三菱電機株式会社

USERS成果報告会

宇宙機システム

2004年10月8日

三菱電機株式会社（財）無人宇宙実験システム研究開発機構

三菱電機株式会社

目次1. 宇宙機システムに求められた機能、性能…………………...

2. 開発方針と課題..................………………………...............

3. 宇宙機のシステム構成と諸元...…………………………........

4. 長期間の微小重力環境維持...…………………………...........

5. 統合化宇宙機制御系……………….…………………………...

6. 軌道上分離時の擾乱抑制……………………………………….

7. 実験ペイロードの搭載……………….………………………...

8. システム試験と射場作業……………….……………………...

9. 宇宙機システム開発で得られた成果………………………….

1

3

4

8

9

11

14

16

19

三菱電機株式会社

１.　宇宙機システムに求められた機能、性能

超電導材料製造実験からの要求

　〇微小重力環境維持：　連続1,000時間以上

　○軌道上での実験電力供給：　480W

　○実験機器の遠隔操作・モニタ：　CCSDS勧告準拠のﾊﾟｹｯﾄｺﾏﾝﾄﾞ・ﾃﾚﾒﾄﾘ

　○軌道上での熱制御：　実験中の排熱（480W）、非実験中の保温

　○実験装置（試料）の回収　

　　 ・着水計画エリアへの誘導：　 小笠原沖海上

　　　・軌道離脱：　ΔV＝175m/s

　　　・再突入時の熱防御： 搭載面温度75℃以下、内壁表面温度１77℃以下

　　　・衝撃緩和：　パラシュート開傘衝撃14.4G以下、着水衝撃12.5G以下

　　　・着水後の浮遊能力、着水後の探索回収（GPSﾋﾞｰｺﾝ発信、ARGOS送信機）

超電導材料製造実験

1

三菱電機株式会社

先進的バス機器実証実験からの要求

　　○実験時の姿勢要求：　太陽指向（定常）+地球指向（１周回以内）

　　○軌道上での実験電力供給：　200W（連続）

　　○軌道上での熱制御：　実験中の排熱（200W）及び停止中の保温

　　○実験機器の遠隔操作・モニタ： CCSDS勧告準拠のﾊﾟｹｯﾄｺﾏﾝﾄﾞ・ﾃﾚﾒﾄﾘ

再突入飛行環境計測実験からの要求

　　○観測開始タイミング信号の供給

　　○軌道上の保存温度維持

軌道投入：　H-IIAﾛｹｯﾄ、高度450km、傾斜角30.4度、円軌道。

追跡管制：　新GN+ESAマリンディ地球局

設計寿命：　目標３年

１.　宇宙機システムに求められた機能、性能（続き）

2

三菱電機株式会社

２.　開発方針と課題

低コスト化を目指す（リカリングコスト低減）

過剰設計を避ける（ノミナル値設計、適切な部品材料基準）

ロバスト性を確保（機能冗長構成、帰還回収運用時の１故障許容）

実験ペイロードインタフェースの共通化

新規開発項目

　○統合化宇宙機制御系（ｻｰﾋﾞｽﾓｼﾞｭｰﾙ）

　○コネクタ分離機構（ｻｰﾋﾞｽﾓｼﾞｭｰﾙ）

　○熱防御系（ﾘｴﾝﾄﾘﾓｼﾞｭｰﾙ）

　○探索・回収系（ﾘｴﾝﾄﾘﾓｼﾞｭｰﾙ）

3

三菱電機株式会社

３．宇宙機のシステム構成と諸元

サービスモジュール（SEM）とリエントリ　　モジュール（REM）で構成。

SEMとREMを結合して打ち上げ、　　　　　REM搭載実験の終了後、軌道上で分離。

REMは超電導材料製造実験と再突入飛　行環境計測実験を搭載。SEMから分離さ　れた後、軌道離脱して海上で回収。

SEMはREMおよびREM搭載実験機器　　に電力及び地上との通信回線を提供。　　REM分離後も軌道上に留まり、５種類の　先進的バス機器実証実験の運用を継続。

振動試験での宇宙機

4

三菱電機株式会社

３．宇宙機のシステム構成と諸元（続き）

打ち上げ重量：　SEM; 800kg, REM: 900kg

発生電力： 　2510 W（太陽指向、打ち上げ後6ヶ月）

通信回線：　ｱｯﾌﾟﾘﾝｸ；4000bps/USB, ﾀﾞｳﾝﾘﾝｸ；2kbps/USB&256kbps/HSB

ﾃﾞｰﾀﾚｺｰﾀﾞ容量：　1Gbit（打ち上げ後3年）

姿勢制御機能：　太陽指向、地球指向、REM分離姿勢指向

推進機能：　ﾋﾄﾞﾗｼﾞﾝ１液式； 1Nｽﾗｽﾀで姿勢制御、23Nｽﾗｽﾀで軌道変換　（SEM）　　　　　　　　　 固体ﾓｰﾀｰ; 軌道離脱、ｽﾋﾟﾝ、ﾃﾞｽﾋﾟﾝ、ﾀﾝﾌﾞﾙ　(REM）

3.5m

15.5 m1.7m

REM:ReEntryModule

SEM:SErviceModule

3.5m

15.5 m1.7m

REM:ReEntryModule

SEM:SErviceModule

宇宙機の形状・寸法

5

三菱電機株式会社

３．宇宙機のシステム構成と諸元（続き）

宇宙機のシステムブロック図

COM

通信系

姿勢制御センサ

AOCS Sensors

推進系

RCS

データレコーダ

REC

ドライブ

インターフェース

ユニット

DIU

スペースクラフト

コントローラ

SC

バス

インターフェース

ユニット

BIU

統合化宇宙機制御系　ISC

オードナンス

コントローラ

ODC

電源系

EPS

太陽電池パドル

PDL

環境計測(放射線)

EMS(Radiation)

CFB

ミッション

機器

CFB Mission

Payloads

環境計測(μG)

EMS(μG)

熱制御系

TCS

オードナンス

コントローラ

R-ODC

推進系

RBM

Spin/Despin

Motor

分離機構

(マルマンクランプ)

(コネクタ分離機構)

SEM/REM

Separation

分離機構

PM/REV

Separation

バッテリー

RBAT-P

バッテリー

RBAT-R

REM

パワーユニット

RPU

リエントリー

シーケンサ

RS

モーメンタム

ホィール

ユニット

MWU

コマンド

デコーダー

CMD

通信系

COM

慣性計測装置

IMU

高温超電導材料

製造実験装置

SGHF

データレコーダ

D-REC

再突入環境

計測装置

READ

データ

ハンドリング

システム

CDHS

姿勢制御・制御データ処理系　C&DH

構体　STR 構体　STR熱防御系

構体　STR

Sバンドアンテナ

S-ANT

Sバンドアンテナ

S-ANT

　　　　回収系

パラシュート Parachute

浮袋 Floatation Bag

GPSビーコン GPS Beacon

ARGOS送信機 ARGOS

姿勢軌道制御

アクチュエーター

AOCS Actuators

熱制御系

TCS

SEM REM

6

三菱電機株式会社

３．宇宙機のシステム構成と諸元（続き）

宇宙機システムの展開図

SEMREM

7

三菱電機株式会社

４．長期間の微小重力環境維持

リアクションホイール（３軸）と磁気トルカ（３軸）の組み合わせにより、微小　なトルクで姿勢制御。太陽指向姿勢ではスラスタ噴射無し。　連続的に10μG台を維持。微小重力ﾓﾆﾀをREMに搭載。

X

Y

Z

ＮＳ

Ｎ

Earth

8

Ｓ

SUN

ＭＴＧ：Magnetic Torquer

（直径約22cm）

（全長約70cm）

微小重力ﾓﾆﾀFFT解析結果の一例姿勢制御系の概念図 ＲＷ：Reaction Wheel

三菱電機株式会社

５．統合化宇宙機制御系

リカリングコスト低減を目標とし、統合化宇宙機制御系（ISC）を開発。

複数のH/Wに分散している電子機器を一つに統合。機能をソフトウェアとして　　組み込む。

部品点数削減、小型・軽量化により、部品・材料費、加工・組み立て費を削減。

機能のソフトウェア化で、フレキシビリティ向上。ミッション毎の要求変更への対　応も容易。

機能のソフトウェア化により、打ち上げ後でも制御パラメタ変更が容易に　なったので、異常発生時にもフレキシブルに対応。

試験で検証出来ない運用モードに対するリスクも軽減する効果。

9

三菱電機株式会社

５．統合化宇宙機制御系

データ処理機能、姿勢制御計算機能、　　システム管理機能を統合し、一つの　　　　スペースクラフトコントローラー（SC）に　　搭載。

SCは３重多数決+１系待機の4CPUで　　　構成。

システム管理機能： 　　　　　　　　　　　　　

　　　・ヒータ制御、　　　　　　　　　　　　　　　　　　・バッテリ充電管理（V-Tカーブ制御）、　　　・実験機器電力管理機能、　　　　　　　　　　・バッテリ低電圧監視機能　等 SCの外観

10

三菱電機株式会社

６．軌道上分離時の擾乱抑制

SEM側は衛星の機能が全て必要。　　　REM側はSEMの機能を利用。

分離後のREMには、機軸方向のモー　　メンタムホイール以外に能動的な姿　　　勢制御機能無し。

軌道離脱噴射時のREMの姿勢の誤差　が着水点の誤差に大きく影響。

SEM側の機能で、軌道離脱噴射姿勢　　に合わせ、静かにREMを分離。

主な姿勢擾乱源は、コネクタの引き抜　　き抵抗と、クランプバンドの張力開放時　の分離面内の衝撃。

地球指向→慣性空間固定分離

19deg

軌道離脱噴射点

地球指向

分離前の姿勢制御

11

三菱電機株式会社

６．軌道上分離時の擾乱抑制（続き）

分離前 分離後

17ｃｍ

21ｃｍ

コネクタ分離機構（CSM）

機体分離の前にコネクタを引き抜くことで、擾乱発生を原理的に除去。　コネクタ分離機構（CSM）は新規開発。

12

三菱電機株式会社

６．軌道上分離時の擾乱抑制(続き）

機体の分離はクランプバンドを結合するボルトを火工品で切断する方式であり　実績豊富。１）バンドの張力を出来るだけ低めに設定すること、２）180度離れ　　た２箇所の結合ボルト切断の時間差を無くすこと、３）開放後のバンドの跳ね　　返りによる再接触を無くすこと、４）4箇所の分離スプリングのｴﾈﾙｷﾞｰを揃える　ことで擾乱発生を抑制。

整備中の分離機構（分離面代表径　=　937　mm）

13

三菱電機株式会社

7.　実験ペイロードの搭載

インタフェースの共通化

パケットコマンド・テレメトリ：　各1ch（CCSDS勧告準拠）、 RS422

ディスクリートコマンド：　2項目（一次電源ONおよびOFF）

バイレベルテレメトリ：　1項目（電源ON/OFFﾓﾆﾀ）

サバイバルヒータ電力：　1ch（一次電源）

温度モニタ：　2ch、サバイバルヒータ制御用

リアルタイムコマンドとタイムラインコマンド：　逐次実行するコマンドと　指定時刻に実行されるコマンドの２種類を組み合わせて使用できる。

データレコーダ運用：　１日当たり120Mbit記録し地上へ伝送可能

一次電力供給：　32～50V非安定化（電力監視、異常時遮断機能）

14

三菱電機株式会社

7.　実験ペイロードの搭載(続き）

SEM構体には65kg、200W程度、REMには150kg、500W程度までの実験　機器が搭載可能。回収不要なら、REMに置き換えて、900kgまで搭載可能。

システムインテグレーション試験項目：

　1)電気的ｲﾝﾀﾌｪｰｽ、2)ﾃﾚﾒﾄﾘ・ｺﾏﾝﾄﾞ信号ｲﾝﾀﾌｪｰｽ、3)ｼｰｹﾝｽ確認（時間的

　な制約の範囲内で実験機器毎に設定したシーケンスを流す。）

典型的な検証手順：

　実験機器側での単体のインタフェース確認試験

　→システムEMと実験機器EFMとの電気噛み合せ試験　→実験機器返却→実験機器単体の製造確認試験

　→システムPFMのインテグレーション試験

同じハードウェアで２回のインタフェース確認機会を設けリスク回避

15

三菱電機株式会社

8.　システム試験と射場作業

実績に基づいて、システム試験実施方法を見直し　て、試験コストを低減。

EMフェーズとPFMフェーズの２度のシステム試　　　験を実施。

EMフェーズでは、新規開発品のみ試験用モデル　　を製造。原則として、環境試験実施前のフライト用　　コンポーネントを集めて電気的噛み合わせ試験の　み実施。冗長構成の機器は片系のみ評価。

PFMフェーズでは、全てのフライト用機器を集め　　て、環境試験を含むシステムレベルの検証を実施。

EMフェーズの設計検証試験に使用した構体をリ　　ファービッシュしてフライト品として使用。

システム試験中の宇宙機

16

三菱電機株式会社

8.　システム試験と射場作業（続き）

射場作業の内容：

衛星側のみの作業として、衛星の輸送後点検試験、バッテリ・リコンディ　ショニング、 SEM/SEM結合、推薬充填、火工品取り付けを実施。

ロケット側への引渡し後は、バッテリ充電、太陽電池パドル駆動機構の　　窒素パージの継続、及び、固体モータアーミング、カウントダウンリハー　　サルを実施。

衛星搬入からロケット側への引渡しまで実働45日以下。

　　　2002年7月 3日　射場（種子島宇宙センター）搬入

　　　2002年8月23日　ﾛｹｯﾄ側への引渡し

　　　2002年9月10日　打ち上げ

SEM/REM結合作業

17

三菱電機株式会社

8.　システム試験と射場作業（続き）

USERS射場作業フロー

火工品取付

輸送後点検

ロケット作業ﾋﾄﾞﾗｼﾞﾝ充填

引渡審査会8/22

USERS引渡8/23

7/3

8/7

7/2 7/26

輸送後点検ＲＥＭ

ＳＥＭ

2002年9月10日打上

8/11

SEM/REM

結合

総合試験

火工品取付

ｶｳﾝﾄﾀﾞｳﾝﾘﾊｰｻﾙ

ﾊﾞｯﾃﾘ充電

太陽電池ﾊﾟﾄﾞﾙ駆動機構窒素ﾊﾟｰｼﾞ継続

固体ﾓｰﾀｱｰﾐﾝｸﾞ

ﾊﾞｯﾃﾘ･ﾘｺﾝﾃﾞｨｼｮﾆﾝｸﾞ

18

三菱電機株式会社

9.　宇宙機システム開発で得られた成果

我が国で初めて、周回軌道上からの帰還回収が可能な宇宙機を開発。

長期間の連続した微小重力環境を提供する宇宙環境利用システムを　　実現。（SFU*のヘリテージの活用）

機能のソフトウェア化、CCSDS勧告準拠のﾊﾟｹｯﾄｺﾏﾝﾄﾞ・ﾃﾚﾒﾄﾘの採用　　により、実験者から見てフレキシブルで使い勝手の良い実験システムを　実現。

統合化、適切な設計基準、実験機器インタフェース共通化、試験項目　　の見直し、射場作業短期化等の工夫により、低軌道周回衛星用低コス　トバス開発に向けて前進。

以上

*SFU: 宇宙実験・観測ﾌﾘｰﾌﾗｲﾔｰ

19