| Item type |
紀要論文 / Departmental Bulletin Paper(1) |
| 公開日 |
2015-03-26 |
| タイトル |
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タイトル |
M-3SII-8号機第2段 LITVC 姿勢制御異常に関する技術検討 |
| 言語 |
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言語 |
jpn |
| 資源タイプ |
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資源タイプ識別子 |
http://purl.org/coar/resource_type/c_6501 |
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資源タイプ |
departmental bulletin paper |
| その他のタイトル（英） |
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その他のタイトル |
A Technical Investigation on the Second Stage LITVC Attitude Control Problem of M-3SII-8 Launch |
| 著者 |
川口, 淳一郎
森田, 泰弘
澤井, 秀次郎
KAWAGUCHI, JUNICHIRO
MORITA, YASUHIRO
SAWAI, SHUJIRO
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| 出版者 |
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出版者 |
宇宙科学研究所 |
| 書誌情報 |
宇宙科学研究所報告
巻 82,
p. 1-180,
発行日 1995-09
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| 抄録 |
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内容記述タイプ |
Abstract |
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内容記述 |
本書は, 文部省宇宙科学研究所が平成7年1月15日に打ち上げたM-3SII型ロケット第8号機の第2段飛翔中に発生した姿勢異常について行った技術検討結果を報告するものである。本書は, M-3SII-8号機調査特別委員会の報告書ではなく, 内容は, 技術検討結果のみを報告するものである。過去, 今号機において行われた飛翔前試験の実施状況や, 体制を含めた不具合発生との関連, 再発防止などについては, 同調査特別委員会の最終報告書にゆずる。内容は, 何回かの調査特別委員会にて検討に供された技術資料を, 順次章ごとにたどる形式が採られている。本書では, 以下の同委員会報告内容の主たる点を, この冒頭で記述するにとどめる。「姿勢異常の原因は, 制御系を介した構造振動モードの励振に端を発した姿勢制御用噴射体の枯渇にあったことが明らかとなった。制御系が自励的に構造振動を発振せしめた原因は, 今第8号機におけるペイロード重量増により, 姿勢検出部における構造振動モードが不安定側に大きく転じていたことと, 同じ理由により構造振動に対する制御利得が著しく大きな値となっていたためである。M-3SII型ロケットの開発にあたっては, その初号機の飛翔前においては, 構造振動モード解析ならびにそれら柔軟性を考慮した制御系解析が行われたのであるが, 1)初号機においては剛体性が極めて高いことが数値指標で確認されていたこと, 2)姿勢検出部は初号機においては第1次構造振動モードの腹の位置にあり少なくとも線形性の成立する範囲ではペイロード重量の構造振動モードの制御安定性におよぼす感度は十分小さいと判断されていたこと, 3)今号機の飛翔以前の7回の飛翔を通じて第1次構造振動モードは励振はもちろん検出されたことがなかったことから, 今第8号機の飛翔前においては, 依然として剛体性近似が適用できると判断し, 構造振動モード解析および柔軟性を考慮した制御系検討は行われなかった。これが今回の不具合を事前に発見するにいたらなかった理由である。」 |
| 抄録（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
This paper deals with the post flight analysis on the attitude control problem of the M-3SII-8/EXPRESS flight, which occurred at the midcourse of its second stage powered phase. The results of the post-flight modal analysis, executed for the second stage entire vehicles of the M-3SII series, shows peculiarity of the EXPRESS flight in structure and control interactions of the vehicle. The loop gain from the control command to the first order bending oscillation of the vehicle, indicating the extent of the flexibility effect, is definitely enhanced compared with those of the previous flights, which combined with the instability of the mode to yield the dynamical coupling between the structural oscillation of the degree and the attitude control. An increase in the payload mass compared to the rest of the flights is considered a principal contribution to the difference in modal characteristics. The mechanism of the growth of the oscillation amplitude, even within the control dead band, is also mathematically disclosed, which is featured by the magnitude of the disturbance. A transition from the disturbance governed (dynamic) cycle into a static cycle triggered the resonance type phenomenon. The static limit cycle, which happened to be formed in the middle of the second stage flight, caused the frequent and long durational injections, resulting in the excess energy supply into the oscillating system. Thus the magnitude of the oscillation gradually increased to finally exceed the control dead band, leading to a divergence type response. The numerical simulation has been conducted under the system parameters evaluated through the flight data and given its endorsement to all the point. The paper also describes an effective measure to avoid the problem. |
| ISSN |
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収録物識別子タイプ |
ISSN |
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収録物識別子 |
0285-2853 |
| 書誌レコードID |
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収録物識別子タイプ |
NCID |
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収録物識別子 |
AN00354474 |
| 資料番号 |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
資料番号: SA0166396000 |
SA0166396.pdf (11.6 MB)
