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ISO 14622:2000 宇宙システム—構造設計—荷重と誘導環境 | ページ 2

※一部、英文及び仏文を自動翻訳した日本語訳を使用しています。

序文

ISO (国際標準化機構) は、各国の標準化団体 (ISO メンバー団体) の世界的な連合です。国際規格の作成作業は、通常、ISO 技術委員会を通じて行われます。技術委員会が設立された主題に関心のある各会員団体は、その委員会に代表される権利を有します。 ISOと連携して、政府および非政府の国際機関もこの作業に参加しています。 ISO は、電気技術の標準化に関するすべての問題について、国際電気標準会議 (IEC) と緊密に協力しています。

国際規格は、ISO/IEC 指令のPart 3 に規定されている規則に従って起草されています。

技術委員会によって採択されたドラフト国際規格は、投票のためにメンバー団体に配布されます。国際規格として発行するには、投票するメンバー団体の少なくとも 75% による承認が必要です。

この国際規格の一部の要素が特許権の対象となる可能性があることに注意してください。 ISO は、そのような特許権の一部または全部を特定する責任を負わないものとします。

国際規格 ISO 14622 は、技術委員会 ISO/TC 20, 航空機および宇宙船、小委員会 SC 14, 宇宙システムおよび運用によって作成されました。

1 スコープ

この国際規格は、確率、複合荷重、対応する安全係数、およびライフサイクルの概念を考慮して、宇宙飛行体とそのコンポーネントの耐用年数中に荷重と誘導環境を決定するために使用される原則を定義します。

2 用語と定義

この国際規格の目的のために、次の用語と定義が適用されます。

2.1

宇宙飛行車

地上を離れる打上げシステム要素の組み合わせ。すなわち、打上げロケットと、打上げロケットによって軌道上に配置された宇宙飛行体。

2.2

打ち上げ機

1つまたは複数の宇宙船を打ち上げて軌道に乗せることができる1つまたは複数の宇宙飛行体ステージ

2.3

宇宙船

宇宙で機能を実行できるサブシステムとユニットの統合グループ

注記1:宇宙船は宇宙船と同義である。

2.4

発射システム

宇宙飛行体および対応する設備、地上設備、ハードウェア、ソフトウェア、手順、サービス、および運用に必要な人員を含むシステム

2.5

ロード

耐用年数中に遭遇する励起に対する宇宙飛行体の応答

2.5.1

静荷重

準静的負荷

大きさと方向が時間に依存しない荷重、またはゆっくりと変化し、構造の動的応答が重要でない荷重

注記1:この負荷は、次の要因によって誘発される可能性があります。
  • 安定した風;
  • 空力;
  • 推力（一定またはゆっくりとした変動）;
  • 操縦;
  • スピンの安定。

2.5.2

過渡負荷

大きさまたは方向が時間とともに変化し、構造の動的応答が重要な荷重。

注記1:この負荷は、次の要因によって誘発される可能性があります。
  • 突風
  • エンジンの点火または停止;
  • 分離;
  • 軌道ドッキング;
  • 物理的な影響;
  • 付属品の展開。

2.5.3

衝撃荷重

衝撃または衝撃の形で加えられ、構造の動的応答が重要な荷重。

注記1:この負荷は、次の要因によって誘発される可能性があります。
  • 衝撃波現象;
  • 花火システム;
  • 配備された付属物による物理的影響。
  • 爆発的な。

2.5.4

振動負荷

構造の動的応答が重要な周波数範囲内で振幅または方向が変化する荷重。

注記1:この負荷は、次の要因によって誘発される可能性があります。
  • POGO効果;
  • ビュッフェ
  • 地上風による渦の脱落。
  • フラッター
  • 音響環境;
  • 部品の回転;
  • 固体推進剤段階での燃焼の不安定性。

2.5.5

制限負荷

耐用期間中および環境下で予想される最大負荷

2.5.6

降伏荷重

限界荷重に降伏安全係数JE (2.10.1) を乗じたもの

2.5.7

究極の負荷

限界荷重に最終安全係数JR (2.10.2) を乗じたもの

2.5.8

許容荷重

耐荷重

受入試験中に加えられる荷重で，許容係数JPを乗じた限界荷重に等しい。

2.5.9

資格負荷

認定試験中に適用され，破損又は崩壊することなく構造物によって支えられる荷重。

2.5.10

故障荷重

実験的に決定された荷重で、構造が破損する、不安定性によって崩壊する、または過度の変形を示す荷重

2.6 圧力

2.6.1

限界圧力

使用中及び環境下で予想される最大圧力差（3.2.4 を参照）。次のものを含む。
  • 動作圧力（推進剤の燃焼または加圧による）;
  • 過渡圧力;
  • 静水圧;
  • 外圧。

2.6.2

降伏圧力

限界圧力に降伏安全係数JE (2.10.1) を乗じたもの

2.6.3

到達圧力

限界圧力に最終安全係数JR (2.10.2) を乗じた値

2.6.4

耐圧

耐圧試験中に加えられる差圧であって，限界圧力に耐圧係数JP （2.5.8）を乗じたものに等しい。

2.6.5

静水圧

タンク内の液体レベルより下のレベルでの圧力。これは、このレベルより上の液体の高さと準静的加速度によって引き起こされます。

2.6.6

過渡圧力

時間とともに変化し，特性変化時間が構造の有効時定数と同じオーダーの大きさである圧力。

2.7 熱の定義

2.7.1

計算された熱流束

最も不利な熱交換条件で評価された熱流束

注記3.2.5 参照。

2.7.2

設計温度

荷重、圧力、温度の最も厳しい組み合わせに一度さらされた構造物の温度

2.8 材料特性

2.8.1

ヤング率

E

応力と結果として生じるひずみとの間の一定の比率

グレード 1 からエントリ:設計温度で決定されたヤング率の平均値を考慮する必要があります。

2.8.2 許容応力

2.8.2.1

σE E

0.2% の残留ひずみに対応する一軸降伏応力 (金属材料のみ)

2.8.2.2

σR R

一軸最大強度応力

注記 1:σRとσEには統計的な定義があります。これらは、無人宇宙船の信頼度が 95% で、90% の確率で超過する値に等しくなります。有人宇宙船および/または打ち上げロケットの場合、値はそれぞれ 99% および 95% です。

注記 2σRとσEは、構造が設計温度で使用されているときの材料の状態に対応します。

2.9

強さ

耐用年数中に遭遇する負荷（または圧力）および環境に耐える構造の能力

2.10

安全係数

荷重（または圧力）と強度値の既知の統計的分布の不正確さを考慮して、限界荷重（または圧力）に掛ける係数。

注記 1:これらの不正確さは、次の理由によるものです。
  • これらの分布を推定するために使用される限られた数の観測またはテスト。
  • 計算の不正確さ。

例：

Fが荷重 (または圧力) の推定統計分布を表し、 Rが強度の推定統計分布を表し、これらの推定分布に対して、 F1が限界荷重、 R1が許容強度 (極限または降伏強度) である場合、対応する安全係数は次のとおりです。

2.10.1

降伏強度における安全率

J E

材料の降伏強度における荷重 (または圧力) と限界荷重 (または圧力) の比率

注記1：この係数は金属構造物にのみ適用できる。

2.10.2

究極の安全率

J R

許容到達荷重（または圧力）と限界荷重（または圧力）の比

注記1:特定の応用分野で豊富な経験がある場合は、安全値を定義するために別のアプローチを使用できます。この場合、当局は安全係数の値を選択して設定します。

2.11 生涯

2.11.1

封筒の寿命

最も好ましくない組み合わせの事象 (負荷サイクル、熱サイクルなど) にさらされた構造に基づいて決定される構造の寿命。

2.11.2

公称寿命

エンベロープの寿命に基づいて当局によって決定された最も可能性の高い寿命

2.11.3

設計寿命

構造の設計、特に損傷耐性の研究に使用される寿命

2.11.4

サービス寿命

受け入れ試験の終了から構造物の飛行終了までの最大期間。

Foreword

ISO (the International Organization for Standardization) is a worldwide federation of national standards bodies (ISO member bodies). The work of preparing International Standards is normally carried out through ISO technical committees. Each member body interested in a subject for which a technical committee has been established has the right to be represented on that committee. International organizations, governmental and non-governmental, in liaison with ISO, also take part in the work. ISO collaborates closely with the International Electrotechnical Commission (IEC) on all matters of electrotechnical standardization.

International Standards are drafted in accordance with the rules given in the ISO/IEC Directives, Part 3.

Draft International Standards adopted by the technical committees are circulated to the member bodies for voting. Publication as an International Standard requires approval by at least 75 % of the member bodies casting a vote.

Attention is drawn to the possibility that some of the elements of this International Standard may be the subject of patent rights. ISO shall not be held responsible for identifying any or all such patent rights.

International Standard ISO 14622 was prepared by Technical Committee ISO/TC 20, Aircraft and space vehicles, Subcommittee SC 14, Space systems and operations.

1 Scope

This International Standard defines the principles used to determine loads and the induced environment during the service life of a space flight vehicle and its components, taking account of the notions of probability, combined loads, corresponding safety factors and lifecycle.

2 Terms and definitions

For the purposes of this International Standard, the following terms and definitions apply.

2.1

space flight vehicle

combination of the launch system elements which leave the ground, i.e. the launch vehicle and the space vehicle(s) placed in orbit by the launch vehicle

2.2

launch vehicle

one or more space flight vehicle stages capable of launching one or more space vehicles and placing them in orbit

2.3

space vehicle

integrated group of subsystems and units capable of performing functions in space

Note 1 to entry: Spacecraft is synonymous with space vehicle.

2.4

launch system

system including the space flight vehicle and corresponding installations, the ground equipment, hardware, software, procedures, services and personnel required for operations

2.5

load

response of a space flight vehicle to excitations encountered during its service life

2.5.1

static load

quasi-static load

load whose magnitude and direction are independent of time, or load which vary slowly and for which the dynamic response of the structure is not significant

Note 1 to entry: This load can be induced by:
  • steady winds;
  • aerodynamic forces;
  • thrust (constant or with slow variations);
  • manoeuvres;
  • spin stabilization.

2.5.2

transient load

load whose magnitude or direction varies with time and for which the dynamic response of the structure is significant

Note 1 to entry: This load can be induced by:
  • gusts;
  • engine ignition or shutdown;
  • separation;
  • orbital docking;
  • physical impact;
  • deployment of appendages.

2.5.3

shock load

load applied in the form of shocks or percussion and for which the structure’s dynamic response is significant

Note 1 to entry: This load can be induced by:
  • shockwave phenomena;
  • pyrotechnic systems;
  • physical impacts by deployed appendages;
  • explosions.

2.5.4

oscillating load

load whose amplitude or direction varies within a frequency range for which the structure’s dynamic response is significant

Note 1 to entry: This load can be induced by:
  • POGO effect;
  • buffeting;
  • vortex shedding due to ground wind;
  • flutter;
  • acoustic environment;
  • rotation of parts;
  • combustion instabilities in solid propellant stages.

2.5.5

limit load

maximum load that can be expected during the lifetime and in the presence of the environment

2.5.6

yield load

limit load multiplied by the yield safety factor JE (2.10.1)

2.5.7

ultimate load

limit load multiplied by the ultimate safety factor JR (2.10.2)

2.5.8

acceptance load

proof load

load applied during acceptance testing and which is equal to the limit load multiplied by an acceptance factor JP

2.5.9

qualification load

load applied during the qualification tests and which is borne by the structure without failure or collapse

2.5.10

failure load

load determined experimentally and for which the structure fails, collapses through instability or exhibits excessive deformation

2.6 Pressure

2.6.1

limit pressure

maximum pressure differential that can be expected in service and in the presence of the environment (see 3.2.4) and includes:
  • the operating pressure (due either to propellant combustion or to pressurisation);
  • transient pressure;
  • hydrostatic pressure;
  • external pressure.

2.6.2

yield pressure

limit pressure multiplied by the yield safety factor JE (2.10.1)

2.6.3

ultimate pressure

limit pressure multiplied by the ultimate safety factor JR (2.10.2)

2.6.4

proof pressure

differential pressure applied during the proof pressure test and which is equal to the limit pressure multiplied by the proof pressure factor JP (2.5.8)

2.6.5

hydrostatic pressure

pressure at a level below the liquid level in the tank, which is induced by the height of liquid above this level, plus quasi-static accelerations

2.6.6

transient pressure

pressure that varies with time and for which the characteristic variation time is of the same order of magnitude as the structure’s significant time constant

2.7 Thermal definitions

2.7.1

calculated thermal flux

heat flux evaluated in the most unfavourable heat exchange condition

Note 1 to entry: See 3.2.5.

2.7.2

design temperature

temperature of the structure once subjected to the harshest combination of load, pressure and temperature

2.8 Material properties

2.8.1

Young’s modulus

E

constant ratio between the stress and the resulting strain

Note 1 to entry: The average value of the Young’s modulus determined at the design temperature shall be taken into consideration.

2.8.2 Allowable stresses

2.8.2.1

σ E

uniaxial yield stress corresponding to 0,2 % residual strain (metallic materials only)

2.8.2.2

σ R

uniaxial ultimate strength stress

Note 1 to entry:σR and σE have a statistical definition: they are equal to a value which has a 90 % probability of being exceeded, with a 95 % confidence level for unmanned space vehicles. In the case of manned space vehicles and/or launch vehicles, the values are 99 % and 95 % respectively.

Note 2 to entry:σR and σE correspond to the condition of the material when the structure is in service at the design temperature.

2.9

strength

ability of the structures to withstand the loads (or pressures) and the environment encountered during their service lifetime

2.10

safety factor

coefficient by which the limit load (or pressure) is multiplied so as to account for any inaccuracies in the known statistical distribution of the load (or pressure) and strength value

Note 1 to entry: These inaccuracies are due to:
  • the limited number of observations or tests used to estimate these distributions;
  • calculation inaccuracies.

EXAMPLE:

If F represents the estimated statistical distribution of loads (or pressures) and R the estimated statistical distribution of strengths and that, relative to these estimated distributions, F1 is the limit load and R1 the allowable strength (ultimate or yield strength), the corresponding safety factor is:

2.10.1

safety factor at yield strength

J E

ratio between the load (or pressure) at the material yield strength and the limit load (or pressure)

Note 1 to entry: This factor can only be applied to metal structures.

2.10.2

ultimate safety factor

J R

ratio between the allowable ultimate load (or pressure) and the limit load (or pressure)

Note 1 to entry: A different approach can be used for defining a safety value when one has extensive experience of a given field of application. In this case, the authority will choose and set values for the safety factors.

2.11 Lifetime

2.11.1

envelope lifetime

lifetime of a structure determined on the basis of the structure having been subjected to the most unfavourable combination of events (load cycles, thermal cycles, etc.)

2.11.2

nominal lifetime

most probable lifetime determined by the authority on the basis of the envelope lifetime

2.11.3

design lifetime

lifetime used for designing structures, and in particular, for the damage tolerance studies

2.11.4

service lifetime

maximum period between the end of acceptance testing and the end of the structure’s flight

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