2002年、機械環境試験モデルによる衛星の構造設計の検証が行われた。

このとき衛星にとり付いている各部品はまだ重量を本物と合わせたアルミのダミーである。ただし、望遠鏡を固定する衛星側の構造物（光学ベンチ）と可視光望遠鏡のトラス構造はすでにフライト品である。 これをつかって微小擾乱伝達率の測定がおこなわれた。方法は、ジャイロなどの稼動物のある位置に小型加振機をとりつけて振動を入力し、望遠鏡の主鏡と副鏡に取り付けた高感度加速度センサーで鏡の動きを測定してCCD上の像ずれ量の評価をおこなう、というものである。 加振機の発生する正弦波の周波数をスイープすることにより、最終的に像ずれ量(arcsec)／擾乱入力(N)という単位の｢擾乱伝達率｣を周波数の関数として求める。また、入力する擾乱として併進力だけではなく回転力（モーメント）の擾乱も見落としてはならないだろうとのことから、モーメント擾乱発生装置が三菱電機によって新たに開発され、試験に具された。

　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　

実際実験からは回転力が併進力と同程度に像の動きに寄与することがわかった。後は実験で得られた伝達率にその頃平行して評価が進められていた各稼動物の発生擾乱スペクトルを掛け合わせることにより、実際の望遠鏡の像ぶれ量を見積もることができる。
微小擾乱伝達率の測定は三菱電機鎌倉製作所の音響試験室で行われた。試験中衛星全体は建物からの環境擾乱を遮断するため４つの大きなバネによってクレーンで吊り上げられ、部屋の空調もすべて停止した状態で測定が行われた。(左上写真: 擾乱伝達率測定) 振動の入力位置と方向をひとつずつを変えていきながら加速度データを取得し、試験は約１週間にわたっておこなわれた。
測定からは以下の重大な結果が得られた。 (右図: 擾乱伝達率(上)、 モメンタムホイールの擾乱(中), モメンタムホイールによる画像のずれ(下) 130Hzの擾乱を発生するIRU-Aの擾乱は0.13 arcsec (0-p) 、すなわち要求値の約５倍の像ジッタを引き起こす。 IRU-B (155Hz)はぎりぎりのところで要求を満足する。 モメンタムホイールは回転数を制限することで要求を満足する。

1)によりこのままフライトモデルを作ったのでは回折限界望遠鏡を達成できないことがわかった。像ぶれの主たる要因はIRU-Aの取り付いた光学ベンチから望遠鏡の副鏡への伝達率が130Hzの近くにピークがあるため、副鏡がIRU-Aの振動と共鳴して大きく首振り運動をすることにあることがわかった。

　これを打開するため、ジャイロ(IRU-A)の搭載位置を光学ベンチからバス部へ移動し回転数を変更する、ジャイロのダンパーをもっとやわらかいものに変更する、望遠鏡副鏡部にウェイトをつけて鏡の固有振動数を変更すること等の対策が検討された。膨大な構造計算による予測検討を行った約半年後、衛星の機械環境モデルを再び使って打開策の効果を検証するための実験を行うことになった。今度はIRU-Aの移動先である衛星バス部から鏡への擾乱伝達率が測定され、また、望遠鏡の副鏡部に何種類かのカウンターウェイトをつけたときの変化、IRU-Aを取り付けるバスパネルに補強材を入れたときの効果などを調べた。実験の結果、副鏡部のウェイトはあまり有効でないことが分かり、IRU-Aの搭載位置をバス部に移動し、発生擾乱が伝達率の谷間を狙って114Hzとなるようジャイロの回転数を変更すること、さらにバスパネルには補強材を追加することを決定した。又、像安定要求は0.06arcsec(3σ)から0.09arcsec(3σ)に緩和することにした。我々はこの一連の検討を通して、構造数学モデルが100Hz以上の周波数帯域において実験結果を全くうまく予測できないことを学んだ。以上の改修により、なんとか回折限界を達成できる見通しが立ち、フライト品の製作に進むことになった。但し、ここまで擾乱伝達率が測られたのは、衛星に搭載される４つのモメンタムホイールと２セットのジャイロ（A&B）についてであり、３つの観測装置の中にある多数の稼動メカニズム　

3. フライトモデルの１次噛み合わせにおける測定

		2004年の秋フライト品による衛星の １次噛み合わせ試験がおこなわれた。 微小擾乱測定もその中で重要な試験項目の ひとつである。目的はモメンタムホイールや IRUのフライト実機を使って始めて実際の像 擾乱を調べること、とくにIRU-Aについては これまでの改修効果を検証すること、そして 各観測装置がもつフィルターホイール等による 擾乱を調べること、である。望遠鏡の主鏡・ 副鏡にはこのときまだ高感度加速度センサーが 取り付いている。
		約１年後には最終的に組みあがったフライト 衛星でも微小擾乱測定を行う予定であるが、 そのときは望遠鏡の鏡に加速度センサーは ついていないので、望遠鏡に光を入れて光 学的に像の安定度を測定する予定である。 この測定手法を確立することも１次噛み合わ せ試験の重要な目的のひとつである。

　試験は宇宙研のクリンルームで行われ、 衛星バネ吊り状態で加速度センサーによる測定に３日、衛星床おきで光による測定に３日を費やしてデータを取得した。(左図上は模式図 下は測定風景) 光による測定は衛星を堅牢なタワーの中に設置し、タワーの上からコリメートしたレーザー光を望遠鏡に入れ

、焦点面検出装置（FPP)にある像位置検出カメラ（580Hz）と、望遠鏡とFPPの間に設けられたテストポートから光を外に取り出し、位置検出センサーでレーザー光の点像の動きを測定するものである。モメンタムホイールやIRU、観測機器内のメカニズムを順次動かしながらデータを取得した。(右図:光学測定の方法)

　詳しい解析により２つの測定方法はほぼ同じ結果を与えることを確認した。但し光学測定による方法は、望遠鏡の主鏡と副鏡以外に折り曲げ鏡等の振動の影響も加わるため、加速度センサーによる結果よりも若干大きめの像の動きを示す与えるケースもある。以下の結果が得られた。　

　　　　　　　　　　　　　

　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　

1. IRU-Aによる像擾乱がこれまでの実験結果から予測される大きさと比べて約1/30と非常に小さい。(上図上:IRU-Aの擾乱)
2. モメンタムホイール、IRU-Bについてはこれまでの実験結果をほぼ再現しており許容範囲の擾乱レベルである。
3. XRTの持つ可視光シャッタが駆動中は許容値を大きく越える像擾乱が発生する。 (上図下:望遠鏡稼動メカニズムによる像擾乱)
4. 他の望遠鏡のメカニズムについては、像擾乱が測定に掛かるものもあるがすべて許容値内である。

IRU-Aによる像擾乱が予想外に小さいことはうれしいことであるが、これまでの実験結果とおおきく食い違う理由を説明する必要があった。ひとつの可能性はIRU-Aが用いているゴムのダンパーによるIRU-A内部の振動とバスパネルの振動が114Hzのところで｢反共振｣をおこしちょうど打ち消しあう、とするものである。この場合、ダンパーゴムが宇宙空間で特性が変化した場合（真空中ではガスが放出されたり放射線にあたる事で段々硬くなるのではないか、と思われた）、急激に像擾乱が大きくなる可能性がある。この可能性を確認するためゴムダンパーの放射線照射及び真空晒し実験をほぼ１年間に渡って実施している。そして、このゴムは長時間宇宙環境にに晒しても硬くなることはないことが確認された。

XRTの可視光シャッターは１次噛み合わせ時にはまだ最終的なバランス調整が行われておらず、また使用頻度が他のものと比べて高くないことから、SOTの露出タイミングを調整するためのソフトウェアの改修は行わないことにした。

　2005年の夏からいよいよ打ち上げに向けた衛星の最終組み立てが始まった。 微小擾乱特性の機械環境試験や熱環境試験を通じて安定していることを確認するため、最終フライト試験においては組み立て直後、機械環境試験後、熱真空試験後の計３回、擾乱測定を実施することとした。すべて光学的な測定のみである。３回の試験を通して得られたのは以下の結果である。(グラフ参照)

1. XRT-可視光シャッタはこれまでと同様許容値を越えている。
2. その他のメカニズムの擾乱は大きな変化は見られず許容範囲にある。 　（一番大騒ぎしたIRU-Aは結果として非常に低い擾乱レベルに安定している。 　　回転数を変えてバスへ移動したことが功を奏した。。）

XRT-可視光シャッタについては使用頻度を低く抑える（１時間に１回程度）ことで観測への影響を回避することにした。

　以上、微小擾乱問題についてはSolar-B開発の最初に想定していたよりもはるかに多い計７回の衛星システムによる擾乱測定を実施した。この他各コンポーネント単体の擾乱測定も数え上げるときりがない。しかし努力の甲斐があってようやく目的の像安定度を達成する見込みが立ち、今まさに衛星の打ち上げを迎えようとしている。

　微小擾乱測定は可能な限り観測時の衛星の状態を模擬して行った試験であるが、当然のことながら条件が完璧に同じというわけではない。ここまで来たら宇宙での最終的な像安定度は神のみぞ知る、という側面も否めない。結果が楽しみである。

以上、
2006.9.11記
国立天文台 SOLAR-B 推進室 一本 潔

	副鏡裏に貼られた高感度加速度センサー
	ジャイロなどの稼動物の位置に小型加振機をとりつけて振動を入力し、望遠鏡の主鏡と副鏡に貼りつけた高感度加速度センサーで鏡の動きを測定してCCD上の像ずれ量の評価をおこなう。
ばねで吊られた衛星機械環境試験モデル 2002.7

光による測定は衛星を堅牢なタワーの中に設置し、タワーの上からコリメートしたレーザ ー光を望遠鏡に入れ、焦点面検出装置（FPP）にある像位置検出カメラ（CT-CCD 580Hz） と、望遠鏡とFPPの間に設けられたテストポートから光を外に取り出し、位置検出センサ ー(PSD)でレーザー光の点像の動きを測定するものである。モメンタムホイールやIRU、観 測機器内のメカニズムを順次動かしながらデータを取得した。