【A会場】ROOM＃A

【Ａ会場】ＲＯＯＭ＃Ａ
Ａ-１
「Tisserand-leveraging transfers」
*Campagnola (JAXA/ISAS), Boutonnet (ESA/ESOC), Schoenmaekers(ESA/ESOC), Daniel J.
Grebow (NASA/JPL), Anastassios E. Petropoulos
(NASA/JPL) , and Ryan P. Russell(Univ.
of Texas, Austin)
Tisserand-leveraging transfers (TILTs) are introduced as a new method for computing
low-Dv orbit transfers with the help of third-body perturbations. The TILTs can
mitigate the costs and risk of planetary missions by reducing the orbit insertion
maneuver requirements while maintaining short flight times. TILTs connect two flybys
at the minor body with an impulsive maneuver at an apse. Using the circular, restricted,
three-body problem, TILTs extend the concept of v-infinity leveraging beyond the
patched-conics domain. In this paper a new method is presented to compute TILTs and
to patch them together to design low-energy transfers. The presented solutions have
transfer times similar to the high-energy solutions, yet the Dv cost is significantly
reduced (up to 60% ), thus enabling new orbiter missions to planetary satellites.
For this reason, TILTs are used in the reference endgame of ESA’s new mission option
to Ganymede, JUICE, which is also presented here. The "lunar resonances" of SMART1
are also explained in terms of low-thrust TILTs, suggesting future application of
TILTs and low-thrust TILTs to design mission to the Moon and to other small body
destinations. Finally, a new model called "conics, when I can " (CWIC) is introduced
to allow a fast and accurate integration of the multi-body dynamics, and has
applications beyond TILTs.
Ａ-２
「月探査機 GRAIL の軌道について」
*Marco Giancotti（ローマ大学）、川口淳一郎（JAXA）
Gravity Recovery and Interior Laboratory (GRAIL) とは、月の重力分布の測定を目的と
した NASA の月探査機である。２０１１年９月に打ち上げられ、２機の宇宙機が僅かに異な
る軌道を辿りながら、１１２日間をかけて月に到着した。その軌道の設計は太陽重力をも
利用していて、本来のものとは大きく違う原理や特徴を持っている。本研究では、GRAIL
の打ち上げ期間の選択や、月までの軌道の特性を解析した。
「On the orbit of the lunar science mission GRAIL」
*Marco Giancotti(Roma University), J. Kawaguchi(JAXA)
Gravity Recovery and Interior Laboratory (GRAIL) is a NASA mission launched in
November 2011 with
the purpose of accurately measuring the gravitational field of
the Moon. The twin spacecraft travelled
from Earth to the Moon in 112 days using
a type of orbit different from the traditional ones, exploiting
the gravitational
effect of the Sun. In this work I analyze the properties of this orbit, its launch
conditions and the reasons behind its choice.
Ａ-３
「金星・地球スイングバイ(VEGA) 軌道の特性解析」
＊池田沙織（九大）、川勝康弘（JAXA）、花田俊也（九大）
、杉本理英（総研大）
金星・地球と連続してスイングバイを行うことで探査機を増速させる手法がある(VEGA:
Venus Earth Gravity Assist)．これは，探査機が地球出発後に金星へと向かい，スイング
バイすることで軌道が変更され，再び地球と会合する際にはお互いの軌道が交角を持つこ
とを利用した手法である．本研究では，地球，金星軌道の離心率および軌道傾斜角の違い
を考慮した上で VEGA の軌道設計を行い，地球出発時および到着時の探査機の速度，金星ス
イングバイ時の偏向角，太陽への最接近距離等様々な制約条件を加味して，その特性の解
析を行った．本発表では，初期の検討結果を報告する．
「Characteristics of the Venus Earth Gravity Assist (VEGA)」
*S. Ikeda(Kyushu University), Y. Kawakatsu(JAXA), T. Hanada(Kyushu University), Y.
Sugimoto(SOKENDAI)
Venus Earth Gravity Assist (VEGA) is one of the orbit manipulation methods for a
spacecraft. The spacecraft launched from the Earth performs a swing-by at Venus. By
means of the Venus swing-by, the spacecraft returns to the Earth with a specific angle,
so the relative velocity will be increased. In this study, VEGA transfer trajectories
are designed from the Earth to Venus and from Venus to the Earth, in actual ephemerides,
with considering some conditions, e.g. the relative velocity at the departure and
arrival at the Earth, the turn angle of the Venus swing-by and the minimum distance
from the Sun. This paper presents preliminary results of the VEGA analysis.
Ａ-４
「A trajectory optimization strategy for a rendezvous mission with Trojan asteroids」
*Bremond Lucas(Tokyo University), J. Kawaguchi,R. Funase(JAXA)
Considering the extended mission of a solar power sail in the vicinity of the L4 Trojan
asteroids swarm, the purpose of this work is to optimize the sequence of asteroids
to be visited, i.e. to maximize the number of encounters within given mission time.
Due to the very high number of potential asteroids, this can be seen as an instance
of the Travelling Salesman Problem and adapted techniques can be used. In this
presentation, a currently considered strategy to solve this problem will be outlined.
Ａ-５
「姿勢ダイナミクスを考慮したスピン型ソーラーセイルの惑星間エネルギー蓄積技法」
＊知識柔一、三桝裕也、川口淳一郎（JAXA）
イオンエンジンを用いたΔVEGA の技術は、これまでの研究、及び軌道上実証により確立さ
れてきたが、ソーラーセイルを用いた研究はこれまで多くは行われていない。本研究は、
将来のスピン型ソーラーセイルを用いたΔVEGA における軌道設計の幅、及びその前提とな
る膜面設計の幅の拡張を見据え、姿勢制御とスピンレート制御という異なる 2 つのアプロ
ーチの提案、及び検討を行ったものである。
「Interplanetary Energy Accumulation Method of Spinning Solar Sail Considering
Attitude Dynamics」
Although the orbit control method by the delta-VEGA by means of Ion engine has been
polished so far, the study of the delta-VEGA by means of the solar sail is very few.
In this study, we propose the new delta-VEGA method by applying the dynamics of
spinning solar sail. This method has the potential to apply to the future solar sail
mission. In this paper, we introduce to two approaches of the orbit control scheme
by using the direct attitude control and the spin control.
Ａ-６
「Comparison and Evaluation of Two Cluster Flight Relative Orbit Design Methods」
*Jihe Wang, Shinichi Nakasuka(Tokyo University)
Two different cluster flight relative orbit design methods in terms of relative
orbital elements (ROEs), namely geometrical theory based method and numerical
optimization based method, are compared and evaluated in this paper. The geometrical
theory based cluster flight relative orbit design method for fractionated spacecraft
is based on the geometricaltheory byproperly deploying of
relativeeccentricity/inclination vectors (relative E/I vectors) in the relative E/I
vectors plane under the assumption of simplified J2 fuel efficient relative orbit
condition. And, the numerical optimization based cluster flight relative orbit design
method is proposed by using genetic algorithm (GA) considering the full J2 fuel
efficient conditions. Detail comparison and evaluationfor both cluster flight
relative orbit design methods in terms of total fuel consumption, passive safety
parameters are performed by applying these methods to deal with same cluster
flightrelative orbit design problem. By using numerical simulations, the advantages
and disadvantages of both methods are identified, which provides
convenientselectioncriterion to determine the proper method with respect to certain
cluster flight relative orbit design issues.
Ａ-７
「クーロン力を用いた一定方向監視のための航法誘導制御則について」
＊喜多村章悟（東工大）
、松永三郎(JAXA)
軌道上での衛星外観監視のため、主衛星から分離可能で荷電された監視デバイス
(副衛星)をクーロン力により制御するシステムを考える。特に主衛星の一定方向
からの監視に焦点を当て、分離から監視に至るまでの副衛星の航法誘導制御則を
考案する。また軌道上での力学的環境を模擬した数値シミュレーションを用い、
考案した航法誘導制御則の有効性を評価する。
「On Guidance, Navigation and Control Method for One Directional Inspection Using
Coulomb Force」
*S. Kitamura(Tokyo Tech), S. Matunaga(JAXA)
For an inspection service of satellites on orbit, we consider a control system using
coulomb force to control a separable and charged inspection device (deputy satellite).
Specially focusing on the inspection of main satellite from one direction, we consider
a
sequential guidance, navigation and control method of the deputy satellite from
the separation to the start of inspection, and we discuss the feasibility of the
proposed method with numerical
simulation results.
Ａ-８
「Hybrid Propulsion Low-cost Transfer Solutions for Cubesat and Micro Spacecraft」
*Massimiliano Vasile, Willem van der Weg, Federico Zuiani, Thomas Sinn
The capability of performing orbit transfers is
missions
to
ensure
that spacecraft
an
essential
feature
of
many
are delivered to a useful mission orbit. Up
to now, CubeSat have been constrained to LEO due to their limited orbit transfer
capabilities. However, by providing a low cost means of transfer from GTO outwards
to higher orbits, entirely new classes of missions are possible.
This paper presents
a novel concept that demonstrates the possibility to transfer a 3U cubesat from GTO
a high altitude circular orbits and to the Moon. The cubesat is equipped with an active
hybrid solar propulsion system that consists of two very low-thrust devices: a
deployable reflective membrane and a limited Δv electric propulsion devise. Two
scenarios are analysed: a transfer from GTO to a circular high altitude orbit (HAO)
beyond GEO and a transfer to the Moon.
Ａ-９
「揺動を伴う移動体からの太陽光捕捉による火星測位システムの試作研究」
＊瀧澤隆宏、須田健太郎、平社信人（群馬高専）、長谷川翔（東北大）
本研究は，火星などの自律探査活動を支援するため，揺動を伴う移動体から太陽光捕
捉を行い自己の姿勢角ならびに緯度経度情報を規定し得る測位システムの構築を目指
すものである．太陽指向方向より自己位置情報を取得するため，ヨー角まわりにドリ
フトを有する既存の３軸姿勢各検出器と２軸ジンバル機構によりカメラ画像の指向方
向制御システムを使用し，移動体からの太陽光捕捉実験を実施し，得られた結果につ
いて評価を行う．
「Study on Mars Positioning System from Moving Vehicle Using Sun Tracking Mechanism」
*T. Takizawa, K. Suda, N. Hirakoso (Gunma college of Technology), S. Hasegawa(Tohoku
University)
In this research, for supporting the mars autonomously activities, the authors try
to construct the mars positioning system such as measuring body attitude angle and
latitude, longitude, with perturbation by causing vehicle movement. Such positioning
system is used 3-axies attitude sensor include bias error for yaw axis and camera
image capturing system with two DOF gimbal mechanism to compensate the base
perturbations, and the orientation for sun trajectory. To verify the effectiveness
of proposed positioning system, the authors execute the test of sun tracking from
moving vehicle, obtained results are evaluated.
Ａ-１０
「扁平回転楕円体調和関数とその微分値の漸化式計算」
＊福島登志夫（国立天文台）
地球や火星などの惑星重力場は球面調和関数（SH）よりも扁平回転楕円体調和関数（OSH）
で展開すると収束が速い。OSH の動径部分は純虚数引数の第２種ルジャンドル陪関数
Qnm( (ix)の比で表現され、軌道加速度計算に必要な微分値も含めて、その計算は困難を極
める。我々は逆行漸化式に基づく Qnm( (ix)の高精度高速計算法を開発し、超幾何級数の直
接計算に基づく従来の手法に比べて、計算可能次数を大幅に引き上げるとともに、倍精度
で１３ケタの高精度かつ 20-100 倍の高速化を実現した。
「Recursive computation of oblate spheroidal harmonics and its derivatives」
*T. Fukushima(NAOJ)
We developed a recursive method to compute a ratio of the oblate spheroidal harmonics
of the second kind and its derivatives. The new method precisely and rapidly computes
the ratio as well as its low-order derivatives. For example, it provides at least
13 correct digits of the ratio of oblate spheroidal harmonics of degree and order
as high as 261,000 and runs 20--100 times faster than the existing methods.
Ａ-１１
「軌道変換に対する微分ゲーム理論の応用」
＊今度史昭（元信州大学教授）
微分ゲーム理論の軌道変換問題への適用と題して発表する。今回の発表の内容は主として
運動を楕円球内に拘束された２台の車の追跡・回避微分ゲーム問題の解法についてである
が、この研究は著者が「航空宇宙分野における非線形最適制御問題解法プログラムの開発」
と題して JSPS の補助金のもと・ロシア科学アカデミー・Arik Melikyan 教授を招聘して行
われた共同研究の成果であり、曲面内の微分ゲームの研究を行っていた氏の専門に合わせ
てこの研究を行った。本研究の詳細については参考文献に挙げた”Pursuit-Evasion
Problems of Two Cars in an Ellipsoid Under Gravity”, Engineering Optimization, Taylor
and Francis, 2011
に発表しているが、本発表においては本研究の内容と共に、この研究
成果の人工衛星の最適軌道変換問題、スペースデブリ捕捉問題等への応用法について示す。
移動体の運動可能空間に拘束条件が課されるとき、自動的にこの拘束条件を満たすような
媒介変数を用いると便利である。また Reachable surface の応用については古くから提唱
されているが、実際には殆ど利用されていない。この媒介変数と Reachable surface を応
用して（ＮＬＰを用いず）最急勾配法で微分ゲーム問題の解を求めたことも本研究の特色
である。
「Application of differential game theory for orbit transfers」
*F. Imado
This study was motivated by the collaborate study with late Professor Arik Melikyan
of Russian Academy of Science , and has been conducted with the title “The Development
of the Solver for Nonlinear Optimal Control Problems in Aerospace Fields” under
financial assistance by JSPS. For convenience to the majoring of Prof. Melikyan, the
problem “The pursuit-evasion problems of two cars in an ellipsoid under gravity”
is selected.Recently almost all numerical calculations of differential games
employed nonlinear programming (NLP), and old gradient methods were obsolete. On the
other hand, in this study the problems were solved by the steepest ascent method,
and the results show that old gradient algorithms can be a potent solver for these
kinds of problems. In this study, the formulation of the minimum time optimal control
problem of a car is at first derived by introducing intermediate variables. Next,
both players’ sets of reachable terminal surfaces were calculated, where both
players take their one-sided optimal controls and the tangent point of their terminal
surfaces was found. As this point is the farthest reachable point for both vehicles
in a given final time, therefore the trajectories and controls of both vehicles to
the point become the solution of the combined problems of these two cars’
pursuit-evasion game. The derivations are explained and some example results are
shown and discussed.
Next, the way of application of the solver to orbit transfer problems, and capture
debris problems are explained.
Ａ-１２
「ロバストな軌道設計のための宇宙機の軌道誤差の確率表現」
＊佐藤友紀、Piyush Grover、吉河章二（三菱電機）
第二天体による重力アシストやハロー軌道の不変多様体を用いた軌道は、系の感度の高さ
を利用して推薬の使用量を削減するため、実現には宇宙機の軌道制御誤差、軌道決定誤差
に対するロバスト性を考慮した軌道設計が必要である。そのような設計においては、軌道
誤差を適切に表現し問題に取り込む必要があるが、非線形性と非ガウス性のため取り扱い
が難しい。本研究では複数の粒子による記述を基本とし、軌道誤差の確率分布を初期から
終端に渡って統一した表現で扱う手法を提案し、ロバストな軌道設計のための新しい手法
を与える。
「Probability representation of spacecraft orbit error for robust trajectory design」
*Y. Sato, Piyush Grover, S. Yoshikawa(Mitsubishi Electric Research Laboratories)
For the realization of low thrust trajectories using gravity assist of the secondary
body or invariant manifolds of the halo orbit, robust orbit design for uncertainty
due to orbit determination and control error is necessary because it utilizes high
sensitivity of the dynamical system. For the robust design, the orbit error should
be properly represented and taken into the problem, but it is difficult because of
its nonlinearity and nongaussian. In this research, based on the idea of probability
representation by multiple particles, we propose a unified method of representing
the probability of spacecraft orbit error throughout the whole trajectory. This gives
a new approach for the robust orbit design.
Ａ-１３
「天体間飛行の新たな回転座標系における表現とその応用」
＊松本純（東大）、川口淳一郎（JAXA）
近年の宇宙開発では, 高い Isp を持つ電気推進が高い関心を集めている. 一般に電気推進
では低推力を連続的に発生させるため, 推力のインパルス近似は使用できない. そのため
電気推進を用いた場合の軌道設計は通常, 最適化手法により数値的に行われている. そこ
で本研究では, 探査機の運動に応じて回転角速度が変化するような回転座標系を用いるこ
とで, 電気推進を用いた場合の軌道設計を, 可視化しながら行えるようにする.
*J. Matsumoto(Tokyo University), J. Kawaguchi(JAXA)
It recently attracts a growing interest to use the electric propulsion system in deep
space exploration missions because of its high Isp. The design of trajectories using
electric propulsion system is, however, more difficult than using chemical propulsion
system, because the electric propulsion system always runs and the impulse
approximation of thrusts can not be applied. Then this study proposes a new method
of the trajectory design by using new rotational coordinates whose angular velocity
varies with the position of the spacecraft. By using this method, it becomes
unnecessary to use complicated numerical calculations.
Ａ-１４
「L 点近傍の小ハロ軌道の設計」
＊田中啓太（東大）、川口淳一郎（JAXA）
「Design of Small Halo Orbits around L point」
*K. Tanaka(Tokyo University), J. Kawaguchi(JAXA)
This paper discusses how to design small halo-type periodic orbits around the collinear
points using low-level continuous acceleration typified by electrical propulsion systems.
It starts with considering the linearized form of the equations of motion and develops
the acceleration control law to make small halo orbits. Then, it shows this control law is
also applicable to the non-linear system using several calculation examples.
Ａ-１５
「イトカワ表面の重力場に関する考察」
＊元岡範純（東大）、川口淳一郎（JAXA）
はやぶさがイトカワ表面への降下中に，ファンビームセンサ（FBS）が障害物を検知し降下
が一時中断した．しかし，実際に障害物が存在していた可能性は低く，FBS がイトカワ表面
を浮遊するダストから放たれた光を障害物と誤検知した可能性が指摘されている．本発表
では，イトカワ表面を浮遊する微粒子の密度や径の分布は明らかにするために必要なイト
カワ表面の重力場に関する考察結果について紹介する．
「Study on the gravity field on the surface of itokawa」
*N. Motooka(Tokyo University), J. Kawaguchi(JAXA)
During the HAYABUSA’s first descent on the asteroid itokawa on Nov 19, 2005, Fan
Beam Sensor (FBS) which is equipped in the spacecraft detected some obstacles. But,
obstacles were unlikely to exist around the descending path. And it is considered
that FBS detected light reflected from dust particles suspended on the surface of
the asteroid. This paper presents the gravity field on the surface of itokawa
estimated by fight data. The gravity field is important to estimate the size and
density of levitated particles.
Ａ-１６
「宇宙環境を利用したスペースデブリ除去に関する研究」
＊中宮賢樹、山川宏（京大）
地球周辺の宇宙空間は人類の新たな生活圏として開拓が進められている領域であるが、同
時に、人工衛星の打ち上げに使用したロケットの残骸や役目を終えた人工衛星等の宇宙ゴ
ミ（スペースデブリ）が年々増え続けており、宇宙開発を継続する上での大きな問題とな
っている。そこで本研究では、宇宙プラズマや地球の磁場等の宇宙環境を積極的に利用し
てデブリを能動的に取り除く、スペースデブリ除去システムについて検討を行う。
「Study on removal of space debris by utilizing the space environment」
*M. Nakamiya, H. Yamakawa(Kyoto University)
The number of the space debris is increasing every year. Thus, space debris has been
a serious environmental problem. This study examines the space debris removal system
which removes debris actively using the space environments, such as cosmic plasma
and geomagnetic field.
Ａ-１７
「はやぶさ 2 衝突装置の運用について」
＊佐伯孝尚、今村裕志（JAXA）
JAXA の時期小惑星探査ミッションである「はやぶさ 2」は，小惑星に人工クレータを生成
するために，衝突装置という新規機器を搭載する．衝突装置は金属体を高速で小惑星表面
に衝突させることによってクレータを生成するものであるが，作動時に破片をまき散らす
ため．安全にクレータを生成するためには，精度の良い分離や退避マヌーバ等が必要であ
る．ここではその衝突運用について概説する．
「Impact Operation of Hayabusa-2 Mission」
*T. Saiki, H.Imamura(JAXA)
JAXA’ s next asteroid exploration probe, HAYABUSA-2 will be equipped with a small
carry-on impactor (SCI) to create an artificial crater on the surface of the asteroid.
SCI has powerful explosive to accelerate the metal projectile but many broken pieces
of SCI are scattered when the explosive detonate. Consequently, some special
operation such as high accuracy separation and escape maneuver after the separation
are required for the safety of the mother spacecraft. This paper presents the overview
of the impact operation of HAYABUSA-2 mission.
Ａ-１８
「月着陸機の多項式誘導則とその最適性」
＊上野誠也、樋口丈浩、河﨑玄志（横浜国立大学）
推進剤重量の制限が厳しい月着陸機は、最小燃料による軌道で誘導することが要求されて
いる。これは最適制御問題として定式化し、数値的に解くことが可能である。しかし、そ
の計算量は膨大であり、搭載ソフトウエアには適さない。著者らは、計算負荷が少ない多
項式誘導則を月着陸に適用することを提案している。本稿では、最適解の比較を用いて、
提案する誘導則の最適性を示す。
「 Polynomial Guidance Law for a Lunar Lander and its Optimality」
*S. Ueno, T. Higuchi, M. Kawasaki (YNU, Yokohama National University)
Lunar lander with severe limitation on fuel consumption is required to be guided on
a minimum fuel trajectory. The trajectory can be obtained as a numerical solution
of optimal control problem. The computational load, however, is too high to satisfy
the capability of onboard computer. The authors proposed ‘Polynomial Guidance Law’
for a lunar lander. The proposed guidance law provides pin-point landing trajectories
with low computational load. This paper shows on the optimality of proposed guidance
law using comparison with numerical optimal solutions.
Ａ-１９
「遺伝的アルゴリズムを用いた有翼ロケットの実時間最適誘導法との開発と評価」
＊宮本信太郎、松本剛明、米本浩一（九工大）
スペースプレーンのような将来の再使用型宇宙輸送システムでは，アボート飛行など非常
事態に対応した誘導システムが必要である．特に，実時間で飛行禁止区域を避けつつ大域
的に最適な飛行経路を生成できるシステムが望まれる．本論文では，大域探索が可能な遺
伝的アルゴリズムを用いた基準軌道を用いない有翼ロケットのリアルタイム最適誘導シス
テムの開発と評価について述べる．数値シミュレーションを行った結果，開発したアルゴ
リズムが飛行禁止区域を避けた大域最適軌道を生成できることがわかった．また，アルゴ
リズムを FPGA に実装することで，実時間計算が可能なことを確かめた．
「Development and Evaluation of a Real-time Optimal Guidance Methodology using
Evolutionary Algorithm of a Winged Rocket」
*S. Miyamoto, T. Matsumoto, K. Yonemoto (Kyushu Institute of Technology)
An efficient and flexible guidance system is one of the critical needs for a future
reusable space transportation system such as space plane. Especially, a guidance
system that calculates the global optimal trajectory that avoids no-fly zone is
important. This paper addresses the development and evaluation of a real-time optimal
guidance methodology using evolutionary algorithm of a winged rocket. The numerical
simulation results show that the developed algorithm can generate the global optimal
flight path which steers around exclusion zone. In addition, implementing the
algorithm on a field programmable gate array, the feasibility of real-time optimal
trajectory calculation is verified.
Ａ-２０
「Periodic Orbits and Formation Flying near the Libration Points」
＊坂東麻衣（京大）、市川朗（南山大学）
*M. Bnado(Kyoto University), A. Ichikawa(Nanzan University)
Recently formation flying along a halo orbit near a libration point of the
circular-restricted three-body problem (CR3BP) has been studied. In this
paper we propose a simple method, which is based on the output regulation
theory of periodic systems, to generate a relative orbit along a periodic
orbit of the CR3BP. We compute ΔV neccessary to maintain the relative orbit
as a function of the weight parameter in the Riccati equation and design a
feedback law which is fuel efficient.
Ａ-２１
「Artificial Equilibrium Point への投入軌道に関する一考察」
＊森本睦子（JAXA）
三体問題では、２天体と遠心力が釣り合う 5 つの平衡点（ラグランジュ点）が存在するこ
とは良く知られている。三体問題に、電気推進等の低推力推進システムの連続して加速す
る特徴を応用することにより、任意の点に人工的な平衡点を作りだす事ができ、この点を
Artificial Equilibrium Point (AEP) と呼ぶ。本研究では、地球からＡＥＰへの投入軌道
について考察する。
「A Study on Trajectory into Artificial Equilibrium Point」
*M. Morimoto(JAXA)
In the restricted there-body problem, there are five equilibrium points, known as
“Lagrange points,” each of which is in equilibrium between the gravitational forces
of the two primary bodies and the centrifugal force in the rotating frame. By utilizing
continuous low-thrust acceleration, a non-equilibrium point that differs from the
Lagrange points is changed into an Artificial Equilibrium Point (AEP). In this paper,
trajectory from Earth to an AEP is studied.
Ａ-２２
「小ハロ軌道への移行軌道の設計」
＊田中啓太（東大）、川口淳一郎（JAXA）
「Transfer Trajectory to Small Halo Orbits」
*K. Tanaka(Tokyo University), J. Kawaguchi(JAXA)
The small halo-type periodic orbits can be obtained around the collinear points by
applying the control law we developed with low-level continuous acceleration. The
problem which we have to consider next is how to send a spacecraft to this type of
periodic orbits. This paper firstly discusses the capture/escape property of the
small halo orbit and then proposes a trajectory from Earth to the halo.
Ａ-２３
「安定多様体を用いた L2 点近傍ハロー権威軌道に対する効率的軌道修正手法の研究」
＊杉本理英（総研大）、Triwanto Simanjuntak（JAXA）、中宮賢樹（京大）、川勝康弘（JAXA）
近年，力学的平衡点（ラグランジュ点）周りのハロー軌道が深宇宙探査機の運用軌道とし
て注目されている．宇宙航空研究開発機構（JAXA）においても，わが国初のラグランジュ
点近傍ミッションとして，次世代赤外線天文衛星 SPICA が研究開発中であり，ハロー軌道
への遷移には，力学系理論下で設計される特徴的な軌道群である安定多様体を用いての軌
道遷移が研究されている．本研究では，安定多様体を用いてハロー遷移軌道を設計し，設
計された軌道に対して誤差を仮定し，修正時間や隣接する多様体への投入，遷移させるハ
ロー軌道のサイズに自由度を与えることで，効果的な遷移軌道保持手法を明らかにする．
「Efficient Trajectory Correction for L2 Halo Orbit Transfer using Stable Manifold」
*Y. Sugimoto(SOKENDAI), Triwanto Simanjuntak(JAXA), M. Nakamiya(Kyoto University),
Y.Kawakatsu(JAXA)
This study investigates an effective method to inject a spacecraft into Halo orbits
by using stable manifolds. Halo orbits around collinear Lagrange points are recently
in the spotlight because of its periodicity, stable gravityand thermal environment
and large field of view to the deep-space. Space Infrared telescope for Cosmology
and Astrophysics (SPICA) is being planned by JAXA as the first Japanese mission
injected around Lagrange points. SPICA is designed to utilize the stable manifold
to transfer into the Sun-Earth L2 Halo orbit. The stable manifold, which is
constructed by dynamical system theory (DST), has a strong feature to insert the
spacecraft naturally into Halo orbits. In this paper, we show the method of transfer
trajectory design and efficient trajectory correction by means of the stable manifold
in the Circular Restricted Three-Body Problem (CR3BP).
Ａ-２４
「楕円制限 3 体問題を用いた L2 点近傍周期軌道の最適軌道保持手法の検討」
＊杉本理英（総研大）
、Stefano Campagnola、川勝康弘（JAXA）
円制限 3 体問題においては，力学的平衡点近傍にハロー軌道と呼ばれる軌道を設計できる．
この軌道は周期的であるため，非常に小さな軌道保持マニューバが実現される．一方，楕
円制限 3 体問題は，支配的な 2 天体軌道の離心率を含有するより現実的な力学モデルであ
り，同モデル下では平衡点近傍軌道の周期性保持が非常に困難であるため，軌道保持マニ
ューバが重要となる．円制限 3 体問題により設計されたハロー軌道の初期条件を用いた初
期検討結果では，太陽地球系楕円制限 3 体問題において，軌道を保持するために年間
8-25m/s 程度の速度修正が必要であった．本研究では，楕円制限 3 体問題を用いて，初期条
件の改善やマニューバを行う時刻および頻度の最適化を行うことにより，速度修正量を最
小化するための最適な軌道保持手法を検討する．
「Optimal Impulsive Maneuver for Closed Periodic Orbits around L2 in ER3BP」
*Y. Sugimoto, S. Campagnola, Y. Kawakatsu(JAXA)
The three-dimensional periodic orbits named Halo orbits can be designed around
collinear Lagrange points under a Circular Restricted Three-Body Problem (CR3BP).
Ideally, in CR3BP, they require very little velocity correction maneuver for the
station keeping because of the periodicity of the orbits. However, in an Elliptic
Restricted Three-Body Problem (ER3BP), which includes the eccentricity of the
co-orbiting massive bodies, it is very difficult to maintain the periodicity.
Therefore, the station keeping maneuvers are essential to keep the position.
Initially, 8 to 25 m/s of impulsive velocity correction (ΔV) is predicted for a Halo
orbit in Sun-Earth ER3BP in one year depending on the Earth position around the Sun
when we use the same initial state of a Halo orbit designed in CR3BP. The impact of
ΔV reduction is presented by means of initial state improvement, and optimization
of time and maneuver frequency.
【Ｂ会場】ＲＯＯＭ＃Ｂ
Ｂ-1
「イプシロンロケットの誘導制御系概要」
＊田中健作（IHI エアロスペース）
イプシロンロケットの誘導制御系は M-V をベースとしているが、いくつかの新規設計を含
む。最上段にはオプションとして液体推進系の PBS（Post Boost Stage）を搭載し、誘導則
として LVIC 法（Long duration Velocity Increment Cut-off method）を用いる。3 段ス
ピン中のラムライン誘導・制御を併用することで、PBS の消費推進薬量削減による打上げ能
力向上を図る。また、衛星直下には燃焼振動の伝播を緩和するため、制振機構を搭載する。
制御則設計にあたっては、制振機構による弾性モードの特性を考慮する。
Ｂ-２
「はやぶさ２
軌道計画」
＊加藤貴昭、松岡正敏（NEC）、津田雄一（JAXA）
小惑星探査機〝はやぶさ２”は、その目的地を小惑星 1999 JU3 として 2014 年度に打ち上
げが予定されている。
“はやぶさ２”でも“はやぶさ”と同様に地球スイングバイとイオン
エンジンによるΔV を併用した EDVEGA を用いることを軌道計画の基本としている。本講演
では、打ち上げから地球スイングバイを経て小惑星に到着するまでの軌道及び、小惑星を
離れ地球に帰還するまでの軌道におけるイオンエンジンによるΔV 計画と、その設計手法に
ついて報告する。
「Orbit plan of HAYABUSA2」
HAYABUSA2 is the succeeding explorer of HAYABUSA, which is scheduled to be launched
on H-IIA launch vehicle in 2014. In this lecture, we report on IES delta-v plan of
HAYABUSA2 and a method of orbit synthesis.
Ｂ-３
「SLATS 姿勢軌道制御系の検討」
＊今村俊介、高畑博樹、歌島昌由、此上一也（JAXA）
現在 JAXA は超低高度衛星技術試験機(SLATS：Super Low Altitude Test Satellite)を開発
中である．SLATS の目的は 1)超低高度域(高度 250km 以下)における高度保持実験，2)超低
高度域における大気抵抗および原子状酸素の影響把握である．SLATS は約 400kg の小・中型
衛星であり，主衛星と共に打上げられる予定である．SLATS 姿勢軌道制御系（AOCS）への特
徴的な要求は，1)主衛星投入軌道から高度保持開始軌道（高度 250km，太陽入射角=-60deg）
への軌道遷移，2)イオンエンジンを用いた高度 250km 以下での高度保持，である．本文で
は，これらの要求を実現するために設計された SLATS の AOCS 系の紹介ならびにシミュレー
ション結果について紹介する．
「Study on Attitude and Orbit Control System of SLATS」
*S. Imamura，H. Kohata, M. Utashima, K. Konoue(JAXA)
JAXA is researching and developing Super Low Altitude Test Satellite (SLATS). The
purposes of SLATS are 1) Test of orbit keeping with its own ion engine against high
atmospheric drag at super low altitude (below 250km altitude), 2) Data acquisition
about atmospheric density and atomic oxygen.
SLATS is medium- or small-sized
satellite (about 400kg) and launched with other main satellite. The particular
requirements for attitude and orbit control system of SLATS are 1) Orbit transition
from main satellite orbit to initial altitude keeping orbit (250km altitude and -60deg
sun incidence angle), 2) Orbit keeping with its own ion engine at altitudes below
250km. This paper shows the attitude and orbit control system of SLATS and the
simulation results in order to confirm the satisfaction of these requirements.
Ｂ-４
「次期ソーラー電力セイルミッションの軌道計画について」
＊船瀬龍、濱崎拓、川口淳一郎（JAXA）
本講演では，小型ソーラー電力セイル実証機 IKAROS の成果を受けて JAXA で検討中の，木
星・トロヤ群小惑星探査を想定した次期ソーラー電力セイルミッションの軌道計画につい
て報告する．次期ミッションでは，50m 級のソーラーセイルを展開し光子加速を利用すると
ともに，セイル上に搭載した大面積薄膜太陽電池で発生する電力を用いて高効率電気推進
エンジンを駆動する．その結果，従来の化学推進を利用した深宇宙探査機と比較して，木
星以遠の外惑星領域における軌道制御能力が格段に向上する．本講演では， EDVEGA
(Electric Delta-V Earth Gravity Assist) フェーズ，木星遷移フェーズ，トロヤ群小惑
星ランデブフェーズからなる次期ミッションの軌道計画について報告する．
「Trajectory design for the next solar power sail mission」
*R. Funase, J. Kawaguchi(JAXA), T. Hamasaki(Tokyo University)
This paper discusses the trajectory design for the next solar power sail mission for
Jupiter and its Trojan asteroid exploration, which utilizes the achievements of the
world’s first solar power sail demonstration mission “IKAROS”. Solar power sail
is a combination of solar photon propulsion and solar electric propulsion driven by
power generation from huge thin film solar cells on the sail and it realizes flexible
and efficient orbital control capability even in the outer region of the solar system.
Trajectory design for the mission is reported, which consists of EDVEGA (Electric
Delta-V Earth Gravity Assist) phase, Jupiter transfer phase and Trojan asteroid
rendezvous phase.
Ｂ-５
「探査機航法への高精度な 2-way レンジングの応用」
＊市川勉
惑星探査機における短期間の高精度な 2-way レンジングを用いた軌道決定について検討す
る。X バンドのレンジ及びドップラー観測による軌道決定を簡易モデルを用いて評価・解析
を行い惑星間飛行を行う探査機では必須であるデルタ-DOR による観測とのモデル比較を行
って一部評価結果を得たので本論で論ずる。
「Application of High-Precision two-way Ranging to the spacecraft navigation」
*T. Ichikawa
The application of precision two-way ranging to orbit determination with relatively
short data arcs is investigated for the interplanetary mission. Analysis of the X-band
radiometric data acquired from the spacecraft indicated that assuming under good
signal conditions sub-meter precision and 10-m ranging will be achieved. The accuracy
of the spacecraft orbit solution obtained with X-band Doppler and precision ranging
were found to be consistent with simple theoretical calculations, which predicted
that angular accuracies of a few nrad were achievable. The navigation accuracy
achieved with precision ranging was marginally better than that obtained using
Delta-DOR (Delta-VLBI).
Ｂ-６
「任意の変形を有するスピン型ソーラーセイルにおける可変反射率デバイスを用いた姿勢
制御システムのダイナミクスと姿勢制御則」
＊管野剛（東海大）、船瀬龍（JAXA）
本論文では，スピン型ソーラーセイルの燃料フリー・振動フリー姿勢制御システムの，ダ
イナミクスと姿勢制御則を導出した．これまでの研究では，平板のセイルを仮定した姿勢
制御トルクモデルが，IKAROS の軌道上での姿勢制御結果に整合しないという問題があった．
本論文では，セイルの変形を考慮した姿勢制御トルクのモデルを新たに導出した．モデル
と軌道上での姿勢制御結果を比較し，セイル変形量を推定した．そして，推定したセイル
変形量を，セイル膜面の画像解析から推定される変形量推定結果と比較し，導出したモデ
ルの妥当性を確認した．また，本姿勢制御システムの姿勢制御則を導出し，ねじれ角をも
たせて姿勢制御デバイスをセイルに取り付けることで，3 次元の任意の方向へ姿勢制御可能
であることを明らかにした．
「Dynamics and Attitude Control Law of Attitude Control System Using Reflectivity
Control Device for Spinning Solar Sail with Arbitrary Deformation」
*G. Kanno(Tokai University), R. Funase(JAXA)
In this paper, we discuss dynamics and attitude control law of propellant-free and
oscillation-free attitude control system for spinning solar sail using reflectivity
control device. Attitude control torque model which assumed a flat sail did not match
IKAROS’s on-orbit attitude control result. Thus, in this paper, we derived the new
attitude torque model considering a sail with arbitrary deformation. We compared the
new model and on-orbit attitude control result and we estimated the deformation of
sail. As a result, estimated deformation was almost consistent with the result of
membrane shape estimation using images of the sail membrane and it can be said that
validity of the derived model was verified. Also, we derived three-axis attitude
control law for this control system and it was found that reflectivity control devices
attached to the sail with a distortion angle can generate three-axis attitude control
torque.
Ｂ-７
「膜面構造物の非線形構造ダイナミクスのモデル低次元化」
＊山崎政彦（日本大学）
「Model Order Reduction for Nonlinear Structural Dynamics of Membrane Space Structure」
軌道上実証された非線形有限要素法解析は，膜面宇宙構造物特有の非線形構造ダイナミク
スが原因となり数値解析の計算コストが非常に高くなるという課題を抱えている．本発表
では，膜面宇宙構造物の数学モデルの計算時間削減のために，膜面宇宙構造物の非線形構
造ダイナミクスに適したモデル低次元化手法を提案し，低次元化手法の有効性を実機に則
した数値解析により示す．
*M. Yamazaki(Nihon University)
This presentation will try to discuss the issue of reducing the time to calculate
the nonlinear dynamics simulation of the membrane space structure, especially for
the solar sail, because one of the problems in the gossamer structure is design time
reduction. Therefore this presentation describes the low-order model of a spin type
solar sail dynamics.
Ｂ-８
「ソーラーセイル膜の巻きつけ折り畳みにより形成される折り目線形状」
＊佐藤泰貴、古谷寛（東工大）
ソーラーセイル膜は，コンパクトに収納することが求められる．この膜の収納を巻きつけ
折り畳みによって行う場合，巻きつけ過程で形成される折り目線は直線からずれるため，
巻きつけ軸方向の収納効率は低下する．本研究では，巻きつけ過程で形成される折り目線
の直線からのずれを明らかにするとともに，そのずれを考慮することによって高い収納効
率を実現できる折り畳みパターンを提案する．
「Properties of Fold Line Induced by Wrapping Fold of Solar Sail Membrane」
This paper addresses the configuration properties of a fold line induced by wrapping
fold of a solar sail membrane, which is different from a straight fold line, and
increases the folded height. The configuration of the fold line is examined by
introducing a crease model of wrapping fold membrane. Finally, to realize the high
packaging density, a fold pattern is proposed, where the configuration of the fold
line is considered.
Ｂ-９
「姿勢運動を考慮したスピン型ソーラーセイルの膜面精度設計」
＊津田雄一（JAXA）（日本語）
2010 年に打ち上がりソーラーセイルによる深宇宙航行を行っている IKAROS では，ソーラー
セイル膜面の凹凸や光学パラメータ分布により，特徴的な姿勢挙動を示しており，それを
もとに Generalized Spinning Sail Model (GSSM)と呼ぶ運動モデルが構築された．本稿で
は，この GSSM を用いて，スピン型ソーラーセイルの設計の際に必要となる，姿勢安定度要
求とセイルの表面精度の関係を導く．
「Sail Surface Design of Spinning Solar Sail Based on Attitude Dynamics」
*Y. Tsuda(JAXA)
IKAROS, the interplanetary solar sail technology demonstrator launched in 2010, shows
characteristic attitude behavior due to imperfection of the sail surface. The authors
developed “Generalized Spinning Sail Model (GSSM)” to analytically explain this
interesting behavior. Based on the GSSM, this paper discusses design criteria of the
sail surface derived from attitude stability requirements of such spinning solar
sailers.
Ｂ-１０
「シングルスピン型とデュアルスピン型ソーラー電力セイルによる EDVEGA 効率について」
＊濱崎拓（東大）、船瀬龍、川口淳一郎（JAXA）
本研究では、ソーラー電力セイルによる EDVEGA 効率について議論する。EDVEGA 効率（イオ
ンエンジンによるΔV に対する、地球再会合時の地球相対速度増分の比）の観点で、イオン
エンジンの噴射方向をセイルのスピン軸方向に固定して複雑な機構を排したシングルスピ
ン方式と、スリップリング等の機構を用いて軌道力学上最適な角度にイオンエンジンを取
り付けたデュアルスピン方式を比較する。解析と数値計算により EDVEGA 効率を算出し、機
構重量も含めたシステム重量の観点で最適なソーラー電力セイルの方式について議論する。
「On the efficiency of EDVEGA by single spin type and dual spin type solar power sail」
*T. Hamasaki(Tokyo University), R. Funase, J. Kawaguchi(JAXA)
This paper discusses the efficiency of EDVEGA by a solar power sail. In terms of the
efficiency of EDVEGA ( the ratio of the increased velocity relative to the Earth at
Earth-encounter to the delta-V generated by the electric propulsion system ), two
types of solar power sails are compared ; one is a single spin type with an ion engine
aligned to the spin axis direction, and the other is dual spin type with the ion engine
attached in the optimal angle in terms of orbital dynamics. The single spin type does
not need complicated structure while the dual spin type need a complicated mechanism
such as a slip ring. The efficiency of EDVEGA was analyzed by means of numerical
computation, and the optimal type of a solar power sail was discussed from the
viewpoint of the whole system weight including mechanism weight.
Ｂ-１１
「姿勢とスピンレート制御を組み合わせたスピン型ソーラーセイルによる地球パワードス
イングバイ」
＊大野剛（東大）、三桝裕也、川口淳一郎（JAXA）
低推力推進を用いた探査機による地球でのパワードスイングバイは、はやぶさによって実
証された EDVEGA が挙げられるが、ソーラーセイルによる地球パワードスイングバイについ
ては、ほとんど研究が行われていない。そこで本研究では、姿勢ダイナミクスを考慮した
スピン型ソーラーセイルによる地球パワードスイングバイのための最適な制御則を導出す
べく、検討を行った。その結果、従来のスピン軸制御とスピンレート制御を組み合わせた
制御を行うことで、太陽光圧を利用した地球パワードスイングバイを行えることを示し、
最小燃料で地球再会合時の相対速度を最大にする制御手法を構築した。
「Delta-VEGA with a Spinning Solar Sail via Attitude and Spin-Rate Control」
*G. Ono(Tokyo University), Y. Mimasu, J. Kawaguchi(JAXA)
An example of Delta-V Earth Gravity Assist (Delta-VEGA) using low thrust propulsion
is the Electric Delta-VEGA (EDVEGA) strategy demonstrated by Hayabusa; nevertheless,
there is currently no firm theory about the Delta-VEGA with a solar sail. The objective
of this research is to derive an optimal control law for a spinning solar sail taking
account of its attitude dynamics in order to realise the Delta-VEGA. This study shows
that it is feasible to realise the Delta-VEGA with a spinning solar sail by means
of a combination of the conventional spin-axis control and a spin-rate control, and
the optimal control law to maximise the orbital velocity with respect to the Earth
with a minimum amount of fuel is obtained.
Ｂ-１２
「地球スイングバイを行うスピン型ソーラーセイルの姿勢ダイナミクスを利用した最適制
御」
＊林直宏、大野剛（東大）、知識柔一、三桝裕也、川口淳一郎（JAXA）
スピン型ソーラーセイルのΔVEGA (Delta-V Earth Gravity Assist) において，その効果
を最大にする制御方法を提案する．スピン型ソーラーセイルの軌道制御には，直接的に姿
勢を制御する方法とスピンレートを制御し光圧による姿勢ドリフト運動を利用する方法の
2 種類が考えられる．これらの方法を 1 年同期，及び 1.4 年同期ΔVEGA に適用し，地球再
会合時の相対速度を最大にする最適制御問題として解くことで，制御方法とその効率を定
量的に評価する．
「Optimal control of a spinning solar sail by using attitude dynamics for Earth
swingby」
*N. Hayashi, G. Ono(Tokyo University), Y. Chishiki, Y. Mimasu, J. Kawaguchi(JAXA)
We propose control methods which maximize the effectiveness of ΔVEGA with a spinning
solar sail. There are two types of method to control an orbit of a spinning solar
sail. One is to control its attitude, and the other is to use an attitude drift motion
due to the solar radiation pressure by controlling its spin rate. We apply those
methods to 1.0 year and 1.4 year ΔVEGA, and evaluate control methods and their
efficiency quantitatively by solving optimal control problems to maximize the
relative velocity with respect to the Earth.
Ｂ-１３
「電波・光学・測距情報を用いた小惑星 1999JU3 の重力および形状推定に関する検討」
＊池田人、
「はやぶさ２」アストロダイナミクスサイエンスチーム（JAXA）
C 型小惑星 1999JU3 からのサンプルリターンを目的とした「はやぶさ２」の打上げが予定さ
れている．小惑星滞在中は搭載機器を使用した科学観測が実施され，小惑星の重力（質量
および低次項），形状，自転軸方向，自転周期，軌道などの物理量を推定する予定である．
この中で重力に関係するパラメータは小惑星のサイエンスだけではく，サンプル採取のた
めのタッチダウン運用を実施する上で工学的にも非常に重要な情報となる．本研究では，
地上で計測する探査機の電波による追跡情報（レンジ・ドップラー）と探査機がオンボー
ドで取得する光学情報，レーザ高度計による測距データを組み合わせて小惑星の重力を推
定した場合の期待される推定精度について疑似データ解析を用いて検討を行った．また，
小惑星到着直後に実施する初期形状推定に関連して crossover 観測量を併用した場合の探
査機の位置推定および形状推定への効果について評価を実施した．
「A simulation study of gravity and shape estimation of asteroid 1999JU3 using
radiometric, optical, and altimeter measurements」
The Japanese asteroid explorer Hayabusa-2 will be launched in the mid-2010s to return
samples from C-type near earth asteroid 1999JU3. During the rendezvous phase (i.e.,
proximity operation phase), we will make scientific observations to estimate the
physical parameters (e.g., mass, shape, pole direction, spin-rate, ephemeris) of the
target body, which are very important not only for its scientific investigation but
also for the spacecraft navigation. In particular, the mass is essential to perform
a stable touch down sequence to collect samples from the asteroid’s surface. We will
attempt to estimate the gravity field of the target body using earth-based radiometric
tracking measurements (2way Doppler and range) and spacecraft-based measurements
(information from optical navigation camera and laser altimeter) with global
parameter estimation technique. As to the shape estimation of 1999JU3 that will be
performed at the beginning of mission phase, the effectivity of crossover
measurements for the orbit determination and the estimation of coarse shape model
are also investigated.
Ｂ-１４
「はやぶさ２の小惑星付近の軌道に関する研究」
*Marco Giancotti（ローマ大学）、川口淳一郎（JAXA）
小惑星の微小重力や太陽光圧の擾乱等によって、宇宙機の小惑星付近での航行・制御は非
常に困難である。安全上の理由で「はやぶさ」はホバリングという、小惑星に対する静止
状態を維持したが、これでは観測できる範囲は限られてしまう。本研究では、
「はやぶさ２」
の小惑星近傍での遷移や周回軌道の実現性を検討する。特に、宇宙機を周回軌道に投入す
るためのマヌーバを可能にする条件や最適な航法を研究していく。
「Hayabusa 2 orbits in the proximity of an asteroid」
*Marco Giancotti(Roma University), J. Kawaguchi(JAXA)
Due to the very small gravity and to perturbing effects like the solar radiation
pressure, navigating and controlling a spacecraft close to an asteroid is
surprisingly difficult. For these reasons, Hayabusa has used a still hovering
position throughout most of its rendezvous phase. This, however, limits the extent
to which the surface of the asteroid can be observed. In this work I study the
feasibility of transfer and periodic orbits close to the asteroid in the case of the
Hayabusa 2 mission, giving particular attention to the conditions that make an
insertion maneuver into a periodic orbit possible.
Ｂ-１５
「複数ターゲットマーカを用いた小惑星ピンポイント着陸のためのシナリオの比較検討」
＊尾川順子、照井冬人、川口淳一郎（JAXA）
小惑星探査機の小惑星表面への着陸精度を向上させるための一手法として，小惑星表面に
複数のマーカを順次落としていくシナリオを提案してきた．本発表では，これまで提案し
てきた 2 つの接近シナリオについて，条件を様々に変えて比較検討を行った結果を紹介す
る．
「Comparison of Two Scenarios for Pin-Point Landing of Asteroid Probe using Multiple
Target Markers」
*N. Ogawa, F. Terui, J. Kawaguchi(JAXA)
We have proposed a novel strategy for a space probe to descent and land on the asteroid
surface by utilizing several artificial markers deployed from the probe. In this paper,
we investigated the performance of two possible implementation scenarios by varying
several conditions to verify our hypothesis about a trade-off relationship.
Ｂ-１６
「探査機のタッチダウン時の姿勢制御に関する研究」
＊梶原良介、前田孝雄（東大）、大槻真嗣、橋本樹明（JAXA）
次世代の月惑星探査において，斜面や岩石などの障害物が多い地形に着陸を行い直接探査
することが求められている．従来の着陸機では，探査機の姿勢は地面に平行となるように
制御されていたが，これは横方向速度誤差や斜面への着陸時には必ずしも最適ではない．
本稿では着陸時に姿勢制御を行うことで，より安全な着陸を実現する方法を提案する．
「Research on spacecraft attitude control during planetary surface touchdown」
In the next generation planetary exploration, it is demanded to land on the complex
terrain. In previous researches, spacecraft attitude is controlled parallel for ground. But,
this attitude is not optimal attitude for horizontal velocity error or slope landing. In this
paper, I propose safety landing method on the slopes and the horizontal velocity error by
attitude control during landing.
Ｂ-１７
「はやぶさ２におけるタッチダウン解析」
＊三桝裕也、照井冬人（JAXA）
はやぶさ２におけるタッチダウンでは、初号機の経験を踏襲し、小惑星に対し高高度(数
[km])から数 10 [m]の地点までは GCP-NAV による地上ベースの誘導・航法、それ以降の低高
度の領域では自律機能による 6 自由度制御を行う予定である。本研究においては、初号機
から変更のあった機器による TD への影響や、ローカルな地形を考慮した TD 解析の結果に
ついて述べる。
The touch down of Hayabusa 2 can be split into 2 phases roughly. In the first step,
the spacecraft is guided and controlled by the GCP-NAV based on the command from the
ground station. In the second step, the spacecraft is guided and controlled by the
own autonomous system. In this study, the simulation results considering the changed
devices and the local land form will be introduced.
Ｂ-１８
「スピン型ソーラーセイルのダイナミクスに基づく膜面形状推定」
＊中条俊大（東大）、津田雄一（JAXA）
研究では、太陽光圧を受けるスピン型ソーラーセイルの膜面形状の推定とその評価を行う。
ソーラーセイルを用いた探査機において、その膜面形状と太陽光圧から生じるトルクには
密接な関係があり、姿勢を制御する上でも膜面形状を知ることは非常に重要である。そこ
で本研究では、IKAROS のフライトデータをもとに光圧トルクによるダイナミクスから高次
変形を含めた膜面の形状推定を行い、ダイナミクスの観点で妥当な形状について検討する。
「Estimation of Sail Deformation Based on Dynamics of Spinning Solar Sails」
*T. Chujo(Tokyo University), Y. Tsuda(JAXA)
In this study, the deformation of the spinning solar sail is estimated and its validity
is evaluated. Since there is a close relationship between the shape of the membrane
and the torque produced by the solar radiation pressure, it is important to know how
it deforms in order to control the attitude of the spacecraft properly. In this
research, we derive an estimation method of the membrane deformation based on the
dynamics of the spinning solar sail, and validate it using flight data of IKAROS.
Ｂ-１９
「搭載カメラシステム取得画像による IKAROS のセイル形状推定結果について」
＊澤田弘崇、森治、白澤洋次（JAXA）、北村憲司、知識柔一（東京大学）、西原俊幸（東工
大）、松永三郎（JAXA）
「Shape Estimation of the IKAROS’s Solar Sail Applying Processed Images take by
Monitor Camera Systems」
2010 年 5 月 21 日に打ち上げられた小型ソーラー電力セイル実証機「IKAROS」は同年 6 月 9
日にソーラー電力セイルの展開に成功し，6 月 14 日には離れた視点から IKAROS 自身を撮像
するために開発された分離カメラ DCAM2 によってセイル全体を撮像することに成功した．
本研究では，この分離カメラで取得された画像，および本体固定のモニタカメラ（CAM-H）
で取得した画像を処理することによって，軌道上でのセイル展張状態がどのような形状に
なっているか推定することを目的とする．発表では DCAM，CAM-H 双方の画像から IKAROS 本
体と分離カメラの相対関係を推定し，かつ画像内の輝度情報からセイルの形状を 3 次元的
に推定した結果について報告する．
Ｂ-２０
「IKAROS 膜面ダイナミクスにおける曲げ剛性の影響についての考察」
＊白澤洋次、森治、奥泉信克（JAXA）、大野剛（東大）
スピン型探査機の小型ソーラー電力セイル実証機「IKAROS」の後期運用フェーズにおいて
は，低スピン・逆スピン運用を行い，遠心力が非常に弱い状態での膜面形状の撮影にも成
功した．これらのデータは，太陽光圧による力よりもはるかに弱いと予測されていた膜面
の面外変形に耐える剛性力が，事前に想定していた値よりも大きいことを示唆していた．
本稿では，このような剛性力を持ちうる膜面上の搭載物について調査し，数値解析の結果
も踏まえて IKAROS の膜面ダイナミクスについて考察する．
In the post operational phase of solar power sail demonstrator "IKAROS", a slow spin
operation and a reverse spin operation were conducted to acquiring basic knowledge
of spin dynamics of sail membrane. During these operations, the sail images taken
by side monitor cameras and attitude data of the center hub were obtained, and. these
data indicate that the sail membrane had kept its shape against the solar radiation
pressure even with low centrifugal force. From these result, it is considered that
the sail has high bending stiffness than expected. In this paper, these obtained data
are compared to the result of numerical simulation which considered the effect of
bending stiffness of the components mounted on the sail, and the factor affecting
to keep the shape of sail against the solar radiation pressure is investigated.
Ｂ-２１
「膜面のスピン展開時のひっかかりに関する一考察」
＊大野剛（東大）、森治、白澤洋次、奥泉信克（JAXA）、宮崎康行（日大）、松永三郎（JAXA）、
新宅健吾（東工大）、牟田梓（元東工大）
小型ソーラー電力セイル実証機「IKAROS」は宇宙空間おいてスピンの遠心力を用いて大型
膜面の展開・展張を実現した。この展開方法は一次展開（準静的），二次展開（動的）から
構成されるが、二次展開時に弾性エネルギーが単調減少にならないため、ひっかかりが発
生する可能性が指摘されている。そこで本研究では、圧縮剛性を考慮した FEM モデルを用
いて数値シミュレーションを行い、実験結果と比較することで、どのような条件下で膜面
がきちんと展開されるのかを解析する。
The Small Solar Power Sail Demonstrator “IKAROS” realised the deployment of a large
membrane using the centrifugal force due to its spin. The deployment method consisted
of a semi-static deployment sequence (the First deployment sequence) and a dynamic
deployment sequence (the Second deployment sequence), and it is known that the
membrane may fail to deploy because its elastic energy does not monotonically decrease
during the Second deployment sequence. The objective of this research is to derive
necessary conditions for the membrane to deploy successfully by making a numerical
analysis with a FEM model taking account of the compressive strength of the membrane
and by comparing its results with experiments.
Ｂ-２２
「IKAROS 逆スピン移行後の制御を伴わない姿勢運動」
＊森治、三桝裕也、白澤洋次、津田雄一、佐伯孝尚、船瀬龍（JAXA）、谷口正（富士通）
IKAROS は 2011 年 10 月 18 日に逆スピンに移行した後，姿勢運動が変化した．これを，制御
を行わずに，姿勢運動を監視することで，明らかにした．IKAROS はその後，太陽角および
太陽距離が増大し，2012 年 1 月 6 日までに冬眠状態に移行した．ただし，IKAROS の姿勢・
軌道の予測から再び復旧する可能性がある．本発表では，この復旧条件について明らかに
し，探索運用および復旧後の運用方針について述べる．
「IKAROS Attitude Motion without Control after Reverse-Spin Transition」
After IKAROS was transferred to reverse-spin mode on Oct. 18, 2011, the attitude
motion was changed and the attitude without control was monitored. IKAROS entered
into hibernation on Jan. 6, 2012, because the sun angle and sun distance were increased.
However, there is the possibility that IKAROS come out of hibernation, depend on the
attitude and orbit.
In this presentation, the conditions of IKAROS resolution are
shown, and the search operation and the operation policy after resolution are
introduced.
Ｂ-２４
「太陽光圧トルクを利用した IKAROS の誘導に関する一考察」
＊三桝裕也（JAXA）、山口智宏（GMV）、白澤洋次、船瀬龍（JAXA）
2010 年 5 月に打ち上げられた世界初のソーラー電力セイル小型実証機 IKAROS において、
2011 年 8 月～10 月にかけ、誘導航法のための実験を行った。本研究では、その実験におい
て得られた知見を生かし、スピン型ソーラーセイルの誘導方法に関する考察を述べる。
「Consideration for Guidance of IKAROS by applying Solar Radiation Pressure Torque」
*Y. Mimasu(JAXA), T. Yamaguchi(GMV), Y.Shirasawa, R. Funase(JAXA)
The guidance experiment of the world-first solar power sail demonstrator IKAROS
launched on May in 2010, was executed during the campaign period from August to October.
In this study, we show the results of the experiment and introduce to the way to guide
the spinning solar sail.
Ｂ-２５
「IKAROS 軌道決定の状況とはやぶさ２軌道決定の展望」
＊竹内央（JAXA）、谷口正（富士通）
、＊津田雄一、市川勉、吉川真、加藤隆二、尾川順子
（JAXA）
IKAROS の軌道決定の状況を報告すると共にはやぶさ２の軌道決定に向けた準備状況を述べ
る。 IKAROS に関しては、スピンレートが高すぎて 2-way リンクが確立しない状況下にお
いて open-loop 受信機で 2-way ドップラを取得する方法を述べる。はやぶさ２に関しては
リエントリ等のクリティカル運用時の軌道決定精度解析の状況を報告する。
「Orbit Determination for the IKAROS and Hayabusa-2」
Current orbit determination status for the IKAROS and the navigation analysis for
the Hayabusa-2 are presented. For the IKAROS, open-loop receivers developed for
Delta-DOR measurements were used to generate 2-way Doppler observables in December
2011, because conventional closed-loop system could not lock the down-link signal
from the IKAROS due to its very high spin rate and weak ground signal level. For the
Hayabusa-2, the navigation performance in the re-entry phase had been evaluated.
【Ｃ会場】ＲＯＯＭ＃Ｃ
Ｃ-１
「ミネルバ II」のセッションがあればそこで発表お願いします．
「ゼンマイ蓄トルクを用いた飛移り座屈型駆動ユニットの提案」
＊大須賀公一、多田隈建二郎（阪大）、望山洋（筑波大）
、坂東麻衣（京大）
微小重力下で移動するローバーのための駆動ユニットの開発について報告する．具体的に
は，運動量保存則を用いたジャンプのための
駆動ユニットとして飛移り座屈を用いた方式を提案する．さらにその要素を駆動する動力
源としてゼンマイを用いた蓄トルク方法を提
案する．
「Proposal of Buckling-Type-Driving-Unit with Spring-Torque –Storage」
In this note, we report a development of a driving unit for a rover on a small satellite.
We propose a driving method using buckling phenomenon based on momentum conservation
law. Further more, we propose a new power storage method for the driving unit using
a spring mechanism.
Ｃ-２
「LIDAR センサを用いた月惑星探査ローバの自律移動システムとフィールド走行試験」
＊石上玄也、大槻真嗣、久保田孝（JAXA）
月や火星などの惑星表面を自律移動する探査ローバは，科学的な探査ミッションを成し遂
げるために必要不可欠な技術として認識されている．砂や岩石によって覆われた月や火星
表面上を走行する際，ローバが砂地においてスタックしてしまうことや，障害物への衝突，
あるいは本体の転倒といったことが懸念される．そこで，ローバ搭載センサによって周囲
の地形環境を計測し，走行すべき経路の計画を行う自律移動システムが求められる．本研
究では，探査ロ－バがより安全でより正確に自律移動を実現することを目的とし，レーザ
距離計(LIDAR)を用いた地形計測・地図生成手法および最適経路計画アルゴリズムを構築し
た．2 次元スキャン型 LIDAR センサを回転ステージに搭載し，3 次元地形計測を可能にする
とともに，円柱座標系を用いた新しい地図生成手法を導入することにより，ローバ付近の
詳細な地形表現を可能とした．経路計画においては，地形の凹凸や傾斜，目的地までの距
離といった指標から成る評価関数を用いた．さらに，各指標の重み係数を網羅的に変化さ
せ，複数の経路を同時に生成し，各経路を定量的に評価することによって，より安全な走
行経路を抽出するアルゴリズムを構築した．ローバテストベッドを用いたフィールド試験
によって，提案する地図生成手法および経路計画の有用性を実証した．
「Towards Autonomous Mobility for a Lunar/Planetary Exploration Rover: LIDAR-based
Terrain Mapping and Path Planning」
*G. Ishigami, M. Otsuki, T. Kubota(JAXA)
The surface mobility for the planetary exploration, Rovers, is of use to fulfill
in-situ scientific observations. The rough terrain of the surface of the planetary
body consisting of sandy soil, obstacle rocks, and sloped/ditch terrain often impedes
the rover operation with increasing its mobility hazards. Therefore, the planetary
rover needs to navigate itself with sensing the terrain environment and planning a
feasible path. In this paper, a terrain mapping and path planning framework using
LIDAR sensor for a lunar/planetary exploration rover and its experimental tests at
a Lunar/Martian analog site is presented. The terrain mapping is performed by a
two-dimensional LIDAR with a rotatable stage, realizing a three-dimensional scanning
of terrain geometrical feature. A point cloud data obtained by the LIDAR is converted
into a cylindrical coordinate digital elevation map, which achieves a detailed
terrain representation near the rover. The path planning algorithm exploits a cost
function consisting of terrain inclination, terrain roughness, and path length. Then,
the algorithm provides multiple paths to obtain the most feasible path through a
quantitative evaluation between them. A set of navigation commands for the rover is
then computed from the generated path. Field experiments with a rover prototype were
confirmed the usefulness of the terrain mapping and path planning framework developed
in this work.
Ｃ-３
「探査ローバの安全な移動のための画像による地形分類」
＊関口頌一朗（東大）
、大槻真嗣、石上玄也、久保田孝、橋本樹明（JAXA）
宇宙探査において惑星地表面の詳細な観測を行おうとするとローバ探査が必須になる．こ
のような探査において重要になるのがローバが安全に移動する技術である．常に人間が操
作すれば安全ではあるものの，地球との交信は時間がかかるため自律的に移動することが
求められる．ローバにとって障害物となるのは大きな岩やクレーター以外にも砂地や細か
い礫など様々である．これらを識別することでローバーが進行経路を計画する際に安全な
ルートを選択するのに役立てることができる．本研究では人間が指定した地点までローバ
が移動するという探査を想定し，ゴールまでの経路を計画する際にハザードとなりうる数
種の地形を，ローバが取得したカメラ画像から自動的に検出する方法を開発している．本
論文ではその具体的な方法について述べ，地形画像を用いて実験・評価を行う．経路計画
も取り入れた総合的なフィールド実験を今後行う予定である．
「Terrain classification for safe exploration of space rovers using camera images」
a rover can move safely is important in this kind of mission. It is because the further
a space probe goes, the longer the latency in communication with the earth gets. In
a rover mission, not only craters and rocks but also some kinds of terrain such as
sandy ground are hazardous for rovers. Detecting these terrain could be helpful for
rovers in path planning. We study to develop a method that autonomously detect some
kinds of hazardous terrains to improve a quality of path planning by camera images.
This paper presents this terrain classification algorithms and evaluation using
natural images. Field test including path planning will be conducted later.
Ｃ-４
「A Cooperative-SLAM scheme for planetary exploration with two rovers」
*Alain MINIER, Peshala Gehan, JAYASEKARA, Takashi KUBOTA（JAXA）
In
order
to
increase the scientific return and
reduce the operational costs of
long-duration robotic missions to Mars, more autonomous systems are being considered
that employ several rovers working on cooperative and coordinated tasks. One of the
most promising application is navigation on a planetary surface, which requires the
rovers to simultaneously build a map and localize themselves on this map. By sharing
information, the rovers can improve their respective estimations.
(Simultaneous Localization And Mapping)
Although the SLAM
problem - and to a lesser extent the
Collaborative SLAM - have been addressed in numerous recent publications in the field
of terrestrial applications, a strongly constrained environment like that of a Mars
mission justifies a specific study, with special attention given to the computational
costs and communication links between the rovers. The objective of this research
project carried out at ISAS was to assess the feasibility of a simple Cooperative
SLAM strategy between two rovers under realistic operational constraints. A software
model is proposed and the accuracy of the rovers’ pose estimation is compared under
several point-to-point navigation scenarios involving different landmark densities,
rover characteristics and communication links. Finally, the applicability of the
proposed C-SLAM technique to rover missions is discussed.
Ｃ-５
「Rover Traverse Estimation from On-board Images」
*Y. Katayama （JAXA）
The aim of this study is to estimate a traverse map of a planetary rover by using
images obtained from on-board cameras.
「ローバ撮影画像からの移動経路の推定について」
＊片山保宏（JAXA）
探査ローバがどのような経路で移動したかを、ローバが撮影した画像から推定する方法に
ついて検討する。
Ｃ-６
「圧電素子を用いたフレキシブルリンクマニピュレータの受動制振制御」
＊小島玲央（青山学院）
、菅原佳城（秋田大）鳥阪綾子、小林信之（青山学院）
柔軟リンクを有するマニピュレータの振動抑制は従来，関節アクチュエータにより行って
いたが，よりロバストな振動抑制が望まれる．本研究では，圧電素子と LR 回路による受動
制振機構を提案する．本手法では安定かつ省エネルギーな制振が実現可能である．しかし
ながら，本手法の制振性能は一般化電気機械結合係数に強く依存するので，ペイロードを
含むマニピュレータの動特性の変化による影響を受ける．そこで，リアルタイムで瞬時に
同定する手法を提案し，その有効性をシミュレーションと実験によって示す．
「Passive Vibration Control of Flexible-Link Manipulator Using Piezoelectric element」
The vibration of manipulator with flexible link has been suppressed by joint actuator
but more robust vibration suppression is desired. In this study, the passive vibration
suppression system using piezoelectric element with LR circuit is proposed which
realizes the stable of the system and energy saving. As the damping performance of
this method depends strongly on generalized electromechanical coupling coefficient,
the control performance of the presented method is suffered from the dynamics property
of the manipulator with the payload. In order to solve this problem, a new method
that identifies the coefficient in real time is proposed, and effectiveness of this
method is investigated by numerical simulations and experiments.
Ｃ-７
「宇宙テザーの技術的課題と解決」
―ジェミニ 11 号から宇宙エレベーターまで―
＊藤井裕矩（神奈工大）、渡部武夫（帝京大）
1966 年から宇宙テザーについて２０指以上にのぼる宇宙実験が行われ、いくつかの重要な
指針が得られた。宇宙テザー技術はさらに研究開発が進み、デブリ問題の解決などの重要
な役割を期待され、さらに、将来 1,000,000km の長さに及ぶ宇宙エレベーター構想にも浮
上している。本論文では、宇宙テザーの 50 年近くに及ぶ技術蓄積を踏まえ問題点と解決
について検討する。
「Technology Learned from Space Tethers and Solution」
-From Gemini11 to Space elevator *H. Fujii(Kanagawa Institute of Technology), T. Watanabe(Teikyo University)
Since 1966, there have been more than 20 missions for tether technology study and
several important technological lessons are obtained.
Space tether technology is
expected to save many important hazards including space debris mitigation and to reach
space elevator concept with length 1,000,000km.
This paper is to study the problems
and solution of space tether technology based on our historical lessons learned for
these 50 years.
Ｃ-８
「小型 CMG システムの駆動開始停止時における衛星姿勢制御手法の提案と検証」
＊神谷崇志（東工大）
、大谷知弘（東工大）、松永三郎(JAXA)
ISAS/JAXA 松永研究室を中心に開発中の地球・天体観測技術実証衛星「TSUBAME」は姿勢制
御デバイスとしてコントロール・モーメント・ジャイロ(CMG)をピラミッド型に 4 つ配置し
たシステムを搭載する。本発表ではこの CMG システムが駆動開始および停止時に発生する
擾乱トルクの衛星姿勢への影響を考慮した姿勢制御手法を提案し、その手法の数値シミュ
レーション結果およびハードウエアを用いた検証結果について述べる。
「Proposal and Verification of Satellite Attitude Control Method at Activation and
Deactivation of Small CMG System」
*T. Kamiya, T. Oya (Tokyo Tech), S. Matunaga(JAXA)
"TSUBAME", an earth and astronomical observation technology demonstration satellite
being now developed by Matunaga laboratory at ISAS/JAXA, has the control moment gyro
(CMG) system arranged in the pyramid type as an attitude control device. In the
presentation, we firstly mention the influence of disturbance torque which the CMG
system generates at activation and deactivation on the satellite attitude, and
propose an attitude stabilization control method, and explain numerical simulation
results of the proposal method compared with hardware experimental results.
Ｃ-９
「CMG の特異点の通過可能性について」
＊山田克彦（名大）
CMG を複数台配置して宇宙機の姿勢制御系を構成する場合には，特異点において，姿勢制御
トルクからジンバル角速度を決定できない．これは CMG の微小角運動量変化に対して，微
小ジンバル角変化の解が得られないことに対応しているが，微小角運動量変化の向きによ
っては解の得られる場合もある．ここでは，特異点における微小角運動量変化の向きと特
異点前後のジンバル角の連続解の存在について考察する．
「A study on passability of singular states of CMGs」
*K. Yamada(Nagoya University)
When several control moment gyros are used for attitude control of spacecraft, there
are singular states where gimbal rates cannot be determined from attitude control
torques. The relation between the direction of the attitude control torques and the
existence of the continuous gimbal angles around the singular states is considered
in this study.
Ｃ-10
「長秒時噴射に向けた改良型気液平衡推進系」
＊元岡範純、山本高行、森治（JAXA）
気液平衡推進系とは，推進薬を液体状態でタンクに保存し，気化したガスのみをノズルか
ら噴射する推進系である．本推進系は液体で推進薬を輸送するため，従来のコールドガス
ジェット推進系と比較して，単位タンク容積あたり，高い運動量変化を宇宙機に与えるこ
とができる．しかしながら，微小重力下での気液分離能力や相平衡維持のための気液界面
への加熱能力の制約から，パルス幅は制限されている．そこで，本発表では，微小重力実
験や地上で噴射試験を通して得た知見から，長秒時噴射に適した発泡金属（タンク内デバ
イス）の施工位置を示す．また，長秒時噴射を可能にするために，気化した液化ガスを貯
蔵する気蓄器を加えた新しい気液平衡推進系の概要を紹介する．
「Improved gas-liquid equilibrium propulsion system for continuous injection」
*N. Motooka, T. Yamamoto, O. Mori(JAXA)
The gas-liquid equilibrium propulsion system stores propellant as liquid phase in
a storage tank and expels only gaseous propellant from the tank. Compared with
conventional cold gas propulsion systems, this system has a high momentum transfer
capability per unit tank volume. But an injection period and its interval are
restricted by capacity of gas-liquid separation and heat exchange rate. This paper
indicates the location of a porous metal (tank device) suitable for large pulse width
injection based on results of micro-gravity and ground-based experiments. And this
paper also provides a new gas-liquid equilibrium propulsion system. This system has
another tank which stores vaporized gas.
Ｃ-１１
「国産新型リアクションホイール
小型タイプ（タイプＳ）の開発」
＊井澤克彦、岩田隆敬（JAXA）、田島崇男、谷口典史（三菱プレシジョン）
JAXA 誘導・制御グループは、小型衛星（質量 300-500kg）に適したリアクションホイール・
タイプ S の開発を 2008 年にスタートし、2012 年 3 月に認定試験を終えて完了した。タイプ
S は、先行して開発を終えたタイプ L、タイプ M と合わせて、国産新型リアクションホイー
ルシリーズの１機種である。タイプ L、タイプ M で培った高性能・高信頼の設計を継承しつ
つ、小型衛星搭載を考慮し、小型・軽量、低コストに留意し開発を進めた。本発表では、
製品仕様、主要な設計、及び、開発試験／認定試験結果を示す。特に、技術課題としてど
のようなものが存在したか、また、その克服に当たりどのような対処を行ったかを示す。
「Development of Small-Sized Option (Type S) in New Highly-Reliable Low-Disturbance
Reaction Wheel Assembly Family」
*K. Izawa, T. Iwata (JAXA), T. Tajima, N. Taniguchi (Mitsubishi Precision)
The JAXA Guidance and Control Group started the development of the small-sized
reaction wheel assembly, Type S, for small spacecraft (mass:300～500kg) in 2008 and
completed qualification tests successfully in March 2012. Type S is a part of the
new highly-reliable low-disturbance reaction wheel assembly family (Type L, Type M
and Type S). Type S exploits the heritage of the advanced and highly-reliable design
of its predecessors, Types L and M, but is optimized for its small-size, light-weight
and low-cost requirements for small spacecraft missions. This paper describes its
specifications and design, development/qualification test results. A particular
emphasis is given to its technical challenges and solutions.
Ｃ-１２
「宇宙機内ヒータ制御用リソース制約付き分散制御の地上電力配分システム適用実証」
＊大谷翔（東大）、川口淳一郎、森治、曽根理嗣、白澤洋次（JAXA）
宇宙機内ヒータで用いられているリソース制約付き分散制御の地上電力配分システムへの
適用を目指す。分散制御では、各構成機器が独立した制御器を用いてエネルギー需要情報
を交換し、優先度に従って限られた電力を受給している。これにより、電力需要ピークが
抑えられ、かつロバスト性に優れたシステムが達成される。本研究では、実際の地上シス
テムを模擬した小型電動電車で実験を行い、定量的にシステムの整合性を実証する。
「Application of Distributed Control System subject to Resource Limitation for Heater
Control Equipment to Public System」
*S. Otani(Tokyo University), J. Kawaguchi, O. Mori, Y. Sone, Y. Shirasawa(JAXA)
This paper aims to apply distributed control subject to resource limitation in a
spacecraft to energy supply system on earth. In distributed control system, each
internal device exchanges the information of energy demand each other, and receives
energy from the limited resource based on its emergency level. Thus, energy peak
demand is mitigated, and in addition, robust-strong system is achieved. This research
especially focuses on quantitative demonstration of the system using small electric
train whose system is basically the same as practical one.
Ｃ-１３
「チャタリングがないスライディングモードによる小型衛星の姿勢制御」
「A Novel Chattering-Free Sliding Mode Controller for Attitude Control of a
Microsatellite」
*Hamid Reza Nemati, S. Hokamoto(Kyushu University)
In this paper, an attitude control method for a microsatellite with three pairs of
thrusters is investigated. Sliding mode control technique has been adopted to develop
a nonlinear control law for solving the problem of attitude control. Since the
conventional sliding mode controller includes the discontinuous function, a
significant problem called chattering is occurred. To avoid this drawback, we propose
an improved sliding mode control strategy as reducing the value of discontinuous
function over time. The designed controller is derived by Lyapunov’s second method
that keeps the system stable. Also, the robustness of the proposed controller is
verified by comparing with linear quadratic regulator algorithm. The specific case
of a microsatellite that has been developed by European Space Agency, the SSETI/ESEO
microsatellite is considered. Simulation results highlight the effectiveness of the
proposed control.
Ｃ－１４
「An Adaptive Tuning Method for Increasing the Performance of the UKF Based Attitude
Estimator」
* Halil Ersin Soken(SOKENDAI), S. Sakai(JAXA)
Determining the process noise covariance matrix in Kalman filtering applications is
a difficult task especially for estimation problems of the high-dimensional states
where states like biases or system parameters are included. Although analytical
approximation for determining the process noise covariance matrix gives satisfactory
results for a filter that only estimates the attitude parameters and the gyro biases,
such method fails about giving the most accurate estimates in practice when other
parameters like magnetometer biases or gyro scale factors are included in the state
vector. In this study, an adaptive self-tuning method for the process noise covariance
is applied for the attitude estimation problem. Firstly it is shown that the
adaptation method can be generalized for the nonlinear systems so it holds true for
a nonlinear problem where the Unscented Kalman Filter (UKF) is used as the attitude
estimator. Then the method is tested in various scenarios for the attitude and sensor
bias estimation and the results are compared with the filter where analytically
approximated process noise covariance matrix is used.
Ｃ－１５
「GPS 信号強度マップによる，宇宙機の簡易姿勢決定」
＊細沼貴之、海老沼拓史、中須賀真一（東大）
近年，GPS による簡易的な姿勢決定手法として，信号受信強度を用いる手法が研究されてい
る．この手法は，受信信号の強度が受信アンテナの向きによって変化することを利用して
おり，観測された受信強度とモデルから予測される受信強度を比較することで，宇宙機の
姿勢を推定する．従来の研究では，アンテナ仰角のみに基づいた受信強度モデルが用いら
れてきたが，本研究では，受信強度をアンテナ仰角・方位角に対してプロットしたマップ
に基づく手法を考案し，シミュレーションおよび軌道上実データを用いた検証を行った．
「Simple attitude determination method based on GPS signal strength map」
*T. Hosonuma, T. Ebinuma, S. Nakasuka(Tokyo University)
Recent years, a lot of methods have been presented for attitude determination of
spacecraft using the GPS signal strength. Since the GPS signal strength varies as
a function of the line-of-sight direction from the receiver to the GPS satellites,
the satellite attitude can be estimated by comparing the measured signal strength
to the predicted signal strength. In previously reported methods, the signal strength
prediction was based on the off-bore-sight angle of the antenna. In this paper, we
propose a novel method in which the signal strength prediction is based on a 2-D signal
strength map. The verification of this method was conducted with simulation and the
flight-data.
Ｃ－１６
「ライトカーブを用いたスペースデブリの回転運動の推定」
＊日南川英明、花田俊也（九大）
現在，軌道上に存在するスペースデブリと呼ばれる宇宙ゴミが，加速する宇宙開発の大変
な脅威となっている．スペースデブリは約 10km/s の相対速度で他の軌道上物体に衝突する
可能性がある．スペースデブリ除去の分野において，エアロゲルといった低密度物質を用
いた方法が考案されている一方で，ミッションが終了した衛星やロケット上段機体などの
比較的大型のデブリが除去しない限り，スペースデブリの衝突が連鎖的に起きる現象は止
められない．導電性テザーをスペースデブリに取り付けることでローレンツ力を用いた軌
道高度低下を促す手法が主として考案されているが，そのようなデブリを除去するための
装置を取り付ける場合，そもそもの対象とするスペースデブリの回転運動を把握していな
い限り，その回収は難しくなる．ゆえに地上からのスペースデブリの回転運動を把握する
ことが求められる．すでに除去対象となっている候補が約 500 個提案されており，回転運
動を把握するための研究が近年活発になってきている．本研究は，この地上からの光学観
測によるライトカーブを用いたスペースデブリの回転運動を調査することを目的としてい
る．
「Application Possibility of Light Curve Inversion Method Regarding Space Debris」
*H. Hinagawa, T. Hanada(Kyushu University)
Existence of space debris in orbit has been becoming a serious problem and a huge
thread to the rapidly developing space utilization society. Space debris has the
possibility to collide with other spacecraft at about 10 km/s relative velocity. In
the filed of debris removal, low density material is under development to capture
or decelerate space debris, as it is said that we cannot stop their chain reaction
of the collision as known as “Kessler Syndrome” unless we effectively remove the
relatively large debris such as dead satellite and rocket upper body. Electric tether
attached to space debris is suggested to decay an object using its Lorenz force.
However, it will be difficult to approach those space debris without the knowledge
of their rotational motion, and acquisition of this knowledge on ground is required
in terms of debris removal. This study is becoming a serious topic, since there are
about 500 objects that have been confirmed as potential threads to trigger big effect
to space debris environment. The purpose of this research is to apply the light curve
inversion method often used for asteroid to the space debris using ground optical
observation, and investigate the possibility of pole determination and shape
estimation.
Ｃ－１７
「AOCS issue and countermeasure for large telescope satellite ASTRO-H」
*K. Ogo(NEC), N. Ogura(NTSpace), K. Maeda(NEC), T. Saitoh(NAS), Y. Haruna, M.
Tajika(NAS), N. Bando, S. Sakai, T. Dotani(JAXA)
ASTRO-H is large X-lay telescope satellite whose total length reaches about 14m
after extending the Extensible Optical Bench on orbit. This length is longer than
that of Hubble telescope whose length is 13m. Such a large space structure is subject
to disturbance torque, therefore it is common and reasonable approach for such kind
of system to keep gravity stabilized attitude. But desired attitude for ASTRO-H is
fixed in inertia-coordinate around the earth to observe a certain star. In this
condition, large amount of momentum is accumulated to keep a certain attitude, and
this leads to decrease of maneuverbility. In addition, attitude detection sensors,
mainly STT and GYROs tend to be installed separately from the system constraint due
to the large size of satellite. This condition leads to the degradation of attitude
determination accuracy due to the thermal distortion effect. Taking such AOCS issues
into account, this paper deals with countermeasure for ASTRO-H project.
ASTRO-H は、大きな X 線望遠鏡を搭載する衛星であり、軌道上で伸展型光学ベンチを伸展す
るとその全長は 14m にもなる。この長さは、ハッブル望遠鏡の 13m よりも長い。このよう
に大きな構造物で構成される宇宙機は、作用する重力傾斜外乱も大きいため、重力安定と
なる姿勢をとることがあるが、恒星観測がミッションの衛星は、慣性空間に対して任意の
姿勢をとることが要求され、その状態で地球周回することになる。その場合、その大きな
外乱に逆らって姿勢を維持するために、リアクションホイールと磁気トルカにより姿勢制
御すると、大きな角運動量が残留することになる。その結果、姿勢変更の余力がなくなり、
マヌーバ能力に影響を及ぼすことになる。また、姿勢検出のための姿勢センサとレートセ
ンサがコンフィグレーション上の制約により離れて搭載されているため、熱歪みなどの影
響で、センサ間のアライメント変動が姿勢決定精度に影響を及ぼす。本論文では、このよ
うに細長く大きな構造体である衛星における姿勢制御系の課題と ASTRO-H 衛星での施策を
述べる。
Ｃ－１８
「PLANET-C ミッションにおける軌道決定精度」
＊谷口正、山本洋介、石橋史朗、青島千晶、矢上伴子（富士通）、市川勉、竹内央、吉川
真、加藤隆二（JAXA）
「Orbit
Determination
Accuracy for PLANET-C Mission」
PLANET-C のミッションでは 2010 年 12 月に金星投入を断念した後、再計画した金星投入制
御を 2011 年 11 月に実施した。この時の軌道制御ではメインのエンジンが使えない状況で、
数回にΔV を分けて軌道決定による評価を行いながら最終的に１００％に近い制御を実現
した。本論文ではこの時の評価における軌道決定精度やマヌーバモニタによる速報的な評
価について報告する。
After the Venus orbit injection was postponed in December 2010, the re-planning Venus
orbit injection control of PLANET-C carried out in November 2011.This orbit control
was carried out dividing a few times maneuver and estimated by orbit determination
in the situation that a main engine was not usable. The result of this orbit control
was achieved close to 100% eventually.
This paper is reported orbit determination
accuracy and preliminary assessment using the maneuver monitor, to evaluate orbit
control maneuver.
Ｃ－１９
「金星探査機「あかつき」：金星周回軌道再投入に向けた軌道制御戦略」
＊廣瀬史子、石井信明、川勝康弘（JAXA）、鵜飼千亜妃、寺田博（NEC）
金星探査機「あかつき」は現在太陽の周りを周回しているが、2015 年に再び金星に近づく。
2010 年の最初の金星周回軌道投入失敗後の「あかつき」の軌道を再設計するにあたり、
「あ
かつき」を金星自転方向（逆行）に投入する場合は、太陽摂動により軌道高度維持が阻害
され、短期間で金星大気中に落下するという問題に直面した。この問題を克服すべく、重
力ブレーキ方式とホーマン移行方式という 2 種の軌道戦略を考案した。前者は、高度維持
を阻害した太陽摂動を逆に最大限利用して、順行軌道から逆行軌道に投入する方式、後者
は金星接近方向を変更することで逆行軌道における高度維持を実現する方式である。本講
演では、2 度目の金星周回軌道投入を行う「あかつき」の軌道設計方式の詳細を報告する。
「The Trajectory Control Strategies of Akatsuki for Venus Orbit Reinsertion」
*C. Hirose, N. Ishii, Y. Kawakatsu(JAXA), C. Ugai, H. Terada(NEC)
The Japanese Venus explorer "Akatsuki (PLANET-C)", which now rotates about the Sun,
will approach to Venus again in 2015. For the Venus orbit re-insertion, several
trajectory strategies were devised. In this paper, we introduce the difficulties we
faced in redesigning the trajectory of Akatsuki after the failure of the first Venus
orbit insertion in 2010 and report the newly devised trajectory control strategies
which will make it possible that Akatsuki becomes a Venus orbiter.
Ｃ－２０
「惑星間パーキング軌道と空力アシストによる惑星探査ミッション制約の緩和」
*N. Ogawa, Y. Mimasu, K. Fujita, H. Takeuchi, S. Narita J. Kawaguchi(JAXA) K.
Tanaka(Tokyo University)
惑星探査ミッションは通常，少ない打上げ機会や厳しい質量制限など多くの制約がある．
惑星間パーキング軌道と空力アシストを組み込んだ軌道計画により，これらの制約を緩和
し惑星探査ミッションの可能性を広げることを提案し，軌道計画のケーススタディを示す．
In general, planetary missions have many restrictions such as few launch
opportunities and mass limit.
We propose a way to enhance opportunities of planetary
missions by trajectory design incorporating interplanetary parking orbits and
aeroassist.
A case study of our proposal is described.
Ｃ－２１
「火星エアロキャプチャ小型実証機の軌道投入成功率評価」
＊藤田和央（JAXA）
将来の月惑星探査における輸送系技術革新を目的として，現在，火星エアロキャプチャ実
証機の検討を進めている．本講演では，小型の実証機システムを用いたケーススタディに
おいて，簡易な誘導技術を用いた場合の軌道投入成功率の評価を行ったので，その結果に
ついて紹介する．
「Assessment of Orbit Insertion Success Rate for Small-Sized Mars Aerocapture
Demonstrator」
*K. Fujita(JAXA)
In JAXA, a feasibility study of a Mars aerocapture demonstrator of small dimension
is currently entertained for the purpose of obtaining innovative orbit transfer
techniques in future lunar and planetary explorations. In this presentation,
assessment of the orbit insertion success rate of a small-sized mars aerocapture
demonstrator is conducted in the presence of uncertainties in Mars atmosphere density
and orbit determination accuracy prior to atmospheric entry.
Ｃ－２２
「エアロキャプチャ技術実証システムにおける軌道上ダイナミクス検討」
＊成田伸一郎、三桝裕也、白澤洋次、森治、川口淳一郎（JAXA）、エアロキャプチャ技術検
討チーム
エアロキャプチャ技術実証システムには、深宇宙巡航中の定常的な熱制御機能、およびミ
ッション時の大気摩擦による非定常な過大熱流入への耐熱・断熱機能を合わせ持つ必要が
ある。この目的のため、システムは巡航中とミッション中の両期間において、ヒートシー
ルドを展開し大きく形態を変化させる。この形態変化により軌道上でシステムが受けるダ
イナミクスの影響について検討を行った結果を報告する。
「Dynamics Simulation of Aero Capture Demonstration System」
Aero capture demonstration system is necessary to have a steady thermal control
function under deep space cruising, and the heat resistance and insulation function
to the unsteady excessive heat transfer input environment by the atmospheric friction
at the mission phase of aero capture.
For this purpose, aero capture demonstration system develops a one side of body, heat
shield and changes a form a lot in both the periods in cruising and missions.
This morphology is having considered the influence of the dynamics on an orbit. This
result of dynamics simulation is reported.
Ｃ－２３
「HTV-R 回収機の誘導制御への要求とシステム設計」
＊今田高峰（JAXA）
現在 JAXA で検討が進められている HTV-R は、軌道上の宇宙ステーションから物資を回収し、
同時に将来の有人飛行に必要な大気圏再突入帰還技術の実証を目的としている。回収機に
搭載される誘導制御系は、再突入時の位置、速度などの誤差を吸収し、予め定められた海
上回収域へ誘導するのはもちろん、途中の重力加速度の緩和などの要求を高い信頼性の元
に達成しなければならない。本講演では、HTV 開発で得られた有人対応の冗長設計の考え方
なども参考にしつつ、HTV-R の回収機の誘導制御システムの概要について紹介する。
「Requirement and Design of Guidance & Navigation system in HTV-R Re-entry Vehicle」
JAXA is studying the feasibility of HTV-R which will enable to recover various samples
from the Internationa Space Station and demonstrate the re-entry technology necessary
for a manned space flight in future. The Guidance & Navigation system in its re-entry
vehicle should comply several requirements such as G-force limitation with enough
reliability in addition to compensate the location & velocity errors at re-entry point
toward the pre-determined splashdown area. This report will introduce the system with
referring to manned design philosophy established in the HTV development.
Ｃ－２４
「実時間予測積分誘導法による再突入カプセルの誘導シミュレーション解析」
＊松本秀一、近藤義典、岩田隆敬、和田恵一、鈴木裕介（JAXA）、山本一二三、小林聡、
本山昇（三菱スペース・ソフトウエア株式会社)
「Simulation Analysis of Real-Time Prediction Guidance Using Numerical Integration
for Reentry Capsule」
*S. Matsumoto, Y. Kondoh, T. Iwata1, K. Wada, Y. Suzuki（JAXA）, H. Yamamoto, S.
Kobayashi, N. Motoyama (Mitsubishi Space Software Co)
Previously-realized reentry capsule such as Gemini and Apollo used reference
trajectory reentry guidance and Space Shuttle used closed form guidance using
analytical equations. Those reentry guidance laws were accurate in near nominal
condition and practical in the terms of low computational load. However, those reentry
guidance laws were not so accurate if there were errors in reentry flight conditions.
To resolve this disadvantage, we propose a real-time prediction guidance using
numerical integration for reentry capsule. The real-time prediction guidance is an
explicit guidance law uses numerical integration for range prediction during reentry
flight. Although the largest technical issue of the real-time prediction guidance
using numerical integration was heavy computation load, we improved the real-time
prediction guidance mainly in term of computational load and reentry guidance
accuracy. We evaluated the computational load of the improved guidance law using
latest space qualified computer and found the improved guidance law on latest space
qualified computer is feasible for actual reentry mission. Using the real-time
prediction guidance using numerical integration, remained major errors of reentry
guidance are navigation error and wind error. To decrease navigation error, we used
IMU-GPS integrated navigation and on-orbit alignment using IMU-ST (star tracker)
integrated navigation for the real-time prediction guidance. To decrease wind error,
we also used a guidance using wind information. This paper proposes the real-time
prediction guidance using numerical integration for reentry capsule and evaluate
reentry guidance accuracies of the real-time prediction guidance using IMU-GPS
integrated navigation, on-orbit alignment using IMU-ST integrated navigation and the
guidance using wind information.
Ｃ－２５
「動的計画法による有翼機の再突入軌道最適化」
＊原田明徳、宮沢与和（九大学大学院）
無人機実験の開発において軌道の最適化計算は有用であるが，労力を要する作業であり，
使いやすい設計ツールが求められている．計算手法の一つである動的計画法には多くの利
点があり解析ツールとして有望であるが，計算量や離散化誤差などの課題がある．有翼往
還機の再突入軌道の最適化問題などいくつかの応用例を紹介し，動的計画法による軌道最
適化の可能性を議論する．
「Dynamic Programming and its Application to Reentry Trajectory Optimization」
Trajectory optimization is useful for the design of flight experiments by unmanned
vehicles, but it consumes a lot of human resources, therefore, an efficient and easy
to use design tool is necessary. Dynamic programming is a candidate computational
method for the purpose, but it generally has some drawbacks, such as a large amount
of computational time and errors due to discretization. Dynamic programming is
applied to a few trajectory optimization examples including re-entry flight of a
winged space vehicle. Capability of the method is discussed by using the application
examples.

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