Ракета-носитель. SS-520. [Редактировать]

SS-520 это двухступенчатая РН, которая в качестве первой ступени использует ускоритель от РН S-520. Согласно данным JAXA, она способна вывести на высоту 800 км около 140 кг полезной нагрузки. Целью разработки данной РН является решение технологической задачи, связанной с разработкой трех-ступенчатой РН для выведения малых КА. Первый раз SS-520 была запущена в 1998 году.

Дополнительная классификация

#Наименования
1Все ракеты-носители

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#Новостная лента.
12016-12-03. JAXA и Canon продолжили создание сверх-легкой РН.
Компания Canon и JAXA объявили о продолжении работ по сверхлегкой РН. При этом, в рамках проекта японский производитель будет отвечать за разработку сенсоров и цифровых камер. Первый запуск новой ракеты ожидается в 2017 году. Тэги: SS-520Космическое агентство Японии

Технические характеристики

#ХарактеристикаЗначение
1Длина, метра9.65
2Масса, кг2600
3Диаметр, метра0.52

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... a nano launch vehicle fully exploiting S-520 sounding rocket technologies, practices and... 0.7t 190km 70kg 1975 39 S-520 SS-520 8.0m 9.65m 0.52m 0.52m 2.1t... rocket family of S-310, S-520 and SS-520 is still in use and... Rocket Nano Satellite Launch Vehicle S-520, SS-520 Nano-sat kit • Scientific Mission... 3. Potential Users of Nano-launcher S-520 sounding rocket, operated by ISAS... payload far above 300km altitude. SS-520 is a two-stage sounding rocket... stage of which comes from S-520. It is 9.65m in length...-orbital trajectory. S-520 has successful launch of 24 while SS-520 launched twice... many sites, including Andoya, Norway(S-520, S-310), Showa station, Antarctica (S-310.... At first, we develop NS-520 (S-520 + B0 boost stage), which is... version of S-520 rocket family. Next, NLVS " NL-520 (NS-520 + upper stage..., Yokote AL-520 is air-launched version of NL-520. Air launch... Satellites Current Capability A Capability B NL-520 Capability C The main objective of developing NL-520 (Nano-sats launcher) is to... planners. Development strategy of NL-520 is described below; Suborbital mission... S-520 SS-520 NS-520 Demonstration of basic technologies for the lowcost launcher NL-520 AL-520 Technology demonstration of low... existing components and devices of S-520, including the existing launch site... Nano-launcher, including NS-520, NL520 and AL-520, accelerates the use... system, like P-POD, on NL-520 to provide easy interfaces to... AND OPERATION Flight Sequence NS-520 is a two stage sounding rocket and NL-520 is a four stage land launcher NLVS that derived from the S-520 sounding rocket. The overall configurations... 5. Typical flight sequence of NL-520 is illustrated in Figure 6. and... 6. Typical Flight Sequence of NL-520 - NL-520 is launched from a rail... aerodynamic load limit of existing S-520. - During the boost stage and first stage burn, NL-520 flies through the atmosphere on...). Figure 7. 2 P-PODs integrated on NL-520 - After B1 stage separation, the... 0 The launch capability of NL-520 is about 20kg to 250 x 500km LEO. NL-520 can accommodate 2 PPODs (i.e. up to... are listed in Table 1. NL-520 will be designed to be... the B1 motor. NS-520 NS-520 development is the first step... the payload capability of NL-520. The new development component is... target cost of NS-520 is less than S-520, while it can... with S-520 (Figure 11). 400 NS-520 Payload 250kg 350 NS-520 Payload...) 300 250 200 150 100 S-520 Payload 125kg 50 0 0 100 200... (km) 700 800 900 NL-520 Figure 11. Performance of NS-520 Yagi, Yagi Matsuda, Yokote Candidate ... termination system Nano Launcher NL-520 Micro satellite LVS Flying test... Vehicle System concept, using existing S-520 sounding rocket, is presented. NL-520 will be capable of placing .... It is confirmed that NL-520 would be responsive and affordable... family is also presented. NS-520 (new sounding rocket) will be... successively be evolved into NL-520 (NLVS). NLVS has high potential...



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0.14/5
... evolved from the JAXA/ISAS S-520 solid rocket) along with existing..., namely the existing ISAS/JAXA S-520 solid rocket motor which will... into an air-launched (AL-520) variant. This specific concept is... the S-520/SS520 solid rocket motor to the NS-520, NL-520 (land launch variant), and eventually to the AL-520 (or “AirLaunch” 520 variant). Each subsequent progression.... For reference, the single-stage S-520 sounding rocket is solid rocket... stages. The evolution of the S-520/SS-520 will also entail reduction in... to the next. Current Capability S-520 Capability B Capability C Orbital/Suborbital Capability...) FULLY COMMERCIAL VENTURE NS-520 NL-520 SpaceSpike-1 SS-520 SpaceSpike-2 Development: Manufacturing/Assembly... Nano-Launcher Roadmap NS-520 and NL-520 Solid Rocket Systems The single stage S-520 is the basic building block... S-520 is a single stage solid rocket (stage referred to B1). The SS-520 is a two-stage version of the S-520 (second stage... seen in Fig. 5 the NS-520 is two-stage solid rocket combining the S-520 solid rocket with a boost motor... the overall roadmap, the NS-520 is an advance technology demonstrator... the land-launch NL-520. The NS-520 will demonstrate reduced development..., and miniaturized avionics. The NS-520 doubles the payload capability of the S-520 and is anticipated to cut... in half versus the S-520. The NS-520 is also anticipated to... assuming use of the conventional S-520 rail launcher. Specification and design... Figure 5. SpaceSpike Heritage from S-520/NL-520 Configurations Figure 6. Design of B0... roadmap progresses past the NS-520 to the NL520, which is... another stage, B3). The NL-520 adds the B2 and B3... to the NS-520. The ground launch NL-520 is anticipated to... the SpaceSpike-1. Eventually the AL-520 (the rocket stages of the...-2) will consist of the NL-520 without the B0 booster stage... stage commonality with the NL-520. This modular roadmap allows off... B3 motors from the NL-520 as 1st and 2nd stages... is 1.2 MT being 5 m long and 520 mm in diameter. The SpaceSpike... essentially consists of the NL-520 without the B0 booster stage... 3.0 MT being 10 m long and 520 mm in diameter. Its anticipated... Payload (kg) M=1.5 Point (FAltitude (m) 15D + SS-2) Release Condition 1.50 14,839... Supplier Country Propellant Weight [kg] SS-520B2 B3 IA Japan 325... Nominal M=1.5 Point (FRelease Altitude (m) 15D + SS-2) Condition 1.50 16,040 6.19... stages (namely the ISAS/JAXA S-520 solid rocket stages) upgraded with...



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参考1 SS-520 4号機のミッション概要 平成28年10月 国立研究開発法人 宇宙航空研究開発機構 説明者 宇宙科学研究所 S&MA 総括 小林亮二 改訂記録 符号 改訂の日付 NC 2016.5.26 A 2016.10 改訂箇所 P 3、11 P 16、17 P 18 P21、22 改訂内容、理由等 初版制定 ・「 TRICOM-1(衛星)の概要」追記 ・飛行経路及び落下予想区域について精査結果を反映 ・「シーケンスオブイベント」見直し ・第18回調査・安全小委員会からの主な変更点を追記 2 目 次 1. 目的 2. 観測ロケット 2.1 観測ロケット(SS-520)について 2.2 落下予想および打上げ手順 2.3 観測ロケット(S-520)落下予想範囲とフライト結果 3. SS-520 4号機の概要 3.1 機体・ミッションの概要 3.2 TRICOM-1(衛星)の概要 3.3 ラムライン制御部 3.4 1/2段分離部、2/3段分離部 3.5 衛星分離部 3.6 フライトシーケンス 3.7 飛行経路 3.8 投棄物の落下予想区域 3.9 シーケンスオブイベント 3.10 2段点火以降のシーケンス移行判断 4. 第18回調査・安全小委員会からの主な変更点 3 1. 目的 SS-520 4号機は、JAXAの観測ロケットをベースに開発 している小型ロケットである。本資料は、観測ロケットの概要 を説明し、その後、本ロケットの概要や打上げシーケンスを示 すことで、本ロケットとその運用の理解を得ることを目的とす る。 4 2.1 観測ロケット(SS-520)について SS-520 (2段式) 観測ロケットは、ロケット自身が宇宙空間を飛びな がら落下するまでの間に観測を行う。1段式あるい は2段式構成で、実験終了後、観測装置およびロ ケットは海上に落下する。 観測ロケットは、第1段に尾翼を有するが、尾翼は 機軸を含む面に対し傾けて(カント角)取り付けられ ている。発射直後の風の影響によって飛翔方向が 曲げられるが、カント角を有する尾翼によりスピン が発生し、大気の影響がない上空ではスピン安定 で飛翔する。 SS-520は、単段式のS-520に2段を組み合わせた、 全段固体モータの2段式観測ロケットである。 (SS-520 4号機は、観測ロケット(SS-520)に3段を組み合わせ超 小型の衛星を打ち上げを行うロケットである。) 5 2.1 観測ロケット(SS-520)について 型式 SS-520 S-520 S-310(参考) 諸元 全長 9.65m 直径 0.52m 全備重量 2.6t 全長 8m 直径 0.52m 全備重量 2.1t 全長 7.1m 直径 0.21m 全備重量 0.7t 2回 30回 44回 外観 飛行実績 6 2.2 落下予想および打上げ手順 (1)落下予想区域の設定方法 ・ 設計値(機体質量・重心,慣性モーメントなど)を用いてノミナル軌道の設定 および軌道分散解析を実施し,ノミナル落下点とそこからの範囲(半径)を設定 (2)打上げ手順 ・ 噛み合せ試験後,計測値(機体質量・重心,慣性モーメントなど)を用いてノミナル 軌道を再設定(落下予想区域の変更はしない) ・ 高層風の影響による感度解析を実施し,ランチャセット角算出のための補正係数 を算出 ・ 打上げ当日,GPSゾンデによる高度20kmまでの上空の風向、風速の測定(打上げ 時刻 の4時間前,2時間前,40分前にGPSゾンデの放球を実施) ・ 2時間前の観測風を用いて,打上げ方位角、上下角を補正 ・ ランチャセット角は打上げ時刻までの風変動の傾向を考慮して決定 ・ 40分前の観測風を用いて飛翔シミュレーションを行い,落下点が落下予想区域内 であることを確認 ・ 地上風の変動による軌道への影響についても打上げ直前まで継続モニタ ・ S520-25号機は、GPSゾンデのデータのみで飛翔シュミレーションを行っていたため、 26号機以降は地上風の観測データも飛翔シミュレーションに使い予測精度の向 上につながった。 なお,SS-520 4号機では, ・ 風による感度が高い,高度1km程度までの風をドップラーライダにより計測し, ランチャの最終セット角は打上げ10分前に決定する予定. 7 2.3 観測ロケット(S520) 落下予想範囲とフライト結果 S-520-30 2015/9/11 S-520-27 2013/7/20 S-520-29 2014/8/17 S-520-26 2012/1/12 S-520-28 2012/12/17 S-520-25 2010/8/31 8 2.3 観測ロケット(SS520) 落下予想範囲とフライト結果 SS-520-1 1998/2/5 1段落下予想区域 2段落下予想区域 9 3. SS-520 4号機の概要 3.1 機体・ミッションの概要 ノーズコーン 衛星継手 2/3段継手 シーケンサ 通信機器 1/2段継手 SS-520に対する 変更点 衛星:1機 衛星名:TRICOM-1 衛星軌道:180×1500km 軌道傾斜角:31° 3段モータ 2段モータ ラムライン制御部 凡例 飛行安全措置に関わる機器・機能 • シーケンス移行許可コマンド受信機能 2段に搭載 ラムライン制御(弾道飛行のまま姿勢 を制御)終了後に第2段点火条件(p17) を満たせば地上からシーケンス移行許 可コマンドを送信し、2段点火以降の シーケンスに移行する。 主要諸元 項目 全長 内容 9.54 m *2) 代表径 520 mm 全備重量 2.6 ton 段構成 固体3段式 姿勢安定 全段スピン安定 打上能力 LEO4kg以上 一部改修 衛星寿命 30日(2σ) 既開発*1 打上場所 内之浦KS台地*3) 打上方式 ランチャ滑走方式 (吊下げ式) 新規 *1)同一設計品含む 1段モータ 尾翼 *2)SS-520に比べ、2/3段継手~ノーズコーンが短縮 *3)KS台地:通常、小型ロケットの発射作業を行う 10 3.2 TRICOM-1(衛星)の概要 TRICOM-1は、東京大学で開発された超小型衛星ほどよし3, 4号 機で実証された「ほどよし信頼性工学」を基にした次期衛星であり、 経済産業省の「民生品を活用した宇宙機器の軌道上実証」プロ ジェクトの一部である。 メインカメラ 目的 国際商業市場において競争力のある超小型衛星の実現に 向けて、国内の民生技術を使用した低コスト実用衛星を開発 し、将来の事業化へ繋がる技術開発に加え、ユーザーニー ズを満たす技術を中心に開発を行う。 ミッション ① Store and Forwardミッション 衛星は地球を周回しながら地上端末から送られる微弱 信号データを収集(Store)し、衛星が管制局上空に来 た時にコマンドにより地上局に受信した微弱信号デー タを転送(Forward)する。 サブカメラ 質量 3 kg 寸法(アンテナ含まず) 116mm×116mm×346mm ②地球撮像ミッション メインカメラにより広域地表撮像を行うとと もに,5台のサブカメラにより、初期運用時 や地球指向制御が不安定な状態において も撮影を行う。 11 3.3 ラムライン制御部 ラムライン制御は、SS-520 4号機が有する唯一の制御機能 1段燃焼終了後,慣性飛行中(コースティング中)に姿勢を 2段の打ち出し方向へ向けて変更させる.スピンレート(ス ピン周期)に合わせてガスジェットを噴射することで,機体 の角運動量ベクトルを徐々に倒していく制御である. THR:スラスタ、4箇所 12 3.4 1/2段分離部、2/3段分離部 マルマンバンドで締結 2箇所の分離ナットを火工品で 切断し分離する方式 13 3.5 衛星分離部 衛星保持部(4箇所) 分離スプリング 衛星側 衛星 3段側 分離ボルト(非火工品) 【衛星継手拡大図(断面図)】 衛星継手 中央の分離ボルトで締結 分離ボルトは離脱機構を内臓する非火工品 【断面図】 14 3.6 SS-520 4号機フライトシーケンス シーケンス移行 可否判断 15 3.7 飛行経路 SS-520 4号機の飛行経路(機体現在位置)を以下に示す。 (注)飛行経路を精査し一部変更 16 3.8 投棄物の落下予想区域 すみすとう そうふがん (注1)2段モータ落下予想区域内の島は無人島(ベヨネーズ列岩、須美寿島、鳥島、孀婦岩) (注2)飛行経路の変更を落下予想区域へ反映 17 3.9 シーケンスオブイベント SS-520 4号機のシーケンスオブイベントおよび飛行安全管制期間を以下に示す。 事象 関連機能(機体) 経過時間(秒) 距離(km) 高度(km) 慣性速度(km/s) シーケンサ 0 0 0 0 通信 31.7 9 26 2.0 ノーズコーン分離 シーケンサ 67 28 81 1.7 1段分離 シーケンサ 68 29 83 1.7 ラムライン制御開始 シーケンサ 79 35 97 1.6 ラムライン制御終了 通信 107 50 130 1.4 シーケンサ 147 72 163 1.1 2段点火判定開始 通信 157 77 169 1.1 シーケンス移行コマンド送出 通信 164 81 173 1.1 シーケンサ (180) 89 179 1.0 通信 (204.4) 134 186 3.6 2段分離 シーケンサ (235) 227 188 3.6 3段点火 シーケンサ (238) 236 188 3.6 通信 (263.6) 355 186 8.1 シーケンサ(衛星) 450 1751 205 8.1 1段点火 1段燃焼終了 ラムライン分離 2段点火 2段燃焼終了 3段燃焼終了 衛星分離 飛行安全管制期間 (注)( )内の経過時間は2段点火時刻補正に従い補正される 18 3.10 2段点火以降のシーケンス移行可否判断 シーケンス移行 可否判断 飛行安全管制期間 目的:2段以降の機体の飛行が正常に行われる見込みのあることを確認する。 判断項目: ① 2段および3段はスピン安定による姿勢保持であるため、スピンが正常に行われ ていること。 ② 機体の頂点高度・速度が規定の範囲に入っていること。 ③ 機体の姿勢が規定の範囲に入っていること。 ④ 機体が健全であること。 ⑤ 2段点火時刻補正が受理されたこと。 19 上記①~⑤の判断フローを次ページに示す。 3.10 2段点火以降のシーケンス移行可否判断 2段点火判定開始 (X+157秒) ①スピン レート判定 ②機体頂 点高度・速 度判定 ③機体姿 勢判定 シーケンス移 行可否判定 ※ ①~⑤に係るテレメトリデータは、2段 点火判定開始以前より確認できる。 最終確認 をしてシーケンス移行可否 判定を行う。 ④機体健 全性判定 ひとつでもNo ⑤2段点 火時刻補 正判定 飛行中断 全てYes シーケンス移行許可 コマンド送出 (X+164秒) 20 4.第18回調査・安全小委員会委員会からの主要な変更点(1/2) 飛行経路 飛行経路を一部変更したが、新たな飛行経路はその分散を含め、落下点は人口稠密地 域から離れている。 21 4.第18回調査・安全小委員会からの主要な変更点(2/2) 陸上警戒区域の変更 飛行軌道の変更を受け、打ち出し角が99度から110度へ変更された。打上方向の 左右方向にも落下限界線を引いているが、打ち出し方向の変更に応じて落下限界 線も変更した。 第18回調査・安全小委員会時点の警戒区域 現時点の警戒区域(H28.10.1時点) 22



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...-2-2参照) 7.4.2 図-2 7.4.3 別紙-1、 (計算式等省略) (2)打上げ時における警戒区域 打上げ時における警戒区域は、少なくとも、次の地上安全に係る警 戒区域及びⅣ1(2)ア飛行安全に係る警戒区域のうち、いずれかに含 まれる区域のすべてとする。地上安全に係る警戒区域は、少なくとも、 爆風、飛散物、ファイアボールによる放射熱等について、次の(A)、 (B)及び(C)によりそれぞれ計算した保安距離R、D及びFのうち、最 も大きいものを半径とし、射点を中心とする円内とする。 (計算式等省略) -6- 2.2 ロケットによる人工衛星等の打上げに係る安全対策の評価基準 3 航空機及び船舶に対する事前通報 打上げ作業期間中の航空機及び船舶の航行の安全を確保するた め、次の手段等により、適切な時期に必要な情報が的確に通報される ように措置すること。①ノータム ②水路通報 4 作業の停止 打上げ作業期間中において、必要な場合は作業の停止を行うことを 含め安全上の措置を講じること。 SS-520-4 号機評価結果 地上安全計画 飛行安全計画 7.5 4 ロケットの打上げ、落下予想区域等について関 係機関へ通報する。 安全上支障が生じた時又は生ずるおそれがある 時は実験実施責任者、実験主任又は保安主任は 作業の停止を指令する。 また、作業中断または打上げ延期の場合の逆 行作業は、安全の配慮をした逆行スケジュールと 手順書に従って実施する。 -7- 7.2 ロケットによる人工衛星等の打上げに係る安全対策の評価基準 5 防災対策 (1)防災設備等 射場における災害防止のため、次の防災設備及び危険物処理設 備を設置し、防災計画を作成すること。 ①警報装置 ②防火・消防設備 ③ヒドラジン等廃液処理設備 ④その他災害防止のため必要な設備 また、火災やガスの検知、防犯警報等の情報を集中して常時モニ ターするとともに、防火、消防、防護設備については、危険作業の実施 に先立ち十分な点検を行うこと。 (2)荒天等の対策 荒天、襲雷、地震等について警報が発令された場合は、対策を実 施の上速やかに退避すること。 次の場合には推進薬の取扱い等危険作業を行わないこと。 ① 台風警戒報が発令された場合 ② 雷警戒報が発令された場合 また、警報解除後には被害調査、安全確認、設備の点検を十分行 うこと。 SS-520-4 号機評価結果 危険状態検知の手段を確立、防火・消防設備の 設置及び保安物関連施設の安全対策を実施し、防 災計画を作成する。また、各種検知器、防犯警報 装置については集中して常時モニターを行うと共 に、危険作業に先立ち、関係施設設備の機能点検 を行う。 荒天時、襲雷時等は作業制限あるいは作業を 停止する。作業再開時は設備等の点検と安全確 認を行う。 また、地震発生時及び津波警報発令時は、状況 に応じて作業を停止する。作業再開時は設備等の 点検及び被害調査と安全確認を行う。 -8- 地上安全計画 5.2 5.3 6 7.1.1(5) 7.1.4(3) 7.1.5 7.3(1) 7.1.1(10) 7.1.1(11) 飛行安全計画 ロケットによる人工衛星等の打上げに係る安全対策の評価基準 SS-520-4 号機評価結果 地上安全計画 飛行安全計画 Ⅳ 飛行安全対策 ロケットによる人工衛星等の打上げに伴い発生する落下物等及びロケ ットの飛行、及び再突入機の再突入飛行に対する安全対策、並びに航空 機及び船舶の安全確保について、以下に示すとおり、適切な方策を講じ ることが必要である。 1 打上げ時の落下物等に対する安全対策 ロケットによる人工衛星等の打上げに伴い発生する落下物等に対す る安全を確保するため、飛行計画の策定に際しては次について十分に 安全確保を考慮した設定とすること。 (1)正常飛行時のロケット落下物に対する安全対策 ロケット燃え殻等、正常飛行時にロケットから分離投下される物体 について、落下予想区域が可能な限り陸地及びその周辺海域にない こと。 ロケットが正常に飛行した場合の落下物として は、ノーズコーン、ラムライン制御部、第1段機体お よび第2段機体がある。これらの落下物の落下予 想区域は居住のある陸地およびその周辺海域か ら可能な限り離れて設定されている。(図IV-1-1、2 参照) -9- 2.2 図2 ロケットによる人工衛星等の打上げに係る安全対策の評価基準 SS-520-4 号機評価結果 (2)ロケットが推力停止した場合の落下物に対する安全対策 ア 飛行安全に係る警戒区域の設定 射場及びその周辺において、次について適切な対応が可能となる よう、飛行安全に係る警戒区域を設定して、警戒を行うこと。 以下のように落下限界線を設定しその内部を警 戒区域とする。 (ア)射場の周辺における次による被害の発生を防止しうること ①落下物の衝突 ②飛行中に爆発する場合における爆風 ③固体推進薬が落下し地面等に衝突するとき爆発(二次爆発)する おそれがある場合における、二次爆発による爆風及び二次破片 飛散 (イ)さらに、射場周辺の海域に関しては、発射直後の飛行中断に伴う破 片の落下分散を評価し、破片の落下による船舶等の被害を可能 な限り防止すること 地上安全計画 飛行安全計画 3.2.1項 図6 射点周辺の落下限界線は、射点を中心とした半 径577mの範囲及び、飛行方向(発射方向のばらつ き含む)に沿う陸上を警戒区域として設定し、警戒 を行う。(図III-2-1参照) 風の変動、発射方向の誤差等を考慮しも、①~ ③の影響範囲が落下限界線内であることにより、 被害の発生を防止する。 ① 落下物の衝突 ② 飛行中の爆発に伴う爆風 ③ 固体推進薬の地上落下時の二次爆発の爆 風および二次破片の飛散範囲 船舶密度を考慮しても、ロケットの落下破片が船 舶に衝突するリスクは十分低いため、海上警戒区 域の設定は行わない。 また、関係漁業者及び船舶関係者には事前に 計画を周知すると共に、漁船に対しては関係漁業 無線局からの無線連絡も併せて行う。 - 10 - 3.1.3 7.4.2(1)(3) 図2 2.2 ロケットによる人工衛星等の打上げに係る安全対策の評価基準 イ 飛行経路の設定 推力飛行中のロケットが突然推力停止の状態に陥った場合に予 測される落下点の軌跡(落下予測点軌跡)の分散域については、人 口稠密地域から可能な限り離れて通過するよう飛行経路を設定する こと。 SS-520-4 号機評価結果 地上安全計画 飛行安全計画 正常な飛行経路を飛行中のロケットが突然推力 停止した場合に予測される落下点の軌跡は、可能 な限り離れて通過するように飛行経路を設定した。 2.1 2.3項 図4 ロケットの飛行状況の監視には、2局のレーダ情 報、および1局のテレメータ受信局からのテレメータ 情報を用いる。また、射点近傍では、合わせてITV および光学設備から得られる画像を飛行安全管制 に用いる。 2.4 3.1.2 2 打上げ時の状態監視、飛行中断等の安全対策 ロケットが故障した場合の落下物に対する安全を確保するため、次 の手段等により、飛行中の状態監視を行い、必要な場合には飛行の中 断が安全に行えるよう措置すること。 (1)飛行中の状態監視 ① 光学設備 ② ITV ③ レーダ ④ テレメータ - 11 - ロケットによる人工衛星等の打上げに係る安全対策の評価基準 SS-520-4 号機評価結果 地上安全計画 飛行安全計画 (2)飛行中断(図1参照) ア 安全の確保のために設定するロケットの飛行を中断した場合に危害 を及ぼしてはならない限度を示す線(落下限界線)の設定 ア ロケットの落下予測域の許容限界を示す落下 限界線を設定。 3.2 注)ロケットの落下予測域とは、ロケットの飛行を 中断した場合に落下物の衝突、飛行中の 爆発に伴う爆風、固体推進薬破片の地上 落下時の二次爆発及び二次破片の飛散に より危害が及ぶおそれのある範囲をいう。 イ 次のいずれかの場合に該当するとき、ロケットの推力飛行を中断す ること イ ①ロケット及びその破片の落下予測域が落下限界線と接触すると き。ただし正常飛行範囲を飛行するロケットの落下予測域が落 下限界線を通過する場合には、その直前までの飛行状況を十 分監視して、正常であることを条件として、上記の飛行中断の適 用が見合わされる。 ②ロケットの落下予測域の監視が不可能となり、ロケット及びその 破片の落下予測域が落下限界線と接触するおそれがあるとき ③ロケットの飛行中断機能が喪失する可能性が生じ、かつ、ロケッ ト及びその破片の落下予測域が落下限界線と接触するおそれ があるとき ④その他、ロケットの推力飛行の続行により安全確保上支障が生 じるおそれがあると判断されるとき 3.1.3 ① ④ 本ロケットは、落下予測域が落下限界 線内になるように、飛行軌道を設定す る。 ただし、ラムライン制御機能が故障し、 所定の姿勢にならないまま2段を点火す ると、落下予測域が落下限界線に接触 するおそれがある。そのため、ラムライ ン制御終了後、2段点火前に、姿勢等の 基準に入らない場合はシーケンスを中 断することで、ロケットの推力飛行を中 断する。(図IV-2-1参照) ② ③ 本ロケットは、地上からシーケンス移行 コマンドを受信しない限り、2段点火へ移 行できず、機体は1段落下予想区域内 へ落下する。 - 12 - ロケットによる人工衛星等の打上げに係る安全対策の評価基準 SS-520-4 号機評価結果 (3)地上とロケットの間において安全上必要なデータ取得、コマンド送受の ための電波リンクの確保 SS-520-4号機の打上げでは、2段点火のシーケ ンス移行コマンドを地上から送信するまでの間の 飛行安全管制のための情報取得源として、2局の レーダ、光学設備と1局のテレメータを使用する。 その期間の電波リンクを確保している。 なお、地上からシーケンス移行コマンドを受信し ない限り2段モータは点火しないシーケンスとして いる。コマンド送受信ができない場合は飛行が中 断され、機体は1段落下予想区域内に落下する。 3 再突入機の再突入飛行の安全対策 NA(再突入飛行は該当なし) (内容省略) - 13 - 地上安全計画 飛行安全計画 2.4 ロケットによる人工衛星等の打上げに係る安全対策の評価基準 4 航空機及び船舶に対する事前通報 ロケット打上げ及び再突入機の再突入飛行に際して、航空機及び船 舶の航行の安全を確保するため、打上げ前及び再突入飛行前の適切 な時期に必要な情報が的確に通報されるよう措置すること。 5 軌道上デブリの発生の抑制 軌道上デブリ(軌道上における不要な人工物体)となるものの発生に ついては、次のとおり対策をとるほか、設計段階から合理的に可能な限 り抑制するように考慮すること。 (1)軌道投入段の破壊・破片拡散防止 ①ロケットの軌道投入段について、指令破壊用火工品の誤作動防止 措置をとること ②液体ロケットについて、可能な限り残留推進薬、残留ガス等を排出 するとともに、排出が完了しない場合にも破壊することがないよ う、内圧上昇に対して安全弁の設置等の措置を講じること (2)分離機構等 ロケットの段間分離機構、ロケット・衛星間分離機構、衛星の展開 部品については可能な限り破片等を放出しないように配慮すること。 SS-520-4 号機評価結果 航空機及び船舶の航行の安全を確保するため、 ロケットの打上げ、落下予想区域について関係方 面に通報する。 地上安全計画 飛行安全計画 2.2 4 地球周回軌道に入るのは、衛星および第3段であ る。 NA(第3段は指令破壊機能を有さない) NA(全段固体ロケットであり、第3段にはガスの搭 載もない) 2/3段分離機構はマルマンバンド方式であり、 また衛星分離機構には非火工品を使用しているお り、作動時に破片等を放出しないよう配慮した方式 を採用している。衛星の展開機構からも破片は生 じない。 - 14 - 2.5(4) ロケットによる人工衛星等の打上げに係る安全対策の評価基準 SS-520...



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参考1 SS-520-4号機のミッション概要 平成28年5月 国立研究開発法人 宇宙航空研究開発機構 説明者 宇宙科学研究所 S&MA 総括 小林亮二 目 次 1. 目的 2. 観測ロケット 2.1 観測ロケット(SS-520)について 2.2 落下予想および打上げ手順 2.2 観測ロケット(S-520)落下予想範囲とフライト結果 3. SS-520-4号機の概要 3.1 機体・ミッションの概要 3.2 ラムライン制御部 3.3 1/2段分離部、2/3段分離部 3.4 衛星分離部 3.5 フライトシーケンス 3.6 飛行経路 3.7 投棄物の落下予想区域 3.8 シーケンスオブイベント 3.9 2段点火以降のシーケンス移行判断 2 1. 目的 SS-520-4号機は、JAXAの観測ロケットをベースに開 発している小型ロケットである。本資料は、観測ロケットの概 要を説明し、その後、本ロケットの概要や打上げシーケンスを 示すことで、本ロケットとその運用の理解を得ることを目的と する。 3 2.1 観測ロケット(SS-520)について SS-520 (2段式) 観測ロケットは、ロケット自身が宇宙空間を飛びな がら落下するまでの間に観測を行う。1段式あるい は2段式構成で、実験終了後、観測装置およびロ ケットは海上に落下する。 観測ロケットは、第1段に尾翼を有するが、尾翼は 機軸を含む面に対し傾けて(カント角)取り付けられ ている。発射直後の風の影響によって飛翔方向が 曲げられるが、カント角を有する尾翼によりスピン が発生し、大気の影響がない上空ではスピン安定 で飛翔する。 SS-520は、単段式のS-520に2段を組み合わせた、 全段固体モータの2段式観測ロケットである。 (SS-520-4号機は、観測ロケット(SS-520)に3段を組み合わせ超 小型の衛星を打ち上げを行うロケットである。) 4 2.1 観測ロケット(SS-520)について 型式 SS-520 S-520 S-310(参考) 諸元 全長 9.65m 直径 0.52m 全備重量 2.6t 全長 8m 直径 0.52m 全備重量 2.1t 全長 7.1m 直径 0.21m 全備重量 0.7t 2回 30回 44回 外観 飛行実績 5 2.2 落下予想および打上げ手順 (1)落下予想区域の設定方法 ・ 設計値(機体質量・重心、慣性モーメントなど)を用いてノミナル軌道の設定 および軌道分散解析を実施し、ノミナル落下点とそこからの範囲(半径)を設定 (2)打上げ手順 ・ 噛み合せ試験後、計測値(機体質量・重心,慣性モーメントなど)を用いてノミナル 軌道を再設定(落下予想区域の変更はしない) ・ 高層風の影響による感度解析を実施し,ランチャセット角算出のための補正係数 を算出 ・ 打上げ当日、GPSゾンデによる高度20kmまでの上空の風向、風速の測定(打上げ 時刻 の4時間前、2時間前、40分前(TBD)にGPSゾンデの放球を実施) ・ 2時間前の観測風を用いて、打上げ方位角、上下角を補正 ・ ランチャセット角は打上げ時刻までの風変動の傾向を考慮して決定 ・ 40分前の観測風を用いて飛翔シミュレーションを行い、落下点が落下予想区域内 であることを確認 ・ 地上風の変動による軌道への影響についても打上げ直前まで継続モニタ ・ S520-25号機は、GPSゾンデのデータのみで飛翔シュミレーションを行っていたため、 26号機以降は地上風の観測データも飛翔シミュレーションに使い予測精度の向 上につながった。 なお,SS-520-4号機では、 ・ 風による感度が高い、高度1km程度までの風をドップラーライダにより計測し、 ランチャの最終セット角は打上げ10分前(TBD)に決定する予定。 6 2.3 観測ロケット(S520) 落下予想範囲とフライト結果 S-520-30 2015/9/11 S-520-27 2013/7/20 S-520-29 2014/8/17 S-520-26 2012/1/12 S-520-28 2012/12/17 S-520-25 2010/8/31 7 2.3 観測ロケット(SS520) 落下予想範囲とフライト結果 SS-520-1 1998/2/5 1段落下予想区域 2段落下予想区域 8 3. SS-520-4号機の概要 3.1 機体・ミッションの概要 ノーズコーン 衛星継手 2/3段継手 シーケンサ 通信機器 1/2段継手 SS-520に対する 変更点 衛星:1機 衛星名:TRICOM-1 衛星軌道:180×1500km 軌道傾斜角:31° 3段モータ 2段モータ ラムライン制御部 凡例 飛行安全措置に関わる機器・機能 • シーケンス移行許可コマンド受信機能 2段に搭載 ラムライン制御(弾道飛行のまま姿勢 を制御)終了後に第2段点火条件(p17) を満たせば地上からシーケンス移行許 可コマンドを送信し、2段点火以降の シーケンスに移行する。 主要諸元 項目 全長 内容 9.54 m *2) 代表径 520 mm 全備重量 2.6 ton 段構成 固体3段式 姿勢安定 全段スピン安定 打上能力 LEO4kg以上 一部改修 衛星寿命 30日(2σ) 既開発*1 打上場所 内之浦KS台地*3) 打上方式 ランチャ滑走方式 (吊下げ式) 新規 *1)同一設計品含む 1段モータ 尾翼 *2)SS-520に比べ、2/3段継手~ノーズコーンが短縮 *3)KS台地:通常、小型ロケットの発射作業を行う 9 3.2 ラムライン制御部 ラムライン制御は、SS-520-4号機が有する唯一の制御機能 1段燃焼終了後,慣性飛行中(コースティング中)に姿勢を 2段の打ち出し方向へ向けて変更させる.スピンレート(ス ピン周期)に合わせてガスジェットを噴射することで,機体 の角運動量ベクトルを徐々に倒していく制御である. THR:スラスタ、4箇所 10 3.3 1/2段分離部、2/3段分離部 マルマンバンドで締結 2箇所の分離ナットを火工品で 切断し分離する方式 11 3.4 衛星分離部 衛星保持部(4箇所) 分離スプリング 衛星側 衛星 3段側 分離ボルト(非火工品) 【衛星継手拡大図(断面図)】 衛星継手 中央の分離ボルトで締結 分離ボルトは離脱機構を内臓する非火工品 【断面図】 12 3.5 SS-520-4号機フライトシーケンス シーケンス移行 可否判断 13 3.6 飛行経路 SS-520-4号機の飛行経路(機体現在位置)を以下に示す。 (座標系:WGS-84) 注:詳細設計段階の解析値であり、今後の設計進捗により見直される可能性がある。 14 (座標系:WGS-84) 3.7 投棄物の落下予想区域 (座標系:WGS-84) すみすとう そうふがん (注)2段モータ落下予想区域内の島は無人島(ベヨネーズ列岩、須美寿島、鳥島、孀婦岩) (注)詳細設計段階の解析値であり、今後の設計進捗により見直される可能性がある。 15 3.8 シーケンスオブイベント SS-520-4号機のシーケンスオブイベントおよび飛行安全管制期間を以下に示す。 事象 関連機能(機体) 経過時間(秒) 距離(km) 高度(km) 慣性速度(km/s) シーケンサ 0 0 0 0 通信 31.7 9 26 2.0 ノーズコーン分離 シーケンサ 65 28 78 1.7 1段分離 シーケンサ 66 29 79 1.7 ラムライン制御開始 シーケンサ 77 35 94 1.6 ラムライン制御終了 通信 106 51 128 1.4 シーケンサ 147 74 162 1.2 2段点火判定開始 通信 157 79 168 1.1 シーケンス移行コマンド送出 通信 164 83 171 1.1 シーケンサ 170 86 174 1.1 通信 194.4 132 182 3.6 2段分離 シーケンサ 225 229 186 3.6 3段点火 シーケンサ 228 238 186 3.6 通信 253.6 358 185 8.1 シーケンサ(衛星) 450 1818 201 8.1 1段点火 1段燃焼終了 ラムライン分離 2段点火 2段燃焼終了 3段燃焼終了 衛星分離 飛行安全管制期間 (注)詳細設計段階の解析値であり、今後の設計進捗により見直される可能性がある。16 3.9 2段点火以降のシーケンス移行可否判断 シーケンス移行 可否判断 飛行安全管制期間 目的:2段以降の機体の飛行が正常に行われる見込みのあることを確認する。 判断項目: ① 2段および3段はスピン安定による姿勢保持であるため、スピンが正常に行われ ていること。 ② 機体の位置・高度・速度が規定の範囲に入っていること。 ③ 機体の姿勢が規定の範囲に入っていること。 ④ 機体が健全であること。 ⑤ 2段点火時刻補正が受理されたこと。 17 上記①~⑤の判断フローを次ページに示す。 3.9 2段点火以降のシーケンス移行可否判断 2段点火判定開始 (X+157秒) ①スピン レート判定 ②機体位 置・高度・ 速度判定 ③機体姿 勢判定 シーケンス移 行可否判定 ※ ①~⑤に係るテレメトリデータは、2段 点火判定開始以前より確認できる。 最終確認 をしてシーケンス移行可否 判定を行う。 ④機体健 全性判定 ひとつでもNo ⑤2段点 火時刻補 正判定 飛行中断 全てYes シーケンス移行許可 コマンド送出 (X+164秒) 18



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参考1 SS-520 4号機のミッション概要 平成28年10月 国立研究開発法人 宇宙航空研究開発機構 改訂記録 符号 改訂の日付 NC 2016.5.26 A 2016.10 改訂箇所 P 3、11 P 16、17 P 18 P21、22 改訂内容、理由等 初版制定 ・「 TRICOM-1(衛星)の概要」追記 ・飛行経路及び落下予想区域について精査結果を反映 ・「シーケンスオブイベント」見直し ・第18回調査・安全小委員会からの主な変更点を追記 2 目 次 1. 目的 2. 観測ロケット 2.1 観測ロケット(SS-520)について 2.2 落下予想および打上げ手順 2.3 観測ロケット(S-520)落下予想範囲とフライト結果 3. SS-520 4号機の概要 3.1 機体・ミッションの概要 3.2 TRICOM-1(衛星)の概要 3.3 ラムライン制御部 3.4 1/2段分離部、2/3段分離部 3.5 衛星分離部 3.6 フライトシーケンス 3.7 飛行経路 3.8 投棄物の落下予想区域 3.9 シーケンスオブイベント 3.10 2段点火以降のシーケンス移行判断 4. 第18回調査・安全小委員会からの主な変更点 3 1. 目的 SS-520 4号機は、JAXAの観測ロケットをベースに開発 している小型ロケットである。本資料は、観測ロケットの概要 を説明し、その後、本ロケットの概要や打上げシーケンスを示 すことで、本ロケットとその運用の理解を得ることを目的とす る。 4 2.1 観測ロケット(SS-520)について SS-520 (2段式) 観測ロケットは、ロケット自身が宇宙空間を飛びな がら落下するまでの間に観測を行う。1段式あるい は2段式構成で、実験終了後、観測装置およびロ ケットは海上に落下する。 観測ロケットは、第1段に尾翼を有するが、尾翼は 機軸を含む面に対し傾けて(カント角)取り付けられ ている。発射直後の風の影響によって飛翔方向が 曲げられるが、カント角を有する尾翼によりスピン が発生し、大気の影響がない上空ではスピン安定 で飛翔する。 SS-520は、単段式のS-520に2段を組み合わせた、 全段固体モータの2段式観測ロケットである。 (SS-520 4号機は、観測ロケット(SS-520)に3段を組み合わせ超 小型の衛星を打ち上げを行うロケットである。) 5 2.1 観測ロケット(SS-520)について 型式 SS-520 S-520 S-310(参考) 諸元 全長 9.65m 直径 0.52m 全備重量 2.6t 全長 8m 直径 0.52m 全備重量 2.1t 全長 7.1m 直径 0.21m 全備重量 0.7t 2回 30回 44回 外観 飛行実績 6 2.2 落下予想および打上げ手順 (1)落下予想区域の設定方法 ・ 設計値(機体質量・重心,慣性モーメントなど)を用いてノミナル軌道の設定 および軌道分散解析を実施し,ノミナル落下点とそこからの範囲(半径)を設定 (2)打上げ手順 ・ 噛み合せ試験後,計測値(機体質量・重心,慣性モーメントなど)を用いてノミナル 軌道を再設定(落下予想区域の変更はしない) ・ 高層風の影響による感度解析を実施し,ランチャセット角算出のための補正係数 を算出 ・ 打上げ当日,GPSゾンデによる高度20kmまでの上空の風向、風速の測定(打上げ 時刻 の4時間前,2時間前,40分前にGPSゾンデの放球を実施) ・ 2時間前の観測風を用いて,打上げ方位角、上下角を補正 ・ ランチャセット角は打上げ時刻までの風変動の傾向を考慮して決定 ・ 40分前の観測風を用いて飛翔シミュレーションを行い,落下点が落下予想区域内 であることを確認 ・ 地上風の変動による軌道への影響についても打上げ直前まで継続モニタ ・ S520-25号機は、GPSゾンデのデータのみで飛翔シュミレーションを行っていたため、 26号機以降は地上風の観測データも飛翔シミュレーションに使い予測精度の向 上につながった。 なお,SS-520 4号機では, ・ 風による感度が高い,高度1km程度までの風をドップラーライダにより計測し, ランチャの最終セット角は打上げ10分前に決定する予定. 7 2.3 観測ロケット(S520) 落下予想範囲とフライト結果 S-520-30 2015/9/11 S-520-27 2013/7/20 S-520-29 2014/8/17 S-520-26 2012/1/12 S-520-28 2012/12/17 S-520-25 2010/8/31 8 2.3 観測ロケット(SS520) 落下予想範囲とフライト結果 SS-520-1 1998/2/5 1段落下予想区域 2段落下予想区域 9 3. SS-520 4号機の概要 3.1 機体・ミッションの概要 ノーズコーン 衛星継手 2/3段継手 シーケンサ 通信機器 1/2段継手 SS-520に対する 変更点 衛星:1機 衛星名:TRICOM-1 衛星軌道:180×1500km 軌道傾斜角:31° 3段モータ 2段モータ ラムライン制御部 凡例 飛行安全措置に関わる機器・機能 • シーケンス移行許可コマンド受信機能 2段に搭載 ラムライン制御(弾道飛行のまま姿勢 を制御)終了後に第2段点火条件(p17) を満たせば地上からシーケンス移行許 可コマンドを送信し、2段点火以降の シーケンスに移行する。 主要諸元 項目 全長 内容 9.54 m *2) 代表径 520 mm 全備重量 2.6 ton 段構成 固体3段式 姿勢安定 全段スピン安定 打上能力 LEO4kg以上 一部改修 衛星寿命 30日(2σ) 既開発*1 打上場所 内之浦KS台地*3) 打上方式 ランチャ滑走方式 (吊下げ式) 新規 *1)同一設計品含む 1段モータ 尾翼 *2)SS-520に比べ、2/3段継手~ノーズコーンが短縮 *3)KS台地:通常、小型ロケットの発射作業を行う 10 3.2 TRICOM-1(衛星)の概要 TRICOM-1は、東京大学で開発された超小型衛星ほどよし3, 4号 機で実証された「ほどよし信頼性工学」を基にした次期衛星であり、 経済産業省の「民生品を活用した宇宙機器の軌道上実証」プロ ジェクトの一部である。 メインカメラ 目的 国際商業市場において競争力のある超小型衛星の実現に 向けて、国内の民生技術を使用した低コスト実用衛星を開発 し、将来の事業化へ繋がる技術開発に加え、ユーザーニー ズを満たす技術を中心に開発を行う。 ミッション ① Store and Forwardミッション 衛星は地球を周回しながら地上端末から送られる微弱 信号データを収集(Store)し、衛星が管制局上空に来 た時にコマンドにより地上局に受信した微弱信号デー タを転送(Forward)する。 サブカメラ 質量 3 kg 寸法(アンテナ含まず) 116mm×116mm×346mm ②地球撮像ミッション メインカメラにより広域地表撮像を行うとと もに,5台のサブカメラにより、初期運用時 や地球指向制御が不安定な状態において も撮影を行う。 11 3.3 ラムライン制御部 ラムライン制御は、SS-520 4号機が有する唯一の制御機能 1段燃焼終了後,慣性飛行中(コースティング中)に姿勢を 2段の打ち出し方向へ向けて変更させる.スピンレート(ス ピン周期)に合わせてガスジェットを噴射することで,機体 の角運動量ベクトルを徐々に倒していく制御である. THR:スラスタ、4箇所 12 3.4 1/2段分離部、2/3段分離部 マルマンバンドで締結 2箇所の分離ナットを火工品で 切断し分離する方式 13 3.5 衛星分離部 衛星保持部(4箇所) 分離スプリング 衛星側 衛星 3段側 分離ボルト(非火工品) 【衛星継手拡大図(断面図)】 衛星継手 中央の分離ボルトで締結 分離ボルトは離脱機構を内臓する非火工品 【断面図】 14 3.6 SS-520 4号機フライトシーケンス シーケンス移行 可否判断 15 3.7 飛行経路 SS-520 4号機の飛行経路(機体現在位置)を以下に示す。 (注)飛行経路を精査し一部変更 16 3.8 投棄物の落下予想区域 すみすとう そうふがん (注1)2段モータ落下予想区域内の島は無人島(ベヨネーズ列岩、須美寿島、鳥島、孀婦岩) (注2)飛行経路の変更を落下予想区域へ反映 17 3.9 シーケンスオブイベント SS-520 4号機のシーケンスオブイベントおよび飛行安全管制期間を以下に示す。 事象 関連機能(機体) 経過時間(秒) 距離(km) 高度(km) 慣性速度(km/s) シーケンサ 0 0 0 0 通信 31.7 9 26 2.0 ノーズコーン分離 シーケンサ 67 28 81 1.7 1段分離 シーケンサ 68 29 83 1.7 ラムライン制御開始 シーケンサ 79 35 97 1.6 ラムライン制御終了 通信 107 50 130 1.4 シーケンサ 147 72 163 1.1 2段点火判定開始 通信 157 77 169 1.1 シーケンス移行コマンド送出 通信 164 81 173 1.1 シーケンサ (180) 89 179 1.0 通信 (204.4) 134 186 3.6 2段分離 シーケンサ (235) 227 188 3.6 3段点火 シーケンサ (238) 236 188 3.6 通信 (263.6) 355 186 8.1 シーケンサ(衛星) 450 1751 205 8.1 1段点火 1段燃焼終了 ラムライン分離 2段点火 2段燃焼終了 3段燃焼終了 衛星分離 飛行安全管制期間 (注)( )内の経過時間は2段点火時刻補正に従い補正される 18 3.10 2段点火以降のシーケンス移行可否判断 シーケンス移行 可否判断 飛行安全管制期間 目的:2段以降の機体の飛行が正常に行われる見込みのあることを確認する。 判断項目: ① 2段および3段はスピン安定による姿勢保持であるため、スピンが正常に行われ ていること。 ② 機体の頂点高度・速度が規定の範囲に入っていること。 ③ 機体の姿勢が規定の範囲に入っていること。 ④ 機体が健全であること。 ⑤ 2段点火時刻補正が受理されたこと。 19 上記①~⑤の判断フローを次ページに示す。 3.10 2段点火以降のシーケンス移行可否判断 2段点火判定開始 (X+157秒) ①スピン レート判定 ②機体頂 点高度・速 度判定 ③機体姿 勢判定 シーケンス移 行可否判定 ※ ①~⑤に係るテレメトリデータは、2段 点火判定開始以前より確認できる。 最終確認 をしてシーケンス移行可否 判定を行う。 ④機体健 全性判定 ひとつでもNo ⑤2段点 火時刻補 正判定 飛行中断 全てYes シーケンス移行許可 コマンド送出 (X+164秒) 20 4.第18回調査・安全小委員会委員会からの主要な変更点(1/2) 飛行経路 飛行経路を一部変更したが、新たな飛行経路はその分散を含め、落下点は人口稠密地 域から離れている。 21 4.第18回調査・安全小委員会からの主要な変更点(2/2) 陸上警戒区域の変更 飛行軌道の変更を受け、打ち出し角が99度から110度へ変更された。打上方向の 左右方向にも落下限界線を引いているが、打ち出し方向の変更に応じて落下限界 線も変更した。 第18回調査・安全小委員会時点の警戒区域 現時点の警戒区域(H28.10.1時点) 22



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... s 1068(1)(3), (4), (6), (7) new provision, cf UKCA ss 1070(1), (2), 1115(1) new provision, cf... s 5(2), SCA s 22(1)(f) mel, cf CO ss 4(2)(a), 5(3) new provision, cf CO s 5(4)(a), UKCA... or ordinary mel, cf CO ss 13(1) to (4), resolution 53(1)(a), (2) Alteration... existing company mel, cf CO ss 8(7), (8), 25A(1), (2), (3), (3A), (4) Application to Court... includes abrogation mel, cf CO ss 63A(8), 64(6) Division 8 Supplementary and... regulation Origin mel, cf CO ss 2(1), 49E(1), 49S(1), 71A(3)(a) new provision... new provision, cf CO Registrar ss 49N(3)(b), (4), 49K to 49O Registration..., cf CO s 49G(4), (5), (7) to (9), UKCA ss 702, 703 Subdivision 4 – Share Buy... s 49BA(1)(b), (2)(b), approved stock exchange (3)(b), (4), UKCA ss 693(1), 701 Share buy-back...), details of release (8), 49F(2), UKCA ss 699, 700(5) Resolution authorizing release... of voting mel, cf CO ss 49D(4), (7)(c)(i), rights (8), 49F(2) Variation of... authorizing variation of release: CO ss 49D(4), (6), (7)(c)(i), (8), exercise of voting rights...(2)(a) mel, cf CO s 47C(4)(b), UKCA ss 682(2)(b), 2(c), (5), 1166 mel, cf CO... provision, cf NZCA shareholders funds ss 76(1)(c), (2), (3), 77(1), (2), 80 284. Financial... all new provision, cf NZCA ss 76(1), members (2), (3), 77(1), (2) 285. Financial... resolution new provision, cf NZCA ss 76(1)(b), (2), (3), 77(1), (2), 78(1), (2), (5), (6), 79 286... Origin new provision, cf CO ss 2(1), 80(9), 81(1), 87(8), 91(1), (2), (7), Companies...(1), (2), 83(1), 91(1), (2) mel, cf CO ss 83(1), 91(5), (6) 24 Division 4 Obligation... 349. 350. mel, cf CO ss 87(1), (3), (6), (7), 91(1), (2), UKCA s 871(1) Notice... possession of mel, cf CO ss 87(2), (3), (6), (7), property 91(1), (2) Notice of... instruments creating mel, cf CO ss 88(1) to (4), 91(1), charges (3)(a), UKCA... to inspect mel, cf CO ss 89(1), (2), (4), (5), 91(1), (2), (3) mel, cf CO.... mel, cf CO s 121(1), (2), (4), UKCA ss 386(1) to (3), (5), 387, ACA s 286... mel, cf CO s 121(3), (4), UKCA ss 388(1) to (3), 389(1), (2), (4) Director may... mel, cf CO s 348C(1), (2), (4), UKCA ss 1135(1), (2), 1138(1) to (3) How long...(1), (2) mel, cf CO ss 129D(2), 141D(1), (4), UKCA ss 419, 433 28 Division... mel, cf CO s 131(1), (4), UKCA ss 485(2), (4), 489(2), (4) 397. Appointment to... mel, cf CO s 131(5), UKCA ss 485(3)(c), (4)(c), 489(3)(c), (4)(c), ACA s 327C(1) 398... s 507(2), (3) new provision, cf UKCA ss 503, 505 Subdivision 4 – Auditor’s Rights... section 412 mel, cf CO ss 133(2), (3), 134, UKCA s 501(3), (4), (6) Auditor... s 140A, UKCA statement of circumstances ss 520, 521 427. Court may order... s 140A(5), (6), UKCA to be sent ss 520(4), (5), 521(2) 428. Offences relating to... mel, cf CO s 140A(7), UKCA ss 520, 521 Division 6 Laying and Publication... general (c), (1AA), (1AB), UKCA meeting ss 423(1)(a), (5), 424(3), (4), (6) 431. Period for...) Regulations 1995 reg 3(1)(b), (c) mel, cf ss 129G(1) proviso (b)(iv), (1A), 141CA... summary financial mel, cf CO ss 141CE(1), (2), report under some circumstances... s 161B(2), (5), (7) new provision, cf CO ss 129D(3), 161, 161A, 161B, 359A... new provision, cf UKCA diligence ss 170(1), (3), (5), 174, 251(3) 466. Civil..., cf CO s 157H(2)(c), (3)(c), corporate (4)(c), UKCA ss 254, 255 Company subject to...(6) to (8), course of business UKCA ss 207(3), 209(1), (2) 512. Exception for... or new provision, cf UKCA ss 214, arrangement 239(6)(a) Provisions supplementary... Section 516. 517. 518. 519. 520. New Companies Ordinance Origin Interpretation... mel, cf CO s 163D(2), (3)(a), (6), UKCA ss 215(1), 216 Prescribed approval of..., cf CO s 163D(4), UKCA members ss 217(1) to (3), 219(4), 239(4) Preservation... members new provision, cf UKCA ss 188(2), (5), 224, 239(4) Preservation of... provision, cf CO s 116BB(2), UKCA ss 289, 290, 298(2), 333(4) Subdivision... general meeting mel, cf CO ss 111(1), 155B(1)(a), (4) to (6), Table A reg... resolutions etc. mel, cf CO ss 116B(8), 116BC(2), 119(2), (3), UKCA s 356... CO s 344A(4), (6)(a) mel, cf CO ss 107(1), (2), (4), (7), 109(3); for subss (4) to...(1) to (3), UKCA reconstruction or amalgamation ss 900, 901(2), ACA s 413(1)(f), (4) Court..., cf CO s 47F, NZCA s 4(1), SCA ss 215D(5), 215I(1), (3), 215J(1), (2) 48 Section...(5), certificate on solvency statement (6), SCA ss 215D(6), (7), 215I(6), 215J(5) Registration of..., cf CO 9th Sch, UKCA ss 981(2), (3), (5), 986(1), (2) Obligations of offeror... para 8, UKCA offeror on trust ss 981(9), 982(2), (3) Provisions supplementary to...(7), 291A(2), 291AB(2) mel, cf CO ss 291(7), 291A(2), 291AB(2), UKCA s 1030(1), (5), (6) mel, cf CO ss 291(7), 291A(2), 291AB(2), (4), UKCA ss 1030, (2), (3), 1031(2) mel... authorized representative’s mel, cf CO ss 333A, 340 required details registered...’s or Financial mel, cf CO ss 143(1)(a), (c), (2), Secretary’s initiative 146A 842...(3)(b), (c) mel, cf CO s 149, FRCO ss 35(7), 47(7) Subdivision 7 – Miscellaneous 863... specified materials mel, cf CO ss 147(2), 168J(1), 350B(1), (3), (7) 880. Preservation... professional privilege mel, cf CO ss 150(a), 152F, SFO s 380(4), (5), FRCO... enactments new provision, cf SFO ss 407(2), 409 Division 2 Transitional and...



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...ële raketlancering ‘s Werelds kleinste raket SS-520-4 gaat in de herkansing, zo... miniraketten te lanceren. Ook de SS-520-4 met een lengte van 10... voor de vlucht met de SS-520-4 ontworpen. Ondanks de mislukte lancering... SS-520-4 (18 februari 2017, Japans) 4. Artikel Jiji Shimbun over oorzaak mislukking SS-520...



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...: Software wave receiver for the SS-520-2 rocket experiment: IEEE Trans. On... at the dayside polar region: SS-520-2 rocket experiment: Radio Science, vol... energy-time dispersions observed by SS-520-2 sounding rocket: The 23rd General...). 篠原真毅,松本紘:マイクロ波無線電力伝送-宇宙太陽発電所 SPSを目指して-:電子情報通信学会誌:vol.86, p.439, (2003). 三宅壮聡,岡田敏美,宮川潤,宮嶋大輔,石坂圭吾,小嶋浩嗣,上田義勝, 松本紘:SS-520-2観測ロケットによ って観測された極域におけるDC電場解析:電子情報通信学会論文誌:J86-B, p.236, (2003). 武市 統,篠原真毅,松本紘,橋本弘藏:マイクロ波送電用整流回路の小型軽量化に関する研究,電子情報通信 学会論文誌,J86...



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0.06/5
... sounding rockets include S-310, S-520, and SS-520 which are used for scientific... km respectively. The S-310 and S-520 rockets are used for ultra... various recovery experiments and the SS-520 rocket is used for observations..., Norway. S-310 sounding rocket S-520 sounding rocket SS-520 sounding rocket LNG Propulsion...