はじめに
見出しの写真は今年（2023年）３月７日、多くの国民の期待を背負って鹿児島県の種子島宇宙センターの発射装置から打ち上げられた時のＨ３試験機１号機の姿です。しかし約１４分後に第２段エンジンが着火しなかったため、指令破壊の措置が取られましたALOS-３（だいち３号） 」を搭載し、軌道に投入する予定でした
以下は、「JAXAのホームページ 」からの情報、及び専門家による事故原因究明に関わる報告書（H３ ロケット試験機 1 号機 打上げ失敗の原因究明に係る報告書 ）をベースに私が理解できる範囲で出来る限り分かりやすく解説したものです。尚、以下の説明の際に度々登場する基本的な用語については、私のブログ「ロケットに関わる基礎知識と日本のロケット開発の歴史 」の中で詳しく説明しております。また、事故原因究明に関わる特殊用語については、前回発行の「イプシロン６号機の打上げ失敗の原因分析結果について 」に解説をしておりますので本ブログでは説明を省くことと致します
H３ロケット開発計画の概要
H３ロケットは、これまで大型人工衛星の打ち上げやISS（国際宇宙ステーション）への各種資材の輸送などで運用されてきた H-IIA／H-IIBロケットの後継機として位置づけられます。開発目標としては、開発完了後２０年間、毎年6機程度を安定して打ち上げる為の基幹ロケットを目指しました
①柔軟性（High flexibility） ⇒ 地球低軌道から静止トランスファー軌道、さらには地球脱出軌道まで、さまざまな軌道に向け、多種多様な大きさ、重さの衛星が打ち上げ可能なこと。特に、商業衛星の打ち上げ需要が多い静止トランスファー軌道へは、ヨーロッパの「アリアン５」ロケットなどと同等の約２～７トンの衛星を打ち上げられる能力も持つ こと。この為には固体ロケットブースター「SRB-３」の本数や、第１段メインエンジンである「LE-９」の基数、衛星フェアリングを選択できる仕様とすることが必要になります；
②高信頼性（High reliability） ③低価格（High cost performance） H-IIAロケットの約半額を目指す 必要があります
尚、大成功を収めたＨⅡロケットの経験を最大限生かすために、１段目のLE-９エンジンは新たな開発 であるものの、２段目のLE-５Bエンジンは、H-IIA／H-IIBロケットの第２段エンジンとして実績を積み上げてきたエンジンです。また、固体燃料の補助ロケットエンジン（SRBｰ３）は H-IIA／IIBロケットに用いられているSRB-Aで培った技術を活用して開発されたものです
＜開発の軌跡＞ 2012年 2013年 ＊５月／内閣府宇宙政策委員会の宇宙輸送システム部会の第6回会合において、 2014年度から新型基幹ロケットの開発を始めることを決定 2014年 ；＊４月／ H３プロジェクト始動2015年 基本設計に着手 2016年 LE-９ターボポンプ単体試験（その１） 2017年 LE-５B-３認定試験（その１） LE-９実機型#１-１エンジン燃焼試験 LE-９ターボポンプ単体試験（その２） H３ロケット総合システム詳細設計審査（CDR）を実施し、製作・試験フェーズへの移行は可能と判断 LE-９実機型#２エンジン燃焼試験 を計８回実施 2018年 LE-９ターボポンプ単体試験（その３） LE-９実機型#３エンジン燃焼試験 固体ロケットブースタ（SRB-３）実機型モータ地上燃焼試験 LE-９実機型#４エンジン燃焼試験 LE-９ターボポンプ単体試験（その４） LE-５ B-３認定試験 （その２） LE-９実機型#１-２エンジン燃焼試験
2019年 LE-９エンジン２基クラスター構成による第１段厚肉タンクステージ燃焼試験（BFT） SRB-３分 離試験（その１） を実施 SRB-３認定型モータ地上燃焼試験（その１） LE-９実機型#１-３エンジン燃焼試験 LE-９エンジン３基クラスター構成（エンジンを複数束ねること （Battleship Firing Test／エンジンのみの地上でのテスト） LE-９ターボポンプ単体試験 （その５） フェアリング分離放擲試験 2020年 LE-９認定型#１エンジン燃焼試験 SRB-３ 認定型モータ地上燃焼試験 （その２） を実施第２段実機型タンクステージ 燃焼試験（地上の燃料タンクを使用したテスト）
＊７月／IHIエアロスペース 富岡事業所にて SRB-３分離試験 （その２） LE-９ ターボポンプ単体試験 （その6） ＠９月１１日／ 2 020年度の試験機１号機の打上げ見合わせを発表LE-９ターボポンプ単体試験 （その６-２） LE-９技術データ取得燃焼試験 2021年 LE-９ターボポンプ単体試験 （その７） 極低温点検 LE-９ターボポンプ単体試験 （その７-２） LE-９認定型#２エンジン燃焼試験 LE-９ターボポンプ単体試験 （その8） 2022年 ＠１ 月２１日／2021年度の試験機１号機の打上げ見合わせを発表 LE-９翼振動計測試験 LE-９ターボポンプ単体試験 （その９） LE-９認定型#３エンジン燃焼試験 試験機１号機用 LE-９エンジン（１基目）領収燃焼試験 LE-９ エンジンターボポンプ単体試験 LE-９エンジン（２基目）領収燃焼試験 LE-９認定型エンジン燃焼試験 タンクステージ燃焼試験 LE-９エンジンターボポンプ単体試験 2023年 LE-９エンジン（１基目）領収燃焼試験 ＠２月／種子島宇宙センターにおいて試験機１号機の打上げを予定していたが、第１段機体システムが異常を検知し固体ロケットブースタ（SRB-３）の着火信号を送出しなかったことに伴い打上げ中止 LE-９エンジン燃焼試験（試験機２号機以降に向けた翼振動計測試験・技術データ取得試験） ＠３月７日／種子島宇宙センターにおいて試験機１号機の打上げを実施したが、第２段エンジンの不着火に伴い打上げ失敗
＜H３試験機１号機・主要構成部分の仕様＞
H３開発の軌跡を概観すると、新規開発となった LE-９エンジンの燃焼試験 については、多くの試験が繰り返されると共に、その心臓部に当たる燃料のターボポンプについても単独で繰り返し試験が行われています 。これは1999年に打ち上げられたＨⅡ型８号機が第１段ロケットの LE-７エンジンのターボポンプの破損 により失敗した事例（ロケットに関わる基礎知識と日本のロケット開発の歴史 ／開発の歴史の項参照）から念入りな試験が行われたものと推察されます。 一方で LE-５Aで実績を積み上げてきた LE-５B-３ については、2017年と2018年の２回のみ機会が設定されたのみですが、これが今回の失敗の原因とは考えられませんが、ちょっと気になる所ではあります。また、今年２月の打上げ時の直前中止が、 着火信号に関わる電気系のシステム にあったことは、素人でも気になる所です
第２段エンジンの電気系システムの概要
第２段エンジン（LE-５B-３）の電気系システムは下図の様な冗長設計 （Redundancy／システムや装置に障害が発生しても機能を維持させるために、予備の部品や回路を用意する設計方法／この設計手法は航空機構造の内、壊れると墜落事故に繋がる様な「一次構造」と言われる部分に取り入れられています ） Pn eumatic P ackage )；エンジンバルブ駆動用ヘリウムガスの供給やエキサイタ・スパークプラグ （エンジンの点火器）の駆動を制御する装置⇒ この部分には冗長設計はされていません A/B電池系 冗長設計 になっています（⇔ HⅡAロケットでは電源は一系統のみでした） V-CON２A／B 飛行制御を司る計算機 です。この為に、自身の位置・速度・姿勢情報をもとにエンジンの制御・ガスジェットの制御・エンジンの舵角制御等の機体制御信号を生成して各サブシステムコントローラへ指示を行う機能を持っています。この計算機は独立したAとBの二重装備になっており、これも冗長設計 になっています（⇔ HⅡAロケットではこの計算機は一系統のみでした） PSC２A/PSC２B 燃料のタンク圧制御 、エンジンの制御 、ガスジェットの制御 等の推進系サブシステム制御を行います。このシステムも独立したAとBの二重装備になっており、これも冗長設計 になっています（⇔ HⅡAロケットではこのコントローラーは一系統のみでした） ECB エンジンの始動・停止時にバルブの開閉のタイミングを決定する制御装置 PNP Pn eumatic P ackage）：ECBの指示に基づき、各エンジンの燃料バルブはソレノイド（Sorenoid Valve／電磁弁）とヘリウムガスで駆動され、点火器のエキサイタスパークプラグは電気で駆動されますエキサイタ ＜第１段ロケット分離後のそれぞれの機器の連携＞ ⇒ SEIG （S econd Stage E ngine Ig nition／第２ 段エンジンへの着火指示 ⇒ SEIG を出力 ⇒ ⇒ PNP は指示に基づき、各エンジンバルブおよび点火器のエキサイタスパークプラグを駆動
テレメーターから得られた故障の情報
第１段ロケットが切り離された後、第２段ロケットか点火されたかった プロセスに関わるテレメーター（テレメーターの説明に関しては「イプシロン６号機の打上げ失敗の原因分析結果について 」 をご覧ください
発射後６分６４秒後に、２系統の電源それぞれに内蔵されている電流・電圧のBIT（Built-in Check 機能）が異常を検知 し、極めて短時間（数ミリ秒）にAシステム、Bシステムの電源が遮断 されたために第２段エンジンは着火せず 打ち上げ失敗に至ったものと判明しました。しかし、故障の原因はシステムの何処かで電気の短絡が起こり急激に大電流が流れたため テレメーターの情報だけでは短絡を起こした場所を特定することはできませんでした
そこで、この短絡の原因を特定する為に、関連するする全ての部品類に対する各種のテスト FTA（ Fault Tree Analysis ／ 故障の可能性をしらみつぶしに調査 すること／技術系で無い人への参考「FTA解析とは 」 を行いました；MOS-FET とは：電界効果トランジスターで電源回路によく使われていますハーネス とは：電気回路で使われている配線短絡、地絡 とは：いずれも電気の短絡現象です ⇒ 結果として大電流が流れます
次のH３試験機（２号機）までに採られる対策
トラブル発生の原因を特定できなかったことから、対策は可能性がある全ての原因に対応可能な様に以下の様に多岐にわたっています； １ エキサイタ内部で軽微な短絡が発生し、SEIG 後に完全に短絡する可能性に対する対策 絶縁強化 を実施するX 線CT 検査 によって確認する
２．エキサイタ内部のコンデンサの故障（誘電体損傷）の可能性に対する対策 X 線 CT 検査 を追加し、コンデンサのリード線の損傷（曲がり）がないことを確認する３．エキサイタ内部のコンデンサ（リード線接触）の故障の可能性に対する対策 絶縁強化 の為の保護テープを追加する X 線 CT 検査 を追加し、リード線とケースが近接状態に４．エキサイタ内部の貫通フィルタ故障の可能性に対する対策 X 線 CT 検査 を追加し、貫通フィルタに地絡に至る損傷がないことを確認する
５．エキサイタ内部のフィルタ組立故障の可能性に対する対策 X 線 CT 検査 を追加し、コイルとフィルタケースの接触が絶縁シートの巻き数を １.５ 巻⇒１ 巻に変更して厚みを減らし 、コイルをケースに収納し易くしてクリアランスを改善するRTVゴム 、コネクタ基板間ケーブルに熱収縮チューブを追加し摩耗に対する保護を強化 する６．製造中のトランジスター交換作業の摩耗紛による地絡の可能性に対する対策 X 線 CT 検査 を追加し、トランジスタとケース間の絶縁シートに摩耗粉（金属片）がないことを確認する
７．エキサイタへの通電開始直後に、部品故障による降圧回路の異常動作等により、過電圧が生じて、 PSC２ の A 系内部の定電圧ダイオードが短絡故障し、故障時の過渡的な電流が電源のリターンラインを経由して B 系に伝搬して、A 系電源の遮断に引き続き、B 系の電源も過電流を検知して遮断に至った可能性に対する対策 PSC２ A 系／B 系双方の定電圧ダイオードを削除する
＊定電圧ダイオードは、PSC２の過電圧検知遮断機能に加え、下流機器を保護する目的で実装していたものである。（過電圧が生じた場合に下流機器保護する機能として 二 重に装備していた
８．H-II ロケットから使い続けている機器に対し、製造しにくさ等により不具合ポテンシャルを内在しているものが無いか確認する 駆動電源電圧の取得レートを 8Hz から ３２Hz 電源バス電流の取得レートを ６４Hz から ２５６Hz 電流計測センサを追加し、５１２Hz の高速サンプリングでデータ取得 電圧計測センサを追加し、５１２Hz の高速サンプリングでデータ取得 する
１０. H３ ロケット試験機１号機原因究明作業の結果、第２段エンジン着火信号送信から極く短時間に冗長系の A系、B系双方が駆動電源バスを遮断 したことが判明過電流 に対する耐性があり上流機器の機能維持が担保される時間内であれば、すぐに断時する必要は無いと考えられます。一方、過電圧 は電源供給機能そのものの異常または故障に起因するため、直ちに遮断する必要があり、遮断時間の延長はできません。過電流に対する検知機能は、A 系／B 系で異なる動作をさせることは可能ですエンジン制御系電源の過電流検知／遮断機能 は、PSC２A／２B とその上流の V-CON２A／２B の双方に実装していた（同一の電源系統に ２つのブレーカスイッチを直列で具備していた状態となっていたことになります） SC２A／２B のエンジン制御電源に対する過電流検知／遮断機能は削除 することになりました（下図参照）；
１１．今後のロケット開発のために、開発初期段階から電機系専門家の知見を設計に反映する JAXA および企業の電気系エンジニアの確保を行い、彼らの知見を確実に設計に反映し信頼性の高いシステム構築する
おわりに
今回のブログ作成に当たって頼りにした2023年１０月２６日発行の「専門家による事故原因究明に関わる報告書 （H３ ロケット試験機 １ 号機 打上げ失敗の原因究明に係る報告書 ）」の解読？には苦労しました。大昔の「電気少年」の知識では解読不能の専門用語や論理展開がちりばめられており、何度も何度も読み返してやっと概略理解することができました。また、冗長設計の具体的な方法や、最後の一番大切なPNPのエキサイタやバルブ駆動のソレノイド部分がシングル系になっている 電気系機器のトラブル検出機能の強化 や設計陣に電気系の専門家が多く配置される ようなのでこうした失敗は無くなるものと期待したいと思います
一方、私のブログ「米ソ宇宙開発競争の歴史（スプートニク～アポロ計画） 」の最後に「革新的な設計を行っているイプシロンロケット、Ｈ３ロケットの開発も、米国流でやるのであれば、地上でのテストとは別にペイロードを載せる前にまずロケットシステムのみの実射テストを行うべきではなかったか ？試験機２号機はペーロード無しで実施する
Follow_Up：2023年１２月１７日「日本の人工衛星、計画遅れ続出_災害用観測機1年延期、科学研究にも影 」ロケットH３・２号機、２月１５日打ち上げへ 失敗受け対策 」＊このロケットには、ロケットの性能を確認する機器 と、超小型の人工衛星２基 を搭載することになっています
Follow_Up：2024年１月２日_「H3ロケット、24年は成功へ2度目の飛行 挑む国際市場 」「H3」ロケット打ち上げ成功
以上
