 イ テーラリングガイド *1 解説 軌道上の要求事項及び打上げ時 のロケット側からの要求を満足 するように動釣合いを取得す る。 特に要求のない限り、表 5-1～5-3 に従うこと。 ※ ※ ※ ※ スピンレートは、いかなるコンフィギュレーションにおけ る宇宙機についても、通常、飛行中に予測される回転速度 を越えないこと。 (ア) 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 (イ) 地上でスピンさせた場合の空気抵抗を除去する等適切 な環境下で実施すること。 ※ ※ (ア) 打上げ時の状態に対する要求 宇宙機の打上げ時の状態に対して要求される動釣合い 試験では、打上げロケット毎に規定される残留不釣合 い量まで調整する必要がある。 (イ) 軌道上の状態に対する要求 宇宙機の軌道上の状態に対して要求される動釣合い は、個別に規定された動釣合い要求値まで残留不釣合 い量を調整しなければならない。 (ウ) 測定精度要求：8.3×104 /n2･kg･cm 2 (n：rpm) ※ ※ JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (6) 0021 ID 0021 動釣合い試験 ウ 37 (8) データ計測 補足事項 要求事項 (ア) 不釣合い量の修正 宇宙機の不釣合い修正は、釣合い錘の取付け、取り外 し又は配置換えによって行うこと。ただし、宇宙機コ ンポーネントの位置変更等、宇宙機に重要な修正を加 える場合には、JAXA の承認を得ること。個別に規定さ れた釣合い要求と比較するため、打上げ時のコンフィ ギュレーション及び軌道上でのコンフィギュレーショ ンの双方について残留不釣合い量を測定し、記録しな ければならない。 (イ) 解析による不釣合い量の修正 動釣合い試験の際、宇宙機に実装出来ないシステム構 成品及び取り外すことの出来ない試験用治工具等ノン フライトアイテムの重量及び重心位置(宇宙機座標系で 表わした)を別途測定し、打上げ時及び軌道上でのコン フィギュレーションに対して、不釣合い量を補正しな ければならない。 幾何学軸のアライメントが釣合い要求と適合していること を確認するために必要に応じて釣合い試験の中でインタフ ェースフィットチェック及びアライメント測定を行うこ と。 テーラリングガイド 解説 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 動釣合い試験 0021 システム QT 音響試験 ID 1104 システム 認定試験(QT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 (3) 試験方法 ア イ (4) 38 試験装置 供試体 試験条件 ア セットアップ (境界条件) 負荷条件 要求事項 (ア) 本試験は供試体であるプロトタイプモデルが認定音響 試験条件に対して耐性を有することを実証する。認定 試験の一般要求事項については 4.2.3.2 項を参照のこ と。 (イ) サブシステム及びコンポーネントに対して設定したラ ンダム振動環境条件の妥当性を試験にて確認する。*1 特に要求のない限り、表 5-1 に従うこと。 打上げロケットの音響環境(均一音場)を模擬できる音響試 験設備で試験すること N/A (ア) 一般に、気密型のコンポーネント類は、打上げ前の圧 力条件に合わせて加圧して試験を行わなければならな い。 (イ) 打上げ時の内圧又は外圧の変化のために強度、剛性、 荷重条件等が著しく変化すると予想される場合には、 物理的性質が同等で無害な、かつ、供試体に対して悪 影響のないアルコール、水等を充填して試験を行うこ と。*2 (ウ) 音響試験中は、原則として、打上げ時の動作モードで 運用とすること。*3 供試体は、実機又は実機と剛性が等価なアタッチフィッテ ィング等に取り付けること。*4*5 (ア) 負 荷 レ ベ ル は 以 下 の 認 定 試 験 レ ベ ル と す る こ と 。 *6*7*8 A 音圧：最大予測環境+3dB B 試験時間：最大 2min(120s) (イ) 試験条件公差は以下とすること。 A 音圧： (A) オーバーオールレベル：±1.5dB (B) オクターブバンド： +3.0dB/-1.0dB(63Hz-2000Hz) ±5.0dB (31.5Hz, 4kHz, 8kHz) B 試験時間：+10%/-0% *1 *2 *3 *5 *6 *7 テーラリングガイド サブシステム及びコンポーネン トに対して音響環境が設定され た場合は、その妥当性を試験に て確認する。 解説 構造設計標準ハンドブック第 1 部 3 項に示す条件を満たした場 合、推薬タンクを非充填として 試験しても良い。 試験時に、電気性能の機能を有 さない代替品を搭載する場合、 コンフィギュレーションについ ては個別に規定する。 供試体の評価に問題のないこと を確認した場合は、実機又は実 機と剛性が等価なアタッチフィ ッティング以外を用いても良 い。 負荷条件が局所音圧上昇を含む 試験レベルの場合、音響試験ハ ンドブックに示す方法で緩和す ることができる(音響試験ハン ドブック 2.2 項を参照)。*9 必要に応じて累積疲労損傷の評 価を考慮した試験条件とするこ と。*10 *5 供試体の設置方法については、 音響試験ハンドブック 4.5 項を 参照。 宇宙機システムは、打上げロケ ット毎に規定される音響試験規 格に従い試験する。 *9 供試体の特徴により、局所音圧 上昇を含むレベルが提示される 場合がある。局所音圧上昇の詳 細については、音響試験ハンド ブック 2.2 項、Appendix B を参 照。 *10 累積疲労損傷の評価については 音響試験ハンドブック Appendix D を参照。 *8 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (5) 音響試験 試験コンフ ィギュレー ション ウ 1104 ID 1104 システム 認定試験(QT) イ 周囲環境条件 ア (6) 計測・ データ処理 供試体 機能性能 39 データ計測 ア 環境負荷 供試体 機能性能 イ (8) テーラリングガイド 解説 *11 マイクロホンの設置について は、音響試験ハンドブック 4.3 項を参照。 *12 制御装置は、各マイクロホンの 信号を周波数バンド毎に分析 し、その分析結果を効果的にリ アルタイムで平均化できる装置 を用いることが望ましい。 *13 音響試験の実施前に、反響室内 に形状、寸法及び吸音率を供試 体に合わせたダミーを設置し、 試験時の音響スペクトラムを事 前に調整することが望ましい。 評価 データ計測 補足事項 (ア) 音響試験の前後においては、宇宙機システムの電気性 能試験及び機械的機能試験を行い、宇宙機システムの 機能性能に変化のないことを確認すること。 (イ) 試験中、構造的不具合の発生、サブシステム及びコン ポーネントの誤動作等を監視すること。これらに対す る要求は、個別に規定すること。 (ア) サブシステム及びコンポーネントに対して設定した音 響環境条件の妥当性確認や解析を行うために、必要な 取付け点に加速度センサを取付けて測定を行うこと。 *14*15*16 (イ) 解析の自由度(DOF)は 100 以上とすること。*17*18 *14 必要に応じて宇宙機システム構 体及びサブシステムのクリティ カルな部分に歪センサを取り付 けて測定を行うこと。 *15 必要に応じて供試体内部の音圧 を測定すること。 *16 センサの取付けについては音響 試験ハンドブック 4.4 項を参照。 *17 供試体の共振周波数を評価する 場合は、解析の周波数分解能は 狭帯域とする。この場合の周波 数バンド幅は、一般的に、2Hz から 8Hz 程度が用いられる。 *18 自由度については音響試験ハン ドブック 5.2 項を参照。 *19 ランダム・レスポンス・スペク トラム(RRS)解析を用いて比較 してもよい。*20 *20 PSD 解析及び RRS 解析について は、音響試験ハンドブック 5 項 を参照。 N/A N/A サブシステム及びコンポーネントに対して設定されたラン ダム振動環境と計測されたサブシステム及びコンポーネン ト取付け部の応答を、応答パワースペクトル密度(PSD)解析 を用いて比較する。*19*20 N/A 音響試験 システム QT 1104 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ウ ウ 要求事項 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 音圧レベルの制御は、1/1 オクターブバンド幅以下で行うこ と。*11*12*13 環境負荷 イ (7) 音響試験 システム QT ランダム振動試験 ID 1105 システム 認定試験(QT) ランダム振動試験 要求事項 (ア) 本試験は供試体であるプロトタイプモデルが認定ラン ダム振動試験条件に対して耐性を有することを実証す る。認定試験の一般要求事項については 4.2.3.2 項を参 照のこと。*1*2 (イ) サブシステム及びコンポーネントに対して設定したラ ンダム振動環境条件の妥当性を試験にて確認する。 試験目的 (1) *1 *2 試験時期 試験方法 ア 試験装置 (2) (3) 40 試験コンフ ィギュレー ション イ 供試体 特に要求のない限り、表 5-1 に従うこと。 直交 3 軸の各軸に対して規定のランダム振動を加えること。 N/A (ア) 軌道投入後に伸展したり、位置が変わるもの(アンテナ、 *3 パドル等)は、試験中は打上げ時の状態に保持すること。 *3 (イ) 一般に、気密型のコンポーネント類は、打上げ前の圧 力条件に合せて加圧して試験を行わなければならな い。 (ウ) 打上げ時の内圧又は外圧の変化のために強度、剛性及 び荷重条件が著しく変化すると予想される場合には、 物理的性質が同等で無害な、かつ、供試体に対し悪影 *4 響のないアルコール、水等を充填して試験を行う。た だし、ダミー推薬を充填して試験を実施する際には、 実際の推進薬との密度(比重)の違いを考慮する必要が ある。*4 *5 (エ) ランダム振動試験中は、原則として、打上げ時の動作 モードで運用とすること。*5 テーラリングガイド アポジ推進系を有する宇宙機シ ステムについては、打上げ時の 振動に対する試験に加えて、ア ポジ推進系等の燃焼による振動 に対する試験の必要性を検討し なければならない。 ランダム振動試験と音響試験の どちらの試験を実施するかは個 別に規定される。ランダム振動 試験と音響試験の選択について は表 5-1 を参照。 解説 アポジ推進系等の燃焼による振 動に対する試験を行う場合に は、アポジ推進系のアダプタに 振動源を取り付けて行う。試験 は、宇宙機システムをアポジ推 進系の燃焼時の運用モードに保 持し、ブーム、パドル等も適切 に装着して実施すること。 構造設計標準ハンドブック第 1 部 3 項に示す条件を満たした場 合、推薬タンクを非充填として 試験しても良い。 試験時に、電気性能の機能を有 さない代替品を搭載する場合、 コンフィギュレーションについ ては個別に規定する。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (4) 1105 ID 1105 システム 認定試験(QT) ランダム振動試験 要求事項 供試体は、規定のランダム振動条件を負荷できる治具に搭 載すること。*6 ウ 41 (5) 試験条件 ア イ (6) セットアップ (境界条件) 負荷条件 周囲環境条件 *7 *8 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 N/A*11*12 *11 加振制御の詳細については、振 動試験ハンドブック 3.7 項、 Appendix J を参照。 *12 加速度センサの設置について は、振動試験ハンドブック 3.7.1 項を参照。 環境負荷 計測・ データ処理 イ (ア) 負荷レベルは以下の認定試験レベルとすること。*7*8 A 加速度：最大予測環境+3dB B 試験時間：最大 2min(120s) (イ) 試験条件公差は以下とすること。 A 全体実行値レベル：±1.5dB B パワースペクトル密度：+3.0dB/-1.0dB C 振動周波数：±2%又は 1Hz の大きい方 D 試験時間：+10%/-0% 解説 供試体は、実機又は実機と剛性 が等価なアタッチフィッティン グ等を介して、あるいは、供試 体の主要モードが存在する周波 数帯域において剛とみなせる治 具を介して加振機に取り付ける ことが一般的である。 制御点 は、制御の安定性の観点から、 剛とみなせる箇所とすることが 望ましい。供試体の設置につい ては振動試験ハンドブック 3.4、 3.5 項を参照。 内部の共振がクリティカルな場 *9 ランダム振動試験におけるノッ チングの方法としてはフォース 合は、上位システムと調整の上、 ノッチングが適用される。ノッ リミット法を推奨する。 チングの詳細については、振動 *10 累積疲労損傷の評価については 試験ハンドブック 3.2.2 項を参 音響試験ハンドブック Appendix D を参照。 照。*9 必要に応じて累積疲労損傷の評 価を考慮した試験条件とするこ と。*10 *6 供試体 機能性能 (ア) ランダム振動試験の前後においては、宇宙機システム の電気性能試験及び機械的機能試験を行い、宇宙機シ ステムの機能性能に変化のないことを確認すること。 (イ) 試験中、構造的不具合の発生、サブシステム及びコン ポーネントの誤動作等を監視すること。これらに対す る要求は、個別に規定すること。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ア テーラリングガイド ランダム振動試験 システム QT 1105 システム QT ランダム振動試験 ID 1105 システム 認定試験(QT) ウ ア (7) (8) 評価 1105 ランダム振動試験 データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 要求事項 (ア) サブシステム及びコンポーネントに対して設定したラ ンダム振動環境条件の妥当性確認や解析を行うため に、必要な取付け点に加速度センサを取付けて測定を 行うこと。 (イ) 解析の自由度(DOF)は 100 以上とすること。*13*14 テーラリングガイド 解説 *13 供試体の共振周波数を評価する 場合は、解析の周波数分解能は 狭帯域とする。この場合の周波 数バンド幅は、一般的に、2Hz から 8Hz 程度が用いられる。 *14 自由度については音響試験ハン ドブック 5.2 項を参照。 N/A N/A N/A N/A 42 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ID 1106 システム 認定試験(QT) (1) 試験目的 (2) (3) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 43 イ 供試体 要求事項 (ア) 本試験は供試体であるプロトタイプモデルが認定正弦 波振動試験条件に対して耐性を有することを実証す る。認定試験の一般要求事項については 4.2.3.2 項を参 照のこと。 (イ) サブシステム及びコンポーネントに対して設定した正 弦波振動環境条件の妥当性を試験にて確認する。*1*2 特に要求のない限り、表 5-1 に従うこと。 直交 3 軸の各軸に対して規定の正弦波振動を加えること。 N/A (ア) 軌道投入後に伸展したり、位置が変わるもの(アンテナ、 パドル等)は、試験中は打上げ時の状態に保持すること。 *3 (イ) 一般に、気密型のコンポーネント類は、打上げ前の圧 力条件に合せて加圧して試験を行わなければならな い。 (ウ) 打上げ時の内圧又は外圧の変化のために強度、剛性及 び荷重条件が著しく変化すると予想される場合には、 物理的性質が同等で無害な、かつ、供試体に対し悪影 響のないアルコール、水等を充填して試験を行う。た だし、ダミー推薬を充填して試験を実施する際には、 実際の推進薬との密度(比重)の違いを考慮する必要が ある。*4 (エ) 正弦波振動試験中は、原則として、打上げ時の動作モ ードで運用とすること。*5 *1 *3 *4 *5 テーラリングガイド アポジ推進系を有する宇宙機シ ステムについては、打上げ時の 振動に対する試験に加えて、ア ポジ推進系等の燃焼による振動 に対する試験の必要性を検討し なければならない。 *2 解説 打上げ時に発生するポゴ振動、 空力による機体の自励振動(フ ラッター)あるいは燃焼振動等 を含む周期性のある振動がロケ ット衛星分離部を介して宇宙機 システムに伝達される。 アポジ推進系等の燃焼による振 動に対する試験を行う場合に は、アポジ推進系のアダプタに 振動源を取り付けて行う。試験 は、宇宙機システムをアポジ推 進系の燃焼時の運用モードに保 持し、ブーム、パドル等も適切 に装着して実施すること。 構造設計標準ハンドブック第 1 部 3 項に示す条件を満たした場 合、推薬タンクを非充填として 試験しても良い。 試験時に、電気性能の機能を有 さない代替品を搭載する場合、 コンフィギュレーションについ ては個別に規定する。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (4) 試験コンフ ィギュレー ション 正弦波振動試験 正弦波振動試験 システム QT 1106 システム QT 正弦波振動試験 ID 1106 システム 認定試験(QT) 正弦波振動試験 要求事項 供試体は、規定の正弦波振動条件を負荷できる治具に搭載 すること。*6 ウ 試験条件 ア 負荷条件 周囲環境条件 (ア) 負荷レベルは以下の認定試験レベルとすること。 A 加速度： (A) 最大予測環境×1.5 (最大予測環境が平均+2σ 値の時) (B) 最大予測環境×1.25 (最大予測環境が平均+3σ 値の時) (C) ノッチングを考慮すること。*7 B 掃引速度： 受入試験における掃引速度の 1/2 倍とすること。 C 掃引方向：掃引方向は UP/DOWN の双方向とするこ と。*8 (イ) 試験条件公差は以下とすること。 A 振幅加速度：±10%(振幅) B 振動周波数：±2%又は 1Hz の大きい方 C 掃引速度：N/A 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 *7 *8 ロケット柔結合解析において、 宇宙機の打上げ飛行時の荷重を 解析によって計算し、クリティ カルな飛行条件で宇宙機の受け る荷重レベルが、振動試験によ る荷重レベルよりも低いことが 明確な場合は､アタッチフィッ ティング後端部における振動入 力レベルを、主構造体の共振周 波数のところで下げてもよい。 (振動試験ハンドブック 2.3、3.1、 3.2、3.3、A.1 項を参照) 供試体の非線形性（主要モード の固有振動数及び共振倍率の変 化）が顕著に認められない場合 には、ロケットと調整の上で片 側掃引にて試験を行うことがで きる。 解説 * 6 供試体は、実機又は実機と剛性 が等価なアタッチフィッティン グ等を介して、あるいは、供試 体の主要モードが存在する周波 数帯域において剛とみなせる治 具を介して加振機に取り付ける ことが一般的である。 制御点 は、制御の安定性の観点から、 剛とみなせる箇所とすることが 望ましい。供試体の設置につい ては振動試験ハンドブック 3.4、 3.5 項を参照。 JERG-2-130 NOTICE-2 イ テーラリングガイド セットアップ (境界条件) 44 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (5) 1106 ID 1106 システム 認定試験(QT) 正弦波振動試験 要求事項 テーラリングガイド N/A*9*10 ア (6) 計測・ データ処理 供試体 機能性能 ウ データ計測 ア 45 (7) (8) 評価 環境負荷 イ 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 解説 加振制御の詳細については、振 動試験ハンドブック 3.7 項、 Appendix J を参照。 *10 加速度センサの設置について は、振動試験ハンドブック 3.7.1 項を参照。 *9 (ア) 正弦波振動試験の前後においては、宇宙機システムの 電気性能試験及び機械的機能試験を行い、宇宙機シス テムの機能性能に変化のないことを確認すること。 (イ) 試験中、構造的不具合の発生、サブシステム及びコン ポーネントの誤動作等を監視すること。これらに対す る要求は、個別に規定すること。 サブシステム及びコンポーネントに対して設定した正弦波 振動環境条件の妥当性確認や解析を行うために、必要な取 付け点に加速度センサを取付けて測定を行うこと。 N/A N/A N/A N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 正弦波振動試験 システム QT 1106 システム QT 衝撃試験 ID 1107 システム 認定試験(QT) 衝撃試験 要求事項 (ア) 本試験は供試体であるプロトタイプモデルが認定衝撃 試験条件に対して耐性を有することを実証する。認定 試験の一般要求事項については、4.2.3.2 項を参照のこ と。*1*2 (イ) サブシステム及びコンポーネントに対して設定した衝 撃環境条件の妥当性を試験にて確認する。 試験目的 (1) テーラリングガイド *1 *2 試験時期 (2) 特に要求のない限り、表 5-1 に従うこと。 (ア) ロケットからの規定及び宇宙機の全ての衝撃発生イベ ントを対象とした衝撃を加えること。*3*4 (イ) 分離、展開・保持解放機構を実作動品の作動によって 解放すること。 ある衝撃発生イベントの発生衝 撃レベルが全周波数帯において 別の衝撃発生イベントによって 包絡されている場合、包絡され たその衝撃発生イベントについ ては試験を省略することができ る。 *5 構造設計標準ハンドブック第 1 部 3 項に示す条件を満たした場 合、推薬タンクを非充填として 試験しても良い。 ただし、コンポーネントが打ち 上げ時非動作の機器で、かつ、 機器を故障させる恐れのある場 合は動作させなくてもよい。 試験時に、電気性能の機能を有 さない代替品を搭載する場合、 コンフィギュレーションについ ては個別に規定する。 46 ア 試験装置 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 N/A 宇宙機分離時及び宇宙機分離後の試験時には、原則として 衝撃発生イベント時の動作モードとすること。*5*6*7 *6 (4) 試験コンフ ィギュレー ション イ 供試体 *7 (5) 試験条件 ウ セットアップ (境界条件) ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 供試体の実作動品近傍の境界条件は、実機又は実機と等価 とすること。 実作動品による分離、展開・保持解放試験を 2 回実施する こと。 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 *4 解説 本試験は実作動品の作動による 衝撃試験について規定する。実 作動品を用いないシステム衝撃 認定試験については ID：3107 コンポーネント衝撃認定試験を 適用する。 分離、展開・保持解放機構を作 動させる場合は、適切に作動す ることを確認する。 衝撃発生イベントとは、宇宙機 システム分離、アンテナ等の展 開構造物の解放、太陽光パドル 保持解放、ロケットから規定さ れる衝撃(ロケットエンジン点 火・燃焼終了、ロケット段間分 離、フェアリング分離)、アポジ 推進系による点火・燃焼・燃焼 終了等を指す。 JERG-2-130 NOTICE-2 *3 試験方法 (3) 1107 ID 1107 (6) システム 認定試験(QT) ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 計測・ データ処理 衝撃試験 データ計測 ア 環境負荷 供試体 機能性能 47 ウ (7) 評価 N/A *12 ウ (8) データ計測 補足事項 *8 テーラリングガイド ゼロシフトが発生した場合、計 測データを補正することができ る。(詳細は衝撃ハンドブック 5.3 項を参照) *10 ゼロシフトが発生した場合、計 測データを補正することができ る。(詳細は衝撃ハンドブック 5.3 項を参照) *9 解説 計測にはゼロシフトを起こしに くいセンサを使うことが望まし い。 *11 計測にはゼロシフトを起こしに くいセンサを使うことが望まし い。 *12 ゼロシフトが発生した場合、補 正したデータで評価することが できる。(詳細は衝撃ハンドブッ ク 5.3 項を参照) N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 イ 要求事項 (ア) 試験衝撃パルスの衝撃応答スペクトル解析に用いる減 衰比は、 一般に 0.05 を用いること。 これは共振倍率 Q=10 を持つ 1 自由度系に対応するものである。 (イ) 衝撃応答スペクトルへの変換は 1/6 オクターブ以下の バンド幅を用いて行うこと。 (ウ) N/A *8*9 (ア) 衝撃試験の前後においては、宇宙機システムの電気性 能試験及び機械的機能試験を行い、宇宙機システムの 機能性能に変化のないことを確認すること。 (イ) 試験中、構造的不具合の発生、サブシステム及びコン ポーネントの誤動作等を監視すること。これらに対す る要求は、個別に規定すること。 (ア) サブシステム及びコンポーネントに対して設定した衝 撃環境条件の妥当性確認や解析を行うために、必要な 取付け点に加速度センサを取付けて測定を行うこと。 *10*11 (イ) 試験衝撃パルスの衝撃応答スペクトル解析に用いる減 衰比は、 一般に 0.05 を用いること。 これは共振倍率 Q=10 を持つ 1 自由度系に対応するものである。 (ウ) 衝撃応答スペクトルへの変換は 1/6 オクターブ以下の バンド幅を用いて行うこと。 N/A N/A 衝撃試験 システム QT 1107 システム QT 熱真空試験 ID 1109 システム 認定試験(QT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 48 試験方法 熱真空試験 要求事項 熱真空試験は、ミッションに要求される運用モードにおい て、軌道上で予測される条件より厳しい温度環境条件下で、 宇宙機システムが性能を発揮する能力を持つことを評価す るために行う。 特に要求のない限り、表 5-1 に従うこと。 (ア) 試験は、宇宙機システムをスペースチャンバ内に設置 し、スペースチャンバ内の排気及びシュラウドの冷却 により宇宙空間の高真空及び極低温環境を模擬して行 うこと。 (イ) 試験中における宇宙機システムの加熱方法は、次の点 を考慮して、試験目的に応じた最適なものを選定する こと。*1*2*3 A 必要とされるシミュレーション精度 B 要求試験条件設定の達成度 C 重力の影響(重力方向により特性の変化するヒートパ イプ等を有する試験に対して) D 試験コンフィギュレーション設定に伴う宇宙機への 影響の許容度(スキンヒータを宇宙機に直接貼り付け る場合等) E 設備能力 F 試験コスト (ウ) 熱真空試験には、少なくとも次の要素事項を含めなけ *5 ればならない。 A 放電チェック*4 B 最低温度条件での動作 C 最高温度条件での動作 D 運用モードのまま高温、低温間の往復*5 (エ) 供試体の保護については以下を考慮すること。 スペースチャンバ内において異常な高温源又は低温源 にさらされないよう宇宙機システムの保護対策を行う こと。また、宇宙機システムが規定された許容温度範 囲を超えないようにすること。*6 テーラリングガイド 解説 試験時における外部熱入力の模 擬は、通常、次に示す加熱法に より行う。 (ア)ソーラ法 (イ)IR 法(IR ランプ法、IR パネル法、 IR シュラウド法) (ウ)スキンヒータ法 (エ)上記を組み合わせる方法 *2 これらの加熱法による照射強度 又は熱入力は、照射強度計、カ ロリーメータ、電力計等により モニタする。 *3 外部熱入力模擬法については、 熱真空試験ハンドブック 2.3.3 項、3.3.1、3.4.1 項を参照。 *1 温度移行時間を短縮するため に、移行期間中の機器の動作／ 非動作は個別に設定してもよ い。 *4 放電チェックは、周囲圧力が打 上げ前の状態から最終軌道レベ ルまで減少して行くとき、宇宙 機が放電によって永久的な損傷 を受けないことを確認するため に行われる。放電チェックの方 法は熱真空試験ハンドブック 3.7.1 項を参照。 *6 宇宙機システムの温度が規定さ れた許容温度範囲を越えないよ うにするため、必要な場合は、 特別の熱制御装置を用意するこ と。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (3) 1109 ID 1109 システム 認定試験(QT) 熱真空試験 要求事項 (4) 試験コンフ ィギュレー ション ア 試験装置 イ 供試体 試験コンフ ィギュレー ション ウ 解説 ※ 宇宙機システムの温度分布に影響を与えないコンフィギュ レーションとすること。*7*8*9 (4) テーラリングガイド N/A *7 必要な場合には、誤差となる熱 入力を定量的に把握して、試験 結果の評価時に補正する。 *8 セットアップ (境界条件) *9 スペースチャンバ内では、熱解 析の結果に基づき熱的に最も適 切な方法で宇宙機システムを支 持し、軌道環境を模擬した熱入 力以外の宇宙機システムへの熱 入力をできるだけ避ける。 宇宙機システムのフライトにつ いて有効な試験が実施できるよ う十分配慮すること。 49 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 熱真空試験 システム QT 1109 システム QT 熱真空試験 ID 1109 (5) システム 試験条件 認定試験(QT) ア 負荷条件 1109 熱真空試験 要求事項 (ア) 試験時のスペースチャンバの環境条件は、原則として 以下の値に設定すること。*10 A 真空度：1.3×10-3Pa (1×10-5Torr) 以下*11 B シュラウド温度：100K (-173℃) 以下*12*13*14 (イ) 試験条件公差は以下の通りとすること。 A ソーラ照射強度： (A) 面内均一度：平均値の±5% (B) 空間均一度：平均値の±10% B IR 照射強度：±5% C 供試体温度設定： (A) 高温：+3℃/-0℃ (B) 低温：+0℃/-3℃ (ウ) 各サブシステム及びコンポーネント等に対する温度条 件は以下の通りとすること。*15*16 A 高温浸し・さらし：認定試験温度範囲上限 B 低温浸し・さらし：認定試験温度範囲下限 C 供試体温度の定常性：1℃以下/2h 50 解説 詳細については、熱真空試験ハ ンドブック Appendix G.1、G.2 を参照。 *11 宇宙空間の真空状態を模擬す るため。 *14 宇宙空間のヒートシンク特性を 模擬するため。 *10 *12 供試体の温度をシュラウド温度 より低くする必要がある場合は 別途設定する。 *13 IR 法のうち、シュラウドそのも のを加熱源とする IR シュラウ ド法の場合は除く。 *15 サーマルルーバ、サーモスタッ ト/ヒータ等の能動的に熱制御 が行われるサブシステム及びコ ンポーネント等について、この 温度条件にさらすことが非現実 的な場合はこの限りではない。 *16 温度範囲の詳細は熱真空試験 ハンドブック 3.2 項を参照。 *17 外部熱入力が調節可能で軌道熱 入力を正確に模擬することがで き、かつ、宇宙機システムの設 計の評価を行える場合は、熱真 空試験は熱平衡試験と組み合わ せて行うことができる。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (エ) 宇宙機システムの運用モード及び外部熱入力の組合せ を変えることにより、設計上規定された位置の温度が 上記の温度条件に達するようにしなければならない。 *17 (オ) 試験の計画を立てる場合には、熱平衡解析及び熱モデ ル等の熱平衡試験の結果をできる限り反映させねばな らない。 (カ) 試験中の最大温度変化率は、軌道予測に基づいて決め られた許容限界を越えてはならない。 テーラリングガイド ID 1109 システム 認定試験(QT) 51 (5) 試験条件 ア 負荷条件 熱真空試験 テーラリングガイド *18 宇宙機の外部に露出し、かつ、 他のコンポーネントに与える熱 的影響が小さいコンポーネント については、目標値に近づける ため、個別に温度制御してもよ い。 *20 軌道運用サイクルを完了させる ために更に時間が必要な場合 は、それに応じて時間を延長す ること。 解説 *19 高温さらしの目標温度が異なる 複数のコンポーネントをまとめ て温度制御する場合は、最も早 くその目標温度に到達したコン ポーネントを設定基準とするこ とを原則とするが、他のコンポ ーネントもできる限り認定試験 温度範囲上限に近づくよう考慮 する。この場合、先に述べた目 標温度に達したコンポーネント が、そのコンポーネント許容温 度を逸脱しないよう注意する。 また、宇宙機内部にあるコンポ ーネントについて、できるだけ 多くのコンポーネントを目標温 度に到達させるための個別温度 制御は、内部の熱バランスを崩 すこととなるので、できるだけ 避ける。 *21 低温さらしの目標温度が異なる 複数のコンポーネントをまとめ て温度制御する場合は、最も早 くその目標温度に到達したコン ポーネントを設定基準とするこ とを原則とするが、他のコンポ ーネントもできる限り認定試験 温度範囲下限に近づくよう考慮 する。この場合、先に述べた目 標温度に達したコンポーネント が、そのコンポーネント許容温 度を逸脱しないよう注意するこ と。また、宇宙機内部にあるコ ンポーネントについて、できる だけ多くのコンポーネントを目 標温度に到達させるための個別 温度制御は、内部の熱バランス を崩すことになるので、できる だけ避ける。 熱真空試験 システム QT 1109 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 要求事項 (キ) コンポーネントの搭載エリアの温度及び特殊なクリテ ィカルなコンポーネントの温度がコンポーネントの認 定温度を超えないように外部加熱及び内部加熱を調整 し、ホット/コールド 4 サイクル、最大予測温度勾配で 変化させ、試験を実施すること。 (ク) 試験時間は、軌道上のすべての運用モードをチェック するのに十分な時間とすること。 (ケ) 基本的な試験プロファイルの例を図 1109-1 に示す。 A 高温さらし (第 1 回) (A) スペースチャンバ環境条件において、宇宙機シス テムの温度を上げ、各サブシステム及びコンポー ネント等の温度を認定試験温度範囲上限で安定 させること。*18*19 (B) 試験時間は､制御用温度センサが試験温度に達し た後、12 時間とすること。*20 B 低温さらし (第 1 回) (A) 高温さらし(第 1 回)が完了したら、宇宙機システ ムの温度を下げ、各サブシステム及びコンポーネ ント等の温度を認定試験温度範囲下限で安定さ せること。*18*21 (B) 試験時間は、制御用温度センサが試験温度に達し た後、12 時間とすること。*20 C 高温さらし (第 2 回) 低温さらし(第 1 回)が完了した後、高温さらしの 試験手順を繰り返すこと。 D 低温さらし (第 2 回) 高温さらし (第 2 回)が完了した後、低温さらしの 試験手順を繰り返すこと。 E 高温浸し 低温さらし (第 2 回)が完了した後、高温さらしの 試験手順を繰り返すこと。ただし、試験時間は 12 時間ではなく、72 時間とすること。 システム QT 熱真空試験 ID 1109 (5) システム 試験条件 認定試験(QT) 計測・ データ処理 熱真空試験 ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 52 ア 環境負荷 要求事項 F 低温浸し 高温浸しが完了した後、低温さらしの試験手順を 繰り返すこと。ただし、試験時間は 12 時間では なく、72 時間とすること。 G 最終高温さらし 上記の低温浸しが完了した後、高温さらしを繰り 返すこと。 H 最終低温さらし 上記の最終高温さらしが完了した後、低温さらし を繰り返すこと。 I 最終中間温さらし 最終低温さらし試験終了後、チャンバ常温戻し前 に宇宙機表面にコンタミネーションが付着する のを防ぐため、宇宙機システムの温度を周囲温度 以上に上げて維持しておくこと。 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 (ア) 宇宙機システムの各部には搭載温度センサのほか、試 験用温度センサを熱解析結果に基づき取り付けて温度 モニタ及び温度データの取得を行うこと。 (イ) 試験中、宇宙機システムの温度を監視すること。 (ウ) 試験中はコンタミネーションの監視を行うこと。*22 テーラリングガイド 解説 *22 宇宙機システムの構成要素の中 には、試験運用又は宇宙機シス テム自体により引き起こされる コンタミネーションに対して敏 感なものがある。例えば、光学 的に処理された面、ディテクタ 表面及びその特性が異種物質の 存在によって劣化するような面 がこれに該当する。そのような 敏感な要素が宇宙機システムを 構成している場合には、宇宙機 システム自体、試験治具及びチ ャンバ自体がコンタミネーショ ン源にならないよう配慮する。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (6) 1109 ID 1109 (6) システム 計測・ データ処理 認定試験(QT) 53 イ 供試体 機能性能 ウ データ計測 評価 供試体 機能性能 ウ データ計測 補足事項 イ (8) 環境負荷 要求事項 (ア) 電気性能試験を、熱真空試験の前後及び高温/低温状態 において、少なくとも 1 回実施すること。具体的な実 施要領は ID 1111(機能性能試験)の規程による。 (イ) 機械的動作のような機能を確認すること。 (ウ) 宇宙機内機器の温度が安定した状態で 1 時間以上経過 した後、高温時における宇宙機システムの始動能力を 確認すること。 (エ) 宇宙機内機器の温度が安定した状態で 1 時間以上経過 した後、低温時における宇宙機システムの始動能力を 確認すること。 (オ) チャンバを常温のまま 1.3×10-2 Pa (1×10-4 Torr) まで排 気する間、宇宙機システムは打上げ時の動作モードで 運用し、放電チェックを行うこと。 (カ) 放電チェック後、宇宙機システムを運用モードに切り 換えること。ただし、放電チェックは、放電チェック の次に行う運用モード（図 1109-1 参照）まで継続する こと。*23 N/A テーラリングガイド 解説 *23 放電チェックを放電チェックの 次に行う運用モードまで継続す る目的は、チャンバ内圧力に対 して時間遅れを持つようなサブ システム及びコンポーネントの 周辺や内部圧力の追随を待つた めである。時間遅れが生じる原 因については熱真空試験ハンド ブック 3.7.1.2 項を参照。 (ア) 設定温度レベルの評価を行うこと。 A 各コンポーネントの要求温度レベルと実際に設定さ れた温度レベルとの比較及び評価 B 各コンポーネントのフライト予想温度と実際に設定 された温度レベルとの比較及び評価 (イ) コンタミネーションの評価を行うこと。 A コンタミネーションの発生の有無の評価 B コンタミネーション源の評価 C コンタミネーションにより宇宙機が受けた影響の評 価 ※ N/A N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ア (7) 熱真空試験 熱真空試験 システム QT 1109 システム 熱真空試験 圧力 ↓大気圧 モード 打上げ時の 動作モード 1109 ＜ 1.0×10-3 Pa (1×10-5 Torr) 軌道上の動作モード 12時間高温さらし QT温度範囲 の上限 QT ↓ ↓ 72時間高温浸し ↓ 12時間最終高温さらし ↓ 最終中間温 さらし ↓ 常温 54 ↑ ↑ 12時間低温さらし ↑ 72時間低温浸し 図 1109-1 熱真空試験 基本プロファイル(システム) ↑ 12時間最終 低温さらし JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 QT温度範囲 の下限 放電チェック ID 1110 システム 認定試験(QT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 EMC 試験 試験方法 (3) 55 ア 試験装置 イ 供試体 ウ セットアップ (境界条件) *1 *2 テーラリングガイド システムレベルでの試験が困難 な場合は、コンポーネント、ま たはサブシステムレベルでの試 験結果による解析で確認しても 良い。 軌道上で帯電によるアーク放電 が生ずる可能性がある宇宙機に おいては、MIL-STD-1541A の規 定に従い、静電気放電(ESD)試験 を考慮する。 解説 *3 電波干渉試験は、宇宙機システ ム自体、打上げロケットシステ ム及び地上支援装置と宇宙機シ ステムとの電波干渉を確認する ためのものであり、射場電磁界 環境における宇宙機システムの 電磁適合性を確認するためのも のも含む。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (4) 試験コンフ ィギュレー ション 要求事項 (ア) 感受性系 EMC 感受性系システム認定試験条件に対して耐性を有 することを実証する。認定試験の一般要求事項につい ては 4.2.3.2 項を参照のこと。*1 (イ) 雑音系 宇宙機システムが宇宙機システム自体、打上げロケッ トシステム(射場設備を含む)、地上支援装置等の機能性 能に対して、電磁干渉による悪影響を与えないことを 確認する。*1 特に要求のない限り、表 5-1 に従うこと。 (ア) 感受性系 少なくとも次の項目を考慮すること。*2 電波干渉試験(感受性系)*3 試験方法については、個別に定める。 (イ) 雑音系 少なくとも次の項目を考慮すること。 A 電波干渉試験(雑音系)*3 試験方法については、個別に定める。 B 送信アンテナスプリアス試験 試験アンテナの位置は、MIL-STD-462、RE03 の方法 により決定すること。 ※ 火工品が用いられている宇宙機の場合は、安全のために、 供試体には不活性なダミー火工品を用いること。 ※ EMC 試験 システム QT 1110 システム QT EMC 試験 ID 1110 システム (5) 試験条件 認定試験(QT) EMC 試験 ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 56 計測・ データ処理 要求事項 (ア) 感受性系 A 電波干渉試験(感受性系)を除くシステム試験は、でき る限り外来雑音の少ない環境で行うこと。 B EMC 感受性系システム認定試験条件は、宇宙機シス テム自体、打上げロケットシステム、地上支援装置 等が発生する RF 及び電磁的雑音に基づいて個別に 定める。 C 環境負荷公差 (A) 電界強度設定公差：±0.75V/m (B) 雑音印加レベル設定公差：±10% (C) 周波数：±0.4% (イ) 雑音系 電波干渉試験(雑音系)を除くシステム試験は、できる限 り外来雑音の少ない環境で行うこと。 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 (ア) 感受性系 ※ (イ) 雑音系 N/A (ア) 感受性系 A 試験前に宇宙機システムの機能性能が正常であるこ とを確認しなければならない。 B EMC 感受性系システム認定試験条件で定められた電 磁界環境負荷中及び負荷後に、宇宙機システムの機 能性能が正常であることを確認する。 (イ) 雑音系 試験前に宇宙機システムの機能性能が正常であること を確認しなければならない。 テーラリングガイド 解説 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (6) 1110 ID 1110 システム (6) 計測・ データ処理 認定試験(QT) ウ ア (7) 57 (8) 評価 EMC 試験 データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 要求事項 (ア) 感受性系 N/A (イ) 雑音系 A 周波数範囲及び上限周波数： 標準を表 1110-1 に示す。*4 送信アンテナスプリアス試験 周波数範囲は、14kHz から表 1110-1 による上限周 波数とすること。スプリアス雑音除去の対策を実 施した場合は、再試験により確認しなければなら ない。*5*6 テーラリングガイド 解説 *4 *5 試験設備等の制約で全周波数範 囲に渡る確認が困難な場合は、 特に重要な周波数域に限定した 試験を実施しても良い。 *6 特に重要な周波数域(例えば、ロ ケットの指令破壊受信機周波 数、テレメータ周波数、追尾レ ーダ周波数、GPS 受信機周波数 等における上限周波数)の設定 には、とくに慎重な検討を行う。 試験規格以上のスプリアス雑音 については、その周波数の変更 や振幅の減少が可能かどうかを 検討し、できる限り除去するこ とが望ましい。 ※ ※ ※ N/A 1GHz 以下 1～10GHz 10GHz～50GHz 50GHz 以上 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 表 1110-1 電磁適合性試験の周波数範囲及び上限周波数 上限周波数 第 10 高調波又は 1GHz の小さい方 第 5 高調波又は 10GHz の小さい方 第 5 高調波又は 100GHz の小さい方 第 2 高調波まで 宇宙機の最高使用周波数 EMC 試験 システム QT 1110 システム QT 機能性能試験 ID 1111 システム (1) 58 (2) 認定試験(QT) 試験目的 試験時期 1111 機能性能試験 テーラリングガイド *1 解説 この場合の電気性能試験は、試 験期間等の制限により主要な項 目について試験を行う簡略型の 電気性能試験としてもよい。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 要求事項 宇宙機システムの電気的、機械的性能が個別の要求事項に 合致していることを確認する。 (ア) 電気性能試験 宇宙機システムの、原則としてすべての機器の電気性 能が、規定された環境条件下又はその環境にさらされ る前後において、各機器が運用されるあらゆるモード について、十分な電気性能を有することを確認する。 (イ) 機械的機能試験 宇宙機システムの、打上げ時及び軌道上の状態におけ る機械的機能性能が、規定された環境条件下又はその 環境にさらされる前後において、劣化の無いことを確 認する。 (ア) 電気性能試験 環境試験の実施前に初期電気性能試験を行い、環境試 験を終了した時点で最終電気性能試験を行わなければ ならない。更に、スピン、振動、音響、衝撃及び熱真 空の各試験の前後並びにその途中において、これらの 試験で宇宙機性能に支障がなかったかどうかを確認す るため、原則として電気性能試験を行わなければなら ない。*1 また、機械的機能試験で要求される宇宙機の運用に関 するすべての機械的、電気的モードについて、電気性 能試験を行う。 (イ) 機械的機能試験 打上げ時及び軌道上の状態における宇宙機の機械的機 能試験は、原則として各環境試験の前後に実施しなけ ればならない。 ID 1111 システム (3) 認定試験(QT) 試験方法 機能性能試験 59 テーラリングガイド 解説 *2 *3 試験実施に当たって、与えた入 力等が、宇宙機を損傷させたり、 働きを低下させたりしないよう 注意する。 試験目的に応じ重力補正、空気 抵抗(空調の影響)の配慮を行う こと。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 要求事項 (ア) 電気性能試験 A 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 初期電気性能は、宇宙機の電気性能が個別に規定さ れる要求性能を満足しているかどうかを確認するほ かに、それ以降続いて行う電気性能試験で、その性 能が劣化したかどうかを判断するための基準値を定 めるものである。 また、一連の環境試験(振動、音響、衝撃、熱平衡、 熱真空等)が終了した時点で行う最終電気性能試験 は、基本的には初期電気性能と同一で、環境試験に よる劣化がないことを確認するものである。 B 環境試験前中後の試験：※ C ミッション機器の作動確認 可能な限りミッション機器を適当な方法で作動さ せ、それぞれのミッション機器を単独に作動させた 場合のデータをとる。次に、フライト時に運用する すべての機器を同時に作動させ、ミッション性能の データを取ると共に、電磁干渉その他の悪影響がな いことを確認する。*2 (イ) 機械的機能試験 宇宙機のスピンアップ、分離、デスピン、ペイロード アタッチフィッティング(PAF)の分離機能、展開及び伸 展機構の保持解放機能等の機械的機能性能確認は、最 も適当な時期に行うこと。*3 機能性能試験 システム QT 1111 システム QT 機能性能試験 ID 1111 システム (4) 認定試験(QT) 1111 機能性能試験 ア 試験装置 イ 供試体 ウ セットアップ (境界条件) 試験コンフ ィギュレー ション 60 テーラリングガイド 解説 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 要求事項 (ア) 電気性能試験 試験に使用する装置は、次の事項に注意して設計しな ければならない。 A 装置は、他の試験用回線と干渉を起さないよう設計 する。 B すべての試験用回線は、不注意による接地又は短絡 によって、宇宙機に損傷を与えないように設計する。 C 宇宙機に外部から電源を供給する場合は、できる限 り宇宙機電源(例えば、電池、太陽電池)と等価なもの を用い、かつ、宇宙機の最大電圧、電流を超えない よう配慮する。 D 火工品装置は、火工品系の試験を実施する場合を除 き、常に安全な状態にしておく。火工品装置と宇宙 機システムとの相互作用を試験するために行う電気 性能試験以外は、すべて電気性能試験の前に火工品 装置が働かないことを確認する。 (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験：※ (イ) 機械的機能試験 機械的機能試験中の宇宙機のコンフィギュレーション は、打上げ時及び軌道上の動作モードで作動させるも のとする。 また、宇宙機の機械的装置を作動させる場合もその宇 宙機の運用に対応した環境下で作動させること。 (ア) 電気性能試験：※ (イ) 機械的機能試験：※ ID 1111 システム (5) 試験条件 認定試験(QT) ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 61 計測・ データ処理 要求事項 (ア) 電気性能試験 A 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 試験は、宇宙機に運用時の負荷を与えて行わなけれ ばならない。*4 B 環境試験前中後の試験 環境試験前中後の試験についても、初期電気性能試 験に規定された運用負荷で行わなければならない。 ただし、スピン、振動、音響、衝撃及び熱真空の各 試験期間中は、それらの環境に適した動作モードで 実施するものとする。*5 (イ) 機械的機能試験 宇宙機は、適切な環境条件の下で試験しなければなら ない。 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 (ア) 電気性能試験：※ (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験 A 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 電気負荷等に対する各機器の応答は、原則として、 テレメトリを通して測定する。ただし、測定精度を 要する機器の場合には、直接的な測定を行う。 B 環境試験前中後の試験 環境試験前中後の試験についても、初期電気性能試 験に規定された測定方法で行わなければならない。 ただし、スピン、振動、音響、衝撃及び熱真空の各 試験期間中は、それらの環境に適した動作モードで 実施するものとする。*5 (イ) 機械的機能試験 試験の計測項目を定めるためには、次の条件を考慮せ ねばならない。 A 運用方法及び運用時期 B 要求される動作の範囲及び性能判定基準 C 飛行条件の予測変動値又は、宇宙機システム性能に 影響を及ぼすその他のパラメータ *4 テーラリングガイド 機能性能を確認する上で必要な ら、放射線等のエネルギーを与 えて試験を行わなければならな いが、それについてはプログラ ム毎に検討すること。 解説 *5 それぞれの環境試験前後の電気 性能試験は、試験時間の制限等 により、初期及び最終の電気性 能試験に比較し、簡略型の電気 性能試験を行うのが通常であ る。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (6) 機能性能試験 機能性能試験 システム QT 1111 システム QT 機能性能試験 ID 1111 システム (6) (7) (8) 計測・ データ処理 評価 認定試験(QT) 機能性能試験 ウ データ計測 ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 ウ データ計測 補足事項 1111 要求事項 (ア) 電気性能試験 A 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 電気性能の劣化状況を判定するために必要なすべて のデータを記録しなければならない。 B 環境試験前中後の試験 電気性能の記録は、時間を追って記録し、宇宙機の 動作モード、機械的コンフィギュレーション、環境 条件、与えた入力等を記録したものであること。 (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験：※ (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験：※*6 (イ) 機械的機能試験：※*6 (ア) 電気性能試験：※ (イ) 機械的機能試験：※ N/A テーラリングガイド 解説 *6 各試験での測定データのトレン ド評価を行う。 62 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ID 1114 システム 認定試験(QT) リーク試験 要求事項 ハーメチックシールにより気密を保持された宇宙機システ ムに対して、供試体に応力が生ずるような環境試験の前後 において、リークが発生していなことを検証する。 特に要求のない限り、表 5-1 に従うこと。*1*2 試験目的 (1) テーラリングガイド *1 試験時期 (2) *2 試験方法 (3) 63 ア イ ウ ア (5) 試験装置 供試体 セットアップ (境界条件) 負荷条件 試験条件 イ 熱真空試験が一連の環境試験の 最後の試験である場合には、環 境試験のリーク試験を熱真空試 験のなかで実施することができ る。 リーク試験は、振動環境の影響 を評価するために、振動試験の 前後で実施してもよい。 *3 *4 供試体に動的シール部がない場 合には、非運用状態で行っても よい。 設定圧力 (ア) 負荷レベル：※ (イ) 試験条件公差：+0%/-10% 原則として供試体の環境条件を定常状態にして行うこと。 *6*7 *6 周囲環境条件 *7 ア (6) 計測・ データ処理 イ ウ 環境負荷 供試体 機能性能 データ計測 基本的なリーク試験の手法とし て、加圧法と真空法がある。 他に問題がなければ、トレーサ ガスにはできるだけヘリウムを 使用する。 バックグランド値を低くするた め、試験室内にトレーサガスが 滞留しない様にする。 圧力変化を抑えるため、試験室 内の温度に注意する。 ※ ※ ※ リーク試験 システム QT 1114 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (4) 試験コンフ ィギュレー ション (ア) リーク試験は、質量分析計又はそれに準じた検出器と、 トレーサガスを用いて行うこと。*3 (イ) トレーサガスは、次のような事項を考慮して選定する こと。*4 A 低毒性であること。 B 供試体を汚染しないこと。 C 供試体に対する電気的性質や材料的適合性がよいこ *5 と。 (ウ) トレーサガスの濃度は 10%以上とすること。 (エ) 供試体の運用状態で行うこと。*5 ※ ※ ※ 解説 システム QT リーク試験 ID 1114 システム 認定試験(QT) ア (7) (8) 評価 1114 リーク試験 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 要求事項 ※ 試験結果は、0℃、1 気圧(101325Pa)に換算して示すこと。 単位は std・CC/sec 又は Pa・m3/sec を用いること。 ※ N/A テーラリングガイド 解説 64 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ID 1115 システム 認定試験(QT) 磁気試験 要求事項 個別に要求がある場合、宇宙機システムの磁気モーメント を推定するため、磁気測定を行う。*1*2 (1) 試験目的 (2) (3) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 試験コンフ イ 供試体 ィギュレー セットアップ ション ウ (境界条件) (4) 65 試験条件 (6) 計測・ データ処理 ア イ ア イ ウ ア (7) (8) 評価 負荷条件 周囲環境条件 環境負荷 供試体 機能性能 データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 テーラリングガイド 宇宙機システムに搭載する各機 器の磁気特性及び外乱環境条件 の特性が把握可能で、それらを 基に解析により要求事項に対す る評価が可能な場合は試験を省 略しても良い。 *2 解説 磁力計を搭載する宇宙機システ ムの場合は、宇宙空間における 磁気測定の精度に影響を及ぼす ような磁気モーメントを宇宙機 システム自体が持っていてはな らない。 また、磁気トルクによって生ず る宇宙機システムの姿勢変化 を予測するために、宇宙機シス テムの持つ固有の磁気モーメ ントを測定しなければならな い。 環境試験終了後 ※ ※ ※ 宇宙機システムは、磁気特性が正確に測定できるように、 非磁性体の治具によって磁気試験コイル内に置かなければ ならない。 ※ 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 ※ ※ 測定精度要求 磁気モーメント：±2% ※ ※ ※ N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (5) *1 磁気試験 システム QT 1115 システム QT 熱平衡試験 ID 1117 システム 認定試験(QT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 熱平衡試験 試験方法 (3) 66 (4) 試験コンフ ィギュレー ション ウ 試験装置 供試体 セットアップ (境界条件) 要求事項 熱平衡試験は、熱設計の妥当性、熱制御ハードウェアの性 能の確認及び熱制御システムによって宇宙機のサブシステ ム、コンポーネント等が規定温度内に維持されるかどうか を評価確認するための試験であり、かつ設計時に使用した 熱数学モデルの妥当性を確認するために行う試験である。 特に要求のない限り、表 5-1 に従うこと。 (ア) 試験は、宇宙機システムをスペースチャンバ内に設置 し、スペースチャンバ内の排気、シュラウドの冷却に より宇宙空間の高真空、極低温環境を模擬して行うこ と。 (イ) 試験中における宇宙機システムの加熱方法は、次の点 を考慮して、試験目的に応じた最適なものを選定する こと。*1*2*3 A 必要とされるシミュレーション精度 B 要求試験条件設定の達成度 C 重力の影響(重力方向により特性の変化するヒートパ イプ等を有する試験に対して) D 試験コンフィギュレーション設定に伴う宇宙機への 影響の許容度(スキンヒータを宇宙機に直接貼り付け る場合等) E 設備能力 F 試験コスト (ウ) 供試体の保護については以下を考慮すること。 スペースチャンバ内において異常な高温源又は低温源 にさらされないよう宇宙機システムの保護対策を行う こと。また、宇宙機システムが規定された許容温度範 囲を超えないようにすること。*4 N/A ※ 宇宙機システムの温度分布に影響を与えないコンフィギュ レーションとすること。*5*6 テーラリングガイド 解説 試験時における外部熱入力の模 擬は、通常、次に示す加熱法に より行う。 (ア)ソーラ法 (イ)IR 法(IR ランプ法、IR パネル法、 IR シュラウド法) (ウ)スキンヒータ法 (エ)上記を組み合わせる方法 *2 これらの加熱法による照射強度 又は熱入力は、照射強度計、カ ロリーメータ、電力計等により モニタする。 *3 外部熱入力模擬法については、 熱真空試験ハンドブック 2.3.3 項、3.3.1 項を参照。 *4 宇宙機システムの温度が規定さ れた許容温度範囲を超えないよ うにするため、必要な場合は、 特別の熱制御装置を用意する。 *1 *5 必要な場合には、誤差となる熱 入力を定量的に把握して、試験 結果の評価時に補正する。 *6 スペースチャンバ内では、熱解 析の結果に基づき熱的に最も適 切な方法で宇宙機システムを支 持し、軌道環境を模擬した熱入 力以外の宇宙機システムへの熱 入力をできるだけ避ける。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ア イ 1117 ID 1117 システム 認定試験(QT) 67 (5) 試験条件 ア 負荷条件 熱平衡試験 解説 スペースチャンバ環境条件の詳 細については、熱真空試験ハン ドブック Appendix G.1, G.2 項 を参照。 *8 宇宙空間の真空状態を模擬する ため。 *11 宇宙空間のヒートシンク特性を 模擬するため。 *7 *12 特に供試体の熱環境に大きく影 響する箇所（加熱治具、境界温 度等）では精度良い温度設定が 必要である。詳細については、 熱真空試験ハンドブック 3.2 項、 3.3 項を参照。 *13 軌道上で周期的に運用される吸 熱量や発熱量の大きいサブシス テムについては、最大温度変化 条件を設定し、過渡状態におけ るサブシステム及びコンポーネ ントの性能確認を行うべきであ る。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 要求事項 テーラリングガイド (ア) 試験時のスペースチャンバの環境条件は、原則として、 以下の値に設定すること。*7 A 真空度：1.3×10-3Pa (1×10-5Torr) 以下*8 *9 供試体の温度をシュラウド温度 B シュラウド温度：100K (-173℃) 以下*9*10*11 より低くする必要がある場合は (イ) 試験条件公差は以下の通りとすること。 別途設定する。 A ソーラ照射強度 *10 IR 法のうち、シュラウドそのも (A) 面内均一度：平均値の±5% のを加熱源とする IR シュラウ (B) 空間均一度：平均値の±10% ド法の場合は除く。 B IR 照射強度：±5% C 供試体内部条件 (A) 治具設定温度：治具の目的に応じて設定するこ と。*12 (ウ) 試験条件選定に当たっては、次のことを考慮すること。 A 熱設計が評価しやすい条件であること。*13 (A) 主要なミッションフェーズの宇宙機システムコ ンフィギュレーションと熱環境条件を含むこと。 (B) 外部熱環境と内部熱環境の組合せ等の熱設計条 件が最悪となる条件を含んでいること。 (C) その宇宙機システム固有の熱的にクリティカル な条件を含んでいること。 (D) 定常試験/非定常試験条件の選定が適切(フライト 条件と同等)であること。 B 熱制御ハードウェアの性能（インシュレーション、 OSR、ヒートシンク、サーマルルーバ、ヒートパイ プ、ヒータ等）が評価ができる条件であること。 C 熱数学モデルの評価ができる条件であること。 D 熱平衡試験中、宇宙機は運用モードにしておき、熱 数学モデルの検証又は解析が行える条件であるこ と。*14 *14 必要ならば試験時の運用モード (エ) 熱数学モデルによる温度予測においては、試験条件、 を修正してエネルギー収支(外 試験状態等を十分考慮してチャンバ内における宇宙機 部熱入力又は内部発熱量)が一 システムの温度を求めなければならない。試験プロフ 定となるようにする。 ァイルは、宇宙機システムの設計検証(ミッション運用 を含む)及び温度が平衡に達するまでに要する時間に より決定されなければならない。なお、1 つの試験ケー スの時間は、宇宙機システムの温度規定点の温度が平 衡に達し、宇宙機システム各部の温度分布が確認でき ることを考慮しなければならない。 熱平衡試験 システム QT 1117 システム QT 熱平衡試験 ID 1117 システム (5) (6) 試験条件 認定試験(QT) 負荷条件 イ 周囲環境条件 環境負荷 イ 供試体 機能性能 要求事項 (オ) 宇宙機システムの温度が定常に到達したことの判定基 準をあらかじめ規定すること（供試体温度の定常性： 1℃/2h 以下） 。 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 (ア) 試験中はコンタミネーションの監視を行うこと。*15 68 ア 環境負荷 解説 ※ 宇宙機システム各部の搭載温度センサのほか、試験用温度 センサを熱解析結果に基づき取り付けて温度モニタ及び温 度データの取得を行うこと。 試験条件設定の評価を行うこと。 (ア) スペースチャンバ環境の評価(真空度、シュラウド温度、 コンタミネーション) 特にコンタミネーションについては以下の項目につい て評価を行うこと。 A コンタミネーションの発生の有無の評価 B コンタミネーション源の評価 C コンタミネーションにより宇宙機システムが受けた 影響の評価 (イ) 外部熱入力設定の評価(治具からの熱入力を含む。) (ウ) 内部熱入力設定の評価 (エ) 境界温度設定の評価 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 評価 データ計測 テーラリングガイド *15 宇宙機システムの構成要素の中 には、試験運用又は宇宙機シス テム自体により引き起こされる コンタミネーションに対して敏 感なものがある。例えば、光学 的に処理された面、ディテクタ 表面及びその特性が異種物質の 存在によって劣化するような面 がこれに該当する。そのような 敏感な要素が宇宙機システムを 構成している場合には、宇宙機 システム自身、試験治具及びチ ャンバ自体がコンタミネーショ ン源にならないよう配慮する。 計測・ データ処理 ウ (7) 熱平衡試験 ア ア 1117 ID 1117 システム 認定試験(QT) 供試体 機能性能 イ (7) 熱平衡試験 評価 ウ データ計測 要求事項 熱制御ハードウェアの性能評価を行うこと。 インシュレーション、OSR、ヒートシンク、サーマルルー バ、ヒートパイプ、ヒータ等の熱制御ハードウェアの性能 評価 (ア) 熱設計の評価を行うこと。*16 A 試験条件設定がフライト条件と等価の場合は、実測 温度から直接、熱設計の評価を行うこと。 B 試験条件とフライト条件が異なる場合は、評価され た熱数学モデルによるフライト予測温度から熱設計 の評価を行うこと。 (イ) 熱数学モデルの評価を行うこと。*16 A 試験予測/実測温度比較による熱数学モデルの評価 B 熱数学モデルの不確定パラメータの評価 テーラリングガイド 解説 69 *16 あらかじめ選ばれた節点につい て解析で求めた予測温度と熱平 衡試験の実測温度との差が、各 宇宙機プロジェクトであらかじ め規定された温度範囲内にあれ ば、熱設計は妥当であると判断 される。予測温度と実測温度と の差が規定された温度範囲内に 入らない場合は、問題点を明確 にして、熱数学モデルのパラメ ータを変更して再度解析を行 い、予測温度が規定された温度 範囲内に入るまでこれを繰り返 す。この結果、宇宙機システム 実機又は熱数学モデル自体に修 正が行われた場合は、更に追加 熱平衡試験が必要かどうかの検 討を行う。 補足事項 N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (8) 熱平衡試験 システム QT 1117 システム QT アンテナパターン測定試験 ID 1118 システム 認定試験(QT) (1) 試験目的 (2) (3) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 (4) 試験コンフ ィギュレー ション イ 70 ウ (5) 試験条件 イ (6) ア (8) 評価 要求事項 宇宙機のアンテナ放射パターン及び位相を正確に決定する ために、適当な電波試験設備を用いてアンテナパターン測 定を行う。 特に要求のない限り、表 5-1 に従うこと。 ※ ※ 測定は、打上げ前準備段階及び飛行中のアンテナパターン を宇宙機の条件(例えば、ソーラパドルやブームの収納又は 展開の状態等)にしたがって実施すること。*1 供試体 セットアップ (境界条件) 負荷条件 周囲環境条件 環境負荷 供試体 機能性能 計測・ データ処理 ウ (7) アンテナパターン測定 データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 テーラリングガイド *1 解説 宇宙機システムレベルでのアン テナ放射パターン及び位相の測 定が困難な場合は、宇宙機形状 を模擬したモックアップ又はス ケールモデルにアンテナを取り 付けて測定を実施しても良い。 ただし、スケールモデルを用い たアンテナパターン試験を実施 する場合、そのスケール比に対 応した周波数にて測定を行うこ と。 ※ ※ 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 ※ ※ 測定精度要求 (ア) アンテナ利得値(ピーク方向又は規定される角度での 値)及びサイドローブ利得値： 標準ホーンの精度による 2.60GHz 以下±0.5dB(3σ) 2.60GHz 以上±0.3dB(3σ) (イ) 角度設定精度：半値幅の 1/10 以下 ※ ※ ※ N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ア イ ア 1118 ID 1204 システム 受入試験(AT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 (3) 試験方法 ア イ (4) 要求事項 本試験は供試体であるフライトモデルが受入音響試験条件 に対して耐性を有することを実証する。受入試験の一般要 求事項については 4.2.3.3 項を参照のこと。*1 試験装置 供試体 71 試験コンフ ィギュレー ション 試験条件 セットアップ (境界条件) ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 特に要求のない限り、表 5-2 に従うこと。 打上げロケットの音響環境(均一音場)を模擬できる音響試 験設備で試験すること。 N/A (ア) 一般に、気密型のコンポーネント類は、打上げ前の圧 力条件に合わせて加圧して試験を行わなければならな い。 (イ) 打上げ時の内圧又は外圧の変化のために強度、剛性、 荷重条件等が著しく変化すると予想される場合には、 物理的性質が同等で無害な、かつ、供試体に対して悪 影響のないアルコール、水等を充填して試験を行うこ と。*2 (ウ) 音響試験中は、原則として、打上げ時の動作モードで 運用とすること。*3 供試体は、実機又は実機と剛性が等価なアタッチフィッテ ィング等に取り付けること。*4*5 (ア) 負荷レベルは以下の受入試験レベルとすること。*6*7 A 音圧：最大予測環境+0dB B 試験時間：最大 1min(60s) (イ) 試験条件公差は以下とすること。 A 音圧： (A) オーバーオールレベル：±1.5dB (B) オクターブバンド： +3.0dB/-1.0dB(63Hz-2000Hz) ±5.0dB (31.5Hz, 4kHz, 8kHz) B 試験時間：+10%/-0% 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 *1 *2 *3 *4 *6 テーラリングガイド 音響試験とランダム振動試験の どちらの試験を実施するかは個 別に規定される。音響試験とラ ンダム振動試験の選択について は表 5-2 を参照。 解説 構造設計標準ハンドブック第 1 部 3 項に示す条件を満たした場 合、推薬タンクを非充填として 試験しても良い。 試験時に、電気性能の機能を有 さない代替品を搭載する場合、 コンフィギュレーションについ ては個別に規定する。 供試体の評価に問題のないこと を確認した場合は、実機又は実 機と剛性が等価なアタッチフィ ッティング以外を用いても良 い。 負荷条件が局所音圧上昇を含む 試験レベルの場合、音響試験ハ ンドブックに示す方法で緩和す ることができる(音響試験ハン ドブック 2.2 項を参照)。*8 *5 供試体の設置方法については、 音響試験ハンドブック 4.5 項を 参照。 *7 宇宙機システムは、打上げロケ ット毎に規定される音響試験規 格に従い試験する。 供試体の特徴により、局所音圧 上昇を含む試験レベルが提示さ れる場合がある。局所音圧上昇 の詳細については、音響試験ハ ンドブック 2.2 項、Appendix B を参照。 *8 音響試験 システム AT 1204 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ウ (5) 音響試験 システム AT 音響試験 ID 1204 システム 受入試験(AT) 音響試験 要求事項 音圧レベルの制御は、1/1 オクターブバンド幅以下で行うこ と。*9*10*11 ア (6) 供試体 機能性能 72 ア (7) (8) 評価 (ア) 音響試験の前後においては、宇宙機システムの電気性 能試験及び機械的機能試験を行い、宇宙機システムの 機能性能に変化のないことを確認すること。 (イ) 試験中、構造的不具合の発生、サブシステム及びコン ポーネントの誤動作等を監視すること。これらに対す る要求は、個別に規定すること。 (ア) N/A*12*13 (イ) 解析の自由度(DOF)は 100 以上とすること。*14*15 データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 解説 マイクロホンの設置について は、音響試験ハンドブック 4.3 項を参照。 *10 制御装置は、各マイクロホンの 信号を周波数バンド毎に分析 し、その分析結果を効果的にリ アルタイムで平均化できる装置 を用いることが望ましい。 *11 音響試験の実施前に、反響室内 に形状、寸法及び吸音率を供試 体に合わせたダミーを設置し、 試験時の音響スペクトラムを事 前に調整することが望ましい。 *9 *12 必要に応じて宇宙機システム構 体及びサブシステムのクリティ カルな部分に歪センサを取り付 けて測定を行うこと。 *13 センサの取付けについては音響 試験ハンドブック 4.4 項を参照。 *14 供試体の共振周波数を評価する 場合は、解析の周波数分解能は 狭帯域とする。この場合の周波 数バンド幅は、一般的に、2Hz から 8Hz 程度が用いられる。 *15 自由度については音響試験ハン ドブック 5.2 項を参照。 N/A N/A N/A N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ウ テーラリングガイド 環境負荷 計測・ データ処理 イ 1204 ID 1205 システム 受入試験(AT) ランダム振動試験 要求事項 本試験は供試体であるフライトモデルが受入ランダム振動 試験条件に対して耐性を有することを実証する。受入試験 の一般要求事項については 4.2.3.3 項を参照のこと。*1*2 *1 試験目的 (1) *2 試験時期 試験方法 ア 試験装置 (2) (3) 73 試験コンフ ィギュレー ション イ 供試体 解説 アポジ推進系等の燃焼による振 動に対する試験を行う場合に は、アポジ推進系のアダプタに 振動源を取り付けて行う。試験 は、宇宙機システムをアポジ推 進系の燃焼時の運用モードに保 持し、ブーム、パドル等も適切 に装着して実施すること。 構造設計標準ハンドブック第 1 部 3 項に示す条件を満たした場 合、推薬タンクを非充填として 試験しても良い。 試験時に、電気性能の機能を有 さない代替品を搭載する場合、 コンフィギュレーションについ ては個別に規定する。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (4) 特に要求のない限り、表 5-2 に従うこと。 直交 3 軸の各軸に対して規定のランダム振動を加えること。 N/A (ア) 軌道投入後に伸展したり、位置が変わるもの(アンテナ、 *3 パドル等)は、試験中は打上げ時の状態に保持すること。 *3 (イ) 一般に、気密型のコンポーネント類は、打上げ前の圧 力条件に合せて加圧して試験を行わなければならな い。 (ウ) 打上げ時の内圧又は外圧の変化のために強度、剛性及 び荷重条件が著しく変化すると予想される場合には、 物理的性質が同等で無害な、かつ、供試体に対し悪影 *4 響のないアルコール、水等を充填して試験を行う。た だし、ダミー推薬を充填して試験を実施する際には、 実際の推進薬との密度(比重)の違いを考慮する必要が ある。*4 *5 (エ) ランダム振動試験中は、原則として、打上げ時の動作 モードで運用とすること。*5 テーラリングガイド アポジ推進系を有する宇宙機シ ステムについては、打上げ時の 振動に対する試験に加えて、ア ポジ推進系等の燃焼による振動 に対する試験の必要性を検討し なければならない。 ランダム振動試験と音響試験の どちらの試験を実施するかは個 別に規定される。ランダム振動 試験と音響試験の選択について は表 5-2 を参照。 ランダム振動試験 システム AT 1205 システム AT ランダム振動試験 ID 1205 システム 受入試験(AT) ランダム振動試験 要求事項 供試体は、規定のランダム振動条件を負荷できる治具に搭 載すること。*6 (4) (5) 試験コンフ ィギュレー ション 試験条件 ウ 負荷条件 イ 周囲環境条件 74 (ア) 負荷レベルは以下の受入試験レベルとすること。*7 A 加速度：最大予測環境+0dB B 試験時間：最大 1min(60s) (イ) 試験条件公差は以下とすること。 A 全体実行値レベル：±1.5dB B パワースペクトル密度：+3.0dB/-1.0dB C 振動周波数：±2%又は 1Hz の大きい方 D 試験時間：+10%/-0% 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 N/A*9*10 環境負荷 計測・ データ処理 イ *6 供試体 機能性能 (ア) ランダム振動試験の前後においては、宇宙機システム の電気性能試験及び機械的機能試験を行い、宇宙機シ ステムの機能性能に変化のないことを確認すること。 (イ) 試験中、構造的不具合の発生、サブシステム及びコン ポーネントの誤動作等を監視すること。これらに対す る要求は、個別に規定すること。 *7 内部の共振がクリティカルな場 *8 合は、上位システムと調整の上、 ノッチングが適用される。ノッ チングの詳細については、振動 試験ハンドブック 3.2.2 項を参 照。*8 解説 供試体は、実機又は実機と剛性 が等価なアタッチフィッティン グ等を介して、あるいは、供試 体の主要モードが存在する周波 数帯域において剛とみなせる治 具を介して加振機に取り付ける ことが一般的である。 制御点 は、制御の安定性の観点から、 剛とみなせる箇所とすることが 望ましい。供試体の設置につい ては振動試験ハンドブック 3.4、 3.5 項を参照。 ランダム振動試験におけるノッ チングの方法としてはフォース リミット法を推奨する。 加振制御の詳細については、振 動試験ハンドブック 3.7 項、 Appendix J を参照。 *10 加速度センサの設置について は、振動試験ハンドブック 3.7.1 項を参照。 *9 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (6) テーラリングガイド セットアップ (境界条件) ア ア 1205 ID 1205 システム 受入試験(AT) ランダム振動試験 要求事項 解析の自由度(DOF)は 100 以上とすること。*11*12 (6) 計測・ データ処理 ウ ア (7) (8) 評価 テーラリングガイド データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 解説 *11 供試体の共振周波数を評価する 場合は、解析の周波数分解能は 狭帯域とする。この場合の周波 数バンド幅は、一般的に、2Hz から 8Hz 程度が用いられる。 *12 自由度については音響試験ハン ドブック 5.2 項を参照。 N/A N/A N/A N/A 75 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ランダム振動試験 システム AT 1205 システム AT 正弦波振動試験 ID 1206 システム 受入試験(AT) 試験目的 (2) (3) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 イ 正弦波振動試験 要求事項 本試験は供試体であるフライトモデルが受入正弦波振動試 験条件に対して耐性を有することを実証する。受入試験の 一般要求事項については 4.2.3.3 項を参照のこと。*1*2 (1) 供試体 76 試験コンフ ィギュレー ション 特に要求のない限り、表 5-2 に従うこと。 直交 3 軸の各軸に対して規定の正弦波振動を加えること。 N/A (ア) 軌道投入後に伸展したり、位置が変わるもの(アンテナ、 *3 パドル等)は、試験中は打上げ時の状態に保持すること。 *3 (イ) 一般に、気密型のコンポーネント類は、打上げ前の圧 力条件に合せて加圧して試験を行わなければならな い。 (ウ) 打上げ時の内圧又は外圧の変化のために強度、剛性及 び荷重条件が著しく変化すると予想される場合には、 物理的性質が同等で無害な、かつ、供試体に対し悪影 *4 響のないアルコール、水等を充填して試験を行う。た だし、ダミー推薬を充填して試験を実施する際には、 実際の推進薬との密度(比重)の違いを考慮する必要が ある。*4 *5 (エ) 正弦波振動試験中は、原則として、打上げ時の動作モ ードで運用とすること。*5 供試体は、規定の正弦波振動条件を負荷できる治具に搭載 すること。*6 ウ セットアップ (境界条件) *1 テーラリングガイド アポジ推進系を有する宇宙機シ ステムについては、打上げ時の 振動に対する試験に加えて、ア ポジ推進系等の燃焼による振動 に対する試験の必要性を検討し なければならない。 *2 解説 打上げ時に発生するポゴ振動、 空力による機体の自励振動(フ ラッター)あるいは燃焼振動等 を含む周期性のある振動がロケ ット衛星分離部を介して宇宙機 システムに伝達される。 アポジ推進系等の燃焼による振 動に対する試験を行う場合に は、アポジ推進系のアダプタに 振動源を取り付けて行う。試験 は、宇宙機システムをアポジ推 進系の燃焼時の運用モードに保 持し、ブーム、パドル等も適切 に装着して実施すること。 構造設計標準ハンドブック第 1 部 3 項に示す条件を満たした場 合、推薬タンクを非充填として 試験しても良い。 試験時に、電気性能の機能を有 さない代替品を搭載する場合、 コンフィギュレーションについ ては個別に規定する。 *6 供試体は、実機又は実機と剛性 が等価なアタッチフィッティン グ等を介して、あるいは、供試 体の主要モードが存在する周波 数帯域において剛とみなせる治 具を介して加振機に取り付ける ことが一般的である。 制御点 は、制御の安定性の観点から、 剛とみなせる箇所とすることが 望ましい。供試体の設置につい ては振動試験ハンドブック 3.4、 3.5 項を参照。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (4) 1206 ID 1206 (5) システム 試験条件 受入試験(AT) ア 正弦波振動試験 負荷条件 要求事項 (ア) 負荷レベルは以下の受入試験レベルとすること。 A 加速度： (A) 最大予測環境×1.0 (B) ノッチングを考慮すること。*7 B 掃引速度： 掃引速度は 4oct/分とすること。 C 掃引方向：掃引方向は UP/DOWN の双方向とするこ と。*8 (イ) 試験条件公差は以下とすること。 A 振幅加速度：±10%(振幅) B 振動周波数：±2%又は 1Hz の大きい方 C 掃引速度：N/A *7 *8 77 イ (6) ウ ア (7) (8) 評価 加振制御の詳細については、振 動試験ハンドブック 3.7 項、 Appendix J を参照。 *10 加速度センサの設置について は、振動試験ハンドブック 3.7.1 項を参照。 *9 環境負荷 計測・ データ処理 イ 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 N/A*9*10 供試体 機能性能 データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 解説 (ア) 正弦波振動試験の前後においては、宇宙機システムの 電気性能試験及び機械的機能試験を行い、宇宙機シス テムの機能性能に変化のないことを確認すること。 (イ) 試験中、構造的不具合の発生、サブシステム及びコン ポーネントの誤動作等を監視すること。これらに対す る要求は、個別に規定すること。 N/A N/A N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ア 周囲環境条件 テーラリングガイド ロケット柔結合解析において、 宇宙機の打上げ時の荷重を解析 によって計算し、クリティカル な飛行条件で宇宙機の受ける荷 重レベルが、振動試験による荷 重レベルよりも低いことが明確 な場合は､アタッチフィッティ ング後端部における振動入力レ ベルを、主構造体の共振周波数 のところで下げてもよい。(振動 試験ハンドブック 2.3、3.1、3.2、 3.3、A.1 項を参照) 供試体の非線形性（主要モード の固有振動数及び共振倍率の変 化）が顕著に認められない場合 には、ロケットと調整の上で片 側掃引にて試験を行うことがで きる。 N/A N/A 正弦波振動試験 システム AT 1206 システム AT 衝撃試験 ID 1207 システム 受入試験(AT) 衝撃試験 要求事項 本試験は供試体であるフライトモデルが受入衝撃試験条件 に対して耐性を有することを実証する。受入試験の一般要 求事項については、4.2.3.3 項を参照のこと。*1*2 テーラリングガイド *1 試験目的 (1) *2 試験時期 (2) 特に要求のない限り、表 5-2 に従うこと。 (ア) ロケットからの規定及び宇宙機の全ての衝撃発生イベ ントを対象とした衝撃を加えること。*3*4 (イ) 分離、展開・保持解放機構を実作動品の作動によって 解放すること。 ある衝撃発生イベントの発生衝 撃レベルが全周波数帯において 別の衝撃発生イベントによって 包絡されている場合、包絡され たその衝撃発生イベントについ ては試験を省略することができ る。 *5 構造設計標準ハンドブック第 1 部 3 項に示す条件を満たした場 合、推薬タンクを非充填として 試験しても良い。 ただし、コンポーネントが打ち 上げ時非動作の機器で、かつ、 機器を故障させる恐れのある場 合は動作させなくてもよい。 試験時に、電気性能の機能を有 さない代替品を搭載する場合、 コンフィギュレーションについ ては個別に規定する。 78 ア 試験装置 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 N/A 宇宙機分離時及び宇宙機分離後の試験時には、原則として 衝撃発生イベント時の動作モードとすること。*5*6*7 *6 (4) 試験コンフ ィギュレー ション イ 供試体 *7 (5) 試験条件 ウ セットアップ (境界条件) ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 供試体の実作動品近傍の境界条件は、実機又は実機と等価 とすること。 実作動品による分離、展開・保持解放試験を 1 回実施する こと。 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 *4 解説 本試験は実作動品の作動による 衝撃試験について規定する。実 作動品を用いないシステム衝撃 受入試験については ID：3207 コンポーネント衝撃受入試験を 適用する。 分離、展開・保持解放機構を作 動させる場合は、適切に作動す ることを確認する。 衝撃発生イベントとは、宇宙機 システム分離、アンテナ等の展 開構造物の解放、太陽光パドル 保持解放、ロケットから規定さ れる衝撃(ロケットエンジン点 火・燃焼終了、ロケット段間分 離、フェアリング分離)、アポジ 推進系による点火・燃焼・燃焼 終了等を指す。 JERG-2-130 NOTICE-2 *3 試験方法 (3) 1207 ID 1207 (6) システム 計測・ データ処理 受入試験(AT) ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 79 ウ データ計測 ア 環境負荷 供試体 機能性能 イ (7) 評価 要求事項 (エ) 試験衝撃パルスの衝撃応答スペクトル解析に用いる減 衰比は、 一般に 0.05 を用いること。 これは共振倍率 Q=10 を持つ 1 自由度系に対応するものである。 (オ) 衝撃応答スペクトルへの変換は 1/6 オクターブ以下の バンド幅を用いて行うこと。 (カ) N/A *8*9 (ウ) 衝撃試験の前後においては、宇宙機システムの電気性 能試験及び機械的機能試験を行い、宇宙機システムの 機能性能に変化のないことを確認すること。 (エ) 試験中、構造的不具合の発生、サブシステム及びコン ポーネントの誤動作等を監視すること。これらに対す る要求は、個別に規定すること。 (ア) 試験衝撃パルスの衝撃応答スペクトル解析に用いる減 衰比は、 一般に 0.05 を用いること。 これは共振倍率 Q=10 を持つ 1 自由度系に対応するものである。 (イ) 衝撃応答スペクトルへの変換は 1/6 オクターブ以下の バンド幅を用いて行うこと。 (ウ) N/A *10*11 N/A N/A N/A *12 データ計測 補足事項 *8 テーラリングガイド ゼロシフトが発生した場合、計 測データを補正することができ る。(詳細は衝撃ハンドブック 5.3 項を参照) *10 ゼロシフトが発生した場合、計 測データを補正することができ る。(詳細は衝撃ハンドブック 5.3 項を参照) *9 解説 計測にはゼロシフトを起こしに くいセンサを使うことが望まし い。 *11 計測にはゼロシフトを起こしに くいセンサを使うことが望まし い。 *12 ゼロシフトが発生した場合、補 正したデータで評価することが できる。(詳細は衝撃ハンドブッ ク 5.3 項を参照) N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ウ (8) 衝撃試験 衝撃試験 システム AT 1207 システム AT 熱真空試験 ID 1209 システム 受入試験(AT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 80 (3) 試験方法 1209 熱真空試験 テーラリングガイド 解説 試験時における外部熱入力の模 擬は、通常、次に示す加熱法に より行う。 (ア)ソーラ法 (イ)IR 法(IR ランプ法、IR パネル法、 IR シュラウド法) (ウ)スキンヒータ法 (エ)上記を組み合わせる方法 *2 これらの加熱法による照射強度 又は熱入力は、照射強度計、カ ロリーメータ、電力計等により モニタする。 *3 外部熱入力模擬法については、 熱真空試験ハンドブック 2.3.3 項、3.3.1、3.4.1 項を参照。 *1 *5 温度移行時間を短縮するため に、移行期間中の機器の動作／ 非動作は個別に設定してもよ い。 *4 放電チェックは、周囲圧力が打 上げ前の状態から最終軌道レベ ルまで減少して行くとき、宇宙 機が放電によって永久的な損傷 を受けないことを確認するため に行われる。放電チェックの方 法は熱真空試験ハンドブック 3.7.1 項を参照。 *6 宇宙機システムの温度が規定さ れた許容温度範囲を越えないよ うにするため、必要な場合は、 特別の熱制御装置を用意するこ と。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 要求事項 熱真空試験は、ミッションに要求される運用モードにおい て、軌道上で予測される最も厳しい温度環境条件下で、宇 宙機システムが性能を発揮する能力を持つことを評価する ために行う。 特に要求のない限り、表 5-2 に従うこと。 (ア) 試験は、宇宙機システムをスペースチャンバ内に設置 し、スペースチャンバ内の排気及びシュラウドの冷却 により宇宙空間の高真空及び極低温環境を模擬して行 うこと。 (イ) 試験中における宇宙機システムの加熱方法は、次の点 を考慮して、試験目的に応じた最適なものを選定する こと。*1*2*3 A 必要とされるシミュレーション精度 B 要求試験条件設定の達成度 C 重力の影響(重力方向により特性の変化するヒートパ イプ等を有する試験に対して) D 試験コンフィギュレーション設定に伴う宇宙機への 影響の許容度(スキンヒータを宇宙機に直接貼り付け る場合等) E 設備能力 F 試験コスト (ウ) 熱真空試験には、少なくとも次の要素事項を含めなけ ればならない。 A 放電チェック*4 B 最低温度条件での動作 C 最高温度条件での動作 D 運用モードのまま高温、低温間の往復*5 (エ) 供試体の保護については以下を考慮すること。 スペースチャンバ内において異常な高温源又は低温源 にさらされないよう宇宙機システムの保護対策を行う こと。また、宇宙機システムが規定された許容温度範 囲を超えないようにすること。*6 ID 1209 システム 受入試験(AT) 熱真空試験 要求事項 ア 試験装置 イ 供試体 試験コンフ ィギュレー ション ウ 解説 ※ 宇宙機システムの温度分布に影響を与えないコンフィギュ レーションとすること。*7*8*9 (4) テーラリングガイド N/A *7 必要な場合には、誤差となる熱 入力を定量的に把握して、試験 結果の評価時に補正する。 *8 セットアップ (境界条件) *9 スペースチャンバ内では、熱解 析の結果に基づき熱的に最も適 切な方法で宇宙機システムを支 持し、軌道環境を模擬した熱入 力以外の宇宙機システムへの熱 入力をできるだけ避ける。 宇宙機システムのフライトにつ いて有効な試験が実施できるよ う十分配慮すること。 81 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 熱真空試験 システム AT 1209 システム AT 熱真空試験 ID 1209 (5) システム 試験条件 受入試験(AT) ア 負荷条件 1209 熱真空試験 要求事項 (ア) 試験時のスペースチャンバの環境条件は、原則として 以下の値に設定すること。*10 A 真空度：1.3×10-3Pa (1×10-5Torr) 以下*11 B シュラウド温度：100K (-173℃) 以下*12*13*14 (イ) 試験条件公差は以下の通りとすること。 A ソーラ照射強度： (A) 面内均一度：平均値の±5% (B) 空間均一度：平均値の±10% B IR 照射強度：±5% C 供試体温度設定： (A) 高温：+3℃/-0℃ (B) 低温：+0℃/-3℃ (ウ) 各サブシステム及びコンポーネント等に対する温度条 件は以下の通りとすること。*15*16 A 高温浸し・さらし：受入試験温度範囲上限 B 低温浸し・さらし：受入試験温度範囲下限 C 供試体温度の定常性：1℃以下/2h 82 解説 詳細については、熱真空試験ハ ンドブック Appendix G.1、G.2 を参照。 *11 宇宙空間の真空状態を模擬す るため。 *14 宇宙空間のヒートシンク特性を 模擬するため。 *10 *12 供試体の温度をシュラウド温度 より低くする必要がある場合は 別途設定する。 *13 IR 法のうち、シュラウドそのも のを加熱源とする IR シュラウ ド法の場合は除く。 *15 サーマルルーバ、サーモスタッ ト/ヒータ等の能動的に熱制御 が行われるサブシステム及びコ ンポーネントについて、この温 度条件にさらすことが非現実的 な場合はこの限りではない。 *16 温度範囲の詳細は熱真空試験 ハンドブック 3.2 項を参照。 *17 外部熱入力が調節可能で軌道熱 入力を正確に模擬することがで き、かつ、宇宙機システムの設 計の評価を行える場合は、熱真 空試験は熱平衡試験と組み合わ せて行うことができる。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (エ) 宇宙機システムの運用モード及び外部熱入力の組合せ を変えることにより、設計上規定された位置の温度が 上記の温度条件に達するようにしなければならない。 *17 (オ) 試験の計画を立てる場合には、熱平衡解析及び熱モデ ル等の熱平衡試験の結果をできる限り反映させねばな らない。 (カ) 試験中の最大温度変化率は、軌道予測に基づいて決め られた許容限界を越えてはならない。 テーラリングガイド ID 1209 システム 受入試験(AT) 83 (5) 試験条件 ア 負荷条件 熱真空試験 要求事項 (キ) 各搭載エリアの少なくとも 1 コンポーネントが受入試 験温度になるように外部加熱及び内部加熱を調整し、 ホット/コールド 4 サイクル、最大予測温度勾配で変化 させ、試験を実施すること。 (ク) 試験時間は、軌道上の動作モードをチェックするのに 十分な時間とすること。 (ケ) 基本的な試験プロファイルの例を図 1209-1 に示す。 A 高温さらし (第 1 回) (A) スペースチャンバ環境条件において、宇宙機シス テムの温度を上げ、各サブシステム及びコンポー ネント等の温度を受入試験温度範囲上限で安定 させること。*18*19 (B) 試験時間は､制御用温度センサが試験温度に達し た後、12 時間とすること。*20 B 低温さらし (第 1 回) (A) 高温さらし(第 1 回)が完了したら、宇宙機システ ムの温度を下げ、各サブシステム及びコンポーネ ント等の温度を受入試験温度範囲下限で安定さ せること。*21*22 *18 宇宙機の外部に露出しており、 かつ、他のコンポーネントに与 える熱的影響が小さいコンポー ネントについては、目標値に近 づけるため、個別に温度制御し てもよい。 *20 軌道運用サイクルを完了させる ために更に時間が必要な場合 は、それに応じて時間を延長す ること。 *21 宇宙機の外部に露出し、かつ、 他のコンポーネントに与える熱 的影響が小さいコンポーネント については、目標値に近づける ため個別に温度制御してもよ い。 *23 軌道運用サイクルを完了させる ために更に時間が必要な場合、 それに応じて時間を延長するこ と。 解説 *19 高温さらしの目標温度が異なる 複数のコンポーネントをまとめ て温度制御する場合は、最も早 くその目標温度に到達したコン ポーネントを設定基準とするこ とを原則とするが、他のコンポ ーネントもできる限り受入試験 温度範囲上限に近づくよう考慮 する。この場合、先に述べた目 標温度に達したコンポーネント が、そのコンポーネント許容温 度を逸脱しないよう注意する。 また、宇宙機内部にあるコンポ ーネントについて、できるだけ 多くのコンポーネントを目標温 度に到達させるための個別温度 制御は、内部の熱バランスを崩 すこととなるので、できるだけ 避ける。 *22 低温さらしの目標温度が異なる 複数のコンポーネントをまとめ て温度制御する場合は、最も早 くその目標温度に到達したコン ポーネントを設定基準とするこ とを原則とするが、他のコンポ ーネントもできる限り受入試験 温度範囲下限に近づくよう考慮 する。この場合、先に述べた目 標温度に達したコンポーネント が、そのコンポーネント許容温 度を逸脱しないよう注意するこ と。また、宇宙機内部にあるコ ンポーネントについて、できる だけ多くのコンポーネントを目 標温度に到達させるための個別 温度制御は、内部の熱バランス を崩すことになるので、できる だけ避ける。 熱真空試験 システム AT 1209 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (B) 試験時間は、制御用温度センサが試験温度に達し た後、12 時間とすること。*23 C 高温さらし (第 2 回) 低温さらし(第 1 回)が完了した後、高温さらしの 試験手順を繰り返すこと。 D 低温さらし (第 2 回) 高温さらし (第 2 回)が完了した後、低温さらしの 試験手順を繰り返すこと。 E 高温浸し 低温さらし (第 2 回)が完了した後、高温さらしの 試験手順を繰り返すこと。ただし、試験時間は 12 時間ではなく、72 時間とすること。 テーラリングガイド システム AT 熱真空試験 ID 1209 (5) システム 試験条件 受入試験(AT) 計測・ データ処理 熱真空試験 ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 84 ア 環境負荷 要求事項 F 低温浸し 高温浸しが完了した後、低温さらしの試験手順を 繰り返すこと。ただし、試験時間は 12 時間では なく、72 時間とすること。 G 最終高温さらし 上記の低温浸しが完了した後、高温さらしを繰り 返すこと。 H 最終低温さらし 上記の最終高温さらしが完了した後、低温さらし を繰り返すこと。 I 最終中間温さらし 最終低温さらし試験終了後、チャンバ常温戻し前 に宇宙機表面のコンタミネーションを防ぐため、 宇宙機システムの温度を周囲温度以上に上げて 維持しておくこと。 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 (ア) 宇宙機システムの各部には搭載温度センサのほか、試 験用温度センサを熱解析結果に基づき取り付けて温度 モニタ及び温度データの取得を行うこと。 (イ) 試験中、宇宙機システムの温度を監視すること。 (ウ) 試験中はコンタミネーションの監視を行うこと。*24 テーラリングガイド 解説 *24 宇宙機システムの構成要素の中 には、試験運用又は宇宙機シス テム自体により引き起こされる コンタミネーションに対して敏 感なものがある。例えば、光学 的に処理された面、ディテクタ 表面及びその特性が異種物質の 存在によって劣化するような面 がこれに該当する。そのような 敏感な要素が宇宙機システムを 構成している場合には、宇宙機 システム自体、試験治具及びチ ャンバ自体がコンタミネーショ ン源にならないよう配慮する。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (6) 1209 ID 1209 (6) システム 計測・ データ処理 受入試験(AT) 85 イ 供試体 機能性能 ウ データ計測 評価 供試体 機能性能 ウ データ計測 補足事項 イ (8) 環境負荷 要求事項 (ア) 電気性能試験を、熱真空試験の前後及び高温/低温状態 において、少なくとも 1 回実施すること。具体的な実 施要領は ID 1211(機能性能試験)の規程による。 (イ) 機械的動作のような機能を確認すること。 (ウ) 宇宙機内機器の温度が安定した状態で 1 時間以上経過 した後、高温時における宇宙機システムの始動能力を 確認すること。 (エ) 宇宙機内機器の温度が安定した状態で 1 時間以上経過 した後、低温時における宇宙機システムの始動能力を 確認すること。 (オ) チャンバを常温のまま 1.3×10-2 Pa (1×10-4 Torr) まで排 気する間、宇宙機システムは打上げ時の動作モードで 運用し、放電チェックを行うこと。 (カ) 放電チェック後、宇宙機システムを運用モードに切り 換えること。ただし、放電チェックは放電チェックの 次に行う運用モード（図 1209-1 参照）まで継続するこ と。*25 N/A テーラリングガイド 解説 *25 放電チェックを放電チェックの 次に行う運用モードまで継続す る目的は、チャンバ内圧力に対 して時間遅れを持つようなサブ システム及びコンポーネント等 の周辺や内部圧力の追随を待つ ためである。時間遅れが生じる 原因については熱真空試験ハン ドブック 3.7.1.2 項を参照。 (ア) 設定温度レベルの評価を行うこと。 A 各コンポーネントの要求温度レベルと実際に設定さ れた温度レベルとの比較及び評価 B 各コンポーネントのフライト予想温度と実際に設定 された温度レベルとの比較及び評価 (イ) コンタミネーションの評価を行うこと。 A コンタミネーションの発生の有無の評価 B コンタミネーション源の評価 C コンタミネーションにより宇宙機が受けた影響の評 価 ※ N/A N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ア (7) 熱真空試験 熱真空試験 システム AT 1209 システム 熱真空試験 圧力 ↓大気圧 モード 打上げ時の 動作モード 1209 ＜ 1.0×10-3 Pa (1×10-5 Torr) 軌道上の動作モード 12時間高温さらし AT温度範囲 の上限 AT ↓ ↓ 72時間高温浸し ↓ 12時間最終高温さらし ↓ 最終中間温 さらし ↓ 常温 86 ↑ ↑ 12時間低温さらし ↑ 72時間低温浸し 図 1209-1 熱真空試験 基本プロファイル(システム) ↑ 12時間最終 低温さらし JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 AT温度範囲 の下限 放電チェック ID 1210 システム 受入試験(AT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 EMC 試験 試験方法 (3) 87 ア 試験装置 イ 供試体 ウ セットアップ (境界条件) *1 *2 テーラリングガイド システムレベルでの試験が困難 な場合は、コンポーネント、ま たはサブシステムレベルでの試 験結果による解析で確認しても 良い。 軌道上で帯電によるアーク放電 が生ずる可能性がある宇宙機に おいては、MIL-STD-1541A の規 定に従い、静電気放電(ESD)試験 を考慮する。 解説 *3 電波干渉試験は、宇宙機システ ム自体、打上げロケットシステ ム及び地上支援装置と宇宙機シ ステムとの電波干渉を確認する ためのものであり、射場電磁界 環境における宇宙機システムの 電磁適合性を確認するためのも のも含む。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (4) 試験コンフ ィギュレー ション 要求事項 (ア) 感受性系 EMC 感受性系システム受入試験条件対して耐性を有す ることを実証する。受入試験の一般要求事項について は 4.2.3.3 項を参照のこと。*1 (イ) 雑音系 宇宙機システムが宇宙機システム自体、打上げロケッ トシステム(射場設備を含む)、地上支援装置等の機能性 能に対して、電磁干渉による悪影響を与えないことを 確認する。*1 特に要求のない限り、表 5-2 に従うこと。 (ア) 感受性系 少なくとも次の項目を考慮すること。*2 電波干渉試験(感受性系)*3 試験方法については、個別に定める。 (イ) 雑音系 少なくとも次の項目を考慮すること。 A 電波干渉試験(雑音系)*3 試験方法については、個別に定める。 B 送信アンテナスプリアス試験 試験アンテナの位置は、MIL-STD-462、RE03 の方法 により決定すること。 ※ 火工品が用いられている宇宙機の場合は、安全のために、 供試体には不活性なダミー火工品を用いること。 ※ EMC 試験 システム AT 1210 システム AT EMC 試験 ID 1210 (5) システム 試験条件 受入試験(AT) EMC 試験 ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 88 計測・ データ処理 要求事項 (ア) 感受性系 A 電波干渉試験(感受性系)を除くシステム試験は、でき る限り外来雑音の少ない環境で行うこと。 B EMC 感受性系システム受入試験条件は、宇宙機シス テム自体、打上げロケットシステム、地上支援装置 等が発生する RF 及び電磁的雑音に基づいて個別に 定める。 C 環境負荷公差 (A) 電界強度設定公差：±0.75V/m (B) 雑音印加レベル設定公差：±10% (C) 周波数：±0.4% (イ) 雑音系 電波干渉試験(雑音系)を除くシステム試験は、できる限 り外来雑音の少ない環境で行うこと。 特に要求条件のない限り、4.7 項に従う。 (ア) 感受性系 ※ (イ) 雑音系 N/A (ア) 感受性系 A 試験前に宇宙機システムの機能性能が正常であるこ とを確認しなければならない。 B EMC 感受性系システム認定試験条件で定められた電 磁界環境負荷中及び負荷後に、宇宙機システムの機 能性能が正常であることを確認する。 (イ) 雑音系 試験前に宇宙機システムの機能性能が正常であること を確認しなければならない。 テーラリングガイド 解説 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (6) 1210 ID 1210 (6) システム 計測・ データ処理 受入試験(AT) ウ ア (7) 89 (8) 評価 EMC 試験 データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 要求事項 (ア) 感受性系 N/A (イ) 雑音系 A 周波数範囲及び上限周波数 標準を表 1110-1 に示す。*4 送信アンテナスプリアス試験 周波数範囲は、14kHz から表 1110-1 による上限周 波数とすること。スプリアス雑音除去の対策を実 施した場合は、再試験により確認しなければなら ない。*5*6 テーラリングガイド 解説 *4 *5 試験設備等の制約で全周波数範 囲に渡る確認が困難な場合は、 特に重要な周波数域に限定した 試験を実施しても良い。 *6 特に重要な周波数域(例えば、ロ ケットの指令破壊受信機周波 数、テレメータ周波数、追尾レ ーダ周波数、GPS 受信機周波数 等における上限周波数)の設定 には、とくに慎重な検討を行う。 試験規格以上のスプリアス雑音 については、その周波数の変更 や振幅の減少が可能かどうかを 検討し、できる限り除去するこ とが望ましい。 ※ ※ ※ N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 表 1210-1 電磁適合性試験の周波数範囲及び上限周波数 上限周波数 1GHz 以下 第 10 高調波又は 1GHz の小さい方 1～10GHz 第 5 高調波又は 10GHz の小さい方 10GHz～50GHz 第 5 高調波又は 100GHz の小さい方 第 2 高調波まで 50GHz 以上 宇宙機の最高使用周波数 EMC 試験 システム AT 1210 システム AT 機能性能試験 ID 1211 (1) 90 (2) システム 受入試験(AT) 試験目的 試験時期 1211 機能性能試験 テーラリングガイド *1 解説 この場合の電気性能試験は、試 験期間等の制限により主要な項 目について試験を行う簡略型の 電気性能試験としてもよい。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 要求事項 宇宙機システムの電気的、機械的性能が個別の要求事項に 合致していることを確認する。 (ア) 電気性能試験 宇宙機システムの、原則としてすべての機器の電気性 能が、規定された環境条件下又はその環境にさらされ る前後において、各機器が運用されるあらゆるモード について、十分な電気性能を有することを確認する。 (イ) 機械的機能試験 宇宙機システムの、打上げ時及び軌道上の状態におけ る機械的機能性能が、規定された環境条件下又はその 環境にさらされる前後において、劣化の無いことを確 認する。 (ア) 電気性能試験 環境試験の実施前に初期電気性能試験を行い、環境試 験を終了した時点で最終電気性能試験を行わなければ ならない。更に、スピン、振動、音響、衝撃及び熱真 空の各試験の前後並びにその途中において、これらの 試験で宇宙機性能に支障がなかったかどうかを確認す るため、原則として電気性能試験を行わなければなら ない。*1 また、機械的機能試験で要求される宇宙機の運用に関 するすべての機械的、電気的モードについて、電気性 能試験を行う。 (イ) 機械的機能試験 打上げ時及び軌道上の状態における宇宙機の機械的機 能試験は、原則として各環境試験の前後に実施しなけ ればならない。 ID 1211 (3) システム 受入試験(AT) 試験方法 機能性能試験 91 テーラリングガイド 解説 *2 *3 試験実施に当たって、与えた入 力等が、宇宙機を損傷させたり、 働きを低下させたりしないよう 注意する。 試験目的に応じ重力補正、空気 抵抗(空調の影響)の配慮を行う こと。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 要求事項 (ア) 電気性能試験 A 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 初期電気性能は、宇宙機の電気性能が個別に規定さ れる要求性能を満足しているかどうかを確認するほ かに、それ以降続いて行う電気性能試験で、その性 能が劣化したかどうかを判断するための基準値を定 めるものである。 また、一連の環境試験(振動、音響、衝撃、熱平衡、 熱真空等)が終了した時点で行う最終電気性能試験 は、基本的には初期電気性能と同一で、環境試験に よる劣化がないことを確認するものである。 B 環境試験前中後の試験：※ C ミッション機器の作動確認 可能な限りミッション機器を適当な方法で作動さ せ、それぞれのミッション機器を単独に作動させた 場合のデータをとる。次に、フライト時に運用する すべての機器を同時に作動させ、ミッション性能の データを取ると共に、電磁干渉その他の悪影響がな いことを確認する。*2 (イ) 機械的機能試験 宇宙機のスピンアップ、分離、デスピン、ペイロード アタッチフィッティング(PAF)の分離機能、展開及び伸 展機構の保持解放機能等の機械的機能性能確認は、最 も適当な時期に行うこと。*3 機能性能試験 システム AT 1211 システム AT 機能性能試験 ID 1211 (4) システム 受入試験(AT) 1211 機能性能試験 ア 試験装置 イ 供試体 ウ セットアップ (境界条件) 試験コンフ ィギュレー ション 92 テーラリングガイド 解説 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 要求事項 (ア) 電気性能試験 試験に使用する装置は、次の事項に注意して設計しな ければならない。 A 装置は、他の試験用回線と干渉を起さないよう設計 する。 B すべての試験用回線は、不注意による接地又は短絡 によって、宇宙機に損傷を与えないように設計する。 C 宇宙機に外部から電源を供給する場合は、できる限 り宇宙機電源(例えば、電池、太陽電池)と等価なもの を用い、かつ、宇宙機の最大電圧、電流を超えない よう配慮する。 D 火工品装置は、火工品系の試験を実施する場合を除 き、常に安全な状態にしておく。火工品装置と宇宙 機システムとの相互作用を試験するために行う電気 性能試験以外は、すべて電気性能試験の前に火工品 装置が働かないことを確認する。 (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験：※ (イ) 機械的機能試験 機械的機能試験中の宇宙機のコンフィギュレーション は、打上げ時及び軌道上の動作モードで作動させるも のとする。 また、宇宙機の機械的装置を作動させる場合もその宇 宙機の運用に対応した環境下で作動させること。 (ア) 電気性能試験：※ (イ) 機械的機能試験：※ ID 1211 (5) システム 試験条件 受入試験(AT) 機能性能試験 負荷条件 イ 周囲環境条件 ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 93 ア 計測・ データ処理 *4 テーラリングガイド 機能性能を確認する上で必要な ら、放射線等のエネルギーを与 えて試験を行わなければならな いが、それについてはプログラ ム毎に検討すること。 解説 *5 それぞれの環境試験前後の電気 性能試験は、試験時間の制限等 により、初期及び最終の電気性 能試験に比較し、簡略型の電気 性能試験を行うのが通常であ る。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (6) 要求事項 (ア) 電気性能試験 A 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 試験は、宇宙機に運用時の負荷を与えて行わなけれ ばならない。*4 B 環境試験前中後の試験 環境試験前中後の試験についても、初期電気性能試 験に規定された運用負荷で行わなければならない。 ただし、スピン、振動、音響、衝撃及び熱真空の各 試験期間中は、それらの環境に適した動作モードで 実施するものとする。*5 (イ) 機械的機能試験 宇宙機は、適切な環境条件の下で試験しなければなら ない。 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 (ア) 電気性能試験：※ (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験 A 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 電気負荷等に対する各機器の応答は、原則として、 テレメトリを通して測定する。ただし、測定精度を 要する機器の場合には、直接的な測定を行う。 B 環境試験前中後の試験 環境試験前中後の試験についても、初期電気性能試 験に規定された測定方法で行わなければならない。 ただし、スピン、振動、音響、衝撃及び熱真空の各 試験期間中は、それらの環境に適した動作モードで 実施するものとする。*5 (イ) 機械的機能試験 試験の計測項目を定めるためには、次の条件を考慮せ ねばならない。 A 運用方法及び運用時期 B 要求される動作の範囲及び性能判定基準 C 飛行条件の予測変動値又は、宇宙機システム性能に 影響を及ぼすその他のパラメータ 機能性能試験 システム AT 1211 システム AT 機能性能試験 ID 1211 (6) (7) (8) システム 計測・ データ処理 評価 受入試験(AT) 機能性能試験 ウ データ計測 ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 ウ データ計測 補足事項 1211 要求事項 (ア) 電気性能試験 A 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 電気性能の劣化状況を判定するために必要なすべて のデータを記録しなければならない。 B 環境試験前中後の試験 電気性能の記録は、時間を追って記録し、宇宙機の 動作モード、機械的コンフィギュレーション、環境 条件、与えた入力等を記録したものであること。 (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験：※ (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験：※*6 (イ) 機械的機能試験：※*6 (ア) 電気性能試験：※ (イ) 機械的機能試験：※ N/A テーラリングガイド 解説 *6 各試験での測定データのトレン ド評価を行う。 94 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ID 1214 システム 受入試験(AT) リーク試験 要求事項 ハーメチックシールにより気密を保持された宇宙機システ ムに対して、供試体に応力が生ずるような環境試験の前後 において、リークが発生していなことを検証する。 特に要求のない限り、表 5-2 に従うこと。*1*2 試験目的 (1) テーラリングガイド *1 試験時期 (2) *2 試験方法 (3) 95 ア イ ウ ア (5) 試験装置 供試体 セットアップ (境界条件) 負荷条件 試験条件 イ 熱真空試験が一連の環境試験の 最後の試験である場合には、環 境試験のリーク試験を熱真空試 験のなかで実施することができ る。 リーク試験は、振動環境の影響 を評価するために、振動試験の 前後で実施してもよい。 *3 *4 供試体に動的シール部がない場 合には、非運用状態で行っても よい。 設定圧力 (ア) 負荷レベル：※ (イ) 試験条件公差：+0%/-10% 原則として供試体の環境条件を定常状態にして行うこと。 *6*7 *6 周囲環境条件 *7 ア (6) 計測・ データ処理 イ ウ 環境負荷 供試体 機能性能 データ計測 基本的なリーク試験の手法とし て、加圧法と真空法がある。 他に問題がなければ、トレーサ ガスにはできるだけヘリウムを 使用する。 バックグランド値を低くするた め、試験室内にトレーサガスが 滞留しない様にする。 圧力変化を抑えるため、試験室 内の温度に注意する。 ※ ※ ※ リーク試験 システム AT 1214 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (4) 試験コンフ ィギュレー ション (ア) リーク試験は、質量分析計又はそれに準じた検出器と、 トレーサガスを用いて行うこと。*3 (イ) トレーサガスは、次のような事項を考慮して選定する こと。*4 A 低毒性であること。 B 供試体を汚染しないこと。 C 供試体に対する電気的性質や材料的適合性がよいこ *5 と。 (ウ) トレーサガスの濃度は 10%以上とすること。 (エ) 供試体の運用状態で行うこと。*5 ※ ※ ※ 解説 システム AT リーク試験 ID 1214 システム 受入試験(AT) ア (7) (8) 評価 1214 リーク試験 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 要求事項 ※ 試験結果は、0℃、1 気圧(101325Pa)に換算して示すこと。 単位は std・CC/sec 又は Pa・m3/sec を用いること。 ※ N/A テーラリングガイド 解説 96 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ID 1215 システム 受入試験(AT) 磁気試験 要求事項 個別に要求がある場合、宇宙機システムの磁気モーメント を推定するため、磁気測定を行う。*1*2 試験目的 (2) (3) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 試験コンフ イ 供試体 ィギュレー セットアップ ション ウ (境界条件) テーラリングガイド 宇宙機システムに搭載する各機 器の磁気特性及び外乱環境条件 の特性が把握可能で、それらを 基に解析により要求事項に対す る評価が可能な場合は試験を省 略しても良い。 97 (1) *1 (5) 試験条件 (6) 計測・ データ処理 (7) 評価 ア イ ア イ 負荷条件 周囲環境条件 環境負荷 供試体 機能性能 ウ データ計測 ア 環境負荷 解説 磁力計を搭載する宇宙機システ ムの場合は、宇宙空間における 磁気測定の精度に影響を及ぼす ような磁気モーメントを宇宙機 システム自体が持っていてはな らない。 また、磁気トルクによって生ず る宇宙機システムの姿勢変化 を予測するために、宇宙機シス テムの持つ固有の磁気モーメ ントを測定しなければならな い。 軌道上で磁場の影響を受けや すい宇宙機システムは、最終的 に消磁を行わなければならな い。 試験終了後、打上げまでの間 に、帯磁する可能性がある場合 には、打上げ前の可能な時期 に、更に消磁を行うものとす る。 環境試験終了後 ※ ※ ※ 宇宙機システムは、磁気特性が正確に測定できるように、 非磁性体の治具によって磁気試験コイル内に置かなければ ならない。 ※ 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 ※ ※ JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、 個別に規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (4) *2 測定精度要求 磁気モーメント：±2% ※ 磁気試験 システム AT 1215 システム AT 磁気試験 ID 1215 システム 受入試験(AT) 磁気試験 要求事項 (7) (8) 評価 1215 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 テーラリングガイド 解説 ※ ※ N/A 98 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ID 1217 システム 受入試験(AT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 熱平衡試験 試験方法 (3) 99 (4) 試験コンフ ィギュレー ション ウ 試験装置 供試体 セットアップ (境界条件) テーラリングガイド 解説 試験時における外部熱入力の模 擬は、通常、次に示す加熱法に より行う。 (ア)ソーラ法 (イ)IR 法(IR ランプ法、IR パネル法、 IR シュラウド法) (ウ)スキンヒータ法 (エ)上記を組み合わせる方法 *2 これらの加熱法による照射強度 又は熱入力は、照射強度計、カ ロリーメータ、電力計等により モニタする。 *3 外部熱入力模擬法については、 熱真空試験ハンドブック 2.3.3 項、3.3.1 項を参照。 *4 宇宙機システムの温度が規定さ れた許容温度範囲を超えないよ うにするため、必要な場合は、 特別の熱制御装置を用意する。 *1 *5 必要な場合には、誤差となる熱 入力を定量的に把握して、試験 結果の評価時に補正する。 *6 スペースチャンバ内では、熱解 析の結果に基づき熱的に最も適 切な方法で宇宙機システムを支 持し、軌道環境を模擬した熱入 力以外の宇宙機システムへの熱 入力をできるだけ避ける。 熱平衡試験 システム AT 1217 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ア イ 要求事項 熱平衡試験は、熱設計の妥当性、熱制御ハードウェアの性 能の確認及び熱制御システムによって宇宙機のサブシステ ム、コンポーネント等が規定温度内に維持されるかどうか を評価確認するための試験であり、かつ設計時に使用した 熱数学モデルの妥当性を確認するために行う試験である。 特に要求のない限り、表 5-2 に従うこと。 (ア) 試験は、宇宙機システムをスペースチャンバ内に設置 し、スペースチャンバ内の排気、シュラウドの冷却に より宇宙空間の高真空、極低温環境を模擬して行うこ と。 (イ) 試験中における宇宙機システムの加熱方法は、次の点 を考慮して、試験目的に応じた最適なものを選定する こと。*1*2*3 A 必要とされるシミュレーション精度 B 要求試験条件設定の達成度 C 重力の影響(重力方向により特性の変化するヒートパ イプ等を有する試験に対して) D 試験コンフィギュレーション設定に伴う宇宙機への 影響の許容度(スキンヒータを宇宙機に直接貼り付け る場合等) E 設備能力 F 試験コスト (ウ) 供試体の保護については以下を考慮すること。 スペースチャンバ内において異常な高温源又は低温源 にさらされないよう宇宙機システムの保護対策を行う こと。また、宇宙機システムが規定された許容温度範 囲を超えないようにすること。*4 N/A ※ 宇宙機システムの温度分布に影響を与えないコンフィギュ レーションとすること。*5*6 システム AT 熱平衡試験 ID 1217 100 (5) システム 試験条件 受入試験(AT) ア 負荷条件 1217 熱平衡試験 解説 スペースチャンバ環境条件の詳 細については、熱真空試験ハン ドブック Appendix G.1, G.2 項 を参照。 *8 宇宙空間の真空状態を模擬する ため。 *11 宇宙空間のヒートシンク特性を 模擬するため。 *7 *12 特に供試体の熱環境に大きく影 響する箇所（加熱治具、境界温 度等）では精度良い温度設定が 必要である。詳細については、 熱真空試験ハンドブック 3.2 項、 3.3 項を参照。 *13 軌道上で周期的に運用される吸 熱量や発熱量の大きいサブシス テムについては、最大温度変化 条件を設定し、過渡状態におけ るサブシステム及びコンポーネ ントの性能確認を行うべきであ る。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 要求事項 テーラリングガイド (ア) 試験時のスペースチャンバの環境条件は、原則として、 以下の値に設定すること。*7 A 真空度：1.3×10-3Pa (1×10-5Torr) 以下*8 *9 供試体の温度をシュラウド温度 B シュラウド温度：100K (-173℃) 以下*9*10*11 より低くする必要がある場合は (イ) 試験条件公差は以下の通りとすること。 別途設定する。 A ソーラ照射強度 *10 IR 法のうち、シュラウドそのも (A) 面内均一度：平均値の±5% のを加熱源とする IR シュラウ (B) 空間均一度：平均値の±10% ド法の場合は除く。 B IR 照射強度：±5% C 供試体内部条件 (A) 治具設定温度：治具の目的に応じて設定するこ と。*12 (ウ) 試験条件選定に当たっては、次のことを考慮すること。 A 熱設計が評価しやすい条件であること。*13 (A) 主要なミッションフェーズの宇宙機システムコ ンフィギュレーションと熱環境条件を含むこと。 (B) 外部熱環境と内部熱環境の組合せ等の熱設計条 件が最悪となる条件を含んでいること。 (C) その宇宙機システム固有の熱的にクリティカル な条件を含んでいること。 (D) 定常試験/非定常試験条件の選定が適切(フライト 条件と同等)であること。 B 熱制御ハードウェアの性能（インシュレーション、 OSR、ヒートシンク、サーマルルーバ、ヒートパイ プ、ヒータ等）が評価できる条件であること。 C 熱数学モデルの評価ができる条件であること。 D 熱平衡試験中、宇宙機は運用モードにしておき、熱 数学モデルの検証又は解析が行える条件であるこ と。*14 *14 必要ならば試験時の運用モード (エ) 熱数学モデルによる温度予測においては、試験条件、 を修正してエネルギー収支(外 試験状態等を十分考慮してチャンバ内における宇宙機 部熱入力又は内部発熱量)が一 システムの温度を求めなければならない。試験プロフ 定となるようにする。 ァイルは、宇宙機システムの設計検証(ミッション運用 を含む)及び温度が平衡に達するまでに要する時間によ り決定されなければならない。なお、1 つの試験ケース の時間は、宇宙機システムの温度規定点の温度が平衡 に達し、宇宙機システム各部の温度分布が確認できる ことを考慮しなければならない。 ID 1217 (5) (6) システム 試験条件 受入試験(AT) ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 要求事項 (オ) 宇宙機システムの温度が定常に到達したことの判定基 準をあらかじめ規定すること（供試体温度の定常性： 1℃/2h 以下） 。 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 (ア) 試験中はコンタミネーションの監視を行うこと。*15 テーラリングガイド 解説 *15 宇宙機システムの構成要素の中 には、試験運用又は宇宙機シス テム自体により引き起こされる コンタミネーションに対して敏 感なものがある。例えば、光学 的に処理された面、ディテクタ 表面及びその特性が異種物質の 存在によって劣化するような面 がこれに該当する。そのような 敏感な要素が宇宙機システムを 構成している場合には、宇宙機 システム自身、試験治具及びチ ャンバ自体がコンタミネーショ ン源にならないよう配慮する。 計測・ データ処理 101 評価 ア データ計測 環境負荷 ※ 宇宙機システム各部の搭載温度センサのほか、試験用温度 センサを熱解析結果に基づき取り付けて温度モニタ及び温 度データの取得を行うこと。 試験条件設定の評価を行うこと。 (ア) スペースチャンバ環境の評価(真空度、シュラウド温度、 コンタミネーション) 特にコンタミネーションについては以下の項目につい て評価を行うこと。 A コンタミネーションの発生の有無の評価 B コンタミネーション源の評価 C コンタミネーションにより宇宙機システムが受けた 影響の評価 (イ) 外部熱入力設定の評価(治具からの熱入力を含む。 (ウ) 内部熱入力設定の評価 (エ) 境界温度設定の評価 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ウ (7) 熱平衡試験 熱平衡試験 システム AT 1217 システム AT 熱平衡試験 ID 1217 システム 受入試験(AT) (7) 熱平衡試験 供試体 機能性能 イ 評価 ウ データ計測 要求事項 熱制御ハードウェアの性能評価を行うこと。 インシュレーション、OSR、ヒートシンク、サーマルルー バ、ヒートパイプ、ヒータ等の熱制御ハードウェアの性能 評価 (ア) 熱設計の評価を行うこと。*16 A 試験条件設定がフライト条件と等価の場合は、実測 温度から直接、熱設計の評価を行うこと。 B 試験条件とフライト条件が異なる場合は、評価され た熱数学モデルによるフライト予測温度から熱設計 の評価を行うこと。 (イ) 熱数学モデルの評価を行うこと。*16 A 試験予測/実測温度比較による熱数学モデルの評価 B 熱数学モデルの不確定パラメータの評価 102 補足事項 テーラリングガイド 解説 *16 あらかじめ選ばれた節点につい て解析で求めた予測温度と熱平 衡試験の実測温度との差が、各 宇宙機プロジェクトであらかじ め規定された温度範囲内にあれ ば、熱設計は妥当であると判断 される。予測温度と実測温度と の差が規定された温度範囲内に 入らない場合は、問題点を明確 にして、熱数学モデルのパラメ ータを変更して再度解析を行 い、予測温度が規定された温度 範囲内に入るまでこれを繰り返 す。この結果、宇宙機システム 実機又は熱数学モデル自体に修 正が行われた場合は、更に追加 熱平衡試験が必要かどうかの検 討を行う。 N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (8) 1217 ID 1218 システム 受入試験(AT) (1) 試験目的 (2) (3) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 (4) 試験コン フィギュ レーショ ン イ 103 ウ (5) 試験条件 イ (6) 計測・ データ処 理 ウ ア (7) (8) 評価 要求事項 宇宙機のアンテナ放射パターン及び位相を正確に決定する ために、適当な電波試験設備を用いてアンテナパターン測 定を行う。 特に要求のない限り、表 5-2 に従うこと。 ※ ※ 測定は、打上げ前準備段階及び飛行中のアンテナパターン を宇宙機の条件(例えば、ソーラパドルやブームの収納又は 展開の状態等)にしたがって実施すること。*1 供試体 セットアップ (境界条件) 負荷条件 周囲環境条件 環境負荷 供試体 機能性能 データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 テーラリングガイド *1 解説 宇宙機システムレベルでのアン テナ放射パターン及び位相の測 定が困難な場合は、宇宙機形状 を模擬したモックアップ又はス ケールモデルにアンテナを取り 付けて測定を実施しても良い。 ただし、スケールモデルを用い たアンテナパターン試験を実施 する場合、そのスケール比に対 応した周波数にて測定を行うこ と。 ※ ※ 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 ※ ※ 測定精度要求 (ア) アンテナ利得値(ピーク方向又は規定される角度での 値)及びサイドローブ利得値： 標準ホーンの精度による 2.60GHz 以下±0.5dB(3σ) 2.60GHz 以上±0.3dB(3σ) (イ) 角度設定精度：半値幅の 1/10 以下 ※ ※ JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、 個別に規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ア イ ア アンテナパターン測定 ※ N/A アンテナパターン測定試験 システム AT 1218 システム PFT 音響試験 ID 1304 システム プロトフライト試験(PFT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 (3) 試験方法 ア イ (4) 供試体 104 試験コンフ ィギュレー ション 試験条件 セットアップ (境界条件) ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 音響試験 要求事項 (ア) 本試験は供試体であるプロトフライトモデルがプロト フライト音響試験条件に対して耐性を有することを実 証する。プロトフライト試験の一般要求事項について は 4.2.3.4 項を参照のこと。*1 (イ) サブシステム及びコンポーネントに対して設定したラ ンダム振動環境条件の妥当性を試験にて確認する。 特に要求のない限り、表 5-3 に従うこと。 打上げロケットの音響環境(均一音場)を模擬できる音響試 験設備で試験すること N/A (ア) 一般に、気密型のコンポーネント類は、打上げ前の圧 力条件に合わせて加圧して試験を行わなければならな い。 (イ) 打上げ時の内圧又は外圧の変化のために強度、剛性、 荷重条件等が著しく変化すると予想される場合には、 物理的性質が同等で無害な、かつ、供試体に対して悪 影響のないアルコール、水等を充填して試験を行うこ と。*2 (ウ) 音響試験中は、原則として、打上げ時の動作モードで 運用とすること。*3 供試体は、実機又は実機と剛性が等価なアタッチフィッテ ィング等に取り付けること。*4*5 (ア) 負荷レベルは以下のプロトフライト試験レベルとする こと。*6*7 A 音圧：最大予測環境+3dB B 試験時間：最大 1min(60s) (イ) 試験条件公差は以下とすること。 A 音圧： (A) オーバーオールレベル：±1.5dB (B) オクターブバンド： +3.0dB/-1.0dB(63Hz-2000Hz) ±5.0dB (31.5Hz, 4kHz, 8kHz) B 試験時間：+10%/-0% 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 *1 *2 *3 *4 *6 テーラリングガイド サブシステム及びコンポーネン トに対して音響環境が設定され た場合は、その妥当性を試験に て確認する。 解説 構造設計標準ハンドブック第 1 部 3 項に示す条件を満たした場 合、推薬タンクを非充填として 試験しても良い。 試験時に、電気性能の機能を有 さない代替品を搭載する場合、 コンフィギュレーションについ ては個別に規定する。 供試体の評価に問題のないこと を確認した場合は、実機又は実 機と剛性が等価なアタッチフィ ッティング以外を用いても良 い。 負荷条件が局所音圧上昇を含む 試験レベルの場合、音響試験ハ ンドブックに示す方法で緩和す ることができる(音響試験ハン ドブック 2.2 項を参照)。*8 *5 供試体の設置方法については、 音響試験ハンドブック 4.5 項を 参照。 *7 宇宙機システムは、打上げロケ ット毎に規定される音響試験規 格に従い試験する。 供試体の特徴により、局所音圧 上昇を含む試験レベルが提示さ れる場合がある。局所音圧上昇 の詳細については、音響試験ハ ンドブック 2.2 項、Appendix B を参照。 *8 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ウ (5) 試験装置 1304 ID 1304 システム プロトフライト試験(PFT) 音響試験 要求事項 (ア) 音圧レベルの制御は、1/1 オクターブバンド幅以下で行 うこと。*9*10*11 ア (6) 計測・ データ処理 供試体 機能性能 105 データ計測 ア 環境負荷 供試体 機能性能 イ 評価 (8) データ計測 補足事項 (ア) 音響試験の前後においては、宇宙機システムの電気性 能試験及び機械的機能試験を行い、宇宙機システムの 機能性能に変化のないことを確認すること。 (イ) 試験中、構造的不具合の発生、サブシステム及びコン ポーネントの誤動作等を監視すること。これらに対す る要求は、個別に規定すること。 (ア) サブシステム及びコンポーネントに対して設定した音 響環境条件の妥当性確認や解析を行うために、必要な 取付け点に加速度センサを取付けて測定を行うこと。 *12*13*14 (イ) 解析の自由度(DOF)は 100 以上とすること。*15*16 *12 必要に応じて宇宙機システム構 体及びサブシステムのクリティ カルな部分に歪センサを取り付 けて測定を行うこと。 *13 必要に応じて供試体内部の音圧 を測定すること。 *14 センサの取付けについては音響 試験ハンドブック 4.4 項を参照。 *15 供試体の共振周波数を評価する 場合は、解析の周波数分解能は 狭帯域とする。この場合の周波 数バンド幅は、一般的に、2Hz から 8Hz 程度が用いられる。 *16 自由度については音響試験ハン ドブック 5.2 項を参照。 *17 ランダム・レスポンス・スペク トラム(RRS)解析を用いて比較 してもよい。*18 *18 PSD 解析及び RRS 解析について は、音響試験ハンドブック 5 項 を参照。 N/A N/A サブシステム及びコンポーネントに対して設定されたラン ダム振動環境と計測されたサブシステム及びコンポーネン ト取付け部の応答を、応答パワースペクトル密度(PSD)解析 を用いて比較する。*17*18 N/A 音響試験 システム PFT 1304 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ウ ウ 解説 マイクロホンの設置について は、音響試験ハンドブック 4.3 項を参照。 *10 制御装置は、各マイクロホンの 信号を周波数バンド毎に分析 し、その分析結果を効果的にリ アルタイムで平均化できる装置 を用いることが望ましい。 *11 音響試験の実施前に、反響室内 に形状、寸法及び吸音率を供試 体に合わせたダミーを設置し、 試験時の音響スペクトラムを事 前に調整することが望ましい。 *9 環境負荷 イ (7) テーラリングガイド システム PFT ランダム振動試験 ID 1305 システム プロトフライト試験(PFT) (1) 試験目的 (2) (3) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 イ 供試体 106 試験コンフ ィギュレー ション ランダム振動試験 要求事項 (ア) 本試験は供試体であるプロトフライトモデルがプロト フライトランダム振動試験条件に対して耐性を有する ことを実証する。プロトフライト試験の一般要求事項 については 4.2.3.4 項を参照のこと。*1 (イ) サブシステム及びコンポーネントに対して設定したラ ンダム振動環境条件の妥当性を試験にて確認する。 特に要求のない限り、表 5-3 に従うこと。 直交 3 軸の各軸に対して規定のランダム振動を加えること。 N/A (ア) 軌道投入後に伸展したり、位置が変わるもの(アンテナ、 パドル等)は、試験中は打上げ時の状態に保持すること。 *2 (イ) 一般に、気密型のコンポーネント類は、打上げ前の圧 力条件に合せて加圧して試験を行わなければならな い。 (ウ) 打上げ時の内圧又は外圧の変化のために強度、剛性及 び荷重条件が著しく変化すると予想される場合には、 物理的性質が同等で無害な、かつ、供試体に対し悪影 響のないアルコール、水等を充填して試験を行う。た だし、ダミー推薬を充填して試験を実施する際には、 実際の推進薬との密度(比重)の違いを考慮する必要が ある。*3 (エ) ランダム振動試験中は、原則として、打上げ時の動作 モードで運用とすること。*4 供試体は、規定のランダム振動条件を負荷できる治具に搭 載すること。*5 ウ セットアップ (境界条件) *1 *2 *3 *4 テーラリングガイド アポジ推進系を有する宇宙機シ ステムについては、打上げ時の 振動に対する試験に加えて、ア ポジ推進系等の燃焼による振動 に対する試験の必要性を検討し なければならない。 解説 アポジ推進系等の燃焼による振 動に対する試験を行う場合に は、アポジ推進系のアダプタに 振動源を取り付けて行う。試験 は、宇宙機システムをアポジ推 進系の燃焼時の運用モードに保 持し、ブーム、パドル等も適切 に装着して実施すること。 構造設計標準ハンドブック第 1 部 3 項に示す条件を満たした場 合、推薬タンクを非充填として 試験しても良い。 試験時に、電気性能の機能を有 さない代替品を搭載する場合、 コンフィギュレーションについ ては個別に規定する。 *5 供試体は、実機又は実機と剛性 が等価なアタッチフィッティン グ等を介して、あるいは、供試 体の主要モードが存在する周波 数帯域において剛とみなせる治 具を介して加振機に取り付ける ことが一般的である。 制御点 は、制御の安定性の観点から、 剛とみなせる箇所とすることが 望ましい。供試体の設置につい ては振動試験ハンドブック 3.4、 3.5 項を参照。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (4) 1305 ID 1305 (5) システム 試験条件 プロトフライト試験(PFT) ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 ア 107 (6) 計測・ データ処理 イ ア (7) (8) 評価 要求事項 (ア) 負荷レベルは以下のプロトフライト試験レベルとする こと。*6 A 加速度：最大予測環境+3dB B 試験時間：最大 1min(60s) (イ) 試験条件公差は以下とすること。 A 全体実行値レベル：±1.5dB B パワースペクトル密度：+3.0dB/-1.0dB C 振動周波数：±2%又は 1Hz の大きい方 D 試験時間：+10%/-0% 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 N/A *8*9 *6 テーラリングガイド 内部の共振がクリティカルな場 *7 合は、上位システムと調整の上、 ノッチングが適用される。ノッ チングの詳細については、振動 試験ハンドブック 3.2.2 項を参 照。*7 解説 ランダム振動試験におけるノッ チングの方法としてはフォース リミット法を推奨する。 *8 加振制御の詳細については、振 動試験ハンドブック 3.7 項、 Appendix J を参照。 加速度センサの設置について は、振動試験ハンドブック 3.7.1 項を参照。 環境負荷 供試体 機能性能 データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 *9 (ア) ランダム振動試験の前後においては、宇宙機システム の電気性能試験及び機械的機能試験を行い、宇宙機シ ステムの機能性能に変化のないことを確認すること。 (イ) 試験中、構造的不具合の発生、サブシステム及びコン ポーネントの誤動作等を監視すること。これらに対す る要求は、個別に規定すること。 (ア) サブシステム及びコンポーネントに対して設定したラ ンダム振動環境条件の妥当性確認や解析を行うため に、必要な取付け点に加速度センサを取付けて測定を 行うこと。 (イ) 解析の自由度(DOF)は 100 以上とすること。*11*12 *11 供試体の共振周波数を評価する 場合は、解析の周波数分解能は 狭帯域とする。この場合の周波 数バンド幅は、一般的に、2Hz から 8Hz 程度が用いられる。 *12 自由度については音響試験ハン ドブック 5.2 項を参照。 N/A N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ウ ランダム振動試験 N/A N/A ランダム振動試験 システム PFT 1305 システム PFT 正弦波振動試験 ID 1306 システム プロトフライト試験(PFT) 試験目的 (2) (3) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 108 (4) 試験コンフ ィギュレー ション イ 正弦波振動試験 要求事項 (ア) 本試験は供試体であるプロトフライトモデルがプロト フライト正弦波振動試験条件に対して耐性を有するこ とを実証する。プロトフライト試験の一般要求事項に ついては 4.2.3.4 項を参照のこと。 (イ) サブシステム及びコンポーネントに対して設定した正 弦波振動環境条件の妥当性を試験にて確認する。*1*2 (1) 供試体 1306 *1 *2 解説 打上げ時に発生するポゴ振動、 空力による機体の自励振動(フ ラッター)あるいは燃焼振動等 を含む周期性のある振動がロケ ット衛星分離部を介して宇宙機 システムに伝達される。 アポジ推進系等の燃焼による振 動に対する試験を行う場合に は、アポジ推進系のアダプタに 振動源を取り付けて行う。試験 は、宇宙機システムをアポジ推 進系の燃焼時の運用モードに保 持し、ブーム、パドル等も適切 に装着して実施すること。 構造設計標準ハンドブック第 1 部 3 項に示す条件を満たした場 合、推薬タンクを非充填として 試験しても良い。 試験時に、電気性能の機能を有 さない代替品を搭載する場合、 コンフィギュレーションについ ては個別に規定する。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 特に要求のない限り、表 5-3 に従うこと。 直交 3 軸の各軸に対して規定の正弦波振動を加えること。 N/A (ア) 軌道投入後に伸展したり、位置が変わるもの(アンテナ、 *3 パドル等)は、試験中は打上げ時の状態に保持すること。 *3 (イ) 一般に、気密型のコンポーネント類は、打上げ前の圧 力条件に合せて加圧して試験を行わなければならな い。 (ウ) 打上げ時の内圧又は外圧の変化のために強度、剛性及 び荷重条件が著しく変化すると予想される場合には、 物理的性質が同等で無害な、かつ、供試体に対し悪影 *4 響のないアルコール、水等を充填して試験を行う。た だし、ダミー推薬を充填して試験を実施する際には、 実際の推進薬との密度(比重)の違いを考慮する必要が ある。*4 *5 (エ) 正弦波振動試験中は、原則として、打上げ時の動作モ ードで運用とすること。*5 テーラリングガイド アポジ推進系を有する宇宙機シ ステムについては、打上げ時の 振動に対する試験に加えて、ア ポジ推進系等の燃焼による振動 に対する試験の必要性を検討し なければならない。 ID 1306 システム プロトフライト試験(PFT) 正弦波振動試験 要求事項 供試体は、規定の正弦波振動条件を負荷できる治具に搭載 すること。*6 (4) 試験コンフ ィギュレー ション ウ 試験条件 ア (6) 計測・ データ処理 ア 負荷条件 周囲環境条件 (ア) 負荷レベルは以下のプロトフライト試験レベルとする こと。 A 加速度 (A) 最大予測環境×1.5 (最大予測環境が平均+2σ 値の時) (B) 最大予測環境×1.25 (最大予測環境が平均+3σ 値の時) (C) ノッチングを考慮すること。*7 B 掃引速度 掃引速度は受入試験と同じとすること。 C 掃引方向：掃引方向は UP/DOWN の双方向とするこ と。*8 (イ) 試験条件公差は以下とすること。 A 振幅加速度：±10%(振幅) B 振動周波数：±2%又は 1Hz の大きい方 C 掃引速度：N/A *7 *8 解説 供試体は、実機又は実機と剛性 が等価なアタッチフィッティン グ等を介して、あるいは、供試 体の主要モードが存在する周波 数帯域において剛とみなせる治 具を介して加振機に取り付ける ことが一般的である。 制御点 は、制御の安定性の観点から、 剛とみなせる箇所とすることが 望ましい。供試体の設置につい ては振動試験ハンドブック 3.4、 3.5 項を参照。 ロケット柔結合解析において、 宇宙機の打上げ時の荷重を解析 によって計算し、クリティカル な飛行条件で宇宙機の受ける荷 重レベルが、振動試験による荷 重レベルよりも低いことが明確 な場合は､アタッチフィッティ ング後端部における振動入力レ ベルを、主構造体の共振周波数 のところで下げてもよい。(振動 試験ハンドブック 2.3、3.1、3.2、 3.3、A.1 項を参照) 供試体の非線形性（主要モード の固有振動数及び共振倍率の変 化）が顕著に認められない場合 には、ロケットと調整の上で片 側掃引にて試験を行うことがで きる。 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 N/A*9*10 加振制御の詳細については、振 動試験ハンドブック 3.7 項、 Appendix J を参照。 *10 加速度センサの設置について は、振動試験ハンドブック 3.7.1 項を参照。 *9 環境負荷 正弦波振動試験 システム PFT 1306 JERG-2-130 NOTICE-2 イ *6 セットアップ (境界条件) 109 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (5) テーラリングガイド システム PFT 正弦波振動試験 ID 1306 (6) システム プロトフライト試験(PFT) イ 供試体 機能性能 ウ データ計測 計測・ データ処理 ア (7) (8) 評価 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 1306 正弦波振動試験 要求事項 (ア) 正弦波振動試験の前後においては、宇宙機システムの 電気性能試験及び機械的機能試験を行い、宇宙機シス テムの機能性能に変化のないことを確認すること。 (イ) 試験中、構造的不具合の発生、サブシステム及びコン ポーネントの誤動作等を監視すること。これらに対す る要求は、個別に規定すること。 サブシステム及びコンポーネントに対して設定した正弦波 振動環境条件の妥当性確認や解析を行うために、必要な取 付け点に加速度センサを取付けて測定を行うこと。 N/A N/A テーラリングガイド 解説 N/A N/A 110 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ID 1307 システム プロトフライト試験(PFT) 要求事項 (ア) 本試験は供試体であるプロトフライトモデルがプロト フライト衝撃試験条件に対して耐性を有することを実 証する。プロトフライト試験の一般要求事項について は、4.2.34 項を参照のこと。*1*2 (イ) サブシステム及びコンポーネントに対して設定した衝 撃環境条件の妥当性を試験にて確認する。 試験目的 (1) 衝撃試験 テーラリングガイド *1 *2 試験時期 (2) 特に要求のない限り、表 5-3 に従うこと。 (ア) ロケットからの規定及び宇宙機の全ての衝撃発生イベ ントを対象とした衝撃を加えること。*3*4 (イ) 分離、展開・保持解放機構を実作動品の作動によって 解放すること。 ある衝撃発生イベントの発生衝 撃レベルが全周波数帯において 別の衝撃発生イベントによって 包絡されている場合、包絡され たその衝撃発生イベントについ ては試験を省略することができ る。 *5 構造設計標準ハンドブック第 1 部 3 項に示す条件を満たした場 合、推薬タンクを非充填として 試験しても良い。 ただし、コンポーネントが打ち 上げ時非動作の機器で、かつ、 機器を故障させる恐れのある場 合は動作させなくてもよい。 試験時に、電気性能の機能を有 さない代替品を搭載する場合、 コンフィギュレーションについ ては個別に規定する。 試験方法 (3) 111 ア 試験装置 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 N/A 宇宙機分離時及び宇宙機分離後の試験時には、原則として 衝撃発生イベント時の動作モードとすること。*5*6*7 *6 (4) 試験コンフ ィギュレー ション イ 供試体 *7 (5) 試験条件 ウ セットアップ (境界条件) ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 *4 衝撃発生イベントとは、宇宙機 システム分離、アンテナ等の展 開構造物の解放、太陽光パドル 保持解放、ロケットから規定さ れる衝撃(ロケットエンジン点 火・燃焼終了、ロケット段間分 離、フェアリング分離)、アポジ 推進系による点火・燃焼・燃焼 終了等を指す。 JERG-2-130 NOTICE-2 *3 解説 本試験は実作動品による衝撃試 験について規定する。実作動品 を用いないシステム衝撃プロト フライト試験については ID： 3307 コンポーネントプロトフ ライト衝撃試験を適用する。 分離、展開・保持解放機構を作 動させる場合は、適切に作動す ることを確認する。 供試体の実作動品近傍の境界条件は、実機又は実機と等価 とすること。 実作動品による分離、展開・保持解放試験を 1 回実施する こと。 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 衝撃試験 システム PFT 1307 システム PFT 衝撃試験 ID 1307 (6) システム プロトフライト試験(PFT) ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 計測・ データ処理 データ計測 ア 環境負荷 供試体 機能性能 112 ウ (7) 評価 要求事項 (ア) 試験衝撃パルスの衝撃応答スペクトル解析に用いる減 衰比は、 一般に 0.05 を用いること。 これは共振倍率 Q=10 を持つ 1 自由度系に対応するものである。 (イ) 衝撃応答スペクトルへの変換は 1/6 オクターブ以下の バンド幅を用いて行うこと。 (ウ) N/A *8*9 (ア) 衝撃試験の前後においては、宇宙機システムの電気性 能試験及び機械的機能試験を行い、宇宙機システムの 機能性能に変化のないことを確認すること。 (イ) 試験中、構造的不具合の発生、サブシステム及びコン ポーネントの誤動作等を監視すること。これらに対す る要求は、個別に規定すること。 (ア) サブシステム及びコンポーネントに対して設定した衝 撃環境条件の妥当性確認や解析を行うために、必要な 取付け点に加速度センサを取付けて測定を行うこと。 *10*11 (イ) 試験衝撃パルスの衝撃応答スペクトル解析に用いる減 衰比は、 一般に 0.05 を用いること。 これは共振倍率 Q=10 を持つ 1 自由度系に対応するものである。 (ウ) 衝撃応答スペクトルへの変換は 1/6 オクターブ以下の バンド幅を用いて行うこと。 N/A N/A N/A *12 ウ (8) 衝撃試験 データ計測 補足事項 *8 テーラリングガイド ゼロシフトが発生した場合、計 測データを補正することができ る。(詳細は衝撃ハンドブック 5.3 項を参照) *10 ゼロシフトが発生した場合、計 測データを補正することができ る。(詳細は衝撃ハンドブック 5.3 項を参照) *9 解説 計測にはゼロシフトを起こしに くいセンサを使うことが望まし い。 *11 計測にはゼロシフトを起こしに くいセンサを使うことが望まし い。 *12 ゼロシフトが発生した場合、補 正したデータで評価することが できる。(詳細は衝撃ハンドブッ ク 5.3 項を参照) N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 イ 1307 ID 1309 システム プロトフライト試験(PFT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 113 (3) 試験方法 熱真空試験 テーラリングガイド 解説 試験時における外部熱入力の模 擬は、通常、次に示す加熱法に より行う。 (ア)ソーラ法 (イ)IR 法(IR ランプ法、IR パネル法、 IR シュラウド法) (ウ)スキンヒータ法 (エ)上記を組み合わせる方法 *2 これらの加熱法による照射強度 又は熱入力は、照射強度計、カ ロリーメータ、電力計等により モニタする。 *3 外部熱入力模擬法については、 熱真空試験ハンドブック 2.3.3 項、3.3.1、3.4.1 項を参照。 *1 温度移行時間を短縮するため に、移行期間中の機器の動作／ 非動作は個別に設定してもよ い。 *4 放電チェックは、周囲圧力が打 上げ前の状態から最終軌道レベ ルまで減少して行くとき、宇宙 機が放電によって永久的な損傷 を受けないことを確認するため に行われる。放電チェックの方 法は熱真空試験ハンドブック 3.7.1 項を参照 *6 宇宙機システムの温度が規定さ れた許容温度範囲を越えないよ うにするため、必要な場合は、 特別の熱制御装置を用意するこ と。 熱真空試験 システム PFT 1309 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 要求事項 熱真空試験は、ミッションに要求される運用モードにおい て、軌道上で予測される条件より厳しい温度環境条件下で、 宇宙機システムが性能を発揮する能力を持つことを評価す るために行う。 特に要求のない限り、表 5-3 に従うこと。 (ア) 試験は、宇宙機システムをスペースチャンバ内に設置 し、スペースチャンバ内の排気及びシュラウドの冷却 により宇宙空間の高真空及び極低温環境を模擬して行 うこと。 (イ) 試験中における宇宙機システムの加熱方法は、次の点 を考慮して、試験目的に応じた最適なものを選定する こと。*1*2*3 A 必要とされるシミュレーション精度 B 要求試験条件設定の達成度 C 重力の影響(重力方向により特性の変化するヒートパ イプ等を有する試験に対して) D 試験コンフィギュレーション設定に伴う宇宙機への 影響の許容度(スキンヒータを宇宙機に直接貼り付け る場合等) E 設備能力 F 試験コスト (ウ) 熱真空試験には、少なくとも次の要素事項を含めなけ *5 ればならない。 A 放電チェック*4 B 最低温度条件での動作 C 最高温度条件での動作 D 運用モードのまま高温、低温間の往復*5 (エ) 供試体の保護については以下を考慮すること。 スペースチャンバ内において異常な高温源又は低温源 にさらされないよう宇宙機システムの保護対策を行う こと。また、宇宙機システムが規定された許容温度範 囲を超えないようにすること。*6 システム PFT 熱真空試験 ID 1309 システム プロトフライト試験(PFT) 熱真空試験 要求事項 (4) 試験コンフ ィギュレー ション ア 試験装置 イ 供試体 試験コンフ ィギュレー ション ウ テーラリングガイド 解説 N/A ※ 宇宙機システムの温度分布に影響を与えないコンフィギュ レーションとすること。*7*8*9 (4) 1309 *7 必要な場合には、誤差となる熱 入力を定量的に把握して、試験 結果の評価時に補正する。 *8 セットアップ (境界条件) *9 スペースチャンバ内では、熱解 析の結果に基づき熱的に最も適 切な方法で宇宙機システムを支 持し、軌道環境を模擬した熱入 力以外の宇宙機システムへの熱 入力をできるだけ避ける。 宇宙機システムのフライトにつ いて有効な試験が実施できるよ う十分配慮すること。 114 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ID 1309 (5) システム 試験条件 プロトフライト試験(PFT) ア 負荷条件 熱真空試験 115 要求事項 (ア) 試験時のスペースチャンバの環境条件は、原則として 以下の値に設定すること。*10 A 真空度：1.3×10-3Pa (1×10-5Torr) 以下*11 B シュラウド温度：100K (-173℃) 以下*12*13*14 (イ) 試験条件公差は以下の通りとすること。 A ソーラ照射強度： (A) 面内均一度：平均値の±5% (B) 空間均一度：平均値の±10% B IR 照射強度：±5% C 供試体温度設定： (A) 高温：+3℃/-0℃ (B) 低温：+0℃/-3℃ D 供試体内部条件： (ウ) 各サブシステム及びコンポーネント等に対する温度条 件は以下の通りとすること。*15*16 A 高温浸し・さらし：認定試験温度範囲上限 B 低温浸し・さらし：認定試験温度範囲下限 C 供試体温度の定常性：1℃以下/2h 解説 詳細については、熱真空試験ハ ンドブック Appendix G.1、G.2 を参照。 *11 宇宙空間の真空状態を模擬す るため。 *14 宇宙空間のヒートシンク特性を 模擬するため。 *10 *12 供試体の温度をシュラウド温度 より低くする必要がある場合は 別途設定する。 *13 IR 法のうち、シュラウドそのも のを加熱源とする IR シュラウ ド法の場合は除く。 *15 サーマルルーバ、サーモスタッ ト/ヒータ等の能動的に熱制御 が行われるサブシステム及びコ ンポーネントについて、この温 度条件にさらすことが非現実的 な場合はこの限りではない。 *16 温度範囲の詳細は熱真空試験 ハンドブック 3.2 項を参照。 *17 外部熱入力が調節可能で軌道熱 入力を正確に模擬することがで き、かつ、宇宙機システムの設 計の評価を行える場合は、熱真 空試験は熱平衡試験と組み合わ せて行うことができる。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (エ) 宇宙機システムの運用モード及び外部熱入力の組合せ を変えることにより、設計上規定された位置の温度が 上記の温度条件に達するようにしなければならない。 *17 (オ) 試験の計画を立てる場合には、熱平衡解析及び熱モデ ル等の熱平衡試験の結果をできる限り反映させねばな らない。 (カ) 試験中の最大温度変化率は、軌道予測に基づいて決め られた許容限界を越えてはならない。 テーラリングガイド 熱真空試験 システム PFT 1309 システム PFT 熱真空試験 ID 1309 116 (5) システム 試験条件 プロトフライト試験(PFT) ア 負荷条件 1309 熱真空試験 テーラリングガイド *18 宇宙機の外部に露出し、かつ、 他のコンポーネントに与える熱 的影響が小さいコンポーネント については、目標値に近づける ため、個別に温度制御してもよ い。 *20 軌道運用サイクルを完了させる ために更に時間が必要な場合 は、それに応じて時間を延長す ること。 解説 *19 高温さらしの目標温度が異なる 複数のコンポーネントをまとめ て温度制御する場合は、最も早 くその目標温度に到達したコン ポーネントを設定基準とするこ とを原則とするが、他のコンポ ーネントもできる限り認定試験 温度範囲上限に近づくよう考慮 する。この場合、先に述べた目 標温度に達したコンポーネント が、そのコンポーネント許容温 度を逸脱しないよう注意する。 また、宇宙機内部にあるコンポ ーネントについて、できるだけ 多くのコンポーネントを目標温 度に到達させるための個別温度 制御は、内部の熱バランスを崩 すこととなるので、できるだけ 避ける。 *21 低温さらしの目標温度が異なる 複数のコンポーネントをまとめ て温度制御する場合は、最も早 くその目標温度に到達したコン ポーネントを設定基準とするこ とを原則とするが、他のコンポ ーネントもできる限り認定試験 温度範囲下限に近づくよう考慮 する。この場合、先に述べた目 標温度に達したコンポーネント が、そのコンポーネント許容温 度を逸脱しないよう注意するこ と。また、宇宙機内部にあるコ ンポーネントについて、できる だけ多くのコンポーネントを目 標温度に到達させるための個別 温度制御は、内部の熱バランス を崩すことになるので、できる だけ避ける。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 要求事項 (キ) コンポーネントの搭載エリアの温度及び特殊なクリテ ィカルなコンポーネントの温度がコンポーネントの認 定温度を超えないように外部加熱及び内部加熱を調整 し、ホット/コールド 4 サイクル、最大予測温度勾配で 変化させ、試験を実施すること。 (ク) 基本的な試験プロファイルの例を図 1309-1 に示す。 A 高温さらし (第 1 回) (A) スペースチャンバ環境条件において、宇宙機シス テムの温度を上げ、各サブシステム及びコンポー ネント等の温度を認定試験温度範囲上限で安定 させること。*18*19 (B) 試験時間は､制御用温度センサが試験温度に達し た後、12 時間とすること。*20 B 低温さらし (第 1 回) (A) 高温さらし(第 1 回)が完了したら、宇宙機システ ムの温度を下げ、各サブシステム及びコンポーネ ント等の温度を認定試験温度範囲下限で安定さ せること。*18*21 (B) 試験時間は、制御用温度センサが試験温度に達し た後、12 時間とすること。*20 C 高温さらし (第 2 回) 低温さらし(第 1 回)が完了した後、高温さらしの 試験手順を繰り返すこと。 D 低温さらし (第 2 回) 高温さらし (第 2 回)が完了した後、低温さらしの 試験手順を繰り返すこと。 E 高温浸し 低温さらし (第 2 回)が完了した後、高温さらしの 試験手順を繰り返すこと。ただし、試験時間は 12 時間ではなく、72 時間とすること。 F 低温浸し 高温浸しが完了した後、低温さらしの試験手順を 繰り返すこと。ただし、試験時間は 12 時間では なく、72 時間とすること。 G 最終高温さらし 上記の低温浸しが完了した後、高温さらしを繰り 返すこと。 ID 1309 (5) (6) システム 試験条件 計測・ データ処理 プロトフライト試験(PFT) ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 ア 熱真空試験 要求事項 H 最終低温さらし 上記の最終高温さらしが完了した後、低温さらし を繰り返すこと。 I 最終中間温さらし 最終低温さらし試験終了後、チャンバ常温戻し前 に宇宙機表面にコンタミネーションが付着する のを防ぐため、宇宙機システムの温度を周囲温度 以上に上げて維持しておくこと。 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 (ア) 宇宙機システムの各部には搭載温度センサのほか、試 験用温度センサを熱解析結果に基づき取り付けて温度 モニタ及び温度データの取得を行うこと。 (イ) 試験中、宇宙機システムの温度を監視すること。 (ウ) 試験中はコンタミネーションの監視を行うこと。*22 テーラリングガイド 解説 *22 宇宙機システムの構成要素の中 には、試験運用又は宇宙機シス テム自体により引き起こされる コンタミネーションに対して敏 感なものがある。例えば、光学 的に処理された面、ディテクタ 表面及びその特性が異種物質の 存在によって劣化するような面 がこれに該当する。そのような 敏感な要素が宇宙機システムを 構成している場合には、宇宙機 システム自体、試験治具及びチ ャンバ自体がコンタミネーショ ン源にならないよう配慮する。 環境負荷 117 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 熱真空試験 システム PFT 1309 システム PFT 熱真空試験 ID 1309 (6) システム 計測・ データ処理 プロトフライト試験(PFT) イ 供試体 機能性能 ウ データ計測 118 (7) 評価 供試体 機能性能 ウ データ計測 補足事項 イ (8) 環境負荷 熱真空試験 要求事項 (ア) 電気性能試験を、熱真空試験の前後及び高温/低温状態 において、少なくとも 1 回実施すること。具体的な実 施要領は ID 1311(機能性能試験)の規程による。 (イ) 機械的動作のような機能を確認すること。 (ウ) 宇宙機内機器の温度が安定した状態で 1 時間以上経過 した後、高温時における宇宙機システムの始動能力を 確認すること。 (エ) 宇宙機内機器の温度が安定した状態で 1 時間以上経過 した後、低温時における宇宙機システムの始動能力を 確認すること。 (オ) チャンバを常温のまま 1.3×10-2 Pa (1×10-4 Torr) まで排 気する間、宇宙機システムは打上げ時の動作モードで 運用し、放電チェックを行うこと。 (カ) 放電チェック後、宇宙機システムを運用モードに切り 換えること。ただし、放電チェックは放電チェックの 次に行う運用モード（図 1309-1 参照）まで継続するこ と。*23 N/A テーラリングガイド 解説 *23 放電チェックを放電チェックの 次に行う運用モードまで継続す る目的は、チャンバ内圧力に対 して時間遅れを持つようなサブ システム及びコンポーネント等 の周辺や内部圧力の追随を待つ ためである。時間遅れが生じる 原因については熱真空試験ハン ドブック 3.7.1.2 項を参照。 (ア) 設定温度レベルの評価を行うこと。 A 各コンポーネントの要求温度レベルと実際に設定さ れた温度レベルとの比較及び評価 B 各コンポーネントのフライト予想温度と実際に設定 された温度レベルとの比較及び評価 (イ) コンタミネーションの評価を行うこと。 A コンタミネーションの発生の有無の評価 B コンタミネーション源の評価 C コンタミネーションにより宇宙機が受けた影響の評 価 ※ N/A N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ア 1309 119 JERG-2-130 NOTICE-2 システム PFT 1309 熱真空試験 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 図 1309-1 熱真空試験 基本プロファイル(システム) システム PFT EMC 試験 ID 1310 システム プロトフライト試験(PFT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 試験方法 (3) 120 ア 試験装置 イ 供試体 ウ セットアップ (境界条件) EMC 試験 要求事項 (ア) 感受性系 EMC 感受性系システム プロトフライト試験条件に対 して耐性を有することを実証する。プロトフライト試 験の一般要求事項については 4.2.3.4 項を参照のこと。 *1 (イ) 雑音系 宇宙機システムが宇宙機システム自体、打上げロケッ トシステム(射場設備を含む)、地上支援装置等の機能性 能に対して、電磁干渉による悪影響を与えないことを 確認する。*1 特に要求のない限り、表 5-3 に従うこと。 (ア) 感受性系 少なくとも次の項目を考慮すること。*2 A 電波干渉試験(感受性系)*3 試験方法については、個別に定める。 (イ) 雑音系 少なくとも次の項目を考慮すること。 A 電波干渉試験(雑音系)*3 試験方法については、個別に定める。 B 送信アンテナスプリアス試験 試験アンテナの位置は、MIL-STD-462、RE03 の方法に より決定すること。 ※ 火工品が用いられている宇宙機の場合は、安全のために、 供試体には不活性なダミー火工品を用いること。 ※ *1 *2 テーラリングガイド システムレベルでの試験が困難 な場合は、コンポーネント、ま たはサブシステムレベルでの試 験結果による解析で確認しても 良い。 軌道上で帯電によるアーク放電 が生ずる可能性がある宇宙機に おいては、MIL-STD-1541A の規 定に従い、静電気放電(ESD)試験 を考慮する。 解説 *3 電波干渉試験は、宇宙機システ ム自体、打上げロケットシステ ム及び地上支援装置と宇宙機シ ステムとの電波干渉を確認する ためのものであり、射場電磁界 環境における宇宙機システムの 電磁適合性を確認するためのも のも含む。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (4) 試験コンフ ィギュレー ション 1310 ID 1310 (5) システム 試験条件 プロトフライト試験(PFT) 負荷条件 イ 周囲環境条件 ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 121 ア (6) 計測・ データ処理 EMC 試験 テーラリングガイド 解説 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 要求事項 (ア) 感受性系 A 電波干渉試験(感受性系)を除くシステム試験は、でき る限り外来雑音の少ない環境で行うこと。 B EMC 感受性系システム プロトフライト試験条件は、 宇宙機システム自体、打上げロケットシステム、地 上支援装置等が発生する RF 及び電磁的雑音に基づ いて個別に定める。 C 環境負荷公差 (A) 電界強度設定公差：±0.75V/m (B) 雑音印加レベル設定公差：±10% (C) 周波数：±0.4% (イ) 雑音系 電波干渉試験(雑音系)を除くシステム試験は、できる限 り外来雑音の少ない環境で行うこと。 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 (ア) 感受性系：※ (イ) 雑音系：N/A (ア) 感受性系 A 試験前に宇宙機システムの機能性能が正常であるこ とを確認しなければならない。 B EMC 感受性系システムプロトフライト試験条件で定 められた電磁界環境負荷中及び負荷後に、宇宙機シ ステムの機能性能が正常であることを確認する。 (イ) 雑音系 試験前に宇宙機システムの機能性能が正常であること を確認しなければならない。 EMC 試験 システム PFT 1310 システム PFT EMC 試験 ID 1310 (6) システム 計測・ データ処理 プロトフライト試験(PFT) ウ ア (7) 122 (8) 評価 データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 1310 EMC 試験 要求事項 (ア) 感受性系 N/A (イ) 雑音系 A 周波数範囲及び上限周波数 標準を表 1110-1 に示す。*4 送信アンテナスプリアス試験 周波数範囲は、14kHz から表 1110-1 による上限周 波数とすること。スプリアス雑音除去の対策を実 施した場合は、再試験により確認しなければなら ない。*5*6。 テーラリングガイド 解説 *4 *5 試験設備等の制約で全周波数範 囲に渡る確認が困難な場合は、 特に重要な周波数域に限定した 試験を実施しても良い。 *6 特に重要な周波数域(例えば、ロ ケットの指令破壊受信機周波 数、テレメータ周波数、追尾レ ーダ周波数、GPS 受信機周波数 等における上限周波数)の設定 には、とくに慎重な検討を行う。 試験規格以上のスプリアス雑音 については、その周波数の変更 や振幅の減少が可能かどうかを 検討し、できる限り除去するこ とが望ましい。 ※ ※ ※ N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 表 1310-1 電磁適合性試験の周波数範囲及び上限周波数 上限周波数 1GHz 以下 第 10 高調波又は 1GHz の小さい方 1～10GHz 第 5 高調波又は 10GHz の小さい方 10GHz～50GHz 第 5 高調波又は 100GHz の小さい方 第 2 高調波まで 50GHz 以上 宇宙機の最高使用周波数 ID 1311 (1) システム プロトフライト試験(PFT) 試験目的 123 (2) 試験時期 機能性能試験 テーラリングガイド *1 解説 この場合の電気性能試験は、試 験期間等の制限により主要な項 目について試験を行う簡略型の 電気性能試験としてもよい。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 要求事項 宇宙機システムの電気的、機械的性能が個別の要求事項に 合致していることを確認する。 (ア) 電気性能試験 宇宙機システムの、原則としてすべての機器の電気性 能が、規定された環境条件下又はその環境にさらされ る前後において、各機器が運用されるあらゆるモード について、十分な電気性能を有することを確認する。 (イ) 機械的機能試験 宇宙機システムの、打上げ時及び軌道上の状態におけ る機械的機能性能が、規定された環境条件下又はその 環境にさらされる前後において、劣化の無いことを確 認する。 (ア) 電気性能試験 環境試験の実施前に初期電気性能試験を行い、環境試 験を終了した時点で最終電気性能試験を行わなければ ならない。更に、スピン、振動、音響、衝撃及び熱真 空の各試験の前後並びにその途中において、これらの 試験で宇宙機性能に支障がなかったかどうかを確認す るため、原則として電気性能試験を行わなければなら ない。*1 また、機械的機能試験で要求される宇宙機の運用に関 するすべての機械的、電気的モードについて、電気性 能試験を行う。 (イ) 機械的機能試験 打上げ時及び軌道上の状態における宇宙機の機械的機 能試験は、原則として各環境試験の前後に実施しなけ ればならない。 機能性能試験 システム PFT 1311 システム PFT 機能性能試験 ID 1311 (3) システム プロトフライト試験(PFT) 試験方法 1311 機能性能試験 124 テーラリングガイド 解説 *2 *3 試験実施に当たって、与えた入 力等が、宇宙機を損傷させたり、 働きを低下させたりしないよう 注意する。 試験目的に応じ重力補正、空気 抵抗(空調の影響)の配慮を行う こと。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 要求事項 (ア) 電気性能試験 A 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 初期電気性能は、宇宙機の電気性能が個別に規定さ れる要求性能を満足しているかどうかを確認するほ かに、それ以降続いて行う電気性能試験で、その性 能が劣化したかどうかを判断するための基準値を定 めるものである。 また、一連の環境試験(振動、音響、衝撃、熱平衡、 熱真空等)が終了した時点で行う最終電気性能試験 は、基本的には初期電気性能と同一で、環境試験に よる劣化がないことを確認するものである。 B 環境試験前中後の試験：※ C ミッション機器の作動確認 可能な限りミッション機器を適当な方法で作動さ せ、それぞれのミッション機器を単独に作動させた 場合のデータをとる。次に、フライト時に運用する すべての機器を同時に作動させ、ミッション性能の データを取ると共に、電磁干渉その他の悪影響がな いことを確認する。*2 (イ) 機械的機能試験 宇宙機のスピンアップ、分離、デスピン、ペイロード アタッチフィッティング(PAF)の分離機能、展開及び伸 展機構の保持解放機能等の機械的機能性能確認は、最 も適当な時期に行うこと。*3 ID 1311 (4) システム プロトフライト試験(PFT) ア 試験装置 イ 供試体 ウ セットアップ (境界条件) 試験コンフ ィギュレー ション 機能性能試験 125 テーラリングガイド 解説 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 要求事項 (ア) 電気性能試験 試験に使用する装置は、次の事項に注意して設計しな ければならない。 A 装置は、他の試験用回線と干渉を起さないよう設計 する。 B すべての試験用回線は、不注意による接地又は短絡 によって、宇宙機に損傷を与えないように設計する。 C 宇宙機に外部から電源を供給する場合は、できる限 り宇宙機電源(例えば、電池、太陽電池)と等価なもの を用い、かつ、宇宙機の最大電圧、電流を超えない よう配慮する。 D 火工品装置は、火工品系の試験を実施する場合を除 き、常に安全な状態にしておく。火工品装置と宇宙 機システムとの相互作用を試験するために行う電気 性能試験以外は、すべて電気性能試験の前に火工品 装置が働かないことを確認する。 (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験：※ (イ) 機械的機能試験 機械的機能試験中の宇宙機のコンフィギュレーション は、打上げ時及び軌道上の動作モードで作動させるも のとする。 また、宇宙機の機械的装置を作動させる場合もその宇 宙機の運用に対応した環境下で作動させること。 (ア) 電気性能試験：※ (イ) 機械的機能試験：※ 機能性能試験 システム PFT 1311 システム PFT 機能性能試験 ID 1311 (5) システム 試験条件 プロトフライト試験(PFT) 負荷条件 イ 周囲環境条件 ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 126 ア 計測・ データ処理 機能性能試験 要求事項 (ア) 電気性能試験 A 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 試験は、宇宙機に運用時の負荷を与えて行わなけれ ばならない。*4 B 環境試験前中後の試験 環境試験前中後の試験についても、初期電気性能試 験に規定された運用負荷で行わなければならない。 ただし、スピン、振動、音響、衝撃及び熱真空の各 試験期間中は、それらの環境に適した動作モードで 実施するものとする。*5 (イ) 機械的機能試験 宇宙機は、適切な環境条件の下で試験しなければなら ない。 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 (ア) 電気性能試験：※ (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験 A 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 電気負荷等に対する各機器の応答は、原則として、 テレメトリを通して測定する。ただし、測定精度を 要する機器の場合には、直接的な測定を行う。 B 環境試験前中後の試験 環境試験前中後の試験についても、初期電気性能試 験に規定された測定方法で行わなければならない。 ただし、スピン、振動、音響、衝撃及び熱真空の各 試験期間中は、それらの環境に適した動作モードで 実施するものとする。*5 (イ) 機械的機能試験 試験の計測項目を定めるためには、次の条件を考慮せ ねばならない。 A 運用方法及び運用時期 B 要求される動作の範囲及び性能判定基準 C 飛行条件の予測変動値又は、宇宙機システム性能に 影響を及ぼすその他のパラメータ *4 テーラリングガイド 機能性能を確認する上で必要な ら、放射線等のエネルギーを与 えて試験を行わなければならな いが、それについてはプログラ ム毎に検討すること。 解説 *5 それぞれの環境試験前後の電気 性能試験は、試験時間の制限等 により、初期・最終の電気性能 試験に比較し、簡略型の電気性 能試験を行うのが通常である。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (6) 1311 ID 1311 (6) (7) (8) システム 計測・ データ処理 評価 プロトフライト試験(PFT) ウ データ計測 ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 ウ データ計測 補足事項 機能性能試験 要求事項 (ア) 電気性能試験 A 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 電気性能の劣化状況を判定するために必要なすべて のデータを記録しなければならない。 B 環境試験前中後の試験 電気性能の記録は、時間を追って記録し、宇宙機の 動作モード、機械的コンフィギュレーション、環境 条件、与えた入力等を記録したものであること。 (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験：※ (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験：※*6 (イ) 機械的機能試験：※*6 (ア) 電気性能試験：※ (イ) 機械的機能試験：※ N/A テーラリングガイド 解説 *6 各試験での測定データのトレン ド評価を行う。 127 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 機能性能試験 システム PFT 1311 システム PFT リーク試験 ID 1314 システム プロトフライト試験(PFT) リーク試験 要求事項 ハーメチックシールにより気密を保持された宇宙機システ ムに対して、供試体に応力が生ずるような環境試験の前後 において、リークが発生していなことを検証する。*1*2 特に要求のない限り、表 5-3 に従うこと。*1*2 試験目的 (1) テーラリングガイド *1 試験時期 (2) *2 試験方法 (3) 128 ア イ ウ ア (5) 試験装置 供試体 セットアップ (境界条件) 負荷条件 試験条件 イ (ア) リーク試験は、質量分析計又はそれに準じた検出器と、 トレーサガスを用いて行うこと。*3 (イ) トレーサガスは、次のような事項を考慮して選定する こと。*4 A 低毒性であること。 B 供試体を汚染しないこと。 C 供試体に対する電気的性質や材料的適合性がよいこ *5 と。 (ウ) トレーサガスの濃度は 10%以上とすること。 (エ) 供試体の運用状態で行うこと。*5 ※ ※ ※ 設定圧力 (ア) 負荷レベル：※ (イ) 試験条件公差：+0%/-10% 原則として供試体の環境条件を定常状態にして行うこと。 *6*7 解説 熱真空試験が一連の環境試験の 最後の試験である場合には、環 境試験のリーク試験を熱真空試 験のなかで実施することができ る。 リーク試験は、振動環境の影響 を評価するために、振動試験の 前後で実施してもよい。 *3 *4 供試体に動的シール部がない場 合には、非運用状態で行っても よい。 *6 周囲環境条件 *7 ア (6) 計測・ データ処理 イ ウ 環境負荷 供試体 機能性能 データ計測 ※ ※ ※ 基本的なリーク試験の手法とし て、加圧法と真空法がある。 他に問題がなければ、トレーサ ガスにはできるだけヘリウムを 使用する。 バックグランド値を低くするた め、試験室内にトレーサガスが 滞留しない様にする。 圧力変化を抑えるため、試験室 内の温度に注意する。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (4) 試験コンフ ィギュレー ション 1314 ID 1314 システム プロトフライト試験(PFT) ア (7) (8) 評価 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 リーク試験 要求事項 ※ 試験結果は、0℃、1 気圧(101325Pa)に換算して示すこと。 単位は std・CC/sec 又は Pa・m3/sec を用いること。 ※ N/A テーラリングガイド 解説 129 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 リーク試験 システム PFT 1314 システム PFT 磁気試験 ID 1315 システム プロトフライト試験(PFT) 磁気試験 要求事項 個別に要求がある場合、宇宙機システムの磁気モーメント を推定するため、磁気測定を行う。*1*2 試験目的 (2) (3) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 試験コンフ イ 供試体 ィギュレー セットアップ ション ウ (境界条件) 130 (1) (5) 試験条件 (6) 計測・ データ処理 (7) 評価 ア イ ア イ 負荷条件 周囲環境条件 環境負荷 供試体 機能性能 ウ データ計測 ア 環境負荷 環境試験終了後 ※ ※ ※ 宇宙機システムは、磁気特性が正確に測定できるように、 非磁性体の治具によって磁気試験コイル内に置かなければ ならない。 ※ 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 ※ ※ 測定精度要求 磁気モーメント：±2% ※ *1 テーラリングガイド 宇宙機システムに搭載する各機 器の磁気特性及び外乱環境条件 の特性が把握可能で、それらを 基に解析により要求事項に対す る評価が可能な場合は試験を省 略しても良い。 *2 解説 磁力計を搭載する宇宙機システ ムの場合は、宇宙空間における 磁気測定の精度に影響を及ぼす ような磁気モーメントを宇宙機 システム自体が持っていてはな らない。 また、磁気トルクによって生ず る宇宙機システムの姿勢変化 を予測するために、宇宙機シス テムの持つ固有の磁気モーメ ントを測定しなければならな い。 軌道上で磁場の影響を受けや すい宇宙機システムは、最終的 に消磁を行わなければならな い。 試験終了後、打上げまでの間 に、帯磁する可能性がある場合 には、打上げ前の可能な時期 に、更に消磁を行うものとす る。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (4) 1315 ID 1315 システム プロトフライト試験(PFT) 磁気試験 要求事項 (7) (8) 評価 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 テーラリングガイド 解説 ※ ※ N/A 131 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、 個別に規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 磁気試験 システム PFT 1315 システム PFT 熱平衡試験 ID 1317 システム プロトフライト試験(PFT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 試験方法 (3) 132 (4) 試験コンフ ィギュレー ション ウ 試験装置 供試体 セットアップ (境界条件) 熱平衡試験 要求事項 熱平衡試験は、熱設計の妥当性、熱制御ハードウェアの性 能の確認及び熱制御システムによって宇宙機のサブシステ ム、コンポーネント等が規定温度内に維持されるかどうか を評価確認するための試験であり、かつ設計時に使用した 熱数学モデルの妥当性を確認するために行う試験である。 特に要求のない限り、表 5-3 に従うこと。 (ア) 試験は、宇宙機システムをスペースチャンバ内に設置 し、スペースチャンバ内の排気、シュラウドの冷却に より宇宙空間の高真空、極低温環境を模擬して行うこ と。 (イ) 試験中における宇宙機システムの加熱方法は、次の点 を考慮して、試験目的に応じた最適なものを選定する こと。*1*2*3 A 必要とされるシミュレーション精度 B 要求試験条件設定の達成度 C 重力の影響(重力方向により特性の変化するヒートパ イプ等を有する試験に対して) D 試験コンフィギュレーション設定に伴う宇宙機への 影響の許容度(スキンヒータを宇宙機に直接貼り付け る場合等) E 設備能力 F 試験コスト (ウ) 供試体の保護については以下を考慮すること。 スペースチャンバ内において異常な高温源又は低温源 にさらされないよう宇宙機システムの保護対策を行う こと。また、宇宙機システムが規定された許容温度範 囲を超えないようにすること。*4 N/A ※ 宇宙機システムの温度分布に影響を与えないコンフィギュ レーションとすること。*5*6 テーラリングガイド 解説 試験時における外部熱入力の模 擬は、通常、次に示す加熱法に より行う。 (ア)ソーラ法 (イ)IR 法(IR ランプ法、IR パネル法、 IR シュラウド法) (ウ)スキンヒータ法 (エ)上記を組み合わせる方法 *2 これらの加熱法による照射強度 又は熱入力は、照射強度計、カ ロリーメータ、電力計等により モニタする。 *3 外部熱入力模擬法については、 熱真空試験ハンドブック 2.3.3 項、3.3.1 項を参照。 *4 宇宙機システムの温度が規定さ れた許容温度範囲を超えないよ うにするため、必要な場合は、 特別の熱制御装置を用意する。 *1 *5 必要な場合には、誤差となる熱 入力を定量的に把握して、試験 結果の評価時に補正する。 *6 スペースチャンバ内では、熱解 析の結果に基づき熱的に最も適 切な方法で宇宙機システムを支 持し、軌道環境を模擬した熱入 力以外の宇宙機システムへの熱 入力をできるだけ避ける。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ア イ 1317 ID 1317 133 (5) システム 試験条件 プロトフライト試験(PFT) ア 負荷条件 熱平衡試験 解説 スペースチャンバ環境条件の詳 細については、熱真空試験ハン ドブック Appendix G.1, G.2 項 を参照。 *8 宇宙空間の真空状態を模擬する ため。 *11 宇宙空間のヒートシンク特性を 模擬するため。 *7 *12 特に供試体の熱環境に大きく影 響する箇所（加熱治具、境界温 度等）では精度良い温度設定が 必要である。詳細については、 熱真空試験ハンドブック 3.2 項、 3.3 項を参照。 *13 軌道上で周期的に運用される吸 熱量や発熱量の大きいサブシス テムについては、最大温度変化 条件を設定し、過渡状態におけ るサブシステム及びコンポーネ ントの性能確認を行うべきであ る。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 要求事項 テーラリングガイド (ア) 試験時のスペースチャンバの環境条件は、原則として、 以下の値に設定すること。*7 A 真空度：1.3×10-3Pa (1×10-5Torr) 以下*8 *9 供試体の温度をシュラウド温度 B シュラウド温度：100K (-173℃) 以下*9*10*11 より低くする必要がある場合は (イ) 試験条件公差は以下の通りとすること。 別途設定する。 A ソーラ照射強度 *10 IR 法のうち、シュラウドそのも (A) 面内均一度：平均値の±5% のを加熱源とする IR シュラウ (B) 空間均一度：平均値の±10% ド法の場合は除く。 B IR 照射強度：±5% C 供試体内部条件 (A) 治具設定温度：治具の目的に応じて設定するこ と。*12 (ウ) 試験条件選定に当たっては、次のことを考慮すること。 A 熱設計が評価しやすい条件であること。*13 (A) 主要なミッションフェーズの宇宙機システムコ ンフィギュレーションと熱環境条件を含むこと。 (B) 外部熱環境と内部熱環境の組合せ等の熱設計条 件が最悪となる条件を含んでいること。 (C) その宇宙機システム固有の熱的にクリティカル な条件を含んでいること。 (D) 定常試験/非定常試験条件の選定が適切(フライト 条件と同等)であること。 B 熱制御ハードウェアの性能（インシュレーション、 OSR、ヒートシンク、サーマルルーバ、ヒートパイ プ、ヒータ等）が評価できる条件であること。 C 熱数学モデルの評価ができる条件であること。 D 熱平衡試験中、宇宙機は運用モードにしておき、熱 数学モデルの検証又は解析が行える条件であるこ と。*14 *14 必要ならば試験時の運用モード (エ) 熱数学モデルによる温度予測においては、試験条件、 を修正してエネルギー収支(外 試験状態等を十分考慮してチャンバ内における宇宙機 部熱入力又は内部発熱量)が一 システムの温度を求めなければならない。試験プロフ 定となるようにする。 ァイルは、宇宙機システムの設計検証(ミッション運用 を含む)及び温度が平衡に達するまでに要する時間によ り決定されなければならない。なお、1 つの試験ケース の時間は、宇宙機システムの温度規定点の温度が平衡 に達し、宇宙機システム各部の温度分布が確認できる ことを考慮しなければならない。 熱平衡試験 システム PFT 1317 システム PFT 熱平衡試験 ID 1317 (5) (6) システム 試験条件 プロトフライト試験(PFT) ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 134 要求事項 (オ) 宇宙機システムの温度が定常に到達したことの判定基 準をあらかじめ規定すること（供試体温度の定常性： 1℃/2h 以下） 。 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 (ア) 試験中はコンタミネーションの監視を行うこと。*15 評価 ア データ計測 環境負荷 テーラリングガイド 解説 *15 宇宙機システムの構成要素の中 には、試験運用又は宇宙機シス テム自体により引き起こされる コンタミネーションに対して敏 感なものがある。例えば、光学 的に処理された面、ディテクタ 表面及びその特性が異種物質の 存在によって劣化するような面 がこれに該当する。そのような 敏感な要素が宇宙機システムを 構成している場合には、宇宙機 システム自身、試験治具及びチ ャンバ自体がコンタミネーショ ン源にならないよう配慮する。 ※ 宇宙機システム各部の搭載温度センサのほか、試験用温度 センサを熱解析結果に基づき取り付けて温度モニタ及び温 度データの取得を行うこと。 試験条件設定の評価を行うこと。 (ア) スペースチャンバ環境の評価(真空度、シュラウド温度、 コンタミネーション) 特にコンタミネーションについては以下の項目につい て評価を行うこと。 A コンタミネーションの発生の有無の評価 B コンタミネーション源の評価 C コンタミネーションにより宇宙機システムが受けた 影響の評価 (イ) 外部熱入力設定の評価(治具からの熱入力を含む。) (ウ) 内部熱入力設定の評価 (エ) 境界温度設定の評価 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (7) 熱平衡試験 計測・ データ処理 ウ 1317 ID 1317 システム プロトフライト試験(PFT) 供試体 機能性能 イ (7) 評価 ウ データ計測 熱平衡試験 要求事項 熱制御ハードウェアの性能評価を行うこと。 インシュレーション、OSR、ヒートシンク、サーマルルー バ、ヒートパイプ、ヒータ等の熱制御ハードウェアの性能 評価 (ア) 熱設計の評価を行うこと。*16 A 試験条件設定がフライト条件と等価の場合は、実測 温度から直接、熱設計の評価を行うこと。 B 試験条件とフライト条件が異なる場合は、評価され た熱数学モデルによるフライト予測温度から熱設計 の評価を行うこと。 (イ) 熱数学モデルの評価を行うこと。*16 A 試験予測/実測温度比較による熱数学モデルの評価 B 熱数学モデルの不確定パラメータの評価 テーラリングガイド 解説 135 *16 あらかじめ選ばれた節点につい て解析で求めた予測温度と熱平 衡試験の実測温度との差が、各 宇宙機プロジェクトであらかじ め規定された温度範囲内にあれ ば、熱設計は妥当であると判断 される。予測温度と実測温度と の差が規定された温度範囲内に 入らない場合は、問題点を明確 にして、熱数学モデルのパラメ ータを変更して再度解析を行 い、予測温度が規定された温度 範囲内に入るまでこれを繰り返 す。この結果、宇宙機システム 実機又は熱数学モデル自体に修 正が行われた場合は、更に追加 熱平衡試験が必要かどうかの検 討を行う。 補足事項 N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (8) 熱平衡試験 システム PFT 1317 システム PFT アンテナパターン測定試験 ID 1318 システム プロトフライト試験(PFT) (1) 試験目的 (2) (3) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 (4) 試験コンフ ィギュレー ション イ 136 ウ (5) 試験条件 イ (6) ア (8) セットアップ (境界条件) 負荷条件 周囲環境条件 環境負荷 供試体 機能性能 計測・ データ処理 ウ (7) 供試体 評価 データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 テーラリングガイド *1 解説 宇宙機システムレベルでのアン テナ放射パターン及び位相の測 定が困難な場合は、宇宙機形状 を模擬したモックアップ又はス ケールモデルにアンテナを取り 付けて測定を実施しても良い。 ただし、スケールモデルを用い たアンテナパターン試験を実施 する場合、そのスケール比に対 応した周波数にて測定を行うこ と。 ※ ※ 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 ※ ※ 測定精度要求 (ア) アンテナ利得値(ピーク方向又は規定される角度での 値)及びサイドローブ利得値： 標準ホーンの精度による 2.60GHz 以下±0.5dB(3σ) 2.60GHz 以上±0.3dB(3σ) (イ) 角度設定精度：半値幅の 1/10 以下 ※ ※ ※ N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印及び N/A は現時点において規定のない事項であり、 個別に規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ア イ ア アンテナパターン測定 要求事項 宇宙機のアンテナ放射パターン及び位相を正確に決定する ために、適当な電波試験設備を用いてアンテナパターン測 定を行う。 特に要求のない限り、表 5-3 に従うこと。 ※ ※ 測定は、打上げ前準備段階及び飛行中のアンテナパターン を宇宙機の条件(例えば、ソーラパドルやブームの収納又は 展開の状態等)にしたがって実施すること。*1 1318 ID 2103 サブシステム 認定試験(QT) 静荷重試験 要求事項 本試験は供試体であるプロトタイプモデルが認定静荷重試 験条件に対して耐性を有することを実証する。認定試験の 一般要求事項については 4.2.3.2 項を参照。*1 (1) 試験目的 (2) (3) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 試験コンフ イ 供試体 ィギュレー セットアップ ション ウ (境界条件) (4) テーラリングガイド *1 解説 宇宙機主構体や大型搭載装置 (例えば、アンテナ、太陽電池 パドル、観測機器等)の構造が フライト時に受けるクリティ カルな荷重条件（温度環境含 む）において、適切な設計マー ジンを有しており、かつ強度要 求及び剛性要求を満足するこ とを静荷重試験により確認す る。 特に要求のない限り、表 5-4 に従うこと。 N/A N/A プロトタイプモデルを用いること。 供試体は、規定の静荷重環境条件を負荷できる治具に搭載 すること。 137 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 静荷重試験 サブシステム QT 2103 サブシステム QT 2103 静荷重試験 ID 2103 サブシステム 認定試験(QT) 静荷重試験 要求事項 (ア) 試験荷重は、降伏荷重をかけた後、終極荷重まで加え ること。*2*3*5*6 (イ) 試験条件公差は以下とすること。 A 荷重レベル：±2% B 負荷時間：N/A *2 テーラリングガイド ただし、後続の試験またはフラ イト品への転用がある場合、試 験荷重は、降伏荷重までとして も良い。*4*5 *3 *4 (5) 試験条件 ア 負荷条件 *5 138 (6) (7) 計測・ データ処理 評価 イ ア 周囲環境条件 環境負荷 イ 供試体 機能性能 ウ ア データ計測 環境負荷 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 N/A (ア) 規定された最終試験荷重に到達するまで、各段階毎に 構造各部の歪や変位を計測すること。 (イ) 荷重負荷時における、構造各部の応力、歪及び変形を 計測すること。計測に要する停止時間は最小にするこ と。 N/A N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 *6 解説 クリティカルな荷重条件（温度 環境含む）を考慮し、最悪ケー スの応力予測を行い、その応力 負荷が静荷重試験により可能 な場合、その最悪ケースの応力 状態まで負荷するように試験 条件を設定する。荷重条件につ いては構造設計標準 4.2.3.1 項 を参照。 認定試験にて降伏荷重を負荷 した場合、試験結果を反映した 解析により終極荷重における 設計検証を行う。(解析検証に ついては構造設計標準 6.2.4 項 を参照) 降伏荷重とは制限荷重に降伏 安全係数を乗じた荷重、終極荷 重とは制限荷重に終極安全係 数を乗じた荷重である。安全係 数・荷重については構造設計標 準 4.3.2.1 項、6.2.4 項を参照。 荷重は、構造の線形性の評価や 過負荷による損傷リスクを考 慮し、規定された荷重条件に到 達するまで、段階的に徐々に増 加させる。 ID 2103 サブシステム イ (8) 認定試験(QT) 供試体 機能性能 ウ データ計測 補足事項 静荷重試験 要求事項 供試体に対して、降伏荷重を負荷して、0.2％以上の永久歪 み及び有害な弾性変形を生じないことを実証すること。ま た、終極荷重を負荷して、破壊しないことを実証すること。 N/A N/A テーラリングガイド 解説 139 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 静荷重試験 サブシステム QT 2103 サブシステム QT サインバースト試験 ID 2118 サブシステム 認定試験(QT) サインバースト試験 要求事項 本試験は供試体であるプロトタイプモデルがサインバース ト試験条件に対して耐性を有することを実証する。認定試 験の一般要求事項については 4.2.3.2 項を参照。*1*2 (1) 2118 テーラリングガイド *1 試験目的 *2 (2) (3) (4) 140 試験時期 試験方法 ア 試験装置 試験コンフ イ 供試体 ィギュレー セットアップ ション ウ (境界条件) 解説 宇宙機主構体や大型搭載装置 (例えば、アンテナ、太陽電池 パドル、観測機器等)の構造が フライト時に受けるクリティ カルな荷重条件（温度環境含 む）において、適切な設計マー ジンを有しており、かつ強度要 求及び剛性要求を満足するこ とをサインバースト試験によ り確認する。 サインバースト試験の詳細に ついては、振動試験ハンドブッ ク 2.3 項、Appendix D を参照。 特に要求のない限り、表 5-4 に従うこと。 N/A N/A プロトタイプモデルを用いること。 供試体は、規定の静荷重環境条件を負荷できる治具に搭載 すること。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ID 2118 サブシステム 認定試験(QT) サインバースト試験 要求事項 (ア) 試験荷重は、降伏荷重をかけた後、終極荷重まで加え ること。*3*4*6*7 (イ) サインバースト波形の周波数、サイクル数は規定の静 荷重環境条件満たす様に設定すること。*8*9 (ウ) 試験条件公差は以下とすること。 A 振幅加速度：±10%(振幅) B 周波数：±2%または±1Hz の大きい方 *3 テーラリングガイド ただし、後続の試験またはフラ イト品への転用がある場合、試 験荷重は、降伏荷重までとして も良い。*5*6 *4 *5 *6 141 (5) 試験条件 ア 負荷条件 *7 *9 イ ア (6) 計測・ データ処理 イ ウ 周囲環境条件 環境負荷 供試体 機能性能 データ計測 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 N/A 荷重負荷時における、構造各部の応力、歪及び変形を計測 すること。 N/A サインバースト試験 サブシステム QT 2118 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 *8 解説 クリティカルな荷重条件（温度 環境含む）を考慮し、最悪ケー スの応力予測を行い、その応力 負荷がサインバースト試験に より可能な場合、その最悪ケー スの応力状態まで負荷するよ うに試験条件を設定する。荷重 条件については構造設計標準 4.2.3.1 項を参照。 認定試験にて降伏荷重を負荷 した場合、試験結果を反映した 解析により終極荷重における 設計検証を行う。(解析検証に ついては構造設計標準 6.2.4 項 を参照) 降伏荷重とは制限荷重に降伏 安全係数を乗じた荷重、終極荷 重とは制限荷重に終極安全係 数を乗じた荷重である。安全係 数・荷重については構造設計標 準 4.3.2.1 項、6.2.4 項を参照。 荷重は、構造の線形性の評価や 過負荷による損傷リスクを考 慮し、規定された荷重条件に到 達するまで、段階的に徐々に増 加させる。 試験周波数、サイクル数の詳細 については、振動試験ハンドブ ック Appendix D を参照。 試験周波数の選択の際には、試 験周波数の高次成分が、供試体 の共振周波数と一致しない様 注意する。 サブシステム QT サインバースト試験 ID 2118 (7) (8) サブシステム 評価 認定試験(QT) ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 ウ データ計測 補足事項 2118 サインバースト試験 要求事項 N/A 供試体に対して、降伏荷重を負荷して、0.2％以上の永久歪 み及び有害な弾性変形を生じないことを実証すること。ま た、終極荷重を負荷して、破壊しないことを実証すること。 N/A N/A テーラリングガイド 解説 142 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ID 2203 サブシステム 受入試験(AT) 静荷重試験 要求事項 本試験は供試体であるフライトモデルが受入静荷重試験条 件に対して耐性を有することを実証する。受入試験の一般 要求事項については 4.2.3.3 項を参照。*1*2*3 テーラリングガイド *1 *2 試験目的 (1) *3 143 (2) (3) (4) 試験条件 ア 特に要求のない限り、表 5-5 に従うこと。 N/A N/A フライトモデルを用いること。 供試体は、規定の静荷重環境条件を負荷できる治具に搭載 すること。 (ア) 試験荷重は、制限荷重まで加えること。*4*5 (イ) 試験条件公差は以下とすること。 A 荷重レベル：±2% B 負荷時間：N/A *4 負荷条件 *5 イ 周囲環境条件 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 静荷重試験 サブシステム AT 2203 クリティカルな荷重条件（温度 環境含む）を考慮し、最悪ケー スの応力予測を行い、その応力 負荷が静荷重試験により可能 な場合、その最悪ケースの応力 状態まで負荷するように試験 条件を設定する。荷重条件につ いては構造設計標準 4.2.3.1 項 を参照。 荷重は、構造の線形性の評価や 過負荷による損傷リスクを考 慮し、規定された荷重条件に到 達するまで、段階的に徐々に増 加させる。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (5) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 試験コンフ イ 供試体 ィギュレー セットアップ ション ウ (境界条件) 解説 フライトモデルが正しく製造 されたことを確認するために、 必要により静的荷重を負荷し、 その強度を実証する。 荷重の負荷は、特に接着接手、 複合材料及び低延性材のよう な目視では確認しにくいもの や、製造プロセスによって構造 特性が影響を受ける部材での 組立て品が対象となる。 受入試験時の供試体について は、認定済みであるため、制限 荷重では永久変形が生じない 様、設計上既に配慮されてい る。 サブシステム AT 静荷重試験 ID 2203 (6) サブシステム 計測・ データ処理 ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 ウ ア (7) (8) 評価 受入試験(AT) データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 2203 静荷重試験 要求事項 N/A (ア) 規定された最終試験荷重に到達するまで、各段階毎に 構造各部の歪や変位を計測すること。 (イ) 荷重負荷時における、構造各部の応力、歪及び変形を 計測すること。計測に要する停止時間は最小にするこ と。 N/A N/A 供試体に対して、制限荷重を負荷して、0.2%以上の永久歪 み及び有害な弾性変形を生じないことを実証すること。 N/A N/A テーラリングガイド 解説 144 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ID 2218 サブシステム 受入試験(AT) サインバースト試験 要求事項 本試験は供試体であるフライトモデルが受入サインバース ト試験条件に対して耐性を有することを実証する。受入試 験の一般要求事項については 4.2.3.3 項を参照。*1*2*3*4 テーラリングガイド *1 *2 (1) 試験目的 *3 *4 145 (2) (3) 特に要求のない限り、表 5-5 に従うこと。 N/A N/A フライトモデルを用いること。 供試体は、規定の静荷重環境条件を負荷できる治具に搭載 すること。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (4) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 試験コンフ イ 供試体 ィギュレー セットアップ ション ウ (境界条件) 解説 フライトモデルが正しく製造 されたことを確認するために、 必要により静的荷重を負荷し、 その強度を実証する。 荷重の負荷は、特に接着接手、 複合材料及び低延性材のよう な目視では確認しにくいもの や、製造プロセスによって構造 特性が影響を受ける部材での 組立て品が対象となる。 受入試験時の供試体について は、認定済みであるため、制限 荷重では永久変形が生じない 様、設計上既に配慮されてい る。 サインバースト試験の詳細に ついては、振動試験ハンドブッ ク 2.3 項、Appendix D を参照。 サインバースト試験 サブシステム AT 2218 サブシステム AT サインバースト試験 ID 2218 サブシステム 受入試験(AT) 2218 サインバースト試験 要求事項 (ア) 試験荷重は、制限荷重まで加えること。*5*6 (イ) サインバースト波形の周波数、サイクル数は規定の静 荷重環境条件満たす様に設定すること。*7*8 (ウ) 試験条件公差は以下とすること。 A 振幅加速度：±10%(振幅) B 周波数：±2%または±1Hz の大きい方 テーラリングガイド *5 *6 (5) 試験条件 ア 負荷条件 *7 *8 146 (6) (7) (8) 周囲環境条件 環境負荷 計測・ 供試体 イ データ処理 機能性能 ウ データ計測 ア 環境負荷 供試体 評価 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 N/A 荷重負荷時における、構造各部の応力、歪及び変形を計測 すること。 N/A N/A 供試体に対して、制限荷重を負荷して、0.2%以上の永久歪 み及び有害な弾性変形を生じないことを実証すること。 N/A N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 イ ア 解説 クリティカルな荷重条件（温度 環境含む）を考慮し、最悪ケー スの応力予測を行い、その応力 負荷がサインバースト試験に より可能な場合、その最悪ケー スの応力状態まで負荷するよ うに試験条件を設定する。荷重 条件については構造設計標準 4.2.3.1 項を参照。 荷重は、構造の線形性の評価や 過負荷による損傷リスクを考 慮し、規定された荷重条件に到 達するまで、段階的に徐々に増 加させる。 試験周波数、サイクル数の詳細 については、振動試験ハンドブ ック Appendix D を参照。 試験周波数の選択の際には、試 験周波数の高次成分が、供試体 の共振周波数と一致しない様 注意する。 ID 2303 サブシステム プロトフライト試験(PFT) 静荷重試験 要求事項 本試験は供試体であるプロトフライトモデルがプロトフラ イト静荷重試験条件に対して耐性を有することを実証す る。プロトフライト試験の一般要求事項については 4.2.3.4 項を参照。*1*2*3*4 テーラリングガイド *1 *2 (1) 試験目的 *3 147 *4 (4) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 試験コンフ イ 供試体 ィギュレー セットアップ ション ウ (境界条件) 特に要求のない限り、表 5-3 に従うこと。 N/A N/A プロトフライトモデルを用いること。 供試体は、規定の静荷重環境条件を負荷できる治具に搭載 すること。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (2) (3) 解説 認定試験にて、静荷重環境に対 する設計検証がなされていな いプロトフライトモデルに対 しては、構造が運用時に受ける クリティカルな荷重条件（温度 環境含む）において、適切な設 計マージンを有しており、かつ 強度要求及び剛性要求を満足 することを確認する。 プロトフライトモデルが正し く製造されたことを確認する ために、必要により静的荷重を 負荷し、その強度を実証する。 荷重の負荷は、特に接着接手、 複合材料及び低延性材のよう な目視では確認しにくいもの や、製造プロセスによって構造 特性が影響を受ける部材の組 立て品が対象となる。 試験荷重は、降伏荷重とすべき であるが、この場合、試験荷重 が負荷されてもミッションを 損ねる永久変形が生じないよ う設計上配慮しておくこと。 静荷重試験 サブシステム PFT 2303 サブシステム PFT 静荷重試験 ID 2303 サブシステム 2303 プロトフライト試験(PFT) 静荷重試験 要求事項 (ア) 試験荷重は、降伏荷重まで加えること。*5*6*7 (イ) 試験条件公差は以下とすること。 A 荷重レベル：±2% B 負荷時間：N/A テーラリングガイド *5 *6 (5) 試験条件 ア 負荷条件 *7 148 計測・ データ処理 周囲環境条件 環境負荷 イ 供試体 機能性能 ウ ア (7) (8) 評価 データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 N/A (ア) 規定された最終試験荷重に到達するまで、各段階毎に 構造各部の歪や変位を計測すること。 (イ) 荷重負荷時における、構造各部の応力、歪及び変形を 計測すること。計測に要する停止時間は最小にするこ と。 N/A N/A 供試体に対して、降伏荷重を負荷して、0.2%以上の永久歪 み及び有害な弾性変形を生じないことを実証すること。 N/A N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (6) イ ア 解説 試験結果を反映した解析によ り終極荷重における設計検証 を行う。(解析検証については 構造設計標準 6.2.4 項を参照) クリティカルな荷重条件（温度 環境含む）を考慮し、最悪ケー スの応力予測を行い、その応力 負荷が静荷重試験により可能 な場合、その最悪ケースの応力 状態まで負荷するように試験 条件を設定する。荷重条件につ いては構造設計標準 4.2.3.1 項 を参照。 荷重は、構造の線形性の評価や 過負荷による損傷リスクを考 慮し、規定された荷重条件に到 達するまで、段階的に徐々に増 加させる。 ID 2318 サブシステム プロトフライト試験(PFT) サインバースト試験 要求事項 本試験は供試体であるプロトフライトモデルがプロトフラ イトサインバースト試験条件に対して耐性を有することを 実証する。プロトフライト試験の一般要求事項については 4.2.3.4 項を参照。*1*2*3*4*5 テーラリングガイド *1 *2 (1) 試験目的 *3 149 *4 (2) (3) (4) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 試験コンフ イ 供試体 ィギュレー セットアップ ション ウ (境界条件) 特に要求のない限り、表 5-3 に従うこと。 N/A N/A プロトフライトモデルを用いること。 供試体は、規定の静荷重環境条件を負荷できる治具に搭載 すること。 サインバースト試験 サブシステム PFT JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 *5 解説 認定試験にて、静荷重環境に対 する設計検証がなされていな いプロトフライトモデルに対 しては、構造が運用時に受ける クリティカルな荷重条件（温度 環境含む）において、適切な設 計マージンを有しており、かつ 強度要求及び剛性要求を満足 することを確認する。 プロトフライトモデルが正し く製造されたことを確認する ために、必要により静的荷重を 負荷し、その強度を実証する。 荷重の負荷は、特に接着接手、 複合材料及び低延性材のよう な目視では確認しにくいもの や、製造プロセスによって構造 特性が影響を受ける部材の組 立て品が対象となる。 試験荷重は、降伏荷重とすべき であるが、この場合、試験荷重 が負荷されてもミッションを 損ねる永久変形が生じないよ う設計上配慮しておくこと。 サインバースト試験の詳細に ついては、振動試験ハンドブッ ク 2.3 項、Appendix D を参照。 2318 サブシステム PFT サインバースト試験 ID 2318 (5) サブシステム 試験条件 ア プロトフライト試験(PFT) サインバースト試験 要求事項 (ア) 試験荷重は、降伏荷重まで加えること。*6*7*8 (イ) サインバースト波形の周波数、サイクル数は規定の静 荷重環境条件満たす様に設定すること。*9*10 (ウ) 試験条件公差は以下とすること。 A 振幅加速度：±10%(振幅) B 周波数：±2%または±1Hz の大きい方 2318 テーラリングガイド *6 *7 負荷条件 *8 150 *9 イ ア (6) (7) (8) 周囲環境条件 環境負荷 計測・ 供試体 イ データ処理 機能性能 ウ データ計測 ア 環境負荷 供試体 評価 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 N/A 荷重負荷時における、構造各部の応力、歪及び変形を計測 すること。 N/A N/A 供試体に対して、降伏荷重を負荷して、0.2%以上の永久歪 み及び有害な弾性変形を生じないことを実証すること。 N/A N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 *10 解説 試験結果を反映した解析によ り終極荷重における設計検証 を行う。(解析検証については 構造設計標準 6.2.4 項を参照) クリティカルな荷重条件（温度 環境含む）を考慮し、最悪ケー スの応力予測を行い、その応力 負荷がサインバースト試験に より可能な場合、その最悪ケー スの応力状態まで負荷するよ うに試験条件を設定する。荷重 条件については構造設計標準 4.2.3.1 項を参照。 荷重は、構造の線形性の評価や 過負荷による損傷リスクを考 慮し、規定された荷重条件に到 達するまで、段階的に徐々に増 加させる。 試験周波数、サイクル数の詳細 については、振動試験ハンドブ ック Appendix D を参照。 試験周波数の選択の際には、試 験周波数の高次成分が、供試体 の共振周波数と一致しない様 注意する。 ID 2101 サブシステム 認定試験(QT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 (3) 試験方法 151 (5) 試験条件 ア イ ウ 試験装置 供試体 セットアップ (境界条件) ア 負荷条件 圧力試験 サブシステム／コンポーネント QT ／ID 3101 コンポーネント 認定試験(QT) 圧力試験 要求事項 本試験は供試体であるプロトタイプモデルが認定圧力試験 条件に対して耐性を有することを実証する。認定試験の一 般要求事項については 4.2.3.2 項を参照のこと。 特に要求のない限り、表 5-4 に従うこと。 (ア) 耐圧試験 所定の圧力まで内圧を上昇させ(液体圧力又は気体圧力 を適用する)、5 分間維持した後、圧力を大気圧まで降 下させ、有害な変形が生じないことを立証すること。 (イ) 破壊圧力試験 コンポーネントを破壊圧力で加圧し(液体圧力又は気体 圧力を適用する)、構造的破壊を生じないことを立証す ること。 (ウ) 破壊試験 設計破壊圧力を超える加圧を行い、供試体を破壊させ 強度余裕を確認すること。 (エ) 供試体の保護については以下を考慮すること。 A 耐圧試験※ B 破壊圧力試験 内部圧力は、衝撃的な充填で応力が生じないように、 一定の圧力レートで供給すること。 C 破壊試験※ ※ ※ ※ (ア) 耐圧試験 A 圧力：運用時最大圧力(MEOP)×1.5 B 温度：最大予測温度と矛盾してはならない。*1 C 回数：最低 1 回 (イ) 破壊圧力試験 A 圧力：運用時最大圧力(MEOP)×2.0 B 温度：使用する臨界温度と矛盾してはならない。*1 C 回数：※ (ウ) 破壊試験 A 圧力：供試体が破壊するまで(設計破壊圧力以上) B 温度：※*1 C 回数：※ 2101／3101 *1 テーラリングガイド 解説 温度に対する強度や破壊に対す る頑強さが補正できれば室温で 行ってもよい。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (4) 試験コンフ ィギュレー ション 圧力試験 サブシステム／コンポーネント QT 圧力試験 ID 2101 (5) (6) 152 (7) 試験条件 計測・ データ処理 評価 認定試験(QT) イ 周囲環境条件 ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 ウ データ計測 ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 ウ データ計測 補足事項 圧力試験 ／ID 3101 コンポーネント 認定試験(QT) 圧力試験 要求事項 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。*2 テーラリングガイド *2 解説 供試体加圧圧力モニタに影響す るため、周囲の温度変化に注意 すること。 (ア) 耐圧試験：※ (イ) 破壊圧力試験：※ (ウ) 破壊試験：※ (ア) 耐圧試験：※ (イ) 破壊圧力試験：※ (ウ) 破壊試験：※ (ア) 耐圧試験：※ (イ) 破壊圧力試験：※ (ウ) 破壊試験：※ (ア) 耐圧試験：※ (イ) 破壊圧力試験：※ (ウ) 破壊試験：※ (ア) 耐圧試験 降伏による変形又は 0.2%を超す永久歪み及び変形を生 じてはならない。 (イ) 破壊圧力試験：※ (ウ) 破壊試験：※ (ア) 耐圧試験：※ (イ) 破壊圧力試験：※ (ウ) 破壊試験：※ N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (8) サブシステム 2101／3101 ID 2102 サブシステム 認定試験(QT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 (3) 試験方法 (4) 試験コンフ ィギュレー ション ア イ ウ 試験装置 供試体 セットアップ (境界条件) 153 試験条件 ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 加速度試験 サブシステム／コンポーネント QT ／ID 3102 コンポーネント 認定試験(QT) 加速度試験 要求事項 テーラリングガイド (ア) 本試験は供試体であるプロトタイプモデルが認定加速 度試験条件に対して耐性を有することを実証する。認 定試験の一般要求事項については 4.2.3.2 項を参照のこ と。 (イ) コンポーネントに対して設定した加速度環境条件の妥 当性を実証する。 特に要求のない限り、表 5-4 に従うこと。 定常加速度荷重に対する強度を検証するために、加速度試 *1 正弦波振動試験等の他の試験に よって加速度試験を実施するの 験を実施する。*1 と同等の強度評価が可能な場合 には、その試験によって代替し てもよい。 ※ ※ ※ (ア) 負荷レベルは以下の認定試験レベルとすること。*2 A 加速度 (A) 最大予測環境×1.5 (最大予測環境が平均+2σ 値の時) (B) 最大予測環境×1.25 (最大予測環境が平均+3σ 値の時) B 負荷時間 コンポーネントは、表 3102-1 に示す 2 つのレベルの 各々に対して少なくとも 30 秒間の加速度試験を行う こと。 (A) コンポーネントに対する加速度の方向が分から ない場合には、大きい方の加速度値を用いてレベ ルⅠ及びレベルⅡの試験を実施すること。 (B) 加速度の許容値 遠心加速度試験機により加えるコンポーネントの 各部の加速度は規定された加速度レベルの±10% 以内に保つこと。(最大予測環境が平均+3σ 値の時) (イ) 試験条件公差は以下とすること。 A 定常加速度：+2%/-5% B 供試体内バラツキ：±10%以内 C 負荷時間：+10%/-0% 特に要求事項のない限り、4.7 項に従うこと。 2102／3102 *2 解説 コンポーネントの取付位置が分 からない場合には､宇宙機シス テムの回転軸から最も離れた位 置に取り付けたものと仮定し、 最も厳しい加速度条件で試験す ること。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (5) 加速度試験 サブシステム／コンポーネント QT 加速度試験 ID 2102 (6) サブシステム 計測・ データ処理 ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 ウ ア (7) (8) 評価 認定試験(QT) データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 2102／3102 加速度試験 ／ID 3102 コンポーネント 要求事項 認定試験(QT) 加速度試験 テーラリングガイド 解説 ※ 機能性能試験を加速度試験の前後で行う。電気的なコンポ ーネントは、フライト時に運用されるものであれば試験中 通電状態とし、破損や信号の断続性をモニタする。 ※ ※ ※ ※ N/A 表 3102-1 加速度試験の環境条件 レベルⅠ レベルⅡ 試験回数 加速度レベル(G*) 3 軸、各軸両方向 計6回 �A2t +A 2 r 154 2 1 �A2t +A * 1G=9.80665 m/s2 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 At ：プロトフライトモデルの宇宙機システムの機軸方向加速度 アポジ推進系、各段エンジンによる宇宙機システムの推進軸加速度の最大値をとるものとする。 Ar ：1.68rN2×10-3 r=宇宙機システムスピン軸からサブシステム又はコンポーネント重心までの距離(m) N=飛行時の予測最大スピン率(rpm) A1 ：プロトフライトモデルの宇宙機システムの横軸方向加速度 ID 2104 サブシステム 認定試験(QT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 (3) 試験方法 ア (4) 試験コンフ ィギュレー ション イ 供試体 ウ セットアップ (境界条件) 155 試験条件 ア イ 負荷条件 周囲環境条件 音響試験 サブシステム／コンポーネント QT コンポーネント 認定試験(QT) 音響試験 要求事項 本試験は供試体であるプロトタイプモデルが認定音響試験 条件に対して耐性を有することを実証する。認定試験の一 般要求事項については 4.2.3.2 項を参照のこと。 特に要求のない限り、表 5-4 に従うこと。 打上げロケットの音響環境(均一音場)を模擬できる音響試 験設備で試験すること。 N/A (ア) 一般に、気密型のコンポーネント類は、打上げ前の圧 *1 力条件に合わせて加圧して試験を行わなければならな い。 (イ) 打上げ飛行中の内圧又は外圧の変化のために強度、剛 性、荷重条件等が著しく変化すると予想される場合に *2 は、物理的性質が同等で無害な、かつ、供試体に対し て悪影響のないアルコール、水等を充填して試験を行 うこと。 (ウ) 音響試験中は、原則として、打上げ時の動作モードで 運用とすること。*1*2 供試体は、宇宙機本体への取付けインタフェースをできる *3 だけ動的に模擬した試験治具上に取り付けること。*3*4 (ア) 負 荷 レ ベ ル は 以 下 の 認 定 試 験 レ ベ ル と す る こ と 。 *5*6*7 A 音圧：最大予測環境+3dB B 試験時間：最大 2min(120s) (イ) 試験条件公差は以下とすること。 A 音圧： (A) オーバーオールレベル：±1.5dB (B) オクターブバンド： +3.0dB/-1.0dB(63Hz-2000Hz) ±5.0dB(31.5Hz, 4kHz, 8kHz) B 試験時間：+10%/-0% 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 2104／3104 *5 *6 テーラリングガイド 解説 ただし、打上げ時非動作の機器 で、かつ、機器を故障させる恐 れのある場合は機器を動作させ なくてもよい。 試験時に、電気性能の機能を有 さない代替品を搭載する場合、 コンフィギュレーションについ ては個別に規定する。 供試体に与える負荷について、 音響負荷が支配的である場合 は、供試体を吊り下げる方法を 用いてもよい。 負荷条件が局所音圧上昇を含む 試験レベルの場合、音響試験ハ ンドブックに示す方法で緩和す ることができる(音響試験ハン ドブック 2.2 項を参照)。*8 必要に応じて累積疲労損傷の評 価を考慮した試験条件とするこ と。*9 *4 供試体の設置方法については、 音響試験ハンドブック 4.5 項を 参照。 *7 打上げロケット毎に規定される 音響試験規格に従い試験する。 供試体の特徴により、局所音圧 上昇を含む試験レベルが提示さ れる場合がある。局所音圧上昇 の詳細については、音響試験ハ ンドブック 2.2 項、Appendix B を参照。 累積疲労損傷の評価については 音響試験ハンドブック Appendix D を参照。 *8 *9 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (5) 試験装置 音響試験／ID 3104 サブシステム／コンポーネント QT 音響試験 ID 2104 サブシステム ア (6) 認定試験(QT) 供試体 機能性能 156 ア (7) (8) 評価 コンポーネント 認定試験(QT) 音響試験 要求事項 音圧レベルの制御は、1/1 オクターブバンド幅以下で行うこ と。*9*10*11 テーラリングガイド (ア) 音響試験の前後においては、コンポーネントの電気性 能試験及び機械的機能試験を行い、コンポーネントの 機能性能に変化のないことを確認すること。 (イ) 試験中、構造的不具合の発生、コンポーネントの誤動 作等を監視すること。これらに対する要求は、個別に 規定すること。 (ア) コンポーネント等の仕様要求や動的解析を行うため に、必要なコンポーネントの取付け点に加速度センサ を取り付けて測定を行うこと。*13*14 (イ) 解析の自由度（DOF）は 100 以上とすること。*15*16 データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 *13 必要に応じてコンポーネントの クリティカルな部分に歪センサ を取り付けて測定を行う。 解説 マイクロホンの設置について は、音響試験ハンドブック 4.3 項を参照。 *10 制御装置は、各マイクロホンの 信号を周波数バンド毎に分析 し、その分析結果を効果的にリ アルタイムで平均化できる装置 を用いることが望ましい。 *11 音響試験の実施前に、反響室内 に形状、寸法及び吸音率を供試 体に合わせたダミーを設置し、 試験時の音響スペクトラムを事 前に調整することが望ましい。 *9 *14 センサの取付けについては音響 試験ハンドブック 4.4 項を参照。 *15 供試体の共振周波数を評価する 場合は、解析の周波数分解能は 狭帯域とする。この場合の周波 数バンド幅は、一般的に、2Hz から 8Hz 程度が用いられる。 *16 自由度については音響試験ハン ドブック 5.2 項を参照。 N/A N/A N/A N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ウ 音響試験／ID 3104 環境負荷 計測・ データ処理 イ 2104／3104 ID 2105 サブシステム 認定試験(QT) (1) 試験目的 (2) (3) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 イ (4) 157 試験コンフ ィギュレー ション ウ 試験条件 ア イ 解説 *3 セットアップ (境界条件) 負荷条件 周囲環境条件 ランダム振動試験 サブシステム／コンポーネント QT (ア) 負 荷 レ ベ ル は 以 下 の 認 定 試 験 レ ベ ル と す る こ と 。 *4*5*6 A 加速度：最大予測環境+3dB B 試験時間：最大 2min(120s) (イ) 試験条件公差は以下とすること。 A 全体実行値レベル：±1.5dB B パワースペクトル密度：+3.0dB/-1.0dB C 振動周波数：±2%又は 1Hz の大きい方 D 試験時間：+10%/-0% 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 2105／3105 *4 *5 内部の共振がクリティカルな場 *6 合は、上位システムと調整の上、 ノッチングが適用される。ノッ チングの詳細については、振動 *7 試験ハンドブック 3.2.2 項を参 照。*7 必要に応じて累積疲労損傷の評 *8 価を考慮した試験条件とするこ と。*8 供試体は、実機又は実機と剛性 が等価なアタッチフィッティン グ等を介して、あるいは、供試 体の主要モードが存在する周波 数帯域において剛とみなせる治 具を介して加振機に取り付ける ことが一般的である。 制御点 は、制御の安定性の観点から、 剛とみなせる箇所とすることが 望ましい。供試体の設置につい ては振動試験ハンドブック 3.4、 3.5 項を参照。 加振条件は宇宙機システム等と のインタフェース条件として規 定された条件を適用する。 ランダム振動試験におけるノッ チングの方法としてはフォース リミット法を推奨する。 累積疲労損傷の評価については 音響試験ハンドブック Appendix D を参照。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (5) 供試体 ランダム振動試験／ID 3105 コンポーネント 認定試験(QT) ランダム振動試験 要求事項 テーラリングガイド 本試験は供試体であるプロトタイプモデルが認定ランダム 振動試験条件に対して耐性を有することを実証する。認定 試験の一般要求事項については 4.2.3.2 項を参照のこと。 特に要求のない限り、表 5-4 に従うこと。 直交 3 軸の各軸に対して規定のランダム振動を加えること。 N/A (ア) 気密型のコンポーネントは、打上げ前の圧力条件に加 *1 ただし、打上げ時非動作の機器 圧して試験すること。 で、かつ、機器を故障させる恐 (イ) 打上げ中の内圧や外圧の変化で、強度、剛性又は荷重 れのある場合は機器を動作させ 条件が著しく変化すると予測される場合には、特別な なくてもよい。 試験によってこれらの影響を評価する方法を検討し試 *2 試験時に、電気性能の機能を有 験を行うこと。 さない代替品を搭載する場合、 (ウ) ランダム振動試験中は、原則として、打上げ時の動作 コンフィギュレーションについ モードで運用とすること。*1*2 ては個別に規定する。 供試体は、規定のランダム振動条件を負荷できる治具に搭 載すること。*3 サブシステム／コンポーネント QT 2105／3105 ランダム振動試験 ID 2105 サブシステム ア (6) 計測・ データ処理 イ ウ 158 ア (8) 評価 ランダム振動試験／ID 3105 コンポーネント 認定試験(QT) ランダム振動試験 要求事項 テーラリングガイド N/A*9*10 環境負荷 供試体 機能性能 データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 (ア) ランダム振動試験の前後においては、コンポーネント の電気性能試験及び機械的機能試験を行い、コンポー ネントの機能性能に変化のないことを確認すること。 (イ) 試験中、構造的不具合の発生、コンポーネントの誤動 作等を監視すること。これらに対する要求は、個別に 規定すること。 (ア) コンポーネント等の仕様要求や動的解析を行うため に、必要なコンポーネントの取付け点に加速度センサ を取り付けて測定を行うこと。 (イ) 解析の自由度(DOF)は 100 以上とすること。*11*12 解説 加振制御の詳細については、振 動試験ハンドブック 3.7 項、 Appendix J を参照。 *10 加速度センサの設置について は、振動試験ハンドブック 3.7.1 項を参照。 *9 *11 供試体の共振周波数を評価する 場合は、解析の周波数分解能は 狭帯域とする。この場合の周波 数バンド幅は、一般的に、2Hz から 8Hz 程度が用いられる。 *12 自由度については音響試験ハン ドブック 5.2 項を参照。 N/A N/A N/A N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (7) 認定試験(QT) ID 2106 サブシステム 認定試験(QT) (1) 試験目的 (2) (3) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 イ (4) 供試体 159 試験コンフ ィギュレー ション ウ 正弦波振動試験／ID 3106 コンポーネント 認定試験(QT) 正弦波振動試験 要求事項 テーラリングガイド 本試験は供試体であるプロトタイプモデルが認定正弦波振 動試験条件に対して耐性を有することを実証する。認定試 験の一般要求事項については 4.2.3.2 項を参照のこと。 特に要求のない限り、表 5-3 に従うこと。 直交 3 軸の各軸に対して規定の正弦波振動を加えること。 N/A (ア) 気密型のコンポーネントは、打上げ前の圧力条件に加 *1 ただし、打上げ時非動作の機器 圧して試験すること。 で、かつ、機器を故障させる恐 (イ) 打上げ中の内圧や外圧の変化で、強度、剛性又は荷重 れのある場合は動作させなくて 条件が著しく変化すると予測される場合には、特別な もよい。 試験によってこれらの影響を評価する方法を検討し試 *2 試験時に、電気性能の機能を有 験を行うこと。 さない代替品を搭載する場合、 (ウ) 正弦波振動試験中は、原則として、打上げ時の動作モー コンフィギュレーションについ ては個別に規定する。 ドで運用とすること。*1*2 供試体は、規定の正弦波振動条件を負荷できる治具に搭載 すること。*3 セットアップ (境界条件) 解説 *3 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 供試体は、実機又は実機と剛性 が等価なアタッチフィッティン グ等を介して、あるいは、供試 体の主要モードが存在する周波 数帯域において剛とみなせる治 具を介して加振機に取り付ける ことが一般的である。 制御点 は、制御の安定性の観点から、 剛とみなせる箇所とすることが 望ましい。供試体の設置につい ては振動試験ハンドブック 3.4、 3.5 項を参照。 正弦波振動試験 サブシステム／コンポーネント QT 2106／3106 サブシステム／コンポーネント QT 正弦波振動試験 ID 2106 (5) サブシステム 試験条件 ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 160 ア 計測・ データ処理 (7) (8) 評価 コンポーネント 認定試験(QT) 正弦波振動試験 要求事項 テーラリングガイド (ア) 負荷レベルは以下の認定試験レベルとすること。*4 *5 コンポーネントの共振周波数に *4 おいて、その加速度応答が設計 A 加速度 条件レベルを越え、危険な事象 (A) 最大予測環境×1.5 の発生が予測される場合には、 (最大予測環境が平均+2σ 値の時) 入力レベルを、主構造体の共振 (B) 最大予測環境×1.25 周波数のところで下げてもよ (最大予測環境が平均+3σ 値の時) い。(振動試験ハンドブック 2.3、 (C) ノッチングを考慮すること。*5 B 掃引速度 3.1、3.2、3.3、A.1 項を参照) 受入試験における掃引速度の 1/2 倍とすること。 *6 供試体の非線形性（主要モード C 掃引方向：掃引方向は UP/DOWN の双方向とするこ の固有振動数及び共振倍率の変 と。*6 化）が顕著に認められない場合 (イ) 試験条件公差は以下とすること。 には、上位システムと調整の上 A 振幅加速度：±10%(振幅) で片側掃引にて試験を行うこと B 振動周波数：±2%又は 1Hz の大きい方 ができる。 C 掃引速度：N/A 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 N/A *7*8 *7 環境負荷 イ 供試体 機能性能 ウ データ計測 ア 正弦波振動試験／ID 3106 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 *8 (ア) 正弦波振動試験の前後においては、コンポーネントの 電気性能試験及び機械的機能試験を行い、コンポーネ ントの機能性能に変化のないことを確認すること。 (イ) 試験中、構造的不具合の発生、コンポーネントの誤動 作等を監視すること。これらに対する要求は、個別に 規定すること。 コンポーネント等の仕様要求や動的解析を行うために、必 要なコンポーネントの取付け点に加速度センサを取り付け て測定を行うこと。 N/A N/A N/A N/A 解説 加振条件は宇宙機本体とのイン タフェース条件として規定され た条件を適用する。 加振制御の詳細については、振 動試験ハンドブック 3.7 項、 Appendix J を参照。 加速度センサの設置について は、振動試験ハンドブック 3.7.1 項を参照。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (6) 認定試験(QT) 2106／3106 ID 2107 サブシステム 認定試験(QT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 161 ア 試験コンフ ィギュレー ション 試験条件 テーラリングガイド *1 *2 特に要求のない限り、表 5-4 に従うこと。 フライトで生じる衝撃の持続時間と等価なトランジェント を一回の瞬時負荷によって、要求される衝撃スペクトルを 生 成 す る 方法 と し て各 種 の試 験 方 法 を選 択 す るこ と 。 *3*4*5*6 *3 試験装置 イ 供試体 ウ セットアップ (境界条件) *7 *8 ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 衝撃試験 サブシステム／コンポーネント N/A 試験時には、原則として衝撃発生イベント時の動作モード とすること。*7*8 QT 供試体は、規定の衝撃条件を負荷できる冶具に搭載するこ と。 (ア) 試験回数は以下の通りとすること。*9 3 軸両方向、 最大予測環境+0dB 2 回（計 12 回）または 最大予測環境+3dB 1 回（計 6 回） (イ) 試験条件公差は以下の通りであること。 A 衝撃応答スペクトル：+6dB/-3dB B 時刻歴波形：N/A C 衝撃持続時間：N/A 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 2107／3107 *9 ただし、供試体の衝撃損傷に対 して支配的なモードが単一であ ることが明確な場合はこの限り ではない。 （詳細は衝撃試験ハン ドブック Appendix K を参照） *4 *5 *6 解説 衝撃発生源の近くに取り付けら れ、かつ衝撃に敏感なコンポー ネントに対して実施する。 分離、展開・保持解放機構を作 動させる場合は、適切に作動す ることを確認する。 衝撃の波形としては、パルス波、 減衰正弦波等がある。 試験方式の詳細については衝撃 試験ハンドブック 4.1 項を参照。 実作動品の作動によるコンポー ネント認定衝撃試験については ID：1107 システム認定衝撃試験 を適用する。 ただし、打上げ時非動作の機器 で、かつ、機器を故障させる恐 れのある場合は動作させなくて もよい。 試験時に、電気性能の機能を有 さない代替品を搭載する場合、 コンフィギュレーションについ ては個別に規定する。 ただし、試験方法によっていく つかの軸及び方向に同時に規定 の衝撃が加わる場合は、その分 試験回数を減らすことができ る。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (5) コンポーネント 認定試験(QT) 衝撃試験 要求事項 本試験は供試体であるプロトタイプモデルが認定衝撃試験 環境に対して耐性を有することを実証する。認定試験の一 般要求事項については、4.2.3.2 項を参照のこと。*1*2 試験方法 (3) (4) 衝撃試験／ID 3107 サブシステム／コンポーネント QT 2107／3107 衝撃試験 ID 2107 (6) サブシステム 計測・ データ処理 認定試験(QT) ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 データ計測 ア 環境負荷 供試体 機能性能 162 ウ (7) 評価 N/A*14 ウ (8) コンポーネント 認定試験(QT) 衝撃試験 要求事項 (ア) 試験衝撃パルスの衝撃応答スペクトル解析に用いる減 *10 衰比は、 一般に 0.05 を用いること。 これは共振倍率 Q=10 を持つ 1 自由度系に対応するものである。 (イ) 衝撃応答スペクトルへの変換は 1/6 オクターブ以下の バンド幅を用いて行うこと。 (ウ) N/A *10*11 (ア) 衝撃試験の前後においては、コンポーネントの電気性 能試験及び機械的機能試験を行い、コンポーネントの 機能性能に変化のないことを確認すること。 (イ) 試験中、構造的不具合の発生、コンポーネントの誤動 作等を監視すること。これらに対する要求は、個別に 規定すること。 (ア) コンポーネント等の仕様要求や動的解析を行うため *12 に、必要なコンポーネントの取付け点に加速度センサ を取り付けて測定を行うこと。*12*13 (イ) 試験衝撃パルスの衝撃応答スペクトル解析に用いる減 衰比は、 一般に 0.05 を用いること。 これは共振倍率 Q=10 を持つ 1 自由度系に対応するものである。 (ウ) 衝撃応答スペクトルへの変換は 1/6 オクターブ以下の バンド幅を用いて行うこと。 N/A N/A データ計測 補足事項 テーラリングガイド ゼロシフトが発生した場合、計 測データを補正することができ る。(詳細は衝撃ハンドブック 5.3 項を参照) 解説 *11 計測にはゼロシフトを起こしに くいセンサを使うことが望まし い。 ゼロシフトが発生した場合、計 測データを補正することができ る。(詳細は衝撃ハンドブック 5.3 項を参照) *13 計測にはゼロシフトを起こしに くいセンサを使うことが望まし い。 *14 ゼロシフトが発生した場合、補 正したデータで評価することが できる。(詳細は衝撃ハンドブッ ク 5.3 項を参照) N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 イ 衝撃試験／ID 3107 ID 2108 サブシステム 認定試験(QT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 熱サイクル試験／ID 3108 コンポーネント 認定試験(QT) 熱サイクル試験 要求事項 テーラリングガイド 熱サイクル試験は、コンポーネント設計に定められた認定 温度範囲においてコンポーネントが所定の性能を有し、規 定の熱サイクル印加に耐えることを確認する。 特に要求のない限り、表 5-4 に従うこと。 ※ 解説 *1 *2 (3) 163 (4) 試験方法*1*2 試験コンフ ィギュレー ション ア イ ウ 試験装置 供試体 セットアップ (境界条件) コンポーネントを恒温槽等に入 れ、コンポーネントの温度を変 化させること。 供試体の保護については以下を 考慮すること。低温にさらして いる間にコンポーネントに水蒸 気を結露させぬように、除湿す ること。特に気密構造でない機 器の場合は、乾燥空気か窒素ガ スで恒温槽内をパージするこ と。 N/A ※ ※ JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 熱サイクル試験 サブシステム／コンポーネント QT 2108／3108 サブシステム／コンポーネント QT 熱サイクル試験 ID 2108 サブシステム ア (5) 認定試験(QT) 負荷条件 試験条件 164 周囲環境条件 熱サイクル試験／ID 3108 コンポーネント 認定試験(QT) 要求事項 (ア) 基本的にコンポーネントは図 3108-1 に示すプロファイ ルに従うこと。 【サブシステムの場合】図 2108-1 に示すプロファイル に従い変化させること。 (イ) 熱サイクルは、まず常温から開始すること。機器を動 作させ主要パラメータをモニタしながらコンポーネン トの温度規定点をターンオン下限温度まで下げて安定 させ、機器を一旦非動作にした後、再度動作させるこ と。*3,4 十分低温にさらした後、機器を動作させたままコンポ ーネントの温度規定点を高温さらし温度まで上げて安 定させ、機器を一旦非動作にした後、再度動作させる こと。十分高温にさらした後、機器を動作させたまま 常温に戻すこと。これを 1 サイクルとすること。 (ウ) 負荷条件は以下の通りとすること。 A 圧力：常圧 B 温度*5 (A) 高温浸し・さらし：認定試験温度範囲上限 (B) 低温浸し・さらし：認定試験温度範囲下限 C 時間 (A) サイクル数：8 サイクル以上*6 【サブシステムの場合】8 サイクルの内、1 サイ クルを浸しとすること。 (B) 【サブシステムの場合】低温・高温浸し時間：各 24h/サイクル以上 (C) 低温・高温さらし時間：各 1h/サイクル以上 (D) 温度安定状態到達後、機能性能測定開始まで： 規定点温度が、温度安定状態で 1 時間以上 D 昇温・降温平均速度 ハードウェア限界以内で軌道上予測最大値以上の値 とすること。*7 (エ) 温度安定の基準は、温度変化率 3℃/h 以内とすること。 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 熱サイクル試験 テーラリングガイド 解説 *3 温度移行時間を短縮するために 移行期間中に機器を非動作にし て良い。 *4 ターンオン下限温度まで機器の 温度が下がらない場合は機器を 非動作の状態で安定させて良 い。 *5 温度範囲の詳細は熱真空試験ハ ンドブック 3.2 項を参照。 *6 熱サイクル試験は、熱真空試験 と組み合わせることで熱真空試 験サイクル数を削減し、試験経 費等の節減を図るものである。 *7 機器の仕様、軌道上予測、試験 設備上の制約等を考慮して、適 切な値を設定する。ガイドライ ンは 1℃/min 以上とする。詳細 については熱真空試験ハンドブ ック 3.2 項を参照。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 イ 2108／3108 ID 2108 (6) (7) (8) サブシステム 計測・ データ処理 評価 認定試験(QT) ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 ウ ア データ計測 環境負荷 イ 供試体 機能性能 ウ データ計測 補足事項 熱サイクル試験／ID 3108 コンポーネント 要求事項 認定試験(QT) 熱サイクル試験 テーラリングガイド 解説 ※ (ア) 高温・低温浸し時、最初と最後のサイクルの低温及び 高温さらし時並びに試験前後の常温において、 ID3111(機能試験)に従い機能性能試験を行うこと。 (イ) 試験中のその他の期間は、電子回路については、冗長 系を含む種々の動作を繰り返し、故障発見に有効なパ ラメータをできる限りモニタすること。 N/A ※ 各コンポーネントについて以下の評価を行うこと。 (ア) 各コンポーネントの要求性能と試験において取得され た機能性能データとの比較及び評価 (イ) 各コンポーネントが印加された環境に耐えることの確 認 N/A N/A 165 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 熱サイクル試験 サブシステム／コンポーネント QT 2108／3108 サブシステム／コンポーネント QT 2108／3108 熱サイクル試験 温度 ターンオン ターンオン ターンオン温度上限 認定試験温度範囲上限 24hr以上 OFF ＊ ＊ OFF ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ 常温 166 ＊ 認定試験温度範囲下限 OFF ＊ ターンオン ＊ ＊ OFF ＊ ＊ ＊ 24hr以上 ターンオン 時間 ：機能性能試験 ＊ ：サブシステム内機器の温度が、温度安定状態で 1時間以上 図 2108-1 熱サイクル試験 基本プロファイル(サブシステム) JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ターンオン温度下限 温度 ターンオン ターンオン温度上限 ＊ 認定試験温度範囲上限 ＊ OFF ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ 常温 167 ＊ 認定試験温度範囲下限 OFF ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ ターンオン 時間 ：機能性能試験 ＊ ：規定点温度が、温度安定状態で1時間以上 図 3108-1 熱サイクル試験 熱サイクル試験 サブシステム／コンポーネント QT 2108／3108 基本プロファイル(コンポーネント) JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ターンオン温度下限 サブシステム／コンポーネント QT 熱真空試験 ID 2109 サブシステム 認定試験(QT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 (3) 試験方法 (4) 試験コンフ ィギュレー ション ア 試験装置 イ 供試体 ウ セットアップ (境界条件) 168 試験条件 ア 負荷条件 熱真空試験／ID 3109 コンポーネント 認定試験(QT) 熱真空試験 要求事項 テーラリングガイド 熱真空試験は、真空環境下でコンポーネントに定められた 認定温度範囲においてコンポーネントが所定の性能を有す ることを確認する。 特に要求のない限り、表 5-4 に従うこと。 供試体の保護については以下を考慮すること。 *1 打上げ上昇段階でのみ通電状態 で運用するコンポーネントにつ 打上げ上昇段階で運用されず、かつ通電状態とすることで いては、規定の真空状態に到達 放電による損傷の恐れがある機器は、規定の真空状態に達 した時点で非通電状態にしても した後に通電状態とすること。*1 よい。 N/A コンポーネントの表面処理は、フライト状態と同一とする こと。 コンポーネントをスペースチャンバ内に入れ、恒温板に取 り付けるか又は宇宙機システムへの搭載時と同様に支持す ること。また、コンポーネントから恒温板への熱伝導量と 周囲への熱放射量の比がフライト環境下と同等となるよう に必要な処置を実施すること。 (ア) スペースチャンバの環境条件は、原則として以下の値 に設定すること。*2 A 真空度：1.3×10-3Pa (1×10-5Torr) 以下*3 *4 供試体の温度をシュラウド温度 B シュラウド温度：100K (-173℃) 以下*4*5*6 より低くする必要がある場合は (イ) 試験条件公差は以下の通りとすること。 別途設定する。 A ソーラ照射強度： *5 IR 法のうち、シュラウドそのも (A) 面内均一度：平均値の±5% のを加熱源とする IR シュラウ (B) 空間均一度：平均値の±10% ド法の場合は除く。 B IR 照射強度：±5% C 供試体温度設定： (A) 高温：+3℃/-0℃ (B) 低温：+0℃/-3℃ 解説 *2 *3 *6 詳細については、熱真空試験ハ ンドブック Appendix G.1、G.2 を参照。 宇宙空間の真空状態を模擬する ため。 宇宙空間のヒートシンク特性を 模擬するため。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (5) 2109／3109 ID 2109 (5) サブシステム 試験条件 認定試験(QT) イ 周囲環境条件 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 熱真空試験 サブシステム／コンポーネント QT コンポーネント 認定試験(QT) 熱真空試験 要求事項 テーラリングガイド (ウ) 負荷条件は以下の通りとすること。 A 温度*7 (A) 高温浸し・さらし：認定試験温度範囲上限 (B) 低温浸し・さらし：認定試験温度範囲下限 B 時間 (A) サイクル数：8 サイクル以上、さらしとすること。 【サブシステムの場合】8 サイクル以上、内 1 サ イクルを浸し、他をさらしとすること。 (B) 【サブシステムの場合】低温・高温浸し時間：各 24h/サイクル以上 (C) 低温・高温さらし時間：各 1h/サイクル以上 (D) 温度安定状態到達後、機能性能測定開始まで： サブシステム内機器の温度が、温度安定状態で 1 時間以上 C 昇温・降温平均速度 ハードウェア限界以内で軌道上予測最大値以上の値 とすること。*8 (エ) 熱真空試験温度・圧力プロファイルは、基本的に図 3109-1 に従い変化させること。 【サブシステムの場合】図 2109-1 に従い変化させるこ *9 温度移行時間を短縮するために 移行期間中に機器を非動作にし と。 て良い。 (オ) 熱サイクルは、まず常温から開始すること。機器を動 *10 ターンオン下限温度まで機器の 作させ主要パラメータをモニタしながらコンポーネン 温度が下がらない場合は機器を トの温度規定点をターンオン下限温度まで下げて安定 非動作の状態で安定させて良 させ、機器を一旦非動作状態にした後、再び動作させ い。 ること。*9,10 十分低温にさらした後、機器を通電状態のままコンポ ーネントの温度規定点を高温さらし温度まで上げて安 定させ、機器を一旦非動作にした後、再び動作させる こと。十分高温にさらした後、機器を通電状態のまま 常温に戻すこと。これで 1 サイクルが終了する。 (カ) 温度安定の基準は、温度変化率 3℃/h 以内とすること。 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 2109／3109 解説 *7 温度範囲の詳細は熱真空試験ハ ンドブック 3.2 項を参照。 *8 機器の仕様、軌道上予測、試験 設備上の制約等を考慮して、適 切な値を設定する。ガイドライ ン値は、1℃/min 以上とする。詳 細については熱真空試験ハンド ブック 3.2 項を参照。 JERG-2-130 NOTICE-2 負荷条件 169 ア 熱真空試験／ID 3109 サブシステム／コンポーネント QT 熱真空試験 ID 2109 サブシステム ア (6) 認定試験(QT) 供試体 機能性能 170 ア (7) (8) データ計測 環境負荷 評価 供試体 機能性能 ウ データ計測 補足事項 イ コンポーネント 認定試験(QT) 熱真空試験 要求事項 テーラリングガイド (ア) 試験温度を設定及びモニタする温度センサは、コンポ ーネント温度規定点に取り付けること。*11 (ア) 打上げ上昇段階で通電状態となるコンポーネントにつ いては、試験開始時の減圧中及び試験終了時の加圧中 に放電チェックを行うこと。*12 この場合、常圧から 20 Pa(0.15 Torr)までの減圧時間又は 加圧時間は 10 分間以上とすること。*13 (イ) RF 機器は、マルチパクティングが起きないことを確認 するため規定の真空状態でモニタすること。 (ウ) 高温・低温浸し時、最初と最後のサイクルの低温・高 温さらし時並びに試験前後の常温において、ID 3111(機 能性能試験)に従い機能性能試験を行うこと。 (エ) RF 機器は、設計周波数における最大出力で運用するこ と。減圧中又は加圧中に放電チェックをするために RF 出力をモニタする際は、スペクトラム測定機器を用い ること。*14 (オ) 可動部分を持つ機器は、最悪環境条件下において力又 はトルクの設計マージンを測定すること。 解説 一般に、内部の熱設計上、熱伝 導が支配的なコンポーネントは ベースプレートを温度規定点と し、熱放射が支配的なコンポー ネントはケース上の代表点を温 度規定点とする。 *12 放電チェックは、周囲圧力が打 上げ前の状態から最終軌道レベ ルまで減少して行くとき、宇宙 機が放電によって永久的な損傷 を受けないことを確認するため に行われる。放電チェックの方 法は熱真空試験ハンドブック 3.7.1 項を参照。 *13 放電にクリティカルな圧力範囲 に十分な時間さらすため。 *11 *14 試験中のその他の期間は、電子 回路については、冗長系を含む 種々の運用モードを繰り返し、 故障発見に有効なパラメータを できる限りモニタする。 N/A (ア) 設定温度レベルの評価を行うこと。 A 各コンポーネントの要求温度レベルと実際に設定さ れた温度レベルとの比較及び評価 B 各コンポーネントのフライト予想温度と実際に設定 された温度レベルとの比較及び評価 (イ) コンタミネーションの評価を行うこと。 A コンタミネーションの発生の有無の評価 B コンタミネーション源の評価 C コンタミネーションにより機器が受けた影響の評価 ※ N/A N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ウ 熱真空試験／ID 3109 環境負荷 計測・ データ処理 イ 2109／3109 汚染及び放電防止用 初期ベーキング 温度 ターンオン ターンオン ターンオン温度上限 ＊ ＊ OFF 認定試験温度範囲上限 24hr以上 OFF ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ 放電チェック 常温 ＊ 認定試験温度範囲下限 171 ターンオン温度下限 ＊ OFF ターンオン 常圧 ＊ ＊ OFF ＊ ＊ ＊ 24hr以上 ターンオン 常圧 圧力 0.0013 Pa (10-5 Torr) 以下 時間 ：機能性能試験 ＊ ：サブシステム内機器の温度が、温度安定状態で 1時間以上 図 2109-1 熱真空試験 基本プロファイル(サブシステム) 熱真空試験 サブシステム／コンポーネント QT 2109／3109 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 20 Pa (0.15 T orr) サブシステム／コンポーネント QT 熱真空試験 2109／3109 汚染及び放電防止用 初期ベーキング 温度 ターンオン ターンオン温度上限 ＊ ＊ OFF 認定試験温度範囲上限 ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ 放電チェック 常温 ＊ 認定試験温度範囲下限 172 ターンオン温度下限 ＊ OFF ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ ターンオン 常圧 20 Pa (0.15 T orr) 圧力 0.0013 Pa (10-5 Torr) 以下 時間 ：機能性能試験 ＊ ：規定点温度が、温度安定状態で1時間以上 図 3109-1 熱真空試験 基本プロファイル(コンポーネント) JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 常圧 ID 2110 サブシステム 認定試験(QT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 試験方法 (3) 173 (5) (6) (7) (8) ア イ EMC 試験 サブシステム／コンポーネント QT コンポーネント 認定試験(QT) 要求事項 EMC 試験 (ア) 感受性系 EMC 感受性系コンポーネント認定試験条件に対して耐 性を有することを実証する。認定試験の一般要求事項 については 4.2.3.2 項を参照のこと。 (イ) 雑音系 コンポーネントが宇宙機システム、打上げロケットシ ステム(射場設備を含む)、地上支援装置の機能性能に対 して、電磁干渉による悪影響を与えないことを確認す る。 特に要求のない限り、表 5-4 に従うこと。 コンポーネントの電磁適合性試験については、 MIL-STD-1541 、 MIL-STD-461 Part 3 (class A2) 及 び MIL-STD-462 Notice 2 の最新版にしたがって行うこと。 コンポーネントの電磁適合性試験で要求される試験項目、 規格は、MIL- STD-461 を基準とするが、MIL-STD-1541 で 追加及び修正されている事項については、それらを優先す ること。 また、試験方法についても MIL-STD-462 を基準とし、 MIL-STD-1541 の追加及び修正事項が優先すること。 決定された試験項目、試験規格及び方法は、個別に規定す ること。*1 ※ ※ ※ テーラリングガイド 解説 *1 特に重要な周波数域(例えば、ロ ケットの指令破壊受信機周波 数、テレメータ周波数、追尾レ ーダ周波数、GPS 受信機周波数 等における上限周波数)におけ る規定については、とくに慎重 な検討を行う。 ※ 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 ※ ※ ※ ※ ※ JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (4) 試験装置 供試体 セットアップ ウ (境界条件) ア 負荷条件 試験条件 イ 周囲環境条件 ア 環境負荷 計測・ 供試体 イ データ処理 機能性能 ウ データ計測 ア 環境負荷 供試体 評価 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 試験コンフ ィギュレー ション EMC 試験／ID 3110 ※ N/A 2110／3110 サブシステム／コンポーネント QT 機能性能試験 ID 2111 サブシステム 認定試験(QT) 174 (1) 試験目的 (2) 試験時期 2111／3111 *1 *2 解説 機能性能試験には、各々のコン ポーネントのコンフィギュレー ションに関して、電気的連続性、 安定性、応答性、フィットチェ ック、その他特別の試験を含む。 機械的機能試験には、各々のコ ンポーネントのコンフィギュレ ーションに関して、アライメン ト、フィットチェック等の試験 を含む。また、更にトルク、負 荷及び動作の測定を含む。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 機能性能試験／ID 3111 コンポーネント 認定試験(QT) 機能性能試験 要求事項 テーラリングガイド 本試験は、コンポーネントの電気的、機械的性能が仕様要 求に合致していることを確認するものである。*1 (ア) 電気性能試験 コンポーネントの冗長系を含む原則として全ての電気 性能が、規定された環境条件下又はその環境にさらさ れる前後において、コンポーネントが宇宙機システム で運用されるあらゆるモードで要求される電気性能を 満たしていることを確認する。 (イ) 機械的機能試験*2 コンポーネントの機械的機能性能が、環境試験中に劣 化することなく、個別試験仕様の要求機能を満足して いるかどうかを確認する。 機能性能試験は、それぞれの仕様要求に合致する性能を保 *3 この場合の電気性能試験は、試 証するため、原則として各々の環境試験前後に実施するこ 験期間等の制限により主要な項 と。 目について試験を行う簡略型の (ア) 電気性能試験 電気性能試験としてもよい。 環境試験の実施前に初期電気性能試験を行い、環境試 験を終了した時点で最終電気性能試験を行わなければ ならない。更に、スピン、振動、音響、熱真空及び熱 サイクル等の各試験の前後並びにその途中において、 これらの試験でコンポーネント性能に支障がなかった かどうかを確認するため、原則として電気性能試験を 行わなければならない。*3 (イ) 機械的機能試験 原則として、各環境試験の前後に実施しなければなら ない。 ID 2111 サブシステム 認定試験(QT) 試験方法 (3) 175 試験装置 イ 供試体 ウ セットアップ (境界条件) 機能性能試験 サブシステム／コンポーネント QT 2111／3111 解説 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (4) ア 試験コンフ ィギュレー ション 機能性能試験／ID 3111 コンポーネント 認定試験(QT) 機能性能試験 要求事項 テーラリングガイド コンポーネント内にソフトウェアを内蔵する機器について は、そのソフトウェアの機能性能が評価方法の確立したエ ミュレータによって検証されていることを確認し、コンポ ーネントの機能性能試験を実施しなければならない。 (ア) 電気性能試験 A 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 コンポーネントの電気性能が個別試験仕様の要求性 能を満足しているかどうかを確認すること。また、 以後に続いて行う電気性能試験でその性能が劣化し たかどうかを判断するための基準値を定めるもので ある。 B 初期電気性能試験以降の試験：※ (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験 試験に使用する装置は、次の事項に注意して設計しな ければならない。 A 装置は、供試体に対し干渉等有害な影響を与えぬよう 設計すること。 B すべての試験用回線は、不注意による接地又は短絡に よって、宇宙機に損傷を与えないように設計するこ と。 C 火工品装置は、火工品系の試験を実施する場合を除 き、常に安全な状態にしておくこと。火工品系と他の 宇宙機システムとの相互作用を試験するために行う 電気性能試験以外は、すべて電気性能試験の前に火工 品装置が働かないことを確認すること。 (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験：※ (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験：※ (イ) 機械的機能試験：※ サブシステム／コンポーネント QT 機能性能試験 ID 2111 サブシステム (5) 試験条件 認定試験(QT) イ 周囲環境条件 ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (6) ウ データ計測 計測・ データ処理 機能性能試験／ID 3111 コンポーネント 認定試験(QT) 機能性能試験 要求事項 テーラリングガイド (ア) 電気性能試験 *4 この場合の電気性能試験は、試 験期間等の制限により主要な項 A 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 目について試験を行う簡略型の コンポーネントに軌道上予測される運用時の負荷を 電気性能試験としてもよい。 与えて行わなければならない。*4 B 初期電気性能試験以降の試験 初期電気性能試験以降の試験についても、初期電気 性能試験に規定された運用負荷で行わなければなら ない。ただし、規定された環境条件下での試験期間 中は、それらの環境に適した動作モードで実施する ものとする。 (イ) 機械的機能試験：※ 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 (ア) 電気性能試験：※ (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験 A 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 電気負荷等に対する各機器の応答は、原則として、 テレメトリを通して測定すること。ただし、測定精 度を要する機器の場合には、直接的な測定を行うこ と。 B 初期電気性能試験以降の試験 初期電気性能試験以降の試験についても、初期電気 性能試験に規定された測定方法で行わなければなら ない。ただし、規定された環境条件下での試験期間 中は、それらの環境に適した動作モードで実施する ものとする。 (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験 A 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 電気性能の劣化状況を判定するために必要なすべて のデータを記録しなければならない。 B 初期電気性能試験以降の試験 電気性能の記録は、時系列にコンポーネントの動作 モード、機械的な配列形態、環境条件、与えた入力 等を記録したものであること。 (イ) 機械的機能試験：※ 解説 JERG-2-130 NOTICE-2 負荷条件 176 ア 2111／3111 ID 2111 サブシステム (7) (8) 評価 認定試験(QT) ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 ウ データ計測 補足事項 機能性能試験／ID 3111 コンポーネント 要求事項 (ア) 電気性能試験：※ (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験：※*5 (イ) 機械的機能試験：※*5 (ア) 電気性能試験：※ (イ) 機械的機能試験：※ N/A 認定試験(QT) 機能性能試験 テーラリングガイド 解説 *5 各試験での測定データのトレン ド評価を行う。 177 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 機能性能試験 サブシステム／コンポーネント QT 2111／3111 サブシステム／コンポーネント QT 2114／3114 リーク試験 ID 2114 サブシステム 認定試験(QT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 コンポーネント 認定試験(QT) リーク試験 要求事項 加圧を受けるコンポーネントが、供試体に応力が生ずるよ うな環境試験の前後において、仕様として設計上要求され ている漏洩の比率(リークレート)を満足していることを立 証する。 リーク試験は耐圧試験後に実施すること。 試験方法は、最大の許容リークレートを十分な感度と精度 で矛盾することなく計測できるものを採用すること。*1 178 試験コンフ ィギュレー ション ア イ ウ 試験装置 供試体 セットアップ (境界条件) ア 負荷条件 *1 代表的試験方法を示す。 (ア)方法-Ⅰ(粗い(グロス)リーク試 験) (イ)方法-Ⅱ(精密なリーク試験) (ウ)方法-Ⅲ(バッテリケース又は加 圧コンポーネントに対して) (エ)方法-Ⅳ(ハーメチックシールさ れたアルカリ蓄電池に対して) (オ)方法-Ⅴ(加圧流体システムにお けるコンポーネントに対して) シール特性が圧力に依存する場 合は、最小の使用圧力を適用す ること。 代表的な方法における試験レベ ルと時間は、次のとおりである。 (ア)方法-Ⅰ：浸す時間は、各々の圧 力に対して 60 分とする。 (イ)方法-Ⅱ：外部圧力は、 0.13Pa(0.001Torr)以下、時間は、 4 時間(1 日以上軌道上で動作さ れる機器について)とする。 (ウ)方法-Ⅲ：試験圧力は、一般的に 343kPa(50psi)以下とする。(代表 例として、6.9kPa(1psi)にて 6 時 間、室温条件) (エ)方法-Ⅳ：試験結果は、数秒で確 認できる。 (オ)方法-Ⅴ：推進システムコンポー ネントのリーク試験時間は、通 常の燃料充填下のこの状態の時 間を超えてはならない。 *3 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 試験条件 解説 ※ ※ ※ (ア) 圧力*2 *2 A 負荷圧力：サブシステムの最大動作圧力で行うこと。 B 試験条件公差：+0%/-10% (イ) 試験時間*3 重要なリークの発見に十分な長さとすること。 (5) テーラリングガイド 試験方法 (3) (4) リーク試験／ID 3114 ID 2114 サブシステム 認定試験(QT) リーク試験／ID 3114 コンポーネント 要求事項 ※*4*5 (5) 試験条件 イ 認定試験(QT) リーク試験 テーラリングガイド *4 周囲環境条件 *5 ア (6) (7) (8) 計測・ データ処理 評価 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 ア 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 解説 バックグランド値を低くするた め、試験室内にトレーサガスが 滞留しない様にすること。 圧力変化を抑えるため、試験室 内の温度に注意すること。 ※ ※ ※ ※ ※ ※ N/A 179 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 リーク試験 サブシステム／コンポーネント QT 2114／3114 サブシステム／コンポーネント QT 2115／3115 磁気試験 ID 2115 サブシステム 認定試験(QT) (1) 試験目的 (2) (3) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 イ 供試体 180 (4) 試験コンフ ィギュレー ション 試験条件 (6) 計測・ データ処理 ア イ ア イ ウ ア (7) (8) 評価 コンポーネント 認定試験(QT) 磁気試験 要求事項 コンポーネントの磁気モーメントを推定するため、磁気測 *1 定を行う。*1*2 特に要求のない限り、表 5-4 に従うこと。 ※ ※ ※ 磁気特性が正確に測定できるよう、非磁性体の治具によっ て磁気試験を行わなければならない。*3 セットアップ (境界条件) 負荷条件 周囲環境条件 環境負荷 供試体 機能性能 データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 テーラリングガイド 宇宙機システムに搭載する各機 器の磁気特性及び外乱環境条件 の特性が把握可能で、それらを 基に解析により要求事項に対す る評価が可能な場合は試験を省 略しても良い。 *2 *3 解説 宇宙機システムに組み上げたと きその宇宙機システムが磁力計 を搭載するような場合に、観測 に対する影響を軽減する目的 と、コンポーネントの磁気モー メントと地球磁場との相互作用 によって発生するトルクが宇宙 機システムの姿勢外乱要素とな ることから、宇宙機システムの 姿勢変化予測のために各コンポ ーネントの持つ固有の磁気モー メントを測定しなければならな い。 フィールドマップ法による磁気 測定が一般的なコンポーネント の磁気測定方法であり、フィー ルドマップ法による磁気測定で は、非磁性体の治具を用いなけ ればならない。 ※ 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 ※ ※ 測定精度要求 磁気モーメント：±2% ※ ※ ※ N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、 個別に規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (5) ウ 磁気試験／ID 3115 ID 2117 サブシステム 認定試験(QT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 181 (4) 試験コンフ ィギュレー ション テーラリングガイド 試験装置 イ 供試体 ウ セットアップ (境界条件) 熱平衡試験 サブシステム／コンポーネント QT N/A コンポーネントは、フライト状態と同一であることを原則 とすること。*6 宇宙機システム(他サブシステムを含む)との熱的インタフ ェースをインタフェース設定値(温度、熱流束、表面特性、 熱伝導結合量等)にシミュレートする熱ダミーを設置するこ と。 2117／3117 *1 *2 解説 宇宙機システム側に提示する熱 数学モデルを含む。 対象となるコンポーネントの例 としては、直接宇宙機の外部に 露出し、宇宙機本体とある程度 熱的に独立する光学センサ、ア ンテナ、展開構造物、放射冷却 器、能動熱制御機器であるサー マルルーバ、内部温度分布が宇 宙機システム側に大きな影響を 与えるような大型コンポーネン トや大出力 TWT 等がある。 熱平衡試験における軌道上熱入 力の模擬は、通常次に示す加熱 法により行う。 (ア)ソーラ法 (イ)IR 法(IR ランプ法、IR パネル法、 IR シュラウド法) (ウ)スキンヒータ法 (エ)上記を組み合わせる方法 *4 これらの加熱法による照射強度 又は熱入力は、照射強度計、カ ロリーメータ、電力計等により モニタする。 *5 外部熱入力模擬法については、 熱真空試験ハンドブック 2.3.3 項、3.3.1 項を参照。 *3 *6 やむを得ず一部変更する場合 は、熱的に等価になるようにダ ミーで補うか、試験後評価の際 に解析で補償する。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ア コンポーネント 認定試験(QT) 熱平衡試験 要求事項 熱平衡試験は、宇宙機システム側に依存せず熱制御を独自 に行うコンポーネント(外部露出機器等)の熱設計の妥当性 及び熱制御ハードウェアの性能を確認すると共に、設計解 析に使用した熱数学モデルを検証する。*1*2 特に要求のない限り、表 5-4 に従うこと。 (ア) コンポーネントをスペースチャンバ内に設置し、スペ ースチャンバ内の排気、シュラウドの冷却により宇宙 空間の高真空、極低温環境を模擬して行うこと。 (イ) 試験中におけるコンポーネントの加熱方法は、以下の 点を考慮して、試験目的に応じた最適なものを選定す ること。*3*4*5 A 必要とされるシミュレーション精度 B 重力の影響(重力方向により特性の変化するヒート パイプ等を有する試験に対して) C 試験コンフィギュレーション設定に伴う供試体へ の影響の許容度(スキンヒータを供試体に直接貼り 付ける場合等) D 設備能力 E 試験コスト 試験方法 (3) 熱平衡試験／ID 3117 サブシステム／コンポーネント QT 熱平衡試験 ID 2117 182 (5) サブシステム 試験条件 認定試験(QT) 負荷条件 イ 周囲環境条件 熱平衡試験／ID 3117 コンポーネント 認定試験(QT) 熱平衡試験 要求事項 テーラリングガイド (ア) 熱平衡試験時のスペースチャンバの環境条件は、原則 として以下の値に設定すること。*7 A 真空度：1.3×10-3Pa (1×10-5Torr) 以下*8 *9 供試体の温度をシュラウド温度 B シュラウド温度：100K (-173℃) 以下*9*10*11 より低くする必要がある場合は (イ) 試験条件公差は以下の通りとすること。 別途設定する。 A ソーラ照射強度 *10 IR 法のうち、シュラウドそのも (A) 面内均一度：平均値の±5% のを加熱源とする IR シュラウ (B) 空間均一度：平均値の±10% ド法の場合は除く。 B IR 照射強度：±5% C 供試体内部条件 (A) 治具設定温度：治具の目的に応じて設定するこ と。*12 (ウ) 試験条件選定に当たっては、次のことを考慮すること。 A 熱設計が評価しやすい条件であること。*13 (A) 主要なコンフィギュレーションと熱環境条件を 含むこと。 (B) 外部熱環境と内部熱環境の組合せ等の熱設計条 件が最悪となる条件を含んでいること。 (C) そのコンポーネント等に固有の熱的にクリティ カルな条件を含んでいること。 (D) 定常試験/非定常試験条件の選定が適切(フライト 条件と同等)であること。 B 熱制御ハードウェアの性能（インシュレーション、 OSR、ヒートシンク、サーマルルーバ、ヒートパイ プ、ヒータ動作及び必要量等）が評価できる条件で あること。 C 熱数学モデルの評価ができる条件であること。 D 熱平衡試験中、宇宙機は運用モードにしておき、熱 数学モデルの検証又は解析が行える条件であるこ *14 必要ならば試験時の運用モード と。*14 を修正してエネルギー収支(外 (エ) 試験プロファイルは、コンポーネントの設計や運用モ 部熱入力又は内部発熱量)が一 ード及び平衡に達するまでに要する時間により決定さ 定となるようにすること。 れなければならない。 (オ) コンポーネントの温度が定常に到達したことの判定基 準をあらかじめ規定すること（供試体温度の定常性： 1℃/2h 以下） 。 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 解説 スペースチャンバ環境条件の詳 細については、熱真空試験ハン ドブック Appendix G.1, G.2 項 を参照。 *8 宇宙空間の真空状態を模擬する ため *11 宇宙空間のヒートシンク特性を 模擬するため。 *7 *12 特に供試体の熱環境に大きく影 響する箇所（加熱治具、境界温 度等）では精度良い温度設定が 必要である。詳細については、 熱真空試験ハンドブック 3.2 項、 3.3 項を参照。 *13 軌道上で周期的に運用される吸 熱量や発熱量の大きいコンポー ネントについては、最大温度変 化条件を設定し、過渡状態にお けるコンポーネントの機能確認 を行うべきである。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ア 2117／3117 ID 2117 サブシステム 認定試験(QT) 熱平衡試験／ID 3117 コンポーネント 要求事項 認定試験(QT) 熱平衡試験 ※*15 (6) ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 計測・ データ処理 ウ データ計測 183 環境負荷 イ 供試体 機能性能 評価 熱平衡試験 サブシステム／コンポーネント QT 解説 *15 コンポーネントの構成要素の中 には、試験運用又はコンポーネ ント自体により引き起こされる コンタミネーションに対して敏 感なものがある。そのような敏 感な要素がコンポーネントを構 成している場合には、コンポー ネント自身、試験治具及びチャ ンバ自体がコンタミネーション 源にならないよう配慮する。 ※ コンポーネント各部の搭載用温度センサのほかに、試験用 の温度センサを付けて、温度モニタ及び温度データの取得 を行うこと。モニタ点は、事前の予測解析の結果に基づき、 温度クリティカル点と熱数学モデル評価に効果的なモニタ 点を選定すること。 試験条件設定の評価を行うこと。 (ア) スペースチャンバ環境の評価(真空度、シュラウド温度、 コンタミネーション) 特にコンタミネーションについては以下の項目につい て評価を行うこと。 A コンタミネーションの発生の有無の評価 B コンタミネーション源の評価 C コンタミネーションによりコンポーネントが受けた 影響の評価 (イ) 外部熱入力設定の評価(治具からの熱入力を含む。) (ウ) 内部発熱の評価 (エ) 境界温度設定の評価 熱制御ハードウェアの性能評価を行うこと。 インシュレーション、OSR、ヒートシンク、サーマルルー バ、ヒートパイプ、ヒータ等熱制御ハードウェアの性能評 価 2117／3117 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (7) ア テーラリングガイド サブシステム／コンポーネント QT 2117／3117 熱平衡試験 ID 2117 (7) 184 (8) サブシステム 評価 ウ 認定試験(QT) 熱平衡試験／ID 3117 コンポーネント 認定試験(QT) 熱平衡試験 要求事項 (ア) 熱設計の評価を行うこと。*16 (イ) 熱数学モデルの評価を行うこと。*17 A 試験予測/実測温度比較による熱数学モデルの評価 B 熱数学モデルの不確定パラメータの評価 データ計測 補足事項 テーラリングガイド 解説 *16 あらかじめ選ばれた節点につい て解析で求めた予測温度と熱平 衡試験の実測温度との差が 5℃ 以内であれば、熱設計は妥当で あると判断される。なお、確認 基準が別途定められている場合 には、その規定に従うものとす る。 *17 予測温度と実測温度との差が規 定された温度範囲内に入らない 場合は、問題点を明確にして、 熱数学モデルのパラメータを変 更して再度解析を行い、予測温 度が規定された温度範囲内に入 るまでこれを繰り返す。この結 果、コンポーネント又は熱数学 モデル自体に修正が行われた場 合は、更に追加熱平衡試験が必 要かどうかの検討を行う。 N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ID 2201 サブシステム 受入試験(AT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 (3) 試験方法 (4) (5) 試験コンフ ィギュレー ション ア イ ウ 試験装置 供試体 セットアップ (境界条件) ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 ア 環境負荷 供試体 機能性能 データ計測 環境負荷 試験条件 185 計測・ データ処理 イ ウ ア (7) (8) 評価 イ 供試体 機能性能 ウ データ計測 補足事項 圧力試験 サブシステム／コンポーネント AT コンポーネント 受入試験(AT) 圧力試験 要求事項 本試験は供試体であるフライトモデルが受入圧力試験条件 に対して耐性を有することを実証する。受入試験の一般要 求事項については 4.2.3.3 項を参照のこと。 特に要求のない限り、表 5-5 に従うこと。 耐圧試験 所定の圧力まで内圧を上昇させ(液体圧力又は気体圧力を適 用する)、5 分間維持した後、圧力を大気圧まで降下させ、 有害な変形が生じないことを立証すること。 ※ ※ ※ 耐圧試験 (ア) 圧力：運用時最大圧力(MEOP)×1.5(別に規定がある場合 を除く) (イ) 温度：最大予測温度と矛盾してはならない。*1 (ウ) 回数：最低 1 回 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。*2 *1 テーラリングガイド 解説 温度に対する強度や破壊に対す る頑強さが補正できれば室温で 行ってもよい。 *2 供試体加圧圧力モニタに影響す るため、周囲の温度変化に注意 すること。 ※ ※ ※ ※ 耐圧試験 降伏による変形又は 0.2%を超す永久歪み及び変形を生じて はならない。 ※ N/A 2201／3201 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、 個別に規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (6) 圧力試験／ID 3201 サブシステム／コンポーネント AT 音響試験 ID 2204 サブシステム 受入試験(AT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 (3) 試験方法 ア (4) 試験コンフ ィギュレー ション 186 試験条件 イ 供試体 ウ セットアップ (境界条件) ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 音響試験／ID 3204 コンポーネント 受入試験(AT) 音響試験 要求事項 本試験は供試体であるフライトモデルが受入音響試験条件 に対して耐性を有することを実証する。受入試験の一般要 求事項については 4.2.3.3 項を参照のこと。 特に要求のない限り、表 5-5 に従うこと。 打上げロケットの音響環境(均一音場)を模擬できる音響試 験設備で試験すること。 N/A (ア) 一般に、気密型のコンポーネント類は、打上げ前の圧 *1 力条件に合わせて加圧して試験を行わなければならな い。 (イ) 打上げ飛行中の内圧又は外圧の変化のために強度、剛 性、荷重条件等が著しく変化すると予想される場合に *2 は、物理的性質が同等で無害な、かつ、供試体に対し て悪影響のないアルコール、水等を充填して試験を行 うこと。 (ウ) 音響試験中は、原則として、打上げ時の動作モードで 運用とすること。*1*2 供試体は、宇宙機本体への取付けインタフェースをできる *3 だけ動的に模擬した試験治具上に取り付けること。*3*4 (ア) 負荷レベルは以下の受入試験レベルとすること。*5*6 A 音圧：最大予測環境+0dB B 試験時間：最大 1min(60s) (イ) 試験条件公差は以下とすること。 A 音圧： (A) オーバーオールレベル：±1.5dB (B) オクターブバンド： +3.0dB/-1.0dB(63Hz-2000Hz) ±5.0dB (31.5Hz, 4kHz, 8kHz) B 試験時間：+10%/-0% 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 *5 テーラリングガイド 解説 ただし、打上げ時非動作の機器 で、かつ、機器を故障させる恐 れのある場合は動作させなくて もよい。 試験時に、電気性能の機能を有 さない代替品を搭載する場合、 コンフィギュレーションについ ては個別に規定する。 供試体に与える負荷について、 音響負荷が支配的である場合 は、供試体を吊り下げる方法を 用いてもよい。 負荷条件が局所音圧上昇を含む 試験レベルの場合、音響試験ハ ンドブックに示す方法で緩和す ることができる(音響試験ハン ドブック 2.2 項を参照)。*7 *4 供試体の設置方法については、 音響試験ハンドブック 4.5 項を 参照。 *6 打上げロケット毎に規定される 音響試験規格に従い試験する。 供試体の特徴により、局所音圧 上昇を含む試験レベルが提示さ れる場合がある。局所音圧上昇 の詳細については、音響試験ハ ンドブック 2.2 項、Appendix B を参照。 *7 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (5) 試験装置 2204／3204 ID 2204 サブシステム 受入試験(AT) ア (6) 供試体 機能性能 イ 187 テーラリングガイド 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 音響試験 サブシステム／コンポーネント AT *11 必要に応じてコンポーネントの クリティカルな部分に歪センサ を取り付けて測定を行う。 解説 マイクロホンの設置について は、音響試験ハンドブック 4.3 項を参照。 *9 制御装置は、各マイクロホンの 信号を周波数バンド毎に分析 し、その分析結果を効果的にリ アルタイムで平均化できる装置 を用いることが望ましい。 *10 音響試験の実施前に、反響室内 に形状、寸法及び吸音率を供試 体に合わせたダミーを設置し、 試験時の音響スペクトラムを事 前に調整することが望ましい。 *8 *12 センサの取付けについては音響 試験ハンドブック 4.4 項を参照。 *13 供試体の共振周波数を評価する 場合は、解析の周波数分解能は 狭帯域とする。この場合の周波 数バンド幅は、一般的に、2Hz から 8Hz 程度が用いられる。 *14 自由度については音響試験ハン ドブック 5.2 項を参照。 N/A N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (8) 評価 (ア) 音響試験の前後においては、コンポーネントの電気性 能試験及び機械的機能試験を行い、コンポーネントの 機能性能に変化のないことを確認すること。 (イ) 試験中、構造的不具合の発生、コンポーネントの誤動 作等を監視すること。これらに対する要求は、個別に 規定すること。 (ア) N/A *11*12 (イ) 解析の自由度(DOF)は 100 以上とすること。*13*14 データ計測 ア (7) コンポーネント 受入試験(AT) 音響試験 要求事項 音圧レベルの制御は、1/1 オクターブバンド幅以下で行うこ と。*8*9*10 環境負荷 計測・ データ処理 ウ 音響試験／ID 3204 N/A N/A 2204／3204 サブシステム／コンポーネント AT ランダム振動試験 ID 2205 サブシステム 受入試験(AT) (1) 試験目的 (2) (3) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 イ (4) 試験コンフ ィギュレー ション 188 ウ 試験条件 ランダム振動試験／ID 3205 コンポーネント 受入試験(AT) ランダム振動試験 要求事項 テーラリングガイド 本試験は供試体であるフライトモデルが受入ランダム振動 試験条件に対して耐性を有することを実証する。受入試験 の一般要求事項については 4.2.3.3 項を参照のこと。 特に要求のない限り、表 5-5 に従うこと。 直交 3 軸の各軸に対して規定のランダム振動を加えること。 N/A (ア) 気密型のコンポーネントは、打上げ前の圧力条件に加 *1 ただし、打上げ時非動作の機器 圧して試験すること。 で、かつ、機器を故障させる恐 (イ) 打上げ中の内圧や外圧の変化で、強度、剛性又は荷重 れのある場合は動作させなくて 条件が著しく変化すると予測される場合には、特別な もよい。 試験によってこれらの影響を評価する方法を検討し試 *2 試験時に、電気性能の機能を有 験を行うこと。 さない代替品を搭載する場合、 (ウ) ランダム振動試験中は、原則として、打上げ時の動作 コンフィギュレーションについ モードで運用とすること。*1*2 ては個別に規定する。 供試体は、規定のランダム振動条件を負荷できる治具に搭 載すること。*3 解説 *3 セットアップ (境界条件) ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 (ア) 負荷レベルは以下の受入試験レベルとすること。*4*5 A 加速度：最大予測環境+0dB B 試験時間：最大 1min(60s) (イ) 試験条件公差は以下とすること。 A 全体実行値レベル：±1.5dB B パワースペクトル密度：+3.0dB/-1.0dB C 振動周波数：±2%又は 1Hz の大きい方 D 試験時間：+10%/-0% 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 *4 内部の共振がクリティカルな場 *5 合は、上位システムと調整の上、 ノッチングが適用される。ノッ チングの詳細については、振動 *6 試験ハンドブック 3.2.2 項を参 照。*6 供試体は、実機又は実機と剛性 が等価なアタッチフィッティン グ等を介して、あるいは、供試 体の主要モードが存在する周波 数帯域において剛とみなせる治 具を介して加振機に取り付ける ことが一般的である。 制御点 は、制御の安定性の観点から、 剛とみなせる箇所とすることが 望ましい。供試体の設置につい ては振動試験ハンドブック 3.4、 3.5 項を参照。 加振条件は宇宙機システム等と のインタフェース条件として規 定された条件を適用する。 ランダム振動試験におけるノッ チングの方法としてはフォース リミット法を推奨する。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (5) 供試体 2205／3205 ID 2205 サブシステム ア (6) 計測・ データ処理 イ ウ 受入試験(AT) ランダム振動試験／ID 3205 コンポーネント 受入試験(AT) 要求事項 N/A *7*8 環境負荷 供試体 機能性能 (ア) ランダム振動試験の前後においては、コンポーネント の電気性能試験及び機械的機能試験を行い、コンポー ネントの機能性能に変化のないことを確認すること。 (イ) 試験中、構造的不具合の発生、コンポーネントの誤動 作等を監視すること。これらに対する要求は、個別に 規定すること。 解析の自由度(DOF)は 100 以上とすること。*9*10 189 (7) 解説 加振制御の詳細については、振 動試験ハンドブック 3.7 項、 Appendix J を参照。 加速度センサの設置について は、振動試験ハンドブック 3.7.1 項を参照。 供試体の共振周波数を評価する 場合は、解析の周波数分解能は 狭帯域とする。この場合の周波 数バンド幅は、一般的に、2Hz から 8Hz 程度が用いられる。 *10 自由度については音響試験ハン ドブック 5.2 項を参照。 *9 N/A N/A N/A N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (8) 評価 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 *7 *8 データ計測 ア ランダム振動試験 テーラリングガイド ランダム振動試験 サブシステム／コンポーネント AT 2205／3205 サブシステム／コンポーネント AT 正弦波振動試験 ID 2206 サブシステム 受入試験(AT) (1) 試験目的 (2) (3) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 イ (4) 供試体 試験コンフ ィギュレー ション 190 ウ 正弦波振動試験／ID 3206 コンポーネント 受入試験(AT) 正弦波振動試験 要求事項 テーラリングガイド 本試験は供試体であるフライトモデルが受入正弦波振動試 験条件に対して耐性を有することを実証する。受入試験の 一般要求事項については 4.2.3.3 項を参照のこと。 特に要求のない限り、表 5-3 に従うこと。 直交 3 軸の各軸に対して規定の正弦波振動を加えること。 N/A (ア) 気密型のコンポーネントは、打上げ前の圧力条件に加 *1 ただし、打上げ時非動作の機器 圧して試験すること。 で、かつ、機器を故障させる恐 (エ) 打上げ中の内圧や外圧の変化で、強度、剛性又は荷重 れのある場合は動作させなくて 条件が著しく変化すると予測される場合には、特別な もよい。 試験によってこれらの影響を評価する方法を検討し試 *2 試験時に、電気性能の機能を有 験を行うこと。 さない代替品を搭載する場合、 (ウ) 正弦波振動試験中は、原則として、打上げ時の動作モ コンフィギュレーションについ ードで運用とすること。*1*2 ては個別に規定する。 供試体は、規定の正弦波振動条件を負荷できる治具に搭載 すること。*3 解説 *3 供試体は、実機又は実機と剛性 が等価なアタッチフィッティン グ等を介して、あるいは、供試 体の主要モードが存在する周波 数帯域において剛とみなせる治 具を介して加振機に取り付ける ことが一般的である。 制御点 は、制御の安定性の観点から、 剛とみなせる箇所とすることが 望ましい。供試体の設置につい ては振動試験ハンドブック 3.4、 3.5 項を参照。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 セットアップ (境界条件) 2206／3206 ID 2206 (5) サブシステム 試験条件 ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 191 ア 供試体 機能性能 ウ ア (7) (8) 評価 コンポーネント 受入試験(AT) 正弦波振動試験 要求事項 テーラリングガイド (ア) 負荷レベルは以下の受入試験レベルとすること。*4 *5 コンポーネントの共振周波数に *4 おいて、その加速度応答が設計 A 加速度： 条件レベルを越え、危険な事象 (A) 最大予測環境×1.0 の発生が予測される場合には、 (B) ノッチングを考慮すること。*5 入力レベルを、主構造体の共振 B 掃引速度： 周波数のところで下げてもよ 掃引速度は 4oct/分とすること。 い。(振動試験ハンドブック 2.3、 C 掃引方向：掃引方向は UP/DOWN の双方向とするこ と。*6 3.1、3.2、3.3、A.1 項を参照) (イ) 試験条件公差は以下とすること。 *6 供試体の非線形性（主要モード A 振幅加速度：±10%(振幅) の固有振動数及び共振倍率の変 B 振動周波数：±2%又は 1Hz の大きい方 化）が顕著に認められない場合 C 掃引速度：N/A には、上位システムと調整の上 で片側掃引にて試験を行うこと ができる。 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 N/A *7*8 *7 環境負荷 計測・ データ処理 イ 正弦波振動試験／ID 3206 データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 正弦波振動試験 サブシステム／コンポーネント AT *8 解説 加振条件は宇宙機本体とのイン タフェース条件として規定され た条件を適用する。 加振制御の詳細については、振 動試験ハンドブック 3.7 項、 Appendix J を参照。 加速度センサの設置について は、振動試験ハンドブック 3.7.1 項を参照。 (ウ) 正弦波振動試験の前後においては、コンポーネントの 電気性能試験及び機械的機能試験を行い、コンポーネ ントの機能性能に変化のないことを確認すること。 (エ) 試験中、構造的不具合の発生、コンポーネントの誤動 作等を監視すること。これらに対する要求は、個別に 規定すること。*7 N/A N/A N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (6) 受入試験(AT) N/A N/A 2206／3206 サブシステム／コンポーネント AT 衝撃試験 ID 2207 サブシステム 受入試験(AT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 ア 試験条件 テーラリングガイド *1 試験装置 イ 供試体 ウ セットアップ (境界条件) ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 N/A 試験時には、原則として衝撃発生イベント時の動作モード とすること。*7*8 *3 *7 *8 供試体は、規定の衝撃条件を負荷できる冶具に搭載するこ と。 (ア) 試験回数は以下の通りとすること。*9 3 軸両方向、2 回ずつ計 6 回 (イ) 試験条件公差は以下の通りであること。 A 衝撃応答スペクトル：+6dB/-3dB B 時刻歴波形：N/A C 衝撃持続時間：N/A 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 *9 ただし、供試体の衝撃損傷に対 して支配的なモードが単一であ ることが明確な場合はこの限り ではない。 （詳細は衝撃試験ハン ドブック Appendix K を参照） *4 *5 *6 解説 衝撃発生源の近くに取り付けら れ、かつ衝撃に敏感なコンポー ネントに対して実施する。 分離、展開・保持解放機構を作 動させる場合は、適切に作動す ることを確認する。 衝撃の波形としては、パルス波、 減衰正弦波等がある。 試験方式の詳細については衝撃 試験ハンドブック 4.1 項を参照。 実作動品の作動によるコンポー ネント受入衝撃試験については ID：1207 システム受入衝撃試験 を適用する。 ただし、打上げ時非動作の機器 で、かつ、機器を故障させる恐 れのある場合は動作させなくて もよい。 試験時に、電気性能の機能を有 さない代替品を搭載する場合、 コンフィギュレーションについ ては個別に規定する。 ただし、試験方法によっていく つかの軸及び方向に同時に規定 の衝撃が加わる場合は、その分 試験回数を減らすことができ る。 JERG-2-130 NOTICE-2 (5) 試験コンフ ィギュレー ション コンポーネント 受入試験(AT) 衝撃試験 要求事項 本試験は供試体であるフライトモデルが受入衝撃試験環境 に対して耐性を有することを実証する。受入試験の一般要 求事項については、4.2.3.3 項を参照のこと。*1*2 特に要求のない限り、表 5-5 に従うこと。 (ア) フライトで生じる衝撃の持続時間と等価なトランジェ ントを一回の瞬時負荷によって、要求される衝撃スペ クトルを生成する方法として各種の試験方法を選択す ること。*3*4*5*6 (イ) 取付け構造を模擬した治具に供試体を取り付けるこ と。 192 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (4) 衝撃試験／ID 3207 *2 試験方法 (3) 2207／3207 ID 2207 (6) サブシステム 計測・ データ処理 受入試験(AT) ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 ウ データ計測 *9*10 193 ア 環境負荷 供試体 機能性能 イ (7) 評価 コンポーネント 受入試験(AT) 衝撃試験 要求事項 (ア) 試験衝撃パルスの衝撃応答スペクトル解析に用いる減 *10 衰比は、 一般に 0.05 を用いること。 これは共振倍率 Q=10 を持つ 1 自由度系に対応するものである。 (イ) 衝撃応答スペクトルへの変換は 1/6 オクターブ以下の バンド幅を用いて行うこと。 (ウ) N/A *10*11 (ア) 衝撃試験の前後においては、コンポーネントの電気性 能試験及び機械的機能試験を行い、コンポーネントの 機能性能に変化のないことを確認すること。 (イ) 試験中、構造的不具合の発生、コンポーネントの誤動 作等を監視すること。これらに対する要求は、個別に 規定すること。 (ア) 試験衝撃パルスの衝撃応答スペクトル解析に用いる減 *12 衰比は、 一般に 0.05 を用いること。 これは共振倍率 Q=10 を持つ 1 自由度系に対応するものである。 (イ) 衝撃応答スペクトルへの変換は 1/6 オクターブ以下の バンド幅を用いて行うこと。 (ウ) N/A *12*13 N/A N/A N/A *14 データ計測 テーラリングガイド ゼロシフトが発生した場合、計 測データを補正することができ る。(詳細は衝撃ハンドブック 5.3 項を参照) 解説 *11 計測にはゼロシフトを起こしに くいセンサを使うことが望まし い。 ゼロシフトが発生した場合、計 測データを補正することができ る。(詳細は衝撃ハンドブック 5.3 項を参照) *13 計測にはゼロシフトを起こしに くいセンサを使うことが望まし い。 *14 ゼロシフトが発生した場合、補 正したデータで評価することが できる。(詳細は衝撃ハンドブッ ク 5.3 項を参照) 補足事項 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ウ (8) 衝撃試験／ID 3207 衝撃試験 サブシステム／コンポーネント AT 2207／3207 サブシステム／コンポーネント AT 2208／3208 熱サイクル試験 ID 2208 サブシステム 受入試験(AT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 熱サイクル試験／ID 3208 コンポーネント 受入試験(AT) 熱サイクル試験 要求事項 テーラリングガイド 熱サイクル試験は、高温・低温のサイクルを繰り返して熱 ストレスを与え、部品・材料や製造上の欠陥を発見するこ とを目的とする。 特に要求のない限り、表 5-5 に従うこと。 ※ 解説 *1 *2 (3) (4) 試験方法*1*2 194 試験コンフ ィギュレー ション ア イ ウ 試験装置 供試体 セットアップ (境界条件) コンポーネントを恒温槽等に入 れ、コンポーネントの温度を変 化させること。 供試体の保護については以下を 考慮すること。低温にさらして いる間にコンポーネントに水蒸 気を結露させぬように、除湿す ること。特に気密構造でない機 器の場合は、乾燥空気か窒素ガ スで恒温槽内をパージするこ と。 N/A ※ ※ JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ID 2208 (5) サブシステム 試験条件 ア 受入試験(AT) 負荷条件 195 計測・ データ処理 周囲環境条件 ア 環境負荷 熱サイクル試験 サブシステム／コンポーネント AT コンポーネント 受入試験(AT) 熱サイクル試験 要求事項 テーラリングガイド (ア) 基本的にコンポーネントは図 3208-1 に示すプロファイ ルに従うこと。 【サブシステムの場合】図 2208-1 に示すプロファイル に従い変化させること。 (イ) 熱サイクルは、まず常温から開始すること。機器を動 作させ主要パラメータをモニタしながらコンポーネン *3 温度移行時間を短縮するために トの温度規定点をターンオン下限温度まで下げて安定 移行期間中に機器を非動作にし させ、機器を一旦非動作にした後、再度動作させるこ て良い。 と。*3,4 *4 ターンオン下限温度まで機器の 十分低温にさらした後、機器を動作させたままコンポ 温度が下がらない場合は機器を ーネントの温度規定点を高温さらし温度まで上げて安 非動作の状態で安定させて良 定させ、機器を一旦非動作にした後、再度動作させる い。 こと。十分高温にさらした後、機器を動作させたまま 常温に戻すこと。これを 1 サイクルとすること。 (ウ) 負荷条件は以下の通りとすること。 A 圧力：常圧 B 温度*5 (A) 高温浸し・さらし：受入試験温度範囲上限 *6 熱サイクル試験は、熱真空試験 (B) 低温浸し・さらし：受入試験温度範囲下限 と組み合わせることで熱真空試 C 時間 験サイクル数を削減し、試験経 (A) サイクル数：8 サイクル以上*6 費等の節減を図るものである。 【サブシステムの場合】8 サイクルの内、1 サイ クルを浸しとすること。 (B) 【サブシステムの場合】低温・高温浸し時間：各 24h/サイクル以上 (C) 低温・高温さらし時間：各 1h/サイクル以上 (D) 温度安定状態到達後、機能性能測定開始まで： 規定点温度が、温度安定状態で 1 時間以上 D 昇温・降温平均速度 ハードウェア限界以内で軌道上予測最大値以上の値 とすること。*7 (エ) 温度安定の基準は、温度変化率 3℃/h 以内とすること。 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 ※ 2208／3208 解説 *5 温度範囲の詳細は熱真空試験ハ ンドブック 3.2 項を参照。 *7 機器の仕様、軌道上予測、試験 設備上の制約等を考慮して、適 切な値を設定する。ガイドライ ンは 1℃/min 以上とする。詳細 については熱真空試験ハンドブ ック 3.2 項を参照。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (6) イ 熱サイクル試験／ID 3208 サブシステム／コンポーネント AT 熱サイクル試験 ID 2208 (6) (7) (8) サブシステム 計測・ データ処理 評価 受入試験(AT) イ 供試体 機能性能 ウ ア データ計測 環境負荷 イ 供試体 機能性能 ウ データ計測 補足事項 2208／3208 熱サイクル試験／ID 3208 コンポーネント 受入試験(AT) 熱サイクル試験 要求事項 テーラリングガイド (ア) 高温・低温浸し時、最初と最後のサイクルの低温及び 高温さらし時並びに試験前後の常温において、 ID3211(機能試験)に従い機能性能試験を行うこと。 (イ) 試験中のその他の期間は、電子回路については、冗長 系を含む種々の動作を繰り返し、故障発見に有効なパ ラメータをできる限りモニタすること。 N/A 解説 ※ 各コンポーネントについて以下の評価を行うこと。 (ア) 各コンポーネントの要求性能と試験において取得され た機能性能データとの比較及び評価 (イ) 各コンポーネントが印加された環境に耐えることの確 認 N/A N/A 196 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 温度 ターンオン ターンオン ターンオン温度上限 OFF ＊ 受入試験温度範囲上限 24hr以上 ＊ OFF ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ 常温 197 ＊ 受入試験温度範囲下限 ＊ OFF ＊ ＊ OFF ターンオン ＊ ＊ ＊ 24hr以上 ターンオン 時間 ：機能性能試験 ＊ ：サブシステム内機器の温度が、温度安定状態で 1時間以上 図 2208-1 熱サイクル試験 熱サイクル試験 サブシステム／コンポーネント AT 2208／3208 基本プロファイル(サブシステム) JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ターンオン温度下限 サブシステム／コンポーネント AT 2208／3208 熱サイクル試験 温度 ターンオン ターンオン温度上限 受入試験温度範囲上限 ＊ ＊ OFF ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ 常温 198 ＊ ターンオン温度下限 OFF ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ ターンオン 時間 ：機能性能試験 ＊ ：規定点温度が、温度安定状態で1時間以上 図 3208-1 熱サイクル試験 基本プロファイル(コンポーネント) JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 受入試験温度範囲下限 ID 2209 サブシステム 受入試験(AT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 (3) 試験方法 (4) 試験コンフ ィギュレー ション ア 試験装置 イ 供試体 ウ セットアップ (境界条件) 199 試験条件 ア 負荷条件 コンポーネント 受入試験(AT) 熱真空試験 要求事項 テーラリングガイド 熱真空試験は、コンポーネントを熱真空環境に浸すことに より部品・材料や製造上の欠陥を発見することを目的とす る。 特に要求のない限り、表 5-5 に従うこと。 供試体の保護については以下を考慮すること。 *1 打上げ上昇段階でのみ通電状態 で運用するコンポーネントにつ 打上げ上昇段階で運用されず、かつ通電状態とすることで いては、規定の真空状態に到達 放電による損傷の恐れがある機器は、規定の真空状態に達 した時点で非通電状態にしても した後に通電状態とすること。*1 よい。 N/A コンポーネントの表面処理は、フライト状態と同一とする こと。 コンポーネントをスペースチャンバ内に入れ、恒温板に取 り付けるか又は宇宙機システムへの搭載時と同様に支持す ること。また、コンポーネントから恒温板への熱伝導量と 周囲への熱放射量の比がフライト環境下と同等となるよう に必要な処置を実施すること。 (ア) スペースチャンバの環境条件は、原則として以下の値 に設定すること。*2 *4 供試体の温度をシュラウド温度 A 真空度：1.3×10-3Pa (1×10-5Torr) 以下*3 より低くする必要がある場合は B シュラウド温度：100K (-173℃) 以下*4*5*6 別途設定する。 (イ) 試験条件公差は以下の通りとすること。 *5 IR 法のうち、シュラウドそのも A ソーラ照射強度： のを加熱源とする IR シュラウ (A) 面内均一度：平均値の±5% ド法の場合は除く。 (B) 空間均一度：平均値の±10% B IR 照射強度：±5% C 供試体温度設定： (A) 高温：+3℃/-0℃ (B) 低温：+0℃/-3℃ 解説 *2 *3 *6 詳細については、熱真空試験ハ ンドブック Appendix G.1、G.2 を参照。 宇宙空間の真空状態を模擬する ため。 宇宙空間のヒートシンク特性を 模擬するため。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (5) 熱真空試験／ID 3209 熱真空試験 サブシステム／コンポーネント AT 2209／3209 サブシステム／コンポーネント AT 熱真空試験 ID 2209 (5) サブシステム 試験条件 受入試験(AT) イ 周囲環境条件 熱真空試験／ID 3209 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 コンポーネント 受入試験(AT) 熱真空試験 要求事項 テーラリングガイド (ウ) 負荷条件は以下の通りとすること。 A 温度*7 (A) 高温浸し・さらし：受入試験温度範囲上限 (B) 低温浸し・さらし：受入試験温度範囲下限 B 時間 (A) サイクル数：8 サイクル以上、さらしとすること。 【サブシステムの場合】8 サイクル以上、内 1 サ イクルを浸し、他をさらしとすること。 (B) 【サブシステムの場合】低温・高温浸し時間：各 24h/サイクル以上 (C) 低温・高温さらし時間：各 1h/サイクル以上 (D) 温度安定状態到達後、機能性能測定開始まで： サブシステム内機器の温度が、温度安定状態で 1 時間以上 C 昇温・降温平均速度 ハードウェア限界以内で軌道上予測最大値以上の値 とすること。*8 (エ) 熱真空試験温度・圧力プロファイルは、基本的に図 3209-1 に従い変化させること。 【サブシステムの場合】図 2209-1 に従い変化させるこ *9 温度移行時間を短縮するために 移行期間中に機器を非動作にし と。 て良い。 (オ) 熱サイクルは、まず常温から開始すること。機器を動 *10 ターンオン下限温度まで機器の 作させ主要パラメータをモニタしながらコンポーネン 温度が下がらない場合は機器を トの温度規定点をターンオン下限温度まで下げて安定 非動作の状態で安定させて良 させ、機器を一旦非動作状態にした後、再び動作させ い。 ること。*9,10 十分低温にさらした後、機器を通電状態のままコンポ ーネントの温度規定点を高温さらし温度まで上げて安 定させ、機器を一旦非動作にした後、再び動作させる こと。十分高温にさらした後、機器を通電状態のまま 常温に戻すこと。これで 1 サイクルが終了する。 (カ) 温度安定の基準は、温度変化率 3℃/h 以内とすること。 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 解説 *7 温度範囲の詳細は熱真空試験ハ ンドブック 3.2 項を参照。 *8 機器の仕様、軌道上予測、試験 設備上の制約等を考慮して、適 切な値を設定する。ガイドライ ン値は、1℃/min 以上とする。詳 細については熱真空試験ハンド ブック 3.2 項を参照。 JERG-2-130 NOTICE-2 負荷条件 200 ア 2209／3209 ID 2209 サブシステム ア (6) 受入試験(AT) 供試体 機能性能 201 ア (7) データ計測 環境負荷 評価 供試体 機能性能 ウ データ計測 補足事項 イ (8) 熱真空試験 サブシステム／コンポーネント AT (ア) 打上げ上昇段階で通電状態となるコンポーネントにつ いては、試験開始時の減圧中及び試験終了時の加圧中 に放電チェックを行うこと。*12 この場合、常圧から 20 Pa(0.15 Torr)までの減圧時間又は 加圧時間は 10 分間以上とすること。*13 (イ) RF 機器は、マルチパクティングが起きないことを確認 するため規定の真空状態でモニタすること。 (ウ) 高温・低温浸し時、最初と最後のサイクルの低温・高 温さらし時並びに試験前後の常温において、ID 3211(機 能性能試験)に従い機能性能試験を行うこと。 (エ) RF 機器は、設計周波数における最大出力で運用するこ と。減圧中又は加圧中に放電チェックをするために RF 出力をモニタする際は、スペクトラム測定機器を用い ること。*14 (オ) 可動部分を持つ機器は、最悪環境条件下において力又 はトルクの設計マージンを測定すること。 テーラリングガイド 解説 一般に、内部の熱設計上、熱伝 導が支配的なコンポーネントは ベースプレートを温度規定点と し、熱放射が支配的なコンポー ネントはケース上の代表点を温 度規定点とする。 *12 放電チェックは、周囲圧力が打 上げ前の状態から最終軌道レベ ルまで減少して行くとき、宇宙 機が放電によって永久的な損傷 を受けないことを確認するため に行われる。放電チェックの方 法は熱真空試験ハンドブック 3.7.1 項を参照。 *13 放電にクリティカルな圧力範囲 に十分な時間さらすため。 *11 *14 試験中のその他の期間は、電子 回路については、冗長系を含む 種々の運用モードを繰り返し、 故障発見に有効なパラメータを できる限りモニタする。 N/A (ア) 設定温度レベルの評価を行うこと。 A 各コンポーネントの要求温度レベルと実際に設定さ れた温度レベルとの比較及び評価 B 各コンポーネントのフライト予想温度と実際に設定 された温度レベルとの比較及び評価 (イ) コンタミネーションの評価を行うこと。 A コンタミネーションの発生の有無の評価 B コンタミネーション源の評価 C コンタミネーションにより機器が受けた影響の評価 ※ N/A N/A 2209／3209 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ウ コンポーネント 受入試験(AT) 熱真空試験 要求事項 (ア) 試験温度を設定及びモニタする温度センサは、コンポ ーネント温度規定点に取り付けること。*11 環境負荷 計測・ データ処理 イ 熱真空試験／ID 3209 サブシステム／コンポーネント AT 2209／3209 熱真空試験 汚染及び放電防止用 初期ベーキング 温度 ターンオン ターンオン ターンオン温度上限 ＊ ＊ OFF 受入試験温度範囲上限 24hr以上 OFF ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ 放電チェック 常温 ＊ 受入試験温度範囲下限 ターンオン温度下限 ＊ 202 OFF ターンオン ＊ OFF ＊ ＊ ＊ 24hr以上 ターンオン 常圧 20 Pa (0.15 T orr) 圧力 0.0013 Pa (10-5 Torr) 以下 時間 ：機能性能試験 ＊ ：サブシステム内機器の温度が、温度安定状態で 1時間以上 図 2209-1 熱真空試験 基本プロファイル(サブシステム) JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 常圧 ＊ 汚染及び放電防止用 初期ベーキング 温度 ターンオン ターンオン温度上限 ＊ ＊ OFF 受入試験温度範囲上限 ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ 放電チェック 常温 ＊ 受入試験温度範囲下限 203 ターンオン温度下限 ＊ OFF ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ ターンオン 常圧 20 Pa (0.15 T orr) 圧力 0.0013 Pa (10-5 Torr) 以下 時間 ：機能性能試験 ＊ ：規定点温度が、温度安定状態で1時間以上 図 3209-1 熱真空試験 基本プロファイル(コンポーネント) 熱真空試験 サブシステム／コンポーネント AT 2209／3209 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 常圧 サブシステム／コンポーネント AT 機能性能試験 ID 2211 サブシステム 受入試験(AT) 204 (1) 試験目的 (2) 試験時期 2211／3211 *1 *2 解説 機能性能試験には、各々のコン ポーネントのコンフィギュレー ションに関して、電気的連続性、 安定性、応答性、フィットチェ ック、その他特別の試験を含む。 機械的機能試験には、各々のコ ンポーネントのコンフィギュレ ーションに関して、アライメン ト、フィットチェック等の試験 を含む。また、更にトルク、負 荷及び動作の測定を含む。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 機能性能試験／ID 3211 コンポーネント 受入試験(AT) 機能性能試験 要求事項 テーラリングガイド 本試験は、コンポーネントの電気的、機械的性能が仕様要 求に合致していることを確認するものである。*1 (ア) 電気性能試験 コンポーネントの冗長系を含む原則として全ての電気 性能が、規定された環境条件下又はその環境にさらさ れる前後において、コンポーネントが宇宙機システム で運用されるあらゆるモードで要求される電気性能を 満たしていることを確認する。 (イ) 機械的機能試験*2 コンポーネントの機械的機能性能が、環境試験中に劣 化することなく、個別試験仕様の要求機能を満足して いるかどうかを確認する。 機能性能試験は、それぞれの仕様要求に合致する性能を保 *3 この場合の電気性能試験は、試 証するため、原則として各々の環境試験前後に実施するこ 験期間等の制限により主要な項 と。 目について試験を行う簡略型の (ア) 電気性能試験 電気性能試験としてもよい。 環境試験の実施前に初期電気性能試験を行い、環境試 験を終了した時点で最終電気性能試験を行わなければ ならない。更に、スピン、振動、音響、熱真空及び熱 サイクル等の各試験の前後並びにその途中において、 これらの試験でコンポーネント性能に支障がなかった かどうかを確認するため、原則として電気性能試験を 行わなければならない。*3 (イ) 機械的機能試験 原則として、各環境試験の前後に実施しなければなら ない。 (3) 205 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (4) サブシステム 受入試験(AT) 機能性能試験 サブシステム／コンポーネント AT 2211／3211 解説 JERG-2-130 NOTICE-2 機能性能試験／ID 3211 コンポーネント 受入試験(AT) 機能性能試験 要求事項 テーラリングガイド コンポーネント内にソフトウェアを内蔵する機器について は、そのソフトウェアの機能性能が評価方法の確立したエ ミュレータによって検証されていることを確認し、コンポ ーネントの機能性能試験を実施しなければならない。 (ア) 電気性能試験 C 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 コンポーネントの電気性能が個別試験仕様の要求性 試験方法 能を満足しているかどうかを確認すること。また、 以後に続いて行う電気性能試験でその性能が劣化し たかどうかを判断するための基準値を定めるもので ある。 D 初期電気性能試験以降の試験：※ (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験 試験に使用する装置は、次の事項に注意して設計しな ければならない。 A 装置は、供試体に対し干渉等有害な影響を与えぬよう 設計すること。 B すべての試験用回線は、不注意による接地又は短絡に よって、宇宙機に損傷を与えないように設計するこ ア 試験装置 と。 試験コンフ C 火工品装置は、火工品系の試験を実施する場合を除 ィギュレー き、常に安全な状態にしておくこと。火工品系と他の ション 宇宙機システムとの相互作用を試験するために行う 電気性能試験以外は、すべて電気性能試験の前に火工 品装置が働かないことを確認すること。 (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験：※ イ 供試体 (イ) 機械的機能試験：※ セットアップ (ア) 電気性能試験：※ ウ (境界条件) (イ) 機械的機能試験：※ ID 2211 サブシステム／コンポーネント AT 機能性能試験 ID 2211 (5) サブシステム 試験条件 ア イ ア 206 イ 計測・ データ処理 ウ 受入試験(AT) 機能性能試験／ID 3211 コンポーネント 受入試験(AT) 機能性能試験 要求事項 テーラリングガイド (ア) 電気性能試験 *4 この場合の電気性能試験は、試 験期間等の制限により主要な項 A 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 目について試験を行う簡略型の コンポーネントに軌道上予測される運用時の負荷を 電気性能試験としてもよい。 与えて行わなければならない。*4 B 初期電気性能試験以降の試験 初期電気性能試験以降の試験についても、初期電気 負荷条件 性能試験に規定された運用負荷で行わなければなら ない。ただし、規定された環境条件下での試験期間 中は、それらの環境に適した動作モードで実施する ものとする。 (イ) 機械的機能試験：※ 周囲環境条件 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 (ア) 電気性能試験：※ 環境負荷 (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験 A 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 電気負荷等に対する各機器の応答は、原則として、 テレメトリを通して測定すること。ただし、測定精 度を要する機器の場合には、直接的な測定を行うこ と。 供試体 B 初期電気性能試験以降の試験 機能性能 初期電気性能試験以降の試験についても、初期電気 性能試験に規定された測定方法で行わなければなら ない。ただし、規定された環境条件下での試験期間 中は、それらの環境に適した動作モードで実施する ものとする。 (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験 A 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 電気性能の劣化状況を判定するために必要なすべて のデータを記録しなければならない。 B 初期電気性能試験以降の試験 データ計測 電気性能の記録は、時系列にコンポーネントの動作 モード、機械的な配列形態、環境条件、与えた入力 等を記録したものであること。 (イ) 機械的機能試験：※ 解説 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (6) 2211／3211 ID 2211 (7) (8) サブシステム 評価 受入試験(AT) ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 ウ データ計測 補足事項 機能性能試験／ID 3211 コンポーネント 要求事項 (ア) 電気性能試験：※ (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験：※*5 (イ) 機械的機能試験：※*5 (ア) 電気性能試験：※ (イ) 機械的機能試験：※ N/A 受入試験(AT) 機能性能試験 テーラリングガイド 解説 *5 各試験での測定データのトレン ド評価を行う。 207 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 機能性能試験 サブシステム／コンポーネント AT 2211／3211 サブシステム／コンポーネント AT ならし試験 ID 2212 サブシステム 受入試験(AT) 208 (1) 試験目的 (2) 試験時期 (3) 試験方法 ア 試験装置 試験コンフ イ 供試体 ィギュレー セットアップ ション ウ (境界条件) (4) 試験条件 ア イ 負荷条件 周囲環境条件 ならし(バーンイン及びウェアイン)試験／ID 3212 コンポーネント 受入試験(AT) ならし(バーンイン及びウェアイン)試験 要求事項 テーラリングガイド 解説 コンポーネントの製造後早い時期に発生する部品及び材料 *1 極めて限られたサイクル寿命を *2 コンポーネントレベルでならし の欠陥やワークマンシップによる欠陥を発見することを目 持つ部品については、ならし試 試験を行うことにより、宇宙機 的とする。*1*2 験の要求から除外する。 システムレベルでの不具合発生 の比率を低く抑えることがで き、コスト及びスケジュールの 上で有利となる。 (ア) 全機能を可能な限り動作状態とし、かつ、不具合の発 見に適したコンポーネントのパラメータ及び主要項目 *3 温度サイクルがコンポーネント が常時モニタできるよう配慮して実施すること。*3 の初期不良発見やワークマンシ (イ) バルブ、スラスタ等は、動作時間より動作回数の累積 ップエラーの発見に極めて有効 の方が初期故障の起因となりやすいため、その機能の と判断される場合は、熱サイク 反復を常温条件下で実施すること。スラスタにとって ル試験を併用してもよい。 実噴射の 1 サイクルとは、噴射開始、連続噴射、噴射 終了(シャットダウン)を含むものとする。ヒドラジン燃 料を使用するスラスタの実噴射時には、噴射によるヒ ドラジンのすべての痕跡がフライトバルブから完全に 除ける手段を講ずるべきである。 ※ ※ ※ ※ (ア) 温度 常温とすること。ただし、コンポーネントのサイクル 試験のために温度条件を課する場合は、高温側は、受 入試験温度上限値、低温側は、受入試験温度下限値と すること。 (イ) 印加時間及び回数 A 電子/電気コンポーネント 宇宙機システム組込みまでの全作動時間：製造段階 からの累積として、240 時間以上。 宇宙機システム受渡し時に不足する動作時間を予測 し、この時間をコンポーネントならし試験として割 り振ること。*4*5 B バルブ、スラスタ等のコンポーネント 最低 100 サイクルの反復 常温常圧状態を原則とする。 *4 コンポーネントレベル及びサブ システムレベルの両方でならし 試験が実施される場合は、それ らの合計時間が目標時間以上と なるように行っても良い。 *5 冗長系を有するものについて は、待機中の時間を動作時間に 含めずならし試験に割り振る時 間に配慮する。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (5) 2212／3212 ID 2212 (6) サブシステム 計測・ データ処理 受入試験(AT) ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 ウ ア (7) 209 (8) 評価 データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 ならし(バーンイン及びウェアイン)試験／ID 3212 コンポーネント 受入試験(AT) ならし(バーンイン及びウェアイン)試験 要求事項 テーラリングガイド 解説 ※ ならし試験のための機能試験は、万一性能劣化の発生があ った場合、その発見を容易にするのに必要なベースライン データを準備するために、この試験の開始時に実施するこ と。 この機能試験は、試験の最後の 2 時間の中でも実施するこ と。ただし、24 時間以上のならし試験を実施する場合は、 ならし試験の中間でも機能試験を実施すること。 すべての冗長を含む全回路の不具合の発見に適したパラメ ータ及び主要項目は、ならし試験期間を通してモニタする。 電子回路の ON/OFF は、操作を模擬するため、試験中に実 施すること。 ※ ※ ※ ※ N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ならし試験 サブシステム／コンポーネント AT 2212／3212 サブシステム／コンポーネント AT 2214／3214 リーク試験 ID 2214 サブシステム 受入試験(AT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 コンポーネント 受入試験(AT) リーク試験 要求事項 加圧を受けるコンポーネントが、供試体に応力が生ずるよ うな環境試験の前後において、仕様として設計上要求され ている漏洩の比率(リークレート)を満足していることを立 証する。 リーク試験は耐圧試験後に実施すること。 試験方法は、最大の許容リークレートを十分な感度と精度 で矛盾することなく計測できるものを採用すること。*1 210 試験コンフ ィギュレー ション ア イ ウ 試験装置 供試体 セットアップ (境界条件) ア 負荷条件 *1 代表的試験方法を示す。 (ア)方法-Ⅰ(粗い(グロス)リーク試 験) (イ)方法-Ⅱ(精密なリーク試験) (ウ)方法-Ⅲ(バッテリケース又は加 圧コンポーネントに対して) (エ)方法-Ⅳ(ハーメチックシールさ れたアルカリ蓄電池に対して) (オ)方法-Ⅴ(加圧流体システムにお けるコンポーネントに対して) シール特性が圧力に依存する場 合は、最小の使用圧力を適用す ること。 代表的な方法における試験レベ ルと時間は、次のとおりである。 (ア)方法-Ⅰ：浸す時間は、各々の圧 力に対して 60 分とする。 (イ)方法-Ⅱ：外部圧力は、 0.13Pa(0.001Torr)以下、時間は、 4 時間(1 日以上軌道上で動作さ れる機器について)とする。 (ウ)方法-Ⅲ：試験圧力は、一般的に 343kPa(50psi)以下とする。(代表 例として、6.9kPa(1psi)にて 6 時 間、室温条件) (エ)方法-Ⅳ：試験結果は、数秒で確 認できる。 (オ)方法-Ⅴ：推進システムコンポー ネントのリーク試験時間は、通 常の燃料充填下のこの状態の時 間を超えてはならない。 *3 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 試験条件 解説 ※ ※ ※ (ア) 圧力*2 *2 A 負荷圧力：サブシステムの最大動作圧力で行うこと。 B 試験条件公差：+0%/-10% (イ) 試験時間*3 重要なリークの発見に十分な長さとすること。 (5) テーラリングガイド 試験方法 (3) (4) リーク試験／ID 3214 ID 2214 サブシステム 受入試験(AT) リーク試験／ID 3214 コンポーネント 要求事項 ※ (5) 試験条件 イ 受入試験(AT) リーク試験 テーラリングガイド *4 周囲環境条件 *5 ア (6) (7) (8) 計測・ データ処理 評価 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 ア 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 解説 バックグランド値を低くするた め、試験室内にトレーサガスが 滞留しない様にする。 圧力変化を抑えるため、試験室 内の温度に注意する。 ※ ※ ※ ※ ※ ※ N/A 211 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 リーク試験 サブシステム／コンポーネント AT 2214／3214 サブシステム／コンポーネント 加速度試験 (2) (3) (4) 212 サブシステム 解説 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (5) 2302／3302 プロトフライト試験(PFT) 加速度試験／ID 3302 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) 加速度試験 要求事項 テーラリングガイド (ア) 本試験は供試体であるプロトフライトモデルがプロト フライト加速度試験条件に対して耐性を有することを 試験目的 実証する。プロトフライト試験の一般要求事項につい ては 4.2.3.4 項を参照のこと。 試験時期 特に要求のない限り、表 5-6 に従うこと。 定常加速度荷重に対する強度を検証するために、加速度試 *1 正弦波振動試験等の他の試験に 験を実施する。*1 よって加速度試験を実施するの 試験方法 と同等の強度評価が可能な場合 には、その試験によって代替し てもよい。 ア 試験装置 ※ 試験コンフ イ 供試体 ※ ィギュレー セットアップ ※ ション ウ (境界条件) (ア) 負荷レベルは以下のプロトフライト試験レベルとする *2 コンポーネントの取付位置が分 こと。*2 からない場合には､宇宙機シス A 加速度 テムの回転軸から最も離れた位 (A) 最大予測環境×1.5 置に取り付けたものと仮定し、 (最大予測環境が平均+2σ 値の時) 最も厳しい加速度条件で試験す (B) 最大予測環境×1.25 ること。 (最大予測環境が平均+3σ 値の時) B 負荷時間 コンポーネントは、表 3302-1 に示す 2 つのレベルの 各々に対して少なくとも 30 秒間の加速度試験を行う こと。 ア 負荷条件 (A) コンポーネントに対する加速度の方向が分から 試験条件 ない場合には、大きい方の加速度値を用いてレベ ルⅠ及びレベルⅡの試験を実施すること。 (B) 加速度の許容値 遠心加速度試験機により加えるコンポーネントの 各部の加速度は規定された加速度レベルの±10% 以内に保つこと。(最大予測環境が平均+3σ) (イ) 試験条件公差は以下とすること。 A 定常加速度：+2%/-5% B 供試体内バラツキ：±10%以内 C 負荷時間：+10%/-0% イ 周囲環境条件 特に要求事項のない限り、4.7 項に従うこと。 ID 2302 (1) PFT プロトフライト試験(PFT) 加速度試験／ID 3302 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) 加速度試験 要求事項 テーラリングガイド ア 環境負荷 ※ 機能性能試験を加速度試験の前後で行う。電気的なコンポ 計測・ 供試体 ーネントは、フライト時に運用されるものであれば試験中 イ データ処理 機能性能 通電状態とし、破損や信号の断続性をモニタする。 ウ データ計測 ※ ア 環境負荷 ※ 供試体 ※ 評価 イ 機能性能 ウ データ計測 ※ N/A 補足事項 ID 2302 (6) (7) (8) サブシステム 解説 表 3302-1 加速度試験の環境条件 レベルⅠ 213 レベルⅡ 試験回数 加速度レベル(G*) 3 軸、各軸両方向 計6回 �A2t +A 2 r 2 1 �A2t +A * 1G=9.80665 m/s2 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 At ：プロトフライトモデルの宇宙機システムの機軸方向加速度 アポジ推進系、各段エンジンによる宇宙機システムの推進軸加速度の最大値をとるものとする。 Ar ：1.68rN2×10-3 r=宇宙機システムスピン軸からサブシステム及びコンポーネント重心までの距離(m) N=飛行時の予測最大スピン率(rpm) A1 ：プロトフライトモデルの宇宙機システムの横軸方向加速度 加速度試験 サブシステム／コンポーネント PFT 2302／3302 サブシステム／コンポーネント 音響試験 (2) (3) (4) 214 サブシステム 解説 *5 供試体の設置方法については、 音響試験ハンドブック 4.5 項を 参照。 *7 打上げロケット毎に規定される 音響試験規格に従い試験する。 供試体の特徴により、局所音圧 上昇を含む試験レベルが提示さ れる場合がある。局所音圧上昇 の詳細については、音響試験ハ ンドブック 2.2 項、Appendix B を参照。 *8 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (5) 2304／3304 プロトフライト試験(PFT) 音響試験／ID 3304 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) 音響試験 要求事項 テーラリングガイド 本試験は供試体であるプロトフライトモデルがプロトフラ *1 音響試験とランダム振動試験の イト音響試験条件に対して耐性を有することを実証する。 どちらの試験を実施するかは個 プロトフライト試験の一般要求事項については 4.2.3.4 項を 別に規定される。音響試験とラ 試験目的 参照のこと。*1 ンダム振動試験の選択について は表 5-6 を参照。 試験時期 特に要求のない限り、表 5-6 に従うこと。 打上げロケットの音響環境(均一音場)を模擬できる音響試 試験方法 験設備で試験すること。 N/A ア 試験装置 (ア) 一般に、気密型のコンポーネント類は、打上げ前の圧 *2 ただし、打上げ時非動作の機器 力条件に合わせて加圧して試験を行わなければならな で、かつ、機器を故障させる恐 い。 れのある場合は動作させなくて (イ) 打上げ飛行中の内圧又は外圧の変化のために強度、剛 もよい。 性、荷重条件等が著しく変化すると予想される場合に *3 試験時に、電気性能の機能を有 イ 供試体 は、物理的性質が同等で無害な、かつ、供試体に対し さない代替品を搭載する場合、 試験コンフ て悪影響のないアルコール、水等を充填して試験を行 コンフィギュレーションについ ィギュレー うこと。 ては個別に規定する。 ション (ウ) 音響試験中は、原則として、打上げ時の動作モードで 運用とすること。*2*3 供試体は、宇宙機本体への取付けインタフェースをできる *4 供試体に与える負荷について、 だけ動的に模擬した試験治具上に取り付けること。*4*5 音響負荷が支配的である場合 セットアップ ウ は、供試体を吊り下げる方法を (境界条件) 用いてもよい。 (ア) 負荷レベルは以下のプロトフライト試験レベルとする *6 負荷条件が局所音圧上昇を含む こと。*6*7 試験レベルの場合、音響試験ハ A 音圧：最大予測環境+3dB ンドブックに示す方法で緩和す B 試験時間：最大 1min(60s) ることができる(音響試験ハン (イ) 試験条件公差は以下とすること。 ドブック 2.2 項を参照)。*8 ア 負荷条件 A 音圧： 試験条件 (A) オーバーオールレベル：±1.5dB (B) オクターブバンド： +3.0dB/-1.0dB(63Hz-2000Hz) ±5.0dB(31.5Hz, 4kHz, 8kHz) B 試験時間：+10%/-0% イ 周囲環境条件 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 ID 2304 (1) PFT ID 2304 サブシステム プロトフライト試験(PFT) 音響試験／ID 3304 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) 音響試験 要求事項 テーラリングガイド 音圧レベルの制御は、1/1 オクターブバンド幅以下で行うこ と。*9*10*11 ア (6) 環境負荷 計測・ データ処理 供試体 機能性能 イ 215 データ計測 ア (7) (8) 評価 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 音響試験 サブシステム／コンポーネント PFT *12 必要に応じてコンポーネントの クリティカルな部分に歪センサ を取り付けて測定を行う。 *13 センサの取付けについては音響 試験ハンドブック 4.4 項を参照。 *14 供試体の共振周波数を評価する 場合は、解析の周波数分解能は 狭帯域とする。この場合の周波 数バンド幅は、一般的に、2Hz から 8Hz 程度が用いられる。 *15 自由度については音響試験ハン ドブック 5.2 項を参照。 N/A N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ウ (ア) 音響試験の前後においては、コンポーネントの電気性 能試験及び機械的機能試験を行い、コンポーネントの 機能性能に変化のないことを確認すること。 (イ) 試験中、構造的不具合の発生、コンポーネントの誤動 作等を監視すること。これらに対する要求は、個別に 規定すること。 (ア) コンポーネント等の仕様要求や動的解析を行うため に、必要なコンポーネントの取付け点に加速度センサ を取り付けて測定を行うこと。*12*13 (イ) 解析の自由度(DOF)は 100 以上とすること。*14*15 解説 マイクロホンの設置について は、音響試験ハンドブック 4.3 項を参照。 *10 制御装置は、各マイクロホンの 信号を周波数バンド毎に分析 し、その分析結果を効果的にリ アルタイムで平均化できる装置 を用いることが望ましい。 *11 音響試験の実施前に、反響室内 に形状、寸法及び吸音率を供試 体に合わせたダミーを設置し、 試験時の音響スペクトラムを事 前に調整することが望ましい。 *9 N/A N/A 2304／3304 サブシステム／コンポーネント ランダム振動試験 (2) (3) (4) 216 サブシステム JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (5) 2305／3305 プロトフライト試験(PFT) ランダム振動試験／ID 3305 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) ランダム振動試験 要求事項 テーラリングガイド 解説 本試験は供試体であるプロトフライトモデルがプロトフラ イトランダム振動試験条件に対して耐性を有することを実 試験目的 証する。プロトフライト試験の一般要求事項については 4.2.3.4 項を参照のこと。 試験時期 特に要求のない限り、表 5-6 に従うこと。 試験方法 直交 3 軸の各軸に対して規定のランダム振動を加えること。 N/A ア 試験装置 (ア) 気密型のコンポーネントは、打上げ前の圧力条件に加 *1 ただし、打上げ時非動作の機器 圧して試験すること。 で、かつ、機器を故障させる恐 (イ) 打上げ中の内圧や外圧の変化で、強度、剛性又は荷重 れのある場合は動作させなくて 条件が著しく変化すると予測される場合には、特別な もよい。 イ 供試体 試験によってこれらの影響を評価する方法を検討し試 *2 試験時に、電気性能の機能を有 験を行うこと。 さない代替品を搭載する場合、 (ウ) ランダム振動試験中は、原則として、打上げ時の動作 コンフィギュレーションについ モードで運用とすること。*1*2 ては個別に規定する。 試験コンフ *3 供試体は、実機又は実機と剛性 供試体は、規定のランダム振動条件を負荷できる治具に搭 ィギュレー が等価なアタッチフィッティン 載すること。*3 ション グ等を介して、あるいは、供試 体の主要モードが存在する周波 数帯域において剛とみなせる治 具を介して加振機に取り付ける セットアップ ウ ことが一般的である。 制御点 (境界条件) は、制御の安定性の観点から、 剛とみなせる箇所とすることが 望ましい。供試体の設置につい ては振動試験ハンドブック 3.4、 3.5 項を参照。 (ア) 負荷レベルは以下のプロトフライト試験レベルとする *4 内部の共振がクリティカルな場 *5 加振条件は宇宙機システム等と 合は、上位システムと調整の上、 こと。*4*5 のインタフェース条件として規 A 加速度：最大予測環境+3dB ノッチングが適用される。ノッ 定された条件を適用する。 B 試験時間：最大 1min(60s) チングの詳細については、振動 *6 ランダム振動試験におけるノッ ア 負荷条件 (イ) 試験条件公差は以下とすること。 試験ハンドブック 3.2.2 項を参 チングの方法としてはフォース 試験条件 A 全体実行値レベル：±1.5dB リミット法を推奨する。 照。*6 B パワースペクトル密度：+3.0dB/-1.0dB C 振動周波数：±2%又は 1Hz の大きい方 D 試験時間：+10%/-0% イ 周囲環境条件 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 ID 2305 (1) PFT ID 2305 サブシステム ア (6) 計測・ データ処理 イ ウ プロトフライト試験(PFT) ランダム振動試験／ID 3305 要求事項 N/A *7*8 環境負荷 供試体 機能性能 データ計測 (ア) ランダム振動試験の前後においては、コンポーネント の電気性能試験及び機械的機能試験を行い、コンポー ネントの機能性能に変化のないことを確認すること。 (イ) 試験中、構造的不具合の発生、コンポーネントの誤動 作等を監視すること。これらに対する要求は、個別に 規定すること。 (ア) コンポーネント等の仕様要求や動的解析を行うため に、必要なコンポーネントの取付け点に加速度センサ を取り付けて測定を行うこと。 (イ) 解析の自由度(DOF)は 100 以上とすること。*9*10 217 ア (7) 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 プロトフライト試験(PFT) ランダム振動試験 テーラリングガイド 解説 *7 加振制御の詳細については、振 動試験ハンドブック 3.7 項、 Appendix J を参照。 *8 加速度センサの設置について は、振動試験ハンドブック 3.7.1 項を参照。 供試体の共振周波数を評価する 場合は、解析の周波数分解能は 狭帯域とする。この場合の周波 数バンド幅は、一般的に、2Hz から 8Hz 程度が用いられる。 *10 自由度については音響試験ハン ドブック 5.2 項を参照。 *9 N/A N/A N/A N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (8) 評価 コンポーネント ランダム振動試験 サブシステム／コンポーネント PFT 2305／3305 サブシステム／コンポーネント PFT 正弦波振動試験 プロトフライト試験(PFT) 正弦波振動試験／ID 3306 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) 正弦波振動試験 要求事項 テーラリングガイド 本試験は供試体であるプロトフライトモデルがプロトフラ イト正弦波振動試験条件に対して耐性を有することを実証 試験目的 す る 。 プ ロト フ ラ イト 試 験の 一 般 要 求事 項 に つい て は 4.2.3.4 項を参照のこと。 試験時期 特に要求のない限り、表 5-3 に従うこと。 試験方法 直交 3 軸の各軸に対して規定の正弦波振動を加えること。 N/A ア 試験装置 (ア) 気密型のコンポーネントは、打上げ前の圧力条件に加 *1 ただし、打上げ時非動作の機器 圧して試験すること。 で、かつ、機器を故障させる恐 (イ) 打上げ中の内圧や外圧の変化で、強度、剛性又は荷重 れのある場合は動作させなくて 条件が著しく変化すると予測される場合には、特別な もよい。 イ 供試体 試験によってこれらの影響を評価する方法を検討し試 *2 試験時に、電気性能の機能を有 験を行うこと。 さない代替品を搭載する場合、 (ウ) 正弦波振動試験中は、原則として、打上げ時の動作モ コンフィギュレーションについ ードで運用とすること。*1*2 ては個別に規定する。 試験コンフ *3 供試体は、規定の正弦波振動条件を負荷できる治具に搭載 ィギュレー すること。*3 ション ID 2306 (1) (2) (3) (4) 2306／3306 サブシステム 218 セットアップ (境界条件) 供試体は、実機又は実機と剛性 が等価なアタッチフィッティン グ等を介して、あるいは、供試 体の主要モードが存在する周波 数帯域において剛とみなせる治 具を介して加振機に取り付ける ことが一般的である。 制御点 は、制御の安定性の観点から、 剛とみなせる箇所とすることが 望ましい。供試体の設置につい ては振動試験ハンドブック 3.4、 3.5 項を参照。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ウ 解説 ID 2306 (5) サブシステム 試験条件 ア イ 219 ア 計測・ データ処理 環境負荷 イ 供試体 機能性能 ウ データ計測 ア (7) (8) 評価 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 正弦波振動試験 サブシステム／コンポーネント PFT *8 (ア) 正弦波振動試験の前後においては、コンポーネントの 電気性能試験及び機械的機能試験を行い、コンポーネ ントの機能性能に変化のないことを確認すること。 (イ) 試験中、構造的不具合の発生、コンポーネントの誤動 作等を監視すること。これらに対する要求は、個別に 規定すること。 コンポーネント等の仕様要求や動的解析を行うために、必 要なコンポーネントの取付け点に加速度センサを取り付け て測定を行うこと。 N/A N/A N/A N/A 2306／3306 解説 加振条件は宇宙機本体とのイン タフェース条件として規定され た条件を適用する。 加振制御の詳細については、振 動試験ハンドブック 3.7 項、 Appendix J を参照。 加速度センサの設置について は、振動試験ハンドブック 3.7.1 項を参照。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (6) プロトフライト試験(PFT) 正弦波振動試験／ID 3306 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) 正弦波振動試験 要求事項 テーラリングガイド (ア) 負荷レベルは以下のプロトフライト試験レベルとする *5 コンポーネントの共振周波数に *4 こと。*4 おいて、その加速度応答が設計 A 加速度 条件レベルを越え、危険な事象 (A) 最大予測環境×1.5 の発生が予測される場合には、 (最大予測環境が平均+2σ 値の時) 入力レベルを、主構造体の共振 (B) 最大予測環境×1.25 周波数のところで下げてもよ (最大予測環境が平均+3σ 値の時) い。(振動試験ハンドブック 2.3、 (C) ノッチングを考慮すること。*5 3.1、3.2、3.3、A.1 項を参照) 負荷条件 B 掃引速度 *6 供試体の非線形性（主要モード 掃引速度は受入試験と同じとすること。 の固有振動数及び共振倍率の変 C 掃引方向：掃引方向は UP/DOWN の双方向とするこ 化）が顕著に認められない場合 と。*6 には、上位システムと調整の上 (イ) 試験条件公差は以下とすること。 で片側掃引にて試験を行うこと A 振幅加速度：±10%(振幅) ができる。 B 振動周波数：±2%又は 1Hz の大きい方 C 掃引速度：N/A 周囲環境条件 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 N/A*7*8 *7 サブシステム／コンポーネント PFT 衝撃試験 ID 2307 サブシステム (1) プロトフライト試験(PFT) 衝撃試験／ID 3307 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) 衝撃試験 要求事項 テーラリングガイド 本試験は供試体であるプロトフライトモデルがプロトフラ イト衝撃試験環境に対して耐性を有することを実証する。 プロトフライト試験の一般要求事項については、4.2.3.4 項 試験目的 を参照のこと。*1*2 試験時期 (2) 特に要求のない限り、表 5-6 に従うこと。 (ア) フライトで生じる衝撃の持続時間と等価なトランジェ ントを一回の瞬時負荷によって、要求される衝撃スペ クトルを生成する方法として各種の試験方法を選択す ること。*3*4*5*6 (イ) 取付け構造を模擬した治具に供試体を取り付けるこ と。 試験方法 (3) ア 試験装置 220 (5) 試験コンフ ィギュレー ション 試験条件 イ 供試体 ウ セットアップ (境界条件) ア 負荷条件 イ 周囲環境条件 N/A 試験時には、原則として衝撃発生イベント時の動作モード とすること。*7*8 *3 *7 *8 供試体は、規定の衝撃条件を負荷できる冶具に搭載するこ と。 (ア) 試験回数は以下の通りとすること。*9 3 軸両方向、2 回ずつ計 6 回 (イ) 試験条件公差は以下の通りであること。 A 衝撃応答スペクトル：+6dB/-3dB B 時刻歴波形：N/A C 衝撃持続時間：N/A 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 *9 ただし、供試体の衝撃損傷に対 して支配的なモードが単一であ ることが明確な場合はこの限り ではない。 （詳細は衝撃試験ハン ドブック Appendix K を参照） *1 *2 *4 *5 *6 解説 衝撃発生源の近くに取り付けら れ、かつ衝撃に敏感なサブシス テムに対して実施する。 分離、展開・保持解放機構を作 動させる場合は、適切に作動す ることを確認する。 衝撃の波形としては、パルス波、 減衰正弦波等がある。 試験方式の詳細については衝撃 試験ハンドブック 4.1 項を参照。 実作動品の作動によるコンポー ネントプロトフライト衝撃試験 については ID：1307 システムプ ロトフライト衝撃試験を適用す る。 ただし、打上げ時非動作の機器 で、かつ、機器を故障させる恐 れのある場合は動作させなくて もよい。 試験時に、電気性能の機能を有 さない代替品を搭載する場合、 コンフィギュレーションについ ては個別に規定する。 ただし、試験方法によっていく つかの軸及び方向に同時に規定 の衝撃が加わる場合は、その分 試験回数を減らすことができ る。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (4) 2307／3307 プロトフライト試験(PFT) 衝撃試験／ID 3307 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) 衝撃試験 要求事項 テーラリングガイド (ア) 試験衝撃パルスの衝撃応答スペクトル解析に用いる減 *10 ゼロシフトが発生した場合、計 衰比は、 一般に 0.05 を用いること。 これは共振倍率 Q=10 測データを補正することができ を持つ 1 自由度系に対応するものである。 る。(詳細は衝撃ハンドブック ア 環境負荷 (イ) 衝撃応答スペクトルへの変換は 1/6 オクターブ以下の 5.3 項を参照) バンド幅を用いて行うこと。 (ウ) N/A *10*11 (ア) 衝撃試験の前後においては、コンポーネントの電気性 能試験及び機械的機能試験を行い、コンポーネントの 機能性能に変化のないことを確認すること。 供試体 イ (イ) 試験中、構造的不具合の発生、コンポーネントの誤動 機能性能 計測・ 作等を監視すること。これらに対する要求は、個別に データ処理 規定すること。 (ア) コンポーネント等の仕様要求や動的解析を行うため *12 ゼロシフトが発生した場合、計 に、必要なコンポーネントの取付け点に加速度センサ 測データを補正することができ を取り付けて測定を行うこと。*12*13 る。(詳細は衝撃ハンドブック (イ) 試験衝撃パルスの衝撃応答スペクトル解析に用いる減 5.3 項を参照) データ計測 ウ *9*10 衰比は、 一般に 0.05 を用いること。 これは共振倍率 Q=10 を持つ 1 自由度系に対応するものである。 (ウ) 衝撃応答スペクトルへの変換は 1/6 オクターブ以下の バンド幅を用いて行うこと。 N/A ア 環境負荷 N/A 供試体 イ 機能性能 N/A *14 評価 *14 ゼロシフトが発生した場合、補 正したデータで評価することが ウ データ計測 できる。(詳細は衝撃ハンドブッ ク 5.3 項を参照) N/A 補足事項 ID 2307 (6) 221 (8) 解説 *11 計測にはゼロシフトを起こしに くいセンサを使うことが望まし い。 *13 計測にはゼロシフトを起こしに くいセンサを使うことが望まし い。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (7) サブシステム 衝撃試験 サブシステム／コンポーネント PFT 2307／3307 サブシステム／コンポーネント PFT 2308／3308 熱サイクル試験 ID 2308 サブシステム プロトフライト試験(PFT) 熱サイクル試験／ID 3308 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) 熱サイクル試験 要求事項 テーラリングガイド 熱サイクル試験は、コンポーネント設計に定められた認定 試験目的 温度範囲においてコンポーネントが所定の性能を有し、規 定の熱サイクル印加に耐えることを確認する。 試験時期 特に要求のない限り、表 5-6 に従うこと。 ※ *1 (1) (2) *2 (3) (4) 試験方法*1*2 222 試験コンフ ィギュレー ション ア イ ウ 試験装置 供試体 セットアップ (境界条件) 解説 コンポーネントを恒温槽等に入 れ、コンポーネントの温度を変 化させること。 供試体の保護については以下を 考慮すること。低温にさらして いる間にコンポーネントに水蒸 気を結露させぬように、除湿す ること。特に気密構造でない機 器の場合は、乾燥空気か窒素ガ スで恒温槽内をパージするこ と。 N/A ※ ※ JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ID 2308 (5) サブシステム 試験条件 ア 223 熱サイクル試験 サブシステム／コンポーネント PFT 2308／3308 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 イ プロトフライト試験(PFT) 熱サイクル試験／ID 3308 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) 熱サイクル試験 要求事項 テーラリングガイド 解説 (ア) 基本的にコンポーネントは図 3308-1 に示すプロファイ ルに従うこと。 【サブシステムの場合】図 2308-1 に示すプロファイル に従い変化させること。 (イ) 熱サイクルは、まず常温から開始すること。機器を動 作させ主要パラメータをモニタしながらコンポーネン *3 温度移行時間を短縮するために トの温度規定点をターンオン下限温度まで下げて安定 移行期間中に機器を非動作にし させ、機器を一旦非動作にした後、再度動作させるこ て良い。 と。*3,4 *4 ターンオン下限温度まで機器の 十分低温にさらした後、機器を動作させたままコンポ 温度が下がらない場合は機器を ーネントの温度規定点を高温さらし温度まで上げて安 非動作の状態で安定させて良 定させ、機器を一旦非動作にした後、再度動作させる い。 こと。十分高温にさらした後、機器を動作させたまま 常温に戻すこと。これを 1 サイクルとすること。 *5 温度範囲の詳細は熱真空試験ハ (ウ) 負荷条件は以下の通りとすること。 ンドブック 3.2 項を参照。 A 圧力：常圧 負荷条件 B 温度*5 (A) 高温浸し・さらし：認定試験温度範囲上限 *6 熱サイクル試験は、熱真空試験 (B) 低温浸し・さらし：認定試験温度範囲下限 と組み合わせることで熱真空試 C 時間 験サイクル数を削減し、試験経 (A) サイクル数：8 サイクル以上*6 費等の節減を図るものである。 【サブシステムの場合】8 サイクルの内、1 サイ クルを浸しとすること。 *7 機器の仕様、軌道上予測、試験 (B) 【サブシステムの場合】低温・高温浸し時間：各 設備上の制約等を考慮して、適 24h/サイクル以上 切な値を設定する。ガイドライ (C) 低温・高温さらし時間：各 1h/サイクル以上 ンは 1℃/min 以上とする。詳細 (D) 温度安定状態到達後、機能性能測定開始まで： については熱真空試験ハンドブ 規定点温度が、温度安定状態で 1 時間以上 ック 3.2 項を参照。 D 昇温・降温平均速度 ハードウェア限界以内で軌道上予測最大値以上の値 とすること。*7 (エ) 温度安定の基準は、温度変化率 3℃/h 以内とすること。 周囲環境条件 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 サブシステム／コンポーネント PFT 熱サイクル試験 ID 2308 サブシステム ア (6) 計測・ データ処理 イ ウ ア (7) (8) 評価 イ 2308／3308 プロトフライト試験(PFT) 熱サイクル試験／ID 3308 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) 熱サイクル試験 要求事項 テーラリングガイド 環境負荷 ※ (ア) 高温・低温浸し時、最初と最後のサイクルの低温及び 高温さらし時並びに試験前後の常温において、 供試体 ID3311(機能試験)に従い機能性能試験を行うこと。 (イ) 試験中のその他の期間は、電子回路については、冗長 機能性能 系を含む種々の動作を繰り返し、故障発見に有効なパ ラメータをできる限りモニタすること。 N/A データ計測 環境負荷 供試体 機能性能 ウ データ計測 補足事項 解説 ※ 各コンポーネントについて以下の評価を行うこと。 (ア) 各コンポーネントの要求性能と試験において取得され た機能性能データとの比較及び評価 (イ) 各コンポーネントが印加された環境に耐えることの確 認 N/A N/A 224 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 温度 ターンオン ターンオン ターンオン温度上限 OFF ＊ 認定試験温度範囲上限 24hr以上 ＊ OFF ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ 常温 225 ＊ 認定試験温度範囲下限 ＊ OFF ＊ ＊ OFF ターンオン ＊ ＊ ＊ 24hr以上 ターンオン 時間 ：機能性能試験 ＊ ：サブシステム内機器の温度が、温度安定状態で 1時間以上 図 2308-1 熱サイクル試験 熱サイクル試験 サブシステム／コンポーネント PFT 2308／3308 基本プロファイル(サブシステム) JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ターンオン温度下限 サブシステム／コンポーネント PFT 2308／3308 熱サイクル試験 温度 ターンオン ターンオン温度上限 認定試験温度範囲上限 ＊ ＊ OFF ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ 常温 226 ＊ ターンオン温度下限 OFF ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ ターンオン 時間 ：機能性能試験 ＊ ：規定点温度が、温度安定状態で1時間以上 図 3308-1 熱サイクル試験 基本プロファイル(コンポーネント) JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 認定試験温度範囲下限 プロトフライト試験(PFT) 熱真空試験／ID 3309 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) 熱真空試験 要求事項 テーラリングガイド 熱真空試験は、真空環境下でコンポーネントに定められた 試験目的 認定温度範囲においてコンポーネントが所定の性能を有す ることを確認する。 試験時期 特に要求のない限り、表 5-6 に従うこと。 供試体の保護については以下を考慮すること。 *1 打上げ上昇段階でのみ通電状態 で運用するコンポーネントにつ 打上げ上昇段階で運用されず、かつ通電状態とすることで いては、規定の真空状態に到達 放電による損傷の恐れがある機器は、規定の真空状態に達 試験方法 した時点で非通電状態にしても した後に通電状態とすること。*1 よい。 N/A ア 試験装置 コンポーネントの表面処理は、フライト状態と同一とする イ 供試体 こと。 試験コンフ コンポーネントをスペースチャンバ内に入れ、恒温板に取 ィギュレー り付けるか又は宇宙機システムへの搭載時と同様に支持す ション セットアップ ること。また、コンポーネントから恒温板への熱伝導量と ウ (境界条件) 周囲への熱放射量の比がフライト環境下と同等となるよう に必要な処置を実施すること。 (ア) スペースチャンバの環境条件は、原則として以下の値 に設定すること。*2 *4 供試体の温度をシュラウド温度 A 真空度：1.3×10-3Pa (1×10-5Torr) 以下*3 より低くする必要がある場合は B シュラウド温度：100K (-173℃) 以下*4*5*6 別途設定する。 (イ) 試験条件公差は以下の通りとすること。 *5 IR 法のうち、シュラウドそのも A ソーラ照射強度： のを加熱源とする IR シュラウ 試験条件 ア 負荷条件 (A) 面内均一度：平均値の±5% ド法の場合は除く。 (B) 空間均一度：平均値の±10% B IR 照射強度：±5% C 供試体温度設定： (A) 高温：+3℃/-0℃ (B) 低温：+0℃/-3℃ ID 2309 (1) (2) (3) (4) 227 解説 *2 *3 *6 詳細については、熱真空試験ハ ンドブック Appendix G.1、G.2 を参照。 宇宙空間の真空状態を模擬する ため。 宇宙空間のヒートシンク特性を 模擬するため。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (5) サブシステム 熱真空試験 サブシステム／コンポーネント PFT 2309／3309 サブシステム／コンポーネント 熱真空試験 ID 2309 (5) サブシステム 試験条件 ア 228 2309／3309 プロトフライト試験(PFT) 熱真空試験／ID 3309 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) 熱真空試験 要求事項 テーラリングガイド (ウ) 負荷条件は以下の通りとすること。 A 温度*7 (A) 高温浸し・さらし：認定試験温度範囲上限 (B) 低温浸し・さらし：認定試験温度範囲下限 B 時間 (A) サイクル数：8 サイクル以上、さらしとすること。 【サブシステムの場合】8 サイクル以上、内 1 サ イクルを浸し、他をさらしとすること。 (B) 【サブシステムの場合】低温・高温浸し時間：各 24h/サイクル以上 (C) 低温・高温さらし時間：各 1h/サイクル以上 (D) 温度安定状態到達後、機能性能測定開始まで： サブシステム内機器の温度が、温度安定状態で 1 時間以上 C 昇温・降温平均速度 ハードウェア限界以内で軌道上予測最大値以上の値 負荷条件 とすること。*8 (エ) 熱真空試験温度・圧力プロファイルは、基本的に図 3309-1 に従い変化させること。 【サブシステムの場合】図 2309-1 に従い変化させるこ *9 温度移行時間を短縮するために 移行期間中に機器を非動作にし と。 て良い。 (オ) 熱サイクルは、まず常温から開始すること。機器を動 *10 ターンオン下限温度まで機器の 作させ主要パラメータをモニタしながらコンポーネン 温度が下がらない場合は機器を トの温度規定点をターンオン下限温度まで下げて安定 非動作の状態で安定させて良 させ、機器を一旦非動作状態にした後、再び動作させ い。 ること。*9*10 十分低温にさらした後、機器を通電状態のままコンポ ーネントの温度規定点を高温さらし温度まで上げて安 定させ、機器を一旦非動作にした後、再び動作させる こと。十分高温にさらした後、機器を通電状態のまま 常温に戻すこと。これで 1 サイクルが終了する。 (カ) 温度安定の基準は、温度変化率 3℃/h 以内とすること。 周囲環境条件 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 解説 *7 温度範囲の詳細は熱真空試験ハ ンドブック 3.2 項を参照。 *8 機器の仕様、軌道上予測、試験 設備上の制約等を考慮して、適 切な値を設定する。ガイドライ ン値は、1℃/min 以上とする。詳 細については熱真空試験ハンド ブック 3.2 項を参照。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 イ PFT ID 2309 サブシステム ア (6) プロトフライト試験(PFT) 熱真空試験／ID 3309 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) 熱真空試験 要求事項 テーラリングガイド (ア) 試験温度を設定及びモニタする温度センサは、コンポ ーネント温度規定点に取り付けること。*11 環境負荷 計測・ データ処理 イ 供試体 機能性能 229 ア (7) データ計測 環境負荷 評価 供試体 機能性能 ウ データ計測 補足事項 イ (8) 熱真空試験 サブシステム／コンポーネント PFT *14 試験中のその他の期間は、電子 回路については、冗長系を含む 種々の運用モードを繰り返し、 故障発見に有効なパラメータを できる限りモニタする。 N/A (ア) 設定温度レベルの評価を行うこと。 A 各コンポーネントの要求温度レベルと実際に設定さ れた温度レベルとの比較及び評価 B 各コンポーネントのフライト予想温度と実際に設定 された温度レベルとの比較及び評価 (イ) コンタミネーションの評価を行うこと。 A コンタミネーションの発生の有無の評価 B コンタミネーション源の評価 C コンタミネーションにより機器が受けた影響の評価 ※ N/A N/A 2309／3309 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ウ (ア) 打上げ上昇段階で通電状態となるコンポーネントにつ いては、試験開始時の減圧中及び試験終了時の加圧中 に放電チェックを行うこと。*12 この場合、常圧から 20 Pa(0.15 Torr)までの減圧時間又は 加圧時間は 10 分間以上とすること。*13 (イ) RF 機器は、マルチパクティングが起きないことを確認 するため規定の真空状態でモニタすること。 (ウ) 高温・低温浸し時、最初と最後のサイクルの低温・高 温さらし時並びに試験前後の常温において、ID 3311(機 能性能試験)に従い機能性能試験を行うこと。 (エ) RF 機器は、設計周波数における最大出力で運用するこ と。減圧中又は加圧中に放電チェックをするために RF 出力をモニタする際は、スペクトラム測定機器を用い ること。*14 (オ) 可動部分を持つ機器は、最悪環境条件下において力又 はトルクの設計マージンを測定すること。 解説 一般に、内部の熱設計上、熱伝 導が支配的なコンポーネントは ベースプレートを温度規定点と し、熱放射が支配的なコンポー ネントはケース上の代表点を温 度規定点とする。 *12 放電チェックは、周囲圧力が打 上げ前の状態から最終軌道レベ ルまで減少して行くとき、宇宙 機が放電によって永久的な損傷 を受けないことを確認するため に行われる。放電チェックの方 法は熱真空試験ハンドブック 3.7.1 項を参照。 *13 放電にクリティカルな圧力範囲 に十分な時間さらすため。 *11 サブシステム／コンポーネント PFT 2309／3309 熱真空試験 汚染及び放電防止用 初期ベーキング 温度 ターンオン ターンオン ターンオン温度上限 ＊ ＊ OFF 認定試験温度範囲上限 24hr以上 OFF ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ 放電チェック 常温 ＊ 認定試験温度範囲下限 ターンオン温度下限 ＊ 230 OFF ターンオン ＊ OFF ＊ ＊ ＊ 24hr以上 ターンオン 常圧 20 Pa (0.15 T orr) 圧力 0.0013 Pa (10-5 Torr) 以下 時間 ：機能性能試験 ＊ ：サブシステム内機器の温度が、温度安定状態で 1時間以上 図 2309-1 熱真空試験 基本プロファイル(サブシステム) JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 常圧 ＊ 汚染及び放電防止用 初期ベーキング 温度 ターンオン ターンオン温度上限 ＊ ＊ OFF 認定試験温度範囲上限 ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ 放電チェック 常温 ＊ 認定試験温度範囲下限 231 ターンオン温度下限 ＊ OFF ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ ＊ ターンオン 常圧 20 Pa (0.15 T orr) 圧力 0.0013 Pa (10-5 Torr) 以下 時間 ：機能性能試験 ＊ ：規定点温度が、温度安定状態で1時間以上 図 3309-1 熱真空試験 基本プロファイル(コンポーネント) 熱真空試験 サブシステム／コンポーネント PFT 2309／3309 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 常圧 サブシステム／コンポーネント PFT 2310／3310 EMC 試験 ID 2310 サブシステム プロトフライト試験(PFT) (1) 試験目的 (2) 試験時期 試験方法 (3) 232 (5) 試験条件 (6) 計測・ データ処理 ア イ ウ ア イ ア イ ウ ア (7) 評価 イ ウ 試験装置 供試体 セットアップ (境界条件) 負荷条件 周囲環境条件 環境負荷 供試体 機能性能 データ計測 環境負荷 供試体 機能性能 データ計測 ※ 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 ※ ※ ※ ※ ※ ※ 解説 *1 特に重要な周波数域(例えば、ロ ケットの指令破壊受信機周波 数、テレメータ周波数、追尾レ ーダ周波数、GPS 受信機周波数 等における上限周波数)におけ る規定については、とくに慎重 な検討を行う。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (4) 試験コンフ ィギュレー ション EMC 試験／ID 3310 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) EMC 試験 要求事項 テーラリングガイド (ア) 感受性系 EMC 感受性系コンポーネント プロトフライト試験条 件に対して耐性を有することを実証する。プロトフラ イト試験の一般要求事項については 4.2.3.4 項を参照の こと。 (イ) 雑音系 コンポーネントが宇宙機システム、打上げロケットシ ステム(射場設備を含む)、地上支援装置の機能性能に対 して、電磁干渉による悪影響を与えないことを確認す る。 特に要求のない限り、表 5-6 に従うこと。 コンポーネントの電磁適合性試験については、 MIL-STD-1541 、 MIL-STD-461 Part 3 (class A2) 及 び MIL-STD-462 Notice 2 の最新版にしたがって行うこと。 コンポーネントの電磁適合性試験で要求される試験項目、 規格は、MIL- STD-461 を基準とするが、MIL-STD-1541 で 追加及び修正されている事項については、それらを優先す ること。 また、試験方法についても MIL-STD-462 を基準とし、 MIL-STD-1541 の追加及び修正事項が優先すること。 決定された試験項目、試験規格及び方法は、個別に規定す ること。*1 ※ ※ ※ ID 2310 (8) サブシステム プロトフライト試験(PFT) 補足事項 EMC 試験／ID 3310 コンポーネント 要求事項 プロトフライト試験(PFT) EMC 試験 テーラリングガイド 解説 N/A 233 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 EMC 試験 サブシステム／コンポーネント PFT 2310／3310 サブシステム／コンポーネント 機能性能試験 ID 2311 (1) 234 (2) PFT 2311／3311 サブシステム *1 *2 解説 機能性能試験には、各々のコン ポーネントのコンフィギュレー ションに関して、電気的連続性、 安定性、応答性、フィットチェ ック、その他特別の試験を含む。 機械的機能試験には、各々のコ ンポーネントのコンフィギュレ ーションに関して、アライメン ト、フィットチェック等の試験 を含む。また、更にトルク、負 荷及び動作の測定を含む。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 プロトフライト試験(PFT) 機能性能試験／ID 3311 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) 機能性能試験 要求事項 テーラリングガイド 本試験は、コンポーネントの電気的、機械的性能が仕様要 求に合致していることを確認するものである。*1 (ア) 電気性能試験 コンポーネントの冗長系を含む原則として全ての電気 性能が、規定された環境条件下又はその環境にさらさ れる前後において、コンポーネントが宇宙機システム 試験目的 で運用されるあらゆるモードで要求される電気性能を 満たしていることを確認する。 (イ) 機械的機能試験*2 コンポーネントの機械的機能性能が、環境試験中に劣 化することなく、個別試験仕様の要求機能を満足して いるかどうかを確認する。 機能性能試験は、それぞれの仕様要求に合致する性能を保 *3 この場合の電気性能試験は、試 証するため、原則として各々の環境試験前後に実施するこ 験期間等の制限により主要な項 と。 目について試験を行う簡略型の (ア) 電気性能試験 電気性能試験としてもよい。 環境試験の実施前に初期電気性能試験を行い、環境試 験を終了した時点で最終電気性能試験を行わなければ ならない。更に、スピン、振動、音響、熱真空及び熱 試験時期 サイクル等の各試験の前後並びにその途中において、 これらの試験でコンポーネント性能に支障がなかった かどうかを確認するため、原則として電気性能試験を 行わなければならない。*3 (イ) 機械的機能試験 原則として、各環境試験の前後に実施しなければなら ない。 (3) 235 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (4) サブシステム 機能性能試験 サブシステム／コンポーネント PFT 2311／3311 解説 JERG-2-130 NOTICE-2 プロトフライト試験(PFT) 機能性能試験／ID 3311 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) 機能性能試験 要求事項 テーラリングガイド コンポーネント内にソフトウェアを内蔵する機器について は、そのソフトウェアの機能性能が評価方法の確立したエ ミュレータによって検証されていることを確認し、コンポ ーネントの機能性能試験を実施しなければならない。 (ア) 電気性能試験 E 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 コンポーネントの電気性能が個別試験仕様の要求性 試験方法 能を満足しているかどうかを確認すること。また、 以後に続いて行う電気性能試験でその性能が劣化し たかどうかを判断するための基準値を定めるもので ある。 F 初期電気性能試験以降の試験：※ (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験 試験に使用する装置は、次の事項に注意して設計しな ければならない。 A 装置は、供試体に対し干渉等有害な影響を与えぬよう 設計すること。 B すべての試験用回線は、不注意による接地又は短絡に よって、宇宙機に損傷を与えないように設計するこ ア 試験装置 と。 試験コンフ C 火工品装置は、火工品系の試験を実施する場合を除 ィギュレー き、常に安全な状態にしておくこと。火工品系と他の ション 宇宙機システムとの相互作用を試験するために行う 電気性能試験以外は、すべて電気性能試験の前に火工 品装置が働かないことを確認すること。 (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験：※ イ 供試体 (イ) 機械的機能試験：※ セットアップ (ア) 電気性能試験：※ ウ (境界条件) (イ) 機械的機能試験：※ ID 2311 サブシステム／コンポーネント 機能性能試験 ID 2311 (5) サブシステム 試験条件 ア イ ア 236 イ 計測・ データ処理 ウ 2311／3311 プロトフライト試験(PFT) 機能性能試験／ID 3311 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) 機能性能試験 要求事項 テーラリングガイド (ア) 電気性能試験 *4 この場合の電気性能試験は、試 験期間等の制限により主要な項 A 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 目について試験を行う簡略型の コンポーネントに軌道上予測される運用時の負荷を 電気性能試験としてもよい。 与えて行わなければならない。*4 B 初期電気性能試験以降の試験 初期電気性能試験以降の試験についても、初期電気 負荷条件 性能試験に規定された運用負荷で行わなければなら ない。ただし、規定された環境条件下での試験期間 中は、それらの環境に適した動作モードで実施する ものとする。 (イ) 機械的機能試験：※ 周囲環境条件 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 (ア) 電気性能試験：※ 環境負荷 (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験 A 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 電気負荷等に対する各機器の応答は、原則として、 テレメトリを通して測定すること。ただし、測定精 度を要する機器の場合には、直接的な測定を行うこ と。 供試体 B 初期電気性能試験以降の試験 機能性能 初期電気性能試験以降の試験についても、初期電気 性能試験に規定された測定方法で行わなければなら ない。ただし、規定された環境条件下での試験期間 中は、それらの環境に適した動作モードで実施する ものとする。 (イ) 機械的機能試験：※ (ア) 電気性能試験 A 初期電気性能試験及び最終電気性能試験 電気性能の劣化状況を判定するために必要なすべて のデータを記録しなければならない。 B 初期電気性能試験以降の試験 データ計測 電気性能の記録は、時系列にコンポーネントの動作 モード、機械的な配列形態、環境条件、与えた入力 等を記録したものであること。 (イ) 機械的機能試験：※ 解説 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (6) PFT ID 2311 (7) (8) サブシステム 評価 プロトフライト試験(PFT) 機能性能試験／ID 3311 要求事項 (ア) 電気性能試験：※ ア 環境負荷 (イ) 機械的機能試験：※ 供試体 (ア) 電気性能試験：※*5 イ 機能性能 (イ) 機械的機能試験：※*5 (ア) 電気性能試験：※ ウ データ計測 (イ) 機械的機能試験：※ N/A 補足事項 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) 機能性能試験 テーラリングガイド 解説 *5 各試験での測定データのトレン ド評価を行う。 237 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 機能性能試験 サブシステム／コンポーネント PFT 2311／3311 サブシステム／コンポーネント PFT 2312／3312 ならし試験 ID 2312 ID 3312 (1) サブシステム プロトフライト試験(PFT) ならし(バーンイン及びウェアイン)試験／ コンポーネント プロトフライト試験(PFT) ならし(バーンイン及びウェアイン)試験 要求事項 コンポーネントの製造後早い時期に発生する部品及び材料 の欠陥やワークマンシップによる欠陥を発見することを目 的とする。*1*2 試験目的 238 試験時期 (3) 試験方法 ア 試験装置 試験コンフ イ 供試体 ィギュレー セットアップ ション ウ (境界条件) (4) *3 テーラリングガイド 極めて限られたサイクル寿命を 持つ部品については、ならし試 験の要求から除外する。 *2 解説 コンポーネントレベルでならし 試験を行うことにより、宇宙機 システムレベルでの不具合発生 の比率を低く抑えることがで き、コスト及びスケジュールの 上で有利となる。 温度サイクルがコンポーネント の初期不良発見やワークマンシ ップエラーの発見に極めて有効 と判断される場合は、熱サイク ル試験を併用してもよい。 ※ ※ ※ ※ JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (2) (ア) 全機能を可能な限り動作状態とし、かつ、不具合の発 見に適したコンポーネントのパラメータ及び主要項目 が常時モニタできるよう配慮して実施すること。*3 (イ) バルブ、スラスタ等は、動作時間より動作回数の累積 の方が初期故障の起因となりやすいため、その機能の 反復を常温条件下で実施すること。スラスタにとって 実噴射の 1 サイクルとは、噴射開始、連続噴射、噴射 終了(シャットダウン)を含むものとする。ヒドラジン燃 料を使用するスラスタの実噴射時には、噴射によるヒ ドラジンのすべての痕跡がフライトバルブから完全に 除ける手段を講ずるべきである。 *1 サブシステム プロトフライト試験(PFT) ならし(バーンイン及びウェアイン)試験／ コンポーネント プロトフライト試験(PFT) ならし(バーンイン及びウェアイン)試験 要求事項 (ア) 温度 常温とすること。ただし、コンポーネントのサイクル試 験のために温度条件を課する場合は、高温側は、受入試 験温度上限値、低温側は、受入試験温度下限値とするこ と。 (イ) 印加時間及び回数 A 電子/電気コンポーネント ア 負荷条件 宇宙機システム組込みまでの全作動時間：製造段階 試験条件 *4 からの累積として、240 時間以上。 宇宙機システム受渡し時に不足する動作時間を予 測し、この時間をコンポーネントならし試験として 割り振ること。*4*5 B バルブ、スラスタ等のコンポーネント 最低 100 サイクルの反復 イ 周囲環境条件 常温常圧状態を原則とする。 ア 環境負荷 ※ ならし試験のための機能試験は、万一性能劣化の発生があ った場合、その発見を容易にするのに必要なベースライン データを準備するために、この試験の開始時に実施するこ と。 この機能試験は、試験の最後の 2 時間の中でも実施するこ 計測・ 供試体 と。ただし、24 時間以上のならし試験を実施する場合は、 イ データ処理 機能性能 ならし試験の中間でも機能試験を実施すること。 すべての冗長を含む全回路の不具合の発見に適したパラメ ータ及び主要項目は、ならし試験期間を通してモニタする。 電子回路の ON/OFF は、操作を模擬するため、試験中に実 施すること。 ウ データ計測 ※ ア 環境負荷 ※ 供試体 ※ 評価 イ 機能性能 ウ データ計測 ※ N/A 補足事項 ID 2312 ID 3312 (5) 239 (7) (8) ならし試験 サブシステム／コンポーネント PFT 2312／3312 コンポーネントレベル及びサブ システムレベルの両方でならし 試験が実施される場合は、それ らの合計時間が目標時間以上と なるように行っても良い。 解説 *5 冗長系を有するものについて は、待機中の時間を動作時間に 含めずならし試験に割り振る時 間に配慮する。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (6) テーラリングガイド サブシステム／コンポーネント PFT 2314／3314 リーク試験 ID 2314 サブシステム (1) (2) 試験方法 (3) (4) プロトフライト試験(PFT) リーク試験／ID 3314 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) リーク試験 要求事項 テーラリングガイド 加圧を受けるコンポーネントが、供試体に応力が生ずるよ うな環境試験の前後において、仕様として設計上要求され 試験目的 ている漏洩の比率(リークレート)を満足していることを立 証する。 試験時期 リーク試験は耐圧試験後に実施すること。 試験方法は、最大の許容リークレートを十分な感度と精度 で矛盾することなく計測できるものを採用すること。*1 240 試験コンフ ィギュレー ション ア イ ウ 試験装置 供試体 セットアップ (境界条件) ア 負荷条件 シール特性が圧力に依存する場 合は、最小の使用圧力を適用す ること。 代表的な方法における試験レベ ルと時間は、次のとおりである。 (ア)方法-Ⅰ：浸す時間は、各々の圧 力に対して 60 分とする。 (イ)方法-Ⅱ：外部圧力は、 0.13Pa(0.001Torr)以下、時間は、 4 時間(1 日以上軌道上で動作さ れる機器について)とする。 (ウ)方法-Ⅲ：試験圧力は、一般的に 343kPa(50psi)以下とする。(代表 例として、6.9kPa(1psi)にて 6 時 間、室温条件) (エ)方法-Ⅳ：試験結果は、数秒で確 認できる。 (オ)方法-Ⅴ：推進システムコンポー ネントのリーク試験時間は、通 常の燃料充填下のこの状態の時 間を超えてはならない。 *3 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 試験条件 *1 代表的試験方法を示す。 (ア)方法-Ⅰ(粗い(グロス)リーク試 験) (イ)方法-Ⅱ(精密なリーク試験) (ウ)方法-Ⅲ(バッテリケース又は加 圧コンポーネントに対して) (エ)方法-Ⅳ(ハーメチックシールさ れたアルカリ蓄電池に対して) (オ)方法-Ⅴ(加圧流体システムにお けるコンポーネントに対して) ※ ※ ※ (ア) 圧力*2 *2 A 負荷圧力：サブシステムの最大動作圧力で行うこと。 B 試験条件公差：+0%/-10% (イ) 試験時間*3 重要なリークの発見に十分な長さとすること。 (5) 解説 ID 2314 (5) サブシステム 試験条件 イ プロトフライト試験(PFT) リーク試験／ID 3314 コンポーネント 要求事項 ※*4*5 プロトフライト試験(PFT) リーク試験 テーラリングガイド *4 周囲環境条件 *5 ア (6) (7) (8) 計測・ データ処理 評価 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 ア 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 解説 バックグランド値を低くするた め、試験室内にトレーサガスが 滞留しない様にする。 圧力変化を抑えるため、試験室 内の温度に注意する。 ※ ※ ※ ※ ※ ※ N/A 241 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 リーク試験 サブシステム／コンポーネント PFT 2314／3314 サブシステム／コンポーネント PFT 2315／3315 磁気試験 ID 2315 サブシステム プロトフライト試験(PFT) 磁気試験／ID 3315 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) 磁気試験 要求事項 テーラリングガイド コンポーネントの磁気モーメントを推定するため、磁気測 *1 宇宙機システムに搭載する各機 定を行う。*1*2 器の磁気特性及び外乱環境条件 の特性が把握可能で、それらを 基に解析により要求事項に対す る評価が可能な場合は試験を省 略しても良い。 試験目的 (1) 試験時期 試験方法 ア 試験装置 イ 供試体 (2) (3) 242 (4) 試験コンフ ィギュレー ション 試験条件 (6) 計測・ データ処理 ア イ ア イ ウ ア (7) (8) 評価 セットアップ (境界条件) 負荷条件 周囲環境条件 環境負荷 供試体 機能性能 データ計測 環境負荷 供試体 イ 機能性能 ウ データ計測 補足事項 *3 解説 宇宙機システムに組み上げたと きその宇宙機システムが磁力計 を搭載するような場合に、観測 に対する影響を軽減する目的 と、コンポーネントの磁気モー メントと地球磁場との相互作用 によって発生するトルクが宇宙 機システムの姿勢外乱要素とな ることから、宇宙機システムの 姿勢変化予測のために各コンポ ーネントの持つ固有の磁気モー メントを測定しなければならな い。 フィールドマップ法による磁気 測定が一般的なコンポーネント の磁気測定方法であり、フィー ルドマップ法による磁気測定で は、非磁性体の治具を用いなけ ればならない。 ※ 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 ※ ※ 測定精度要求 磁気モーメント：±2% ※ ※ ※ N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 (5) ウ 特に要求のない限り、表 5-6 に従うこと。 ※ ※ ※ 磁気特性が正確に測定できるよう、非磁性体の治具によっ て磁気試験を行わなければならない。*3 *2 ID 2317 サブシステム プロトフライト試験(PFT) 熱平衡試験／ID 3317 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) 熱平衡試験 要求事項 テーラリングガイド 熱平衡試験は、宇宙機システム側に依存せず熱制御を独自 に行うコンポーネント(外部露出機器等)の熱設計の妥当性 及び熱制御ハードウェアの性能を確認すると共に、設計解 析に使用した熱数学モデルを検証する。*1*2 (1) 試験目的 (2) 試験時期 243 特に要求のない限り、表 5-6 に従うこと。 (ア) コンポーネントをスペースチャンバ内に設置し、スペ ースチャンバ内の排気、シュラウドの冷却により宇宙 空間の高真空、極低温環境を模擬して行うこと。 (イ) 試験中におけるコンポーネントの加熱方法は、以下の 点を考慮して、試験目的に応じた最適なものを選定す ること。*3*4*5 A 必要とされるシミュレーション精度 B 重力の影響(重力方向により特性の変化するヒート パイプ等を有する試験に対して) C 試験コンフィギュレーション設定に伴う供試体へ の影響の許容度(スキンヒータを供試体に直接貼り 付ける場合等) D 設備能力 E 試験コスト 試験方法 (3) (4) 試験コンフ ィギュレー ション 試験装置 イ 供試体 ウ セットアップ (境界条件) 熱平衡試験 サブシステム／コンポーネント PFT N/A コンポーネントは、フライト状態と同一であることを原則 とすること。*6 宇宙機システム(他サブシステムを含む)との熱的インタフ ェースをインタフェース設定値(温度、熱流束、表面特性、 熱伝導結合量等)にシミュレートする熱ダミーを設置するこ と。 2317／3317 *2 解説 宇宙機システム側に提示する熱 数学モデルを含む。 対象となるコンポーネントの例 としては、直接宇宙機の外部に 露出し、宇宙機本体とある程度 熱的に独立する光学センサ、ア ンテナ、展開構造物、放射冷却 器、能動熱制御機器であるサー マルルーバ、内部温度分布が宇 宙機システム側に大きな影響を 与えるような大型コンポーネン トや大出力 TWT 等がある。 熱平衡試験における軌道上熱入 力の模擬は、通常次に示す加熱 法により行う。 (ア)ソーラ法 (イ)IR 法(IR ランプ法、IR パネル法、 IR シュラウド法) (ウ)スキンヒータ法 (エ)上記を組み合わせる方法 *4 これらの加熱法による照射強度 又は熱入力は、照射強度計、カ ロリーメータ、電力計等により モニタする。 *5 外部熱入力模擬法については、 熱真空試験ハンドブック 2.3.3 項、3.3.1 項を参照。 *3 *6 やむを得ず一部変更する場合 は、熱的に等価になるようにダ ミーで補うか、試験後評価の際 に解析で補償する。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ア *1 サブシステム／コンポーネント 熱平衡試験 ID 2317 244 (5) サブシステム 試験条件 ア 2317／3317 プロトフライト試験(PFT) 熱平衡試験／ID 3317 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) 熱平衡試験 要求事項 テーラリングガイド (ア) 熱平衡試験時のスペースチャンバの環境条件は、原則 として以下の値に設定すること。*7 *9 供試体の温度をシュラウド温度 A 真空度：1.3×10-3Pa (1×10-5Torr) 以下*8 より低くする必要がある場合は B シュラウド温度：100K (-173℃) 以下*9*10*11 別途設定する。 (イ) 試験条件公差は以下の通りとすること。 *10 IR 法のうち、シュラウドそのも A ソーラ照射強度 のを加熱源とする IR シュラウ (A) 面内均一度：平均値の±5% ド法の場合は除く。 (B) 空間均一度：平均値の±10% B IR 照射強度：±5% C 供試体内部条件 治具設定温度：治具の目的に応じて設定すること。 *12 (ウ) 試験条件選定に当たっては、次のことを考慮すること。 A 熱設計が評価しやすい条件であること。*13 (A) 主要なコンフィギュレーションと熱環境条件を 含むこと。 (B) 外部熱環境と内部熱環境の組合せ等の熱設計条 件が最悪となる条件を含んでいること。 負荷条件 (C) そのコンポーネント等に固有の熱的にクリティ カルな条件を含んでいること。 (D) 定常試験/非定常試験条件の選定が適切(フライト 条件と同等)であること。 B 熱制御ハードウェアの性能（インシュレーション、 OSR、ヒートシンク、サーマルルーバ、ヒートパイ プ、ヒータ動作及び必要量等）が評価できる条件で あること。 C 熱数学モデルの評価ができる条件であること。 D 熱平衡試験中、宇宙機は運用モードにしておき、熱 数学モデルの検証又は解析が行える条件であるこ *14 必要ならば試験時の運用モード と。*14 を修正してエネルギー収支(外 (エ) 試験プロファイルは、コンポーネントの設計や運用モ 部熱入力又は内部発熱量)が一 ード及び平衡に達するまでに要する時間により決定さ 定となるようにすること。 れなければならない。 (オ) コンポーネントの温度が定常に到達したことの判定基 準をあらかじめ規定すること（供試体温度の定常性： 1℃/2h 以下） 。 周囲環境条件 特に要求条件のない限り、4.7 項に従うこと。 解説 スペースチャンバ環境条件の詳 細については、熱真空試験ハン ドブック Appendix G.1, G.2 項 を参照。 *8 宇宙空間の真空状態を模擬する ため *11 宇宙空間のヒートシンク特性を 模擬するため。 *7 *12 特に供試体の熱環境に大きく影 響する箇所（加熱治具、境界温 度等）では精度良い温度設定が 必要である。詳細については、 熱真空試験ハンドブック 3.2 項、 3.3 項を参照。 *13 軌道上で周期的に運用される吸 熱量や発熱量の大きいコンポー ネントについては、最大温度変 化条件を設定し、過渡状態にお けるコンポーネントの機能確認 を行うべきである。 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 イ PFT ID 2317 (6) サブシステム プロトフライト試験(PFT) 熱平衡試験／ID 3317 コンポーネント 要求事項 ※*15 ア 環境負荷 イ 供試体 機能性能 データ計測 245 環境負荷 イ 供試体 機能性能 評価 熱平衡試験 サブシステム／コンポーネント PFT ※ (ア) コンポーネント各部の搭載用温度センサのほかに、試 験用の温度センサを付けて、温度モニタ及び温度デー タの取得を行うこと。モニタ点は、事前の予測解析の 結果に基づき、温度クリティカル点と熱数学モデル評 価に効果的なモニタ点を選定すること。 試験条件設定の評価を行うこと。 (ア) スペースチャンバ環境の評価(真空度、シュラウド温度、 コンタミネーション) 特にコンタミネーションについては以下の項目につい て評価を行うこと。 A コンタミネーションの発生の有無の評価 B コンタミネーション源の評価 C コンタミネーションによりコンポーネントが受けた 影響の評価 (イ) 外部熱入力設定の評価(治具からの熱入力を含む。) (ウ) 内部発熱の評価 (エ) 境界温度設定の評価 熱制御ハードウェアの性能評価を行うこと。 インシュレーション、OSR、ヒートシンク、サーマルルー バ、ヒートパイプ、ヒータ等熱制御ハードウェアの性能評 価 2317／3317 JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 ア 解説 *15 コンポーネントの構成要素の中 には、試験運用又はコンポーネ ント自体により引き起こされる コンタミネーションに対して敏 感なものがある。そのような敏 感な要素がコンポーネントを構 成している場合には、コンポー ネント自身、試験治具及びチャ ンバ自体がコンタミネーション 源にならないよう配慮する。 計測・ データ処理 ウ (7) プロトフライト試験(PFT) 熱平衡試験 テーラリングガイド サブシステム／コンポーネント PFT 2317／3317 熱平衡試験 ID 2317 (7) 246 (8) サブシステム 評価 ウ プロトフライト試験(PFT) 熱平衡試験／ID 3317 コンポーネント プロトフライト試験(PFT) 熱平衡試験 要求事項 テーラリングガイド (ア) 熱設計の評価を行うこと。*16 (イ) 熱数学モデルの評価を行うこと。*17 A 試験予測/実測温度比較による熱数学モデルの評価 B 熱数学モデルの不確定パラメータの評価 データ計測 補足事項 解説 *16 あらかじめ選ばれた節点につい て解析で求めた予測温度と熱平 衡試験の実測温度との差が 5℃ 以内であれば、熱設計は妥当で あると判断される。なお、確認 基準が別途定められている場合 には、その規定に従うものとす る。 *17 予測温度と実測温度との差が規 定された温度範囲内に入らない 場合は、問題点を明確にして、 熱数学モデルのパラメータを変 更して再度解析を行い、予測温 度が規定された温度範囲内に入 るまでこれを繰り返す。この結 果、コンポーネント又は熱数学 モデル自体に修正が行われた場 合は、更に追加熱平衡試験が必 要かどうかの検討を行う。 N/A JERG-2-130 NOTICE-2 ※印は現時点において規定のない事項であり、個別に 規定が必要なものと規定の必要がないものを含んでいる。 JERG-2-130 NOTICE-2 射場における確認試験 6 6.1 射場搬入後試験 (1) 目的 射場搬入後試験の目的は、射場への輸送やハンドリングによって宇宙機の機能性能に何 等変化が生じていないことを確認することにある。宇宙機は、完全に組み立てられた状態 で射場に搬入される場合と、分離した状態で搬入し射場で組み立てる場合とがある。 分離した状態で搬入する場合は、上位レベルへの組立てや試験を行う前に、宇宙機の個々 の構成要素の動作が確認できるよう、下位レベルから段階的に確認できる組立順序にする 必要がある。さらに、システム又はサブシステムの組立状況をその都度確認しながら、宇 宙機を完成させる。 完全な宇宙機を射場へ搬入する場合は、まず宇宙機の性能を確認する。 (2) 試験要求 ア 電気性能試験は、最終電気性能試験にできるだけ近いコンフィギュレーションで 行うこと。 イ シミュレータ シミュレータは、試験を実施するのうえで代替方法がない場合のみ使用するこ と。宇宙機の打上げ前確認試験において、シミュレータを採用する必要がある場 合には、取り外されているフライトハードウェアのインタフェースを再確認しな ければならない。また、シミュレータは、フライトハードウェアとの接続前に地 上支援装置の確認にも用いる。 特に火工品回路に対しては、必要に応じ確認済みのシミュレータを使用するこ と。火工品回路に火工品を接続する前に、火工品接続点で点火信号を確認するこ と。 ラインや火工品の接続を一旦外した場合は、再接続する前に点火信号やストレ イ電圧の確認を必ず行うこと。 ウ 推進系のリーク及び機能試験 宇宙機の推進系サブシステムの機能試験においては、可能な限り、全てのコン ポーネントの動作を確認すること。 推進系のリークレートが許容範囲内であることを確認する。 エ アライメント測定試験 宇宙機の基準軸と光学センサ、アンテナ取付位置及びノズルの噴射角等のな す角度並びにそれらの取付位置を測定すること。 6.2 追跡管制システム適合性試験 (1) 目的 追跡管制システム適合性試験の目的は、軌道上の宇宙機と運用支援計画に規定され た追跡管制システムが適切に応答することができることを打上げ前に確認することで ある。尚、追跡管制ネットワークは JAXA 追跡管制網を中核等とする。 専用の地球局（中継局乃至中継宇宙局等）を持ったプログラムでは、専用地域局と の適合性試験も実施すること。 247 JERG-2-130 NOTICE-2 (2) 試験要求 ア 追跡管制システム適合性試験には、次の事項が含まれる。 (ア) トラッキング、テレメトリ及びコマンド(TT&C)のリンクに対する RF、ア ナログ及びデジタル的な適合性を確認すること。 (イ) 軌道上、サポートに必要な各種コマンドモードを使用した、宇宙機運用 に対する機能性能をの確認すること。 (ウ) 軌道上、サポートに必要なテレメトリリンク等を処理、表示及び記録す る機能性能を確認すること。 (エ) 軌道上、サポートに必要な角度、ドップラー及びレンジトラッキングを 用いた宇宙機追尾のための機能性能を確認すること。 イ 追跡管制システム適合性試験は、射場において宇宙機の電気性能試験が完了 した時点で、できるだけ早期に実施する必要がある。 ウ 追跡管制システム適合性試験は、宇宙機の追跡管制運用ソフトウェアに統合 されているソフトウェアを用いて実施すること。 エ フライト品の適合性試験を実施する前に必要に応じインタフェースの確認を プロトタイプのサブシステム、コンポーネント又はシミュレータを用いて、 予備適合性試験を実施してもよい。この場合、 a. ソフトウェアの検証も兼ねて実施してよい。 b. 予備適合性試験は、設計の適合性確認をするため及び必要に応 じハードウェア、ソフトウェア及び手順書を修正できるよう、 打上げに十分先行して実施する必要がある。 c. 予備適合性試験の結果に基づくインタフェースの変更は、射場 で実施される適合性試験で確認すること。 6.3 打上げ準備作業 (1) 目的 打上げ準備作業は 6.1 項及び 6.2 項により宇宙機の機能性能及び追跡管制システムとの適 合性が確認された後に実施される作業の結果が宇宙機の打上げに問題無いことを確認する。 打上げ準備作業で全打上げシステム構成要素間の RF 干渉や、電源インタフェース及びコ マンドコントロールサブシステムの評価を含め、全打上げシステムの準備が整ったことを 確認する。 (2) 試験要求 ア 宇宙機の完成後、ロケットとのインタフェースを確認し、宇宙機とロケットを電 気的及び機械的に結合完了後は、宇宙機の最終外観及び機能試験を実施すること。 イ 必要に応じ、ロケットとインテグレートする前に、機械的及び電気的インタフェ ース試験を、ロケットシミュレータを用いて実施すること。 ウ 必要に応じ、バッテリ、二次推進系、清浄度等の監視項目をモニタすること。 248 JERG-2-130 NOTICE-2 付録Ⅰ 略語 -AAT 受入試験 Acceptance Test -E- EM Engineering Model エンジニアリングモデル EMC Electromagnetic Compatibility 電磁適合性 EMI Electromagnetic Interference 電磁干渉 ESD Electrostatic Discharge 静電気放電 -F- FM フライトモデル、実機 Flight Model -G- GPS 全地球測位システム Global Positioning System -I- IPA Isopropyl Alcohol イソプロピルアルコール IR Infrared Ray 赤外線 -M- MEOP Maximum Expected operating pressure 運用時最大圧力 MIL-STD Military Standard MIL スタンダード -O- OSR オプティカルソーラリフレクタ Optical Solar Reflector -P- PAF Payload Attach Fitting 衛星分離部 PFM Proto-Flight Model プロトフライトモデル PFT Proto-Flight Test プロトフライト試験 PSD Power Spectrum Density 応答パワースペクトラム密度 -Q- QT 認定試験 Qualification Test -R- RF Radio Frequency 無線又は無線周波数 RPM Revolution Per Minute 毎分回転数 (ただし、単位としては小文字を 使う。) RRS ランダム・レスポンス・スペク Random Response Spectrum トラム -TTT&C Tracking, Telemetry and Command トラッキング、 テレメトリ及びコマンド TWT 進行波管 Travelling Wave Tube 249 付録Ⅱ 試験条件公差及び測定精度一覧 試験条件公差及び測定精度一覧 ID xx02 試験項目 加速度試験 試験条件公差（要求事項） (1) 定常加速度：+2%/-5% (重心位置) (2) 供試体内ばらつき：±10%以内 (3) 負荷時間：+10%/-0% 荷重レベル：±2% xx03 xx18 250 xx04 xx05 xx06 サインバースト試験 正弦波振動試験 衝撃試験 (1) 荷重レベル：±2% (2) 変位：±5% (1) 振幅加速度：±10%(振幅) (2) 周波数：±2%または±1Hz の大きい方 (1) オーバーオールレベル：±1.5dB (1) 音圧：±0.2dB (2) オクターブバンド： (2) 加速度センサ、加速度系統：±8.4% +3.0dB/-1.0dB(63Hz-2000Hz) (3) 歪系統：±3% ±5.0dB (31.5Hz, 4kHz, 8kHz) (4) 時間：±0.5% 音響試験 ランダム振動試験 時間：±0.5% (3) 負荷時間：+10%/-0% (1) 全体実行値レベル：±1.5dB (1) 加速度センサ、加速度系統：±8.4% (2) PSD：+3.0dB/-1.0dB (2) 歪系統：±3% (3) 振動周波数：±2% (3) 時間：±0.5% (4) 負荷時間：+10%/-0% (1) 振幅：±10% (1) 加速度センサ、加速度系統：±8.4% (2) 振動周波数：±2%又は 1Hz の大きい方 (2) 歪系統：±3% (3) 時間：±0.5% 衝撃応答スペクトル：+6dB/-3dB 加速度センサ、加速度系統：±8.4% JERG-2-130 NOTICE-2 xx07 静荷重試験 測定精度（参考） ID 試験項目 試験条件公差（要求事項） (1) xx08 xx09 xx17 ソーラ照度強度： 圧力： ア 面内均一度：平均値の±5% ア 1.0×105～1.3×104Pa (760Torr～100Torr)：±5% イ 空間均一度：平均値の±10% イ 1.3×104～1.3×102Pa (100Torr～1Torr)：±10% 熱真空試験 (2) IR 照射強度：±5% ウ 1.3×102～1.3×10-1Pa (1Torr～10-3Torr)：±25% (3) 供試体温度設定： エ 1.3×10-1Pa 以下 (10-3Torr 以下)：±80% ア 高温：+3℃/-0℃ (2) ソーラ照射強度：※*1 イ 低温：+0℃/-3℃ (3) IR 照射強度：±3% (カロリーメータ) (4) 温度：±1℃ *1 ±1%(MK-V) 熱平衡試験 供試体内部条件： ア 治具設定温度：治具の目的に応じて設定すること 電磁適合性試験感受性系(RS、CS)： 251 EMC 試験 リーク試験 雑音系(RE、CE)： (1) 電界強度設定公差：±0.75V/m (1) 振幅精度：±2dB (2) 雑音印加レベル設定公差：±10% (2) 周波数精度：±2% (ただし、CE-06 のみ±0.02%) (3) 周波数：±0.4% 設定圧力：+0%/-10% xx14 (1) 熱サイクル試験 (4) xx10 測定精度（参考） (1) 圧力：±1% (2) リーク量： ア リーク量(ヘリウムリーク)：1×10-8std･CC/sec 以下が検出可 イ リーク量(アンモニアリーク)：1×10-7std･CC/sec 以下が検出可 JERG-2-130 NOTICE-2 測定精度一覧 ID 試験項目 xx15 磁気試験 0016 モーダルサーベイ 測定精度 磁気モーメント：±2% (1) 加速度センサ、加速度系統：±8.4% (2) 歪系統：±3% (1) アンテナ利得値(ピーク方向又は規定される角度での値)及びサイ ドローブ利得値： xx18 ア 2.60GHz 以下±0.5dB(3σ) イ 2.60GHz 以上±0.3dB(3σ) アンテナパターン測定 標準ホーンの精度による 252 0019 (2) 角度設定精度：半値幅の 1/10 以下 (1) 質量測定 質量特性試験 ア 50kg 未満：±0.02%又は±1g の大きい方 イ 50kg 以上：±0.05% (2) 重心測定：±1.5mm (3) 慣性モーメント測定：±1.5% 0020 アライメント測定 角度測定：±20 秒 0021 動釣合い試験 8.3×104 /n2･kg･cm 2 (n：rpm) JERG-2-130 NOTICE-2 JERG-2-130 NOTICE-2 付録Ⅲ 開発試験について Ⅲ.1 サブシステム及びコンポーネントの開発試験 サブシステム及びコンポーネントの開発試験には、以下のものがある。 (1) 機能モデルによる開発試験 (2) 寿命試験 Ⅲ.1.1 機能モデルによる開発試験 機能モデルによる開発試験の目的は、設計の適切さを確認することであり、ハードウェ アのすべてのレベルにおいてクリティカルな項目が試験条件を満足することによって設計 を保証しようとするものである。したがって、開発試験要求は、対象となるサブシステム やコンポーネントの開発状況と対象となる個々の宇宙機プログラムの運用要求をもとに決 定される。 本節の意向は、要求すべき開発試験項目を明確にすると共に、これらの要求を達成する うえで適切な試験方法を示すことにある。 開発試験の主要部分には、サブアセンブリ及びコンポーネントレベルのブレッドボード モデルやプロトタイプモデルを利用する。その目的は、クリティカルな部分設計を早期に 確認することにより認定又はフライトハードウェア設計の欠陥に対するリスクを低減させ ることである。 ハードウェアの開発試験の重要点は、電気的、機械的性能及び実装設計の耐環境能力で ある。 新規設計品は、ブレッドボードモデル等を使い、電圧、周波数及び温度変化の最悪条件 下での特性を明らかにすることが必要である。 熱と振動環境下の機能試験、展開機構の試験及び姿勢制御サブシステムの開発試験も実 施しなければならない。 電子機器にとって、内部コンポーネントの熱解析を確認するために真空環境下の温度分 布が必要な場合がある。温度分布により数学モデルを校正し、そのモデルを使って熱解析 をして、クリティカルな部分や場所の温度が信頼度要求及び性能上の許容温度を超えない ことを証明する。電子機器の実装方法で、内部接続、部品の取付け、プリント板の寸法、 厚み、重ね枚数、熱膨脹係数等が、よく知られかつ認定された実装手法と異なる場合は、 開発試験を行うこと。 この開発試験では、設計や製造工程への確信を得るため、実装全体の評価を目的とした 温度サイクル、正弦波振動及びランダム振動試験を実施すること。 また、ソフトウェアを内蔵するコンポーネントの開発に当たっては、ハードウェアを完 全にシミュレートするエミュレータを使用してソフトウェアの開発試験を実施しなければ ならない。 Ⅲ.1.2 寿命試験 (1) 目的 本試験は、摩耗、変動、疲労等の故障モードを持っているかも知れないコンポーネント が、許容された範囲を超えるような機能の劣化を生ずることなしに、地上試験及び軌道上 253 JERG-2-130 NOTICE-2 で予測されうる最大期間及び最大回数の動作に耐えうる能力を有していることを実証する ことによって、コンポーネントの信頼度を立証し、信頼性の向上をさせようとするもので ある。 (2) 試験方法 1 つ又は多数のコンポーネントを、それらが目的とする軌道上環境を模擬した条件下で動 作するよう設定する。代表的な環境は、周囲環境、熱、熱真空及びこれらの複合とする。 供試体は、製造ロットから任意抜取するか又は認定品とする。適当なマージンを含み寿 命中に予測される最長の動作時間及び最大サイクル数の運用に耐えうるような能力をコン ポーネントが持っていることを立証するに足る試験を計画する。 相対的に低い動作デューティのコンポーネントについては、動作デューティサイクルを 圧縮して試験してもよい。 軌道上で連続運用されるコンポーネント又は高い動作デューティのコンポーネントにつ いては、可能ならば加速試験を採用する。 (3) 試験レベル及び継続時間 ア 圧力 加圧構体や圧力容器については、圧力レベルは最大予測環境を適用する。その 他のユニットについては、真空環境による劣化が予測される可能性のある密封さ れていないユニットを除いて、常圧を適用する。真空環境による劣化が予測され る場合は、1.3×10-2 Pa(1×10-4 Torr)以下の圧力を適用する。 イ 環境レベル 最大予測環境を適用する。加速寿命試験の環境試験レベルは、軌道上レベルよ り厳しいものとする。そこで与えられる、より厳しいストレスは、使用時の予測 されるストレスに基づく寿命と更に発生する故障のメカニズムを導くことに関係 付けられたものである。 ウ 継続時間 コンポーネント寿命試験の全動作時間又はサイクル数は、マージンが十分 であることを立証するために、地上試験を含む予測される動作寿命期間の 2 倍とする。 エ 機能試験のデューティサイクル 試験開始前及び試験終了後に、確認すべき全ての項目についての機能試験 を実施する。 また、コンポーネントが仕様値内にあることを確かめるために、一定時間 毎に必要十分な項目についての機能試験を実施する。 (4) 補足(追加)要求 統計的な形を取る寿命試験における継続時間は、サンプル数、立証されるべき信頼水準 及び信頼度に依存する。 254