Mobility performance and stress distribution generated

【ＲＯＯＭＡ】
Ａ-１
「Mobility performance and stress distribution generated beneath a wheel on loose soil for a wheeled
rover」
＊比嘉翔弥（東北大）
，永岡健司（東北大）
，吉田和哉（東北大）
軟弱地盤上を走行する車輪型の月・惑星探査ロボットにおいて，走行中の車輪下部に発生する土壌からの
応力分布と，車輪のスリップや沈下量などの走行性能との間には，力学的に複雑な相互作用が存在してい
る．これまでにも，車輪下部の応力を計測する試みは実施されてきたが，比較的大型な建機などが対象で
あっため，その計測結果は小型軽量な探査ローバーには必ずしも合致しない，という点が課題として指摘
されてきた．そこで，著者らは新たに力覚センサを用いた高精度な三次元応力分布の計測を実施し，車輪
下部応力分布の詳細な把握を実施してきた．本発表では，これまでに得られた応力分布計測の結果と，車
輪の走行性能との相互関係について整理した成果について述べる．
In an unmanned exploration rover for future lunar and planetary exploration, understanding of soil
stress distributions generated beneath its wheels is one of the key technologies for control and
estimate of the rover’s traveling performance. Although some have addressed the measurement and
modeling of the stress distributions so far, their application basically targets relatively-larger
vehicle such as construction machinery. Therefore, most of the past results cannot be applicable
to a small and light-weight rover. On the basis of this background, we have carried out the laboratory
tests to measure the three-dimensional stress distribution beneath a driving wheel using a
high-accuracy force/torque sensor. The measurement results confirmed the relationship between the
soil stress distribution and the wheel’s traveling performance such as wheel slippage or sinkage.
This presentation will review such a complicated phenomenon between soil reactive stresses and
wheeled mobility based on various experimental results.
Ａ-２
「小天体探査を目的としたロッククライマー型表面移動ロボットの運動解析」
「Mobility Analysis of Ground-Gripping Robot like a Rock Climber for Minor Body Exploration」
＊湯口雄大（東北大学）
，永岡健司（東北大学）
，吉田和哉（東北大学）
本発表では，微小重力な小天体探査ロボットにおけるこれまでにない移動方式として，天体表面の凹凸に
しがみ付きながら，伝い歩きする「ロックライマー型ロボット」についての検討結果について報告する．
提案する移動方式は，微小重力環境下での目的地への移動を可能とするものである．特に，微小重力下で
の安定した歩行を実現するため，遊腕の動作が表面を把持するグリッパに対して無反動化されるような運
動制御則を新たに構築した．遊脚の運動軌跡は手先を楕円軌道に沿わせて位置制御することにより与えた，
また，支持腕は，把持表面と垂直に離れるものとして安定した連続歩行制御を実現した．この構築した制
御則に基づき，数値解析により歩行シミュレーションを行い，様々な起伏を含む地形での連続歩行の運動
性能についての解析結果を述べる．
This presentation reports elaborates on motion control of a ground-gripping robot like a rock climber
for minor body exploration. The proposed robot system possesses a new-typed locomotion method that
enables the robot to move in a minor body by gripping its uneven surface. Compared to conventional
hopping robots for small body exploration, this will also perform more accurate locomotion in a
micro-gravity surface. In order for the robot to stably achieve continuous locomotion in a
micro-gravity, the idling arm’s motion of the robot is desired to be controlled so as not to exert
reaction to the supporting arm’s gripper. On the basis of this motivation, in this presentation
we will deliver a reactionless motion control strategy. Given the motion trajectory of the idling
as well as the reactionless strategy, the continuous locomotion can be achieved. The validity of
the control law is discussed based on numerical simulation analyses. In the simulation, the mobility
performance of the proposed system in various terrain shapes is investigated, and then we clarify
the its adaptability to uneven and irregular terrains.
Ａ-３
「天体表面特性を考慮した探査ロボットの跳躍機構に関する検討」
「Jumping Rover Mechanism Considering Surface Properties of Celestial Body」
＊前田孝雄（名大）
月や火星程度の重力加速度の天体から，小惑星，彗星に至るまで様々な天体上を移動できるメカニズムと
して跳躍機構が注目されている．跳躍動作により障害物に阻まれない探査が可能になる反面，表面がレゴ
リスで覆われていることや重力環境など，跳躍や着地に関して地上とは異なる環境下での動作を考慮する
必要がある．本研究では，ロボットの跳躍動作に関して天体表面の性状を考慮し，移動探査に適した跳躍
機構に関する検討を行う．
Jumping rover is attracting interest as a new mobility method on the celestial body. The jumping
rover can move the large variety area of terrain. However, it is difficult to adapt the design to
the surface characteristics such as regolith, small gravity and the other special environment. This
research analyzes the relationship between the mechanism of jumping rover and characteristics of
the surface of the celestial body.
Ａ-４
「冗長制御系と複数カメラを用いた月面探査ロボットの操縦」
「Operation of a Lunar Rover with a Redundant Microcontroller and Multiple Camera Architecture」
＊John Walker（東北大学）
、Nathan Britton（東北大学）
、吉田和哉（東北大学）
The Space Robotics Lab of Tohoku University is developing a four kilogram, four-wheeled skid steer
rover with a passive suspension mechanism, called “Moonraker”, in partnership with Team Hakuto,
a Google Lunar XPRIZE entrant. The mobility of Moonraker over soft terrain with slopes of up to
30 degrees has been proven over several years and several versions of the rover. Recently, we have
developed a robust electronics architecture for Moonraker that uses two redundant controllers, each
connected to two cameras. The architecture also includes two redundant radio links to a lander and
two solar arrays capable of powering the rover. Alone, each single controller-camera subsystem is
capable of controlling Moonraker and completing the mission, but normally the entire system with
four cameras is used to generate a 360 degree panoramic view. The camera data is also fused with
motor telemetry, a point cloud from a time-of-flight based rangefinder, accelerometer and gyroscope
data in a Simultaneous Localization and Mapping (SLAM) algorithm. The onboard SLAM algorithm is
not used for autonomous control, but is used for autonomous emergency stopping and providing mapping
and terrain data to the operators. The SLAM algorithm is conducted onboard with only minimal data
returned because of low bandwidth limitations. A novel and extensible ground station interface is
used by a pilot and co-pilot to drive the rover. In this system, the pilot’s interface includes
primarily the panoramic image fused with 3D information about the environment from the SLAM algorithm.
The co-pilot’s interface includes all telemetry and status of each individual device on the rover,
and key segments of the images to monitor the rover’s wheels. Additionally, the co-pilot can request
high-resolution images or portions of images for examination of the rover itself (e.g.: position
of the wheels or suspension components), anomalies or to conduct path-planning. The
controller-camera subsystems use direct interfaces from images sensors to the controllers to reduce
power consumption and component count. The overall system is comprised of two controller-camera
subsystems plus power, mobility and communications devices chosen for off-the-shelf space readiness
and space heritage through Tohoku University’s microsatellite program. We have conducted extensive
thermal-vacuum, vibration, total dose radiation and field testing to qualify all of the components
and develop the final flight model configuration in an iterative design-test process. In this process,
qualification of the final flight model electronics is underway, with one iteration of the rover
structure including thermal subsystem remaining.
Lunch Time Lecture「Routh 表による２乗積分ノルムの計算」
「Square Integral Norm Computation by Routh Table 」
＊真鍋舜治（元三菱電機、東海大学）
２乗積分ノルムは、制御系の性能評価で、色々な場合に必要になるが、Routh 表を用いて簡単に計算する方
法が、Li Qiu らによって近年提案された。このアルゴリズムを紹介すると共に、従来用いられている各種
の方法との比較を、例題を用いて示す。従来の方法に比べて極めて有効であることが分かる。
The square-integral-norm is necessary in the performance evaluation of control systems. A simple
new algorithm for computation of squared-integral-norm has been recently presented by Li Qiu and
others. The algorithm is explained and comparisons are made with other methods by examples. It is
found this approach is most effective compared with other approaches.
Ａ-５
「はやぶさ 2 のプルームが小惑星表面および小型着陸機に与える影響の解析」
「Analysis of plume influence on asteroid surface and landers of Hayabusa 2」
＊池本和晃（東大）
，津田雄一（JAXA）
，松本純（東大）
，中条俊大（東大）
はやぶさ 2 は小惑星表面へタッチダウンを行う際にスラスタの噴射を行うが，そのプルームがサンプル採
取を行う小惑星表面を汚染する可能性がある．また，小型着陸機 MINERVA-II と MASCOT の分離後も噴射を
行うが，この際のプルームがこれらの運動に与える擾乱も無視できない．本研究では Boynton モデルに従
った FEM を用いてこれらの影響を定量的に解析する．
Plume emitted from thrusters of Hayabusa 2 in touch down phase will cause contamination of the surface
of the target asteroid on which it will collect samples. Plume emission also causes disturbance
on landers’ motion when they are separated from the mother spacecraft. In this study, those
influences are analyzed by FEM based on Boynton’s model.
Ａ-６
「Design of a Lander for in-situ investigation and sample-return from a Jupiter Trojan Asteroid
on the JAXA Solar Power Sail (SPS) Mission」
*Ralf C. Boden, and the Solar Power Sail Study Group
The JAXA Solar Power Sail (SPS) Mission, aims at the remote and in-situ investigation of a Trojan
Asteroid in the Jovian System, including the return of collected samples to Earth.
The round-trip mission is planned to take a total of 30 years, from its launch in the early 2020's
until the Earth return around 2050. As the SPS will be equipped with a 50 x 50 m solar sail to provide
electricity for operation of the spacecraft's ion engines at a distance of up to 5.2 AU from the
Sun, the in-situ analysis and sample collection at the Trojan asteroid will be performed by a separate
Lander during the rendezvous with the Trojan asteroid in the 2030's. The Lander system design is
hereby being conducted in a joint study effort, between the Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA),
and the German Aerospace Center (DLR). The design of the Lander systems are described based on the
results of a first study held in 2014 and early 2015, and the current progress of the second study.
Next to common systems for power, communication, data-handling, and thermal control, the Lander
is equipped with reaction control and attitude determination systems, which are needed for the
descent and landing phase of the mission, as well as the rendezvous with the SPS mother spacecraft
(MSC), during which the collected samples are transferred for the return to Earth by the MSC. Lander
mass is restricted to 100kg, and the systems are designed to allow operation at the large distance
from the Sun and Earth. This results is a Lander that must perform most of its tasks fully autonomous,
as mission duration is limited by the battery power source, and remote control is restricted by
long transfer times and the need to relay all communications through the MSC. During its lifetime
of around 30 hours, the Lander must autonomously perform the descent and landing operations at the
Trojan asteroid, as well as the ascent from the asteroid and rendezvous/docking with the MSC. The
20 hours spent on the asteroid surface are allocated to the collection of samples for in-situ analysis
and sample-return, as well as collection of context data using a suite of science instruments.
Sufficient time is provided to verify and ensure proper sample collection for mission success. The
current state of the study is provided and it is shown, that under the given mass constraints, a
Lander system capable of performing the tasks required for this mission can be realized.
Ａ-７
「自己教師あり学習に基づくローバ走行消費電力の推定に関する研究」
「Prediction of rover energy consumption with self-supervised approach」
＊大津恭平 (東大)、久保田孝 (JAXA)
惑星探査ローバが未知環境において自律的に移動するためには、外部環境を知覚する能力が必要である。
中でも、地形に対する情報はローバの安全性や走行の効率性に関わるため、より高度な知覚を目指し盛ん
に研究が行われている。本研究では、カメラ画像を用いた走行消費電力の事前推定に取り組む。特に事前
知識の少ない惑星表面に対し、現地で振動センサをもとに地形種別を認識し、推定モデルを更新すること
で、より精度高い推定を可能とする。提案する手法は地球上の火山地帯におけるフィールド試験により検
証を行った。
Planetary exploration rovers require the capability to perceive environments in order to show
autonomous mobility in the unexplored world. Specifically, a number of researches have been
conducted in the field of semantic terrain assessment, which improves rover’s safety and efficiency.
This research focuses on the remote estimation of energy consumption in the mobility system using
camera imagery. A key technique is the self-supervised machine learning technique based on vision
and vibration sensors, which enables on-site adjustment of energy consumption models. A field test
has been conducted in a volcanic field to show the validity of the proposed algorithm.
Ａ-８
「衛星搭載機器が発生する擾乱の磁気軸受アクチュエータによるアクティブ抑制制御」
「Active Suppression of Disturbance Induced by Satellite-Mounted Instrument Using Magnetic Bearing
Actuator」
＊神澤拓也、茂渡修平、山中浩二（JAXA）
冷凍機、ホイール、IRU などの衛星搭載機器が発生する擾乱は、衛星の指向安定度を劣化させる大きな要因
であり、従来は、擾乱アイソレータを用いて低減するパッシブな方式が適用されている。しかし、その絶
縁性能は限定的であり、また、機構設計にも制約があるという問題がある。これとは別のアクティブ方式
として、擾乱をセンサで検知しフィードバックすることで、抑制制御することが考えられる。本研究では、
擾乱を加速度計で検知し、磁気軸受アクチュエータが発生する制振力を利用して抑制制御する実証実験を
行ったので、その方法、実験装置の構成、実験結果などを示す。
The disturbances induced by satellite mounted instruments such as cooler, reaction wheel (RW), and
inertial reference unit (IRU) degrade the pointing stability of Earth- and astronomy-observing
satellites. The passive-type isolation system has been applied to attenuate the induced disturbances.
However, the performance of the passive isolator is limited due to its fundamental natural frequency.
On the other hand, the active disturbance suppression will be one of the solution to improve the
pointing stability. The disturbances are measured by accelerators and feedback to the control system.
Based on the feedback control law, a magnetic bearing actuator produces the control forces to
suppress the disturbances. This paper describes the method, configuration, and results of
demonstration tests for active disturbance suppression.
Ａ-９
「高ΔV ミッションのためのホールスラスタシステム」
「Hall Thruster System Design for High Delta-V Missions」
＊船木一幸（JAXA）
、飯原重保（IA）
ΔV が 3〜6km/s の高ΔV ミッションに適合したホールスラスタシステムの研究開発を進めている。同スラ
スタは、3〜6t 級の全電化衛星、ならびに、1t 級の惑星探査の主推進等幅広いミッションに適合すること
を目指しており、スラスタ一台あたりの推力は 100〜400mN、比推力は動作モードに応じて 1300s〜3000s
を達成する見通しである。本講演では、同ホールスラスタの開発状況を紹介すると共に、本スラスタが適
合し強みを発揮できるミッション候補について報告する。
R&D of a new Hall thruster system for high delta-V missions is now under way at JAXA and IA. The
system is designed for so-called all-electric main propulsion of 3 to 6 ton class geostationary
satellite as well as for orbital transfer of one-ton class planetary explorer. The system is
tentatively targeted at variable thrust (100-400 mN) and Isp (1300-3000s) depending on selected
operational modes. In this presentation, mission candidates that are suitable for the Hall thruster
system are provided and discussed.
Ａ-１０
「探査ミッションに用いる分離カメラシリーズの開発」
＊澤田弘崇(JAXA）
，小川和律（神戸大）
，白井慶（JAXA）
，三桝裕也（JAXA）
，ＤＣＡＭ３開発チーム
2014 年 12 月 3 日に打ち上げられた小惑星探査機「はやぶさ２」ではいくつかのチャレンジングなミッショ
ンを計画している．そのうちの一つが衝突装置 SCI と，その衝突実験を観察する分離カメラ（DCAM）ミッ
ションである．この衝突実験は爆薬による飛散物，およびクレータ生成時のイジェクタが探査機に衝突す
る危険があるため，SCI 動作実行前に探査機は小惑星の影，安全な領域に退避する計画である．すなわち，
衝突の科学を解明するために実施する衝突実験であるのに，まさに人工クレータ生成の瞬間を探査機から
観察する術がないことになる．JAXA では小型ソーラー電力セイル実証機 IKAROS で分離カメラ
(DCAM1,DCAM2)システムを開発し成功を収めている．この技術を用い，衝突現象をリモート撮像す
るための分離カメラを新たに開発した．探査ミッションで用いる分離カメラシリーズとして DCAM3 と名付
けられた．本発表では，DCAM3 システムの詳細と開発結果，運用計画について報告する．
Ａ-１１
「Retro-directive and antenna technology for deep space probe」
＊Naoki Hasegawa(Kyoto Univ), Takeru Kishimoto(The Univ. of Tokyo), Hyeonjae Ju, Satoshi
YoshidaKagoshima Univ), Akihira Miyachi, Makoto Matsunoshita(JAXA), Kenjiro Nishikawa(Kagoshima
Univ), Osamu Mori, Hideki Kato, Junichiro Kawaguchi, Shigeo Kawasaki(JAXA)
The IKAROS (Interplanetary Kite-craft Accelerated by Radiation of the Sun) was launched on 21 May
2010 and made a success of solar sail demonstration in space. JAXA plane to launch IKAROS2 in the
wake of the success. In the IKAROS, the low and middle gain antennas are available for downlink
communication. The antennas are fixed on front and back side of the satellite body. In general,
the antenna has a directivity and gain has an angle dependence. In the IKAROS mission, the
communication problems by dividing the antenna angle between Tx and Rx were reported.
The retro-directive technology which is able to control the beam direction is expected for improving
the communication problems. The proposed retro-directive system supports to keep the same beam
direction towards the uplink signal from earth station by a plane conjugate in analog circuits.
In this work, a prototype of retro-directive circuit on plane substrate and antenna on multilayer
substrate is fabricated and demonstrated. A compact retro-directive hybrid integrated circuit (HIC)
using resistive mixer is presented in this work. The retro-directive HIC is composed to resistive
mixer for phase conjugation, diplexers for separating signal by the frequency, and planar cross-over
structures for polarization orthogonalizing. The retro-directive HIC is fabricated on the
assumption that it operates at 7.1GHz and 8.4GHz for the uplink and downlink of the satellite
communication.
In addition, a proto-type of dual-band dual-pole antenna is demonstrated for uplink and downlink
communication. The antenna is designed on the multilayer substrate. In each layer of the substrate,
the up and down-link X-band antenna are designed. The polarizations of each antenna are crossed
by 90 degrees, and contribute high isolation between MPT and communication. The antenna gain and
directivity of the fabricated antenna are measured by a far-field antenna pattern measurement
system.
Resulting from the measurement, the gain of 3.91 dBi at 7.11 GHz and 3.57 dBi at 8.29 GHz were
confirmed in a front direction of single antenna element.(323 words)
Ａ-１２
「低推力推進系を用いた VILM についての研究」
「A Study on V-Infinity Leverage Maneuver (VILM) with Low Thrust Propulsion System」
＊小倉聡司（東大院）
，川勝康弘（ISAS）
V-Infinity Leverage Maneuver (VILM)は，燃料の限られた深宇宙探査において魅力的な増速手段である．
近年では，電気推進の実用化により，より高比推力での航行が実現されている．しかし，電気推進により
VILM を実施した場合の効果については，未だに十分な研究がされているとは言い難い状況にある．そこで
本研究では，低推力推進系を用いた VILM に関して，より定量的な研究を行った．
In this paper, the V-infinity leverage maneuver (VLIM) with low thrust propulsion system has been
presented. Due to the limited amount of on boarded fuel, the VLIM is regarded as an effective method
for interplanetary trajectory planning. Nowadays, the electric propulsion system is commonly used
for the orbital maneuvering, which enables the accelerating spacecraft by high specific impulse.
The result shows the comprehensive characteristics of the VLIM combined with the electric
propulsion.
Ａ-１３
「月への低推力遷移における燃料消費最小解の大域的探索」
「Global Search for Mass-Optimal Low-Thrust Transfers to the Moon」
＊大島健太 (早大), Stefano Campagnola (JAXA), 柳尾朋洋 (早大)
低推力推進は燃費が良いため、現在および将来的に必須の宇宙技術と考えられているが、一方で大域的な
最適解を得るためには一般に大規模な探索が必要となる。そこで本研究では、円制限三体問題の枠組みに
おいて indirect method を適用し、ポントリャーギンの最小原理から得られる最適性の必要条件、初期推
力方向の経験則的な仮定、地球近傍の初期軌道における二体問題との相似性に基づいて、初期随伴変数の
次元を低減し、単純な格子探索によって準最適解を大域的に探索する手法を検討した。応用として、地球
静止軌道から月への低推力遷移軌道における燃料消費最小解を大域的に探索し、複数回の重力アシストお
よびラグランジュ点 L1 周りの不変多様体を利用することで燃料消費量を節約する、カオス的な解集団を得
ることができた。
Low-thrust propulsion systems are considered to be one of the essential space technologies in the
present and future because of their fuel efficiency. However, they often require enormous search
to find global optimal solutions. The present study applies the indirect method in the circular
restricted three-body problem and reduces the dimensionality of initial costate variables in order
to search for near-optimal solutions globally through a simple grid search. The method is based
on the Pontryagin’s minimum principle, a heuristic assumption on initial thrust direction, and
the similarity to two-body dynamics near the Earth. As an application, we globally search the
mass-optimal low-thrust transfers from GEO to the Moon. We finally find fuel efficient, chaotic
solutions utilizing multiple lunar gravity assists and invariant manifolds around Lagrange point
L1.
Ａ-１４
「推力の不確定性を考慮した低推力軌道設計に対するロバスト最適設計手法に関する研究」
「Robust Optimal Control for Low-Thrust Trajectory Design with Thrust Uncertainty」
＊尾崎直哉（東京大学）
，船瀬龍（東京大学）
従来の低推力軌道設計手法は，設計通りに制御できると想定し，非線形計画法(NLP)で解く手法が主流であ
った．しかし，はやぶさや Dawn をはじめとする実ミッションでは，予期せぬ低推力推進機の故障・セーフ
モードによる推進機の停止などの不確定事象が発生している．そのため，本研究では推進機の停止など推
力の不確定性を考慮した低推力推進のロバスト最適軌道設計手法（つまり，最悪ケースを最適にする軌道
設計手法）を紹介する．本研究では計算コストの高いサンプリング・ベースな手法（モンテカ
ルロ等）ではなく，効率的な非線形計画法・動的計画法などに基づく手法を提案する．
Low-thrust propulsion system with high specific impulse has been recently used for various space
missions. Conventional methods are mainly attained by Nonlinear Programming (NLP) with the
assumption that the spacecraft can be controlled as planed; however, most missions such as Hayabusa
and Dawn experience missed-thrust caused by engine failure or safe mode. Therefore, this study
introduces the robust optimal control method (i.e. optimization of the worst-case) considering
thrust uncertainty. This paper focuses on efficient NLP-based or Dynamic Programming (DP)-based
methods instead of sampling-based method such as Monte-Carlo method, which is a large burden on
the computation.
Ａ-１５
「Earth Escape from a Sun-Earth Halo Orbit Using Unstable Manifolds and Lunar Gravity Assists」
＊Hongru Chen (Kyushu University); Yasuhiro Kawakatsu (ISAS/JAXA); Toshiya Hanada (Kyushu
University)
As halo orbits are of many advantages and getting popular in various space missions, the investigation
for the extended mission following a halo orbit mission is considered worthwhile. The paper
investigates the Earth escape for the spacecraft in a Sun-Earth halo orbit. The transfer consists of a
departure to the unstable manifold associated to the halo orbit, a coast phase along the manifold and
lunar swingbys. The first crossing of manifold tube and Moon’s orbit results in four intersections. The
four manifold trajectories have different relative velocity (V∞) to the Moon at the encounters and the
corresponding lunar swingbys can result in different levels of characteristic energy (C3) with respect to
the Earth. To further exploit these manifold-guided lunar encounters, a second lunar swingby is
considered. The solar perturbation can be utilized to improve the second swingby condition for high-C3
escape. Graphical analysis and lunar swingby solutions reveal the theoretical and practical attainable
C3. It is shown that a second lunar swingbys can efficiently increase the C3 to the maximum level at
the expense of 70-90 day flight time.
Ａ-１６
「トロヤ群小惑星探査計画におけるサンプリングシナリオの検討」
「Sampling Scenario for the Trojan Asteroid Exploration Mission」
＊松本純(東大院)，青木順(阪大)，大木優介(東大院)，矢野創(JAXA)
現在 ISAS/JAXA では，ソーラー電力セイルによるトロヤ群小惑星探査を計画中である．本計画では，小
惑星サンプルを採取後，質量分析器によるその場分析を行う．本講演では，提案されているサンプリング
シナリオと，搭載デバイスの試験状況について報告する．
ISAS/JAXA is now planning a Trojan asteroid exploration mission using a solar power sail. In this
mission, in-situ analysis of the collected samples will be performed by a high-resolution mass
spectrometer. In this paper, a proposed scenario and some experiment results of the sampling devices
are shown.
Ａ-１７
「ソーラー電力セイル探査機による木星トロヤ群探査の軌道設計」
「Solar Power Sail Trajectory Design for Jovian Trojan Exploration」
＊佐伯孝尚，森治，川口淳一郎
Takanao Saiki, Osamu Mori and Jun’ichiro Kawaguchi
JAXA は次の小惑星探査ミッションとして，ソーラーセイル探査機による木星トロヤ群探査を検討中であ
る．木星トロヤ群は，太陽系の中の残されたフロンティアの 1 つであり，太陽系形成の手がかりを得るこ
とができると考えられている．一方で，トロヤ群探査は，太陽距離の大きな領域を飛行する必要が有るた
め，これまで JAXA が実施した近地球小惑星の探査に比べて，難易度が格段に上がる．ソーラー電力セイ
ルはこの困難な探査を行う 1 つの解である．ここでは，ソーラー電力セイル探査機による木星トロヤ群探
査の軌道設計法とその結果について示す．
JAXA has been preparing for a Trojan asteroid sample return mission via solar power sail. Jovian
Trojan asteroids are as one of a few remaining final frontiers within our Solar System, which may hold
fundamental clues of the Solar System formation and revolution. However, Jovian Trojan mission is
much more difficult than NEOs mission because of the large sun distance. Solar power sail is a way to
realize such a challenging exploration. This study shows the trajectory design method and results for
the Jupiter Trojan asteroid exploration mission.
Ａ-１８
「柔軟な大気圏突入機の惑星探査への応用について」
「Future applications of atmospheric-entry system using flexible aeroshell for planetary exploration 」
＊山田和彦
柔軟で展開可能なエアロシェルを有する大気圏突入機は、将来、自在な惑星探査を実現するためのデバイ
スとして注目されている。特に火星のような大気密度の薄い惑星においては、大面積な空力デバイスが実
現できる可能性がある本システムは、その利点が大いに生きると期待されている。本発表では、現在、開
発中の柔軟で展開可能なエアロシェルによる大気圏突入システムの進捗とその将来の応用について紹介す
る。
The flexible and deployable aeroshell for atmospheric-entry system attracts attentions as one of the key
devices to realize a valuable future planetary exploration mission. Especially, its advantage becomes
outstanding in application to Martian probe because Martian atmospheric density is very low and its
system can realize a large and low-mass aerodynamic device. In this paper, the latest research and
development of the flexible atmospheric-entry system and the future application to planetary
exploration mission are introduced.
Ａ-１９
「Comprehensive Space Mission Analysis via Many-Objective Optimization」
＊Martin Schlueter, Takeshi Watanabe, Tomoaki Tatsukawa, Akira Oyama
This contribution presents a new algorithm for comprehensive space ission analysis via a
many-objective design optimization. A novelty of the here illustrated approach is the capability of
effective massive parallelization of the algorithm, which makes it suitable for high performance
computing facilities like the K-Computer. The efficiency of the proposed approach will be numerically
demonstrated on the Cassini space mission benchmark (provided by the European Space Agency) and
compared with another state-of-the-art algorithm.
Ａ-２０
「jTOP, a free, multi-purpose trajectory optimization program」
＊Stefano Campagnola
New trends in space exploration (interplanetary microsats such as PROCYON and reduced-budget
flagship missions) are enabled by innovative mission design. But mission design requires sophisticated,
cutting-edge Trajectory Optimization Programs (TOPs), which currently only space agencies and large
companies can afford. This presentation introduce jTOP, a multi-purpose TOP currently under
development, which is fast, robust, and that will be made publicly available. jTOP has already been
applied to a variety of problem, from low-thrust propulsion to chemical propulsion trajectory design,
from low-fidelity to high-fidelity models. jTOP main features and applications are discussed.
Ａ-２１
「Multi-Objective Optimization of Interplanetary Space Mission Trajectories」
＊Chit Hong YAM, Martin SCHLUETER, Takeshi WATANABE, Akira OYAMA, Yasuhiro
KAWAKATSU. Department of Space Flight Systems, ISAS, JAXA.
Optimization of interplanetary space mission trajectories have been a long standing challenge.
Here a novel approach is presented that considers several aspects of the space mission simultaneously
as a multi-objective problem. Such problem is then solved by a decomposition approach in combination
with a massive parallelization framework employing instances of Ant Colony Optimization algorithms.
Numerical example of a Cassini interplanetary transfer trajectory with four objectives (Launch delta-V,
deep space delta-V, time of flight, and launch date) are presented. Results show that the here presented
approach has advantages over a classical weighted sum approach and is very suitable to efficiently
exploit massive parallelization. In addition, the solution space of problem can be automatically
explored on various aspects of the mission.
【ＲＯＯＭＢ】
Ｂ-１
「スピン式四角型ソーラーセイルにおける膜面の座屈を伴う展開の実験的考察」
「Experimental Study on Deployment of Spin Type Square-Shaped Solar Sail with Buckling
Phenomenon of Membrane」
＊木下寛之（東海大院）
，森治（JAXA）
，白澤洋次（JAXA）
，角田博明（東海大）
，井上遼太（NEC）
，水
森主（元東海大院）
スピン式四角型ソーラーセイルの展開においては，非対称展開が問題になっている．ソーラーセイルの非
対称展開の中で，膜面の座屈を伴う展開がある．膜面の座屈を伴う展開の原因は，シミュレーションでは
推定できているが，実際には明らかになっていない．本研究では，小型真空槽実験を行い膜面の座屈を伴
う展開の挙動や発生条件を明らかにする．
In the spin type square-shaped solar sail, asymmetric deployment is a problem. The cause of
deployment of spin type square-shaped solar sail with buckling phenomenon of membrane is estimated
by simulation however it isn’t clear in fact. In this study, behavior and condition of deployment solar
sail with buckling phenomenon of membrane are revealed by means of vacuum chamber experiment.
Ｂ-２
「改良多粒子法を用いたスピン型ソーラー電力セイルの非対称展開解析」
「Asymmetric Deployment Analysis of Spin-type Solar Power Sail with Improved Multi-Particle
Method」
＊菊池隼仁（東大院）
、森治（ＪＡＸＡ）
、白澤洋二（ＪＡＸＡ）
2010 年 5 月に打ち上げられた小型ソーラー電力セイル実証機”IKAROS”はマストを要しないスピン型
ソーラーセイルタイプであり、
世界で初めて宇宙空間での技術実証に成功した。
IKAROS の遠心力展開時、
4 枚の台形膜面が対称に展開しない非対称性が確認された。このような現象は、探査機姿勢や膜面展開へ
の悪影響から、原因究明が重要である。薄膜構造物の解析手法として、薄膜をバネマスに置き換える多粒
子法が提案されているが、応力がかかった展開運動については予測に限界があると考えられる。本研究で
は、弾性パラメータを増やすことにより改良を加えた多粒子法を用いて、本現象の発生原因の解明を行う。
Solar Sail Demonstrator ”IKAROS” has been successful in a technology demonstration in space. At the
centrifuge deployment of IKAROS, it has been confirmed that their 4 trapezoid membranes deploy
asymmetrically. This phenomenon has a negative effect for the spacecraft attitude and the sail
deployment. The multi-particle model, which defines the sail as a mass point, a spring and a damper, is
limited to the deployment analysis which is taken into account the stress. In this study, it is
investigated that the cause of the asymmetrically phenomenon by using the improved multi-particle
model which is introduced a few additional elastic parameters.
Ｂ-３
「スピン型膜面構造物の曲げ剛性とたわみに関する研究」
「A Study on the Relationship Between Deflection and Bending Stiffness of Membrane of Spin Type
Structure」
＊北尾啓(青学)、森治(JAXA) 、小林信之(青学) 、白澤洋次(JAXA)
スピン型のソーラーセイルの例として，IKAROS という宇宙機がある．この宇宙機による知見から，薄膜
においても，膜面デバイスの反りの影響で膜面の曲げ剛性が大きく増加していることがわかった．本研究
では，膜面デバイスの反りによる曲げ剛性が IKAROS に及ぼす影響を示し，次期ソーラーセイルにおける
制約を数値シミュレーションにより考察する．
As an example of spin type solar sail, there is a spacecraft called IKAROS. From findings by the
spacecraft, even in the thin film, it found that the bending stiffness of the film surface is greatly
increased. In the present study, it shows the influence by bending stiffness of warpage of device,and it
will be considered constraints by numerical simulation in the next solar sail.
Ｂ-４
「スパッタリングによる多層膜の曲率管理に関する研究」
「Control of Curvature of Multilayer by Sputter Deposition」
＊中村拓磨、小林信之(青学大)，白澤洋次(JAXA)，森治(JAXA)，菊池隼仁(東大・院)，寺元祐貴(元東大・
院)
大面積膜構造を持つソーラー電力セイルにおいて，表面に膜の反りが発生することが確認されている．反
りが発生すると発電効率が減少するためフラットな形状を保つ工夫が必要である．本研究では薄膜形成に
おいて発生する薄膜の内部応力に着目し，特に内部応力の発生が大きいスパッタリング法を用いて極めて
薄く，高い剛性を持った材料を成膜して内部応力を発生させることで曲率を抑える方法を構築し，スパッ
タリングの条件を変えることでその条件と反りとの関係を考察する．
We have observed curvature on the surface of spinning solar sail and need to improve for holding flat
shape because efficiency of generating electricity is reduced. We build the method of control of
curvature by sputtering, being able to generate most internal stress by sputtering a material of rigidity
in thin film formation method, and considering relationship between curvatures and sputter
conditions.
Ｂ-５
「ISS から放出される小型衛星の再突入試験計画(EGG)の進捗報告」
「Progress of Re-entry Nano-Satellite with Gossamer Aeroshell and GPS/Iridium deployed from ISS
(EGG)」
＊今村宰（日大）
、鈴木宏二郎（東大）
、安部隆士（JAXA／ISAS）
、秋田大輔（東大）
、永田康典（岡大）
、
高橋裕介（北大）
、山田和彦（JAXA／ISAS）
著者らの研究グループでは、将来型宇宙輸送システムとして展開型柔軟エアロシェルを用いた再突入シス
テムの研究開発を行っており、その研究開発にあたり ISS から放出される小型衛星による再突入実験を計
画している。衛星の特徴は，エアロシェルを有しており低弾道係数での飛行を実現できることと、イリジ
ウム衛星電話を用いて地上局なしでデータのアップリンク、ダウリンクができることである。本報ではそ
の開発進捗について報告する。
Our research group has been researching and developing the re-entry system with deployable
membrane aeroshell as an innovative space transportation system. Re-entry demonstration
experiment of nano-satellite is planned with gossamer aeroshell deployed from ISS in 2017. The
characteristics of the satellite are deployable aeroshell which realizes low ballistic coefficient flight and
Iridium satellite-phone system for positioning and communication system. In the experimental design,
the satellite re-enters earth atmosphere within 10 days after the membrane deployment and burns out
at 90 km in altitude. The paper introduces the development process of the demonstration nano-satellite,
EGG.
Ｂ-６
「彗星観測についてのミッション解析: PROCYON」
「Mission Analysis for Comet Observation : PROCYON」
＊川端洋輔（東大院）
，小倉聡司（東大院）
，尾崎直哉（東大院）
，杉本理英（LSAS Tec）
，Chit Hong Yam
（JAXA / ISAS）
，Stefano Campagnola（JAXA / ISAS）
，Bruno Sarli（総研大）
，Hongru Chen（九大院）
，
Kaito Ariu（東大院）
，川勝康弘（JAXA / ISAS）
，船瀬龍（東大）
，冨木淳史（JAXA / ISAS）
PROCYON は東京大学と JAXA が中心となり開発された超小型深宇宙探査機である．
PROCYON は 2014
年 12 月 3 日にはやぶさ 2 の相乗り衛星として打ち上げられた． PROCYON はメインミッション以外で
もさまざまなミッションが検討されており，その中の 1 つに彗星観測がある．PROCYON のように限られ
た資源で設計された深宇宙探査機には，ある対象を観測する際に多くの制約が生じ，通信や電力の制約を
いかに満たして対象を観測するかが重要となる．シンポジウムでは，PROCYON が彗星を観測する場合に
ついて行ったミッション解析について報告する．
This paper presents the mission analysis for a comet observation mission with regard to PROCYON.
PROCYON was mainly developed by Intelligent Space Systems Laboratory (ISSL) in the University of
Tokyo and by japan Aerospace Exploration Agency, which has been launched successfully on December
3rd, 2014 from Tanegashima Space Center by H2A rocket as a secondary payload with Hayabusa 2.
PROCYON has various mission except the main mission. One of them is the observation of a comet.
The comet observation of PROCYON possesses many constraints, such as communication and strict
power requirement. The presentation at the symposium shows the mission analysis for the comet
observation in detail.
Ｂ-７
「NEO 地球衝突回避ミッション解析と衝突リスク緩和計画について」
「Hazardous NEO Mitigation: Mission analysis and Campaign Planning」
＊杉本洋平（JAXA）
、吉川真（JAXA）
NEO の衝突回避計画の設計には対象の物性値情報が必要となるが、それらのデータは非常に大きな不確定
性を有する。結果的に NEO の軌道変更も大きな不確定性を有する。不確かな情報を基に衝突回避計画を
設計するには何らかの方法で不確定性を包括的に評価する必要がある。本研究では Evidence Theory 用い
て物性値の不確定性を定量化し、軌道変更ミッションに含まれる不確定性の評価を可能とした。また、
Evidence Theory における確率指標の一つである Belief を最適化問題の評価基準の一つとして衝突回避計
画の多目的最適化に取り組んだ。
During the early stages of hazardous Near Earth Object (NEO) mitigation campaign planning, the
fundamental asteroid characteristics (e.g., mass, size, albedo, etc.) should be accurately determined to
increase the chance of successful mitigation. However, given a limited warning time, an asteroid
impact mitigation campaign would hinge upon uncertainty-based information consisting of remote
observational data of the identified Earth-threatening object, general knowledge of NEOs, and
engineering judgment. Due to this ambiguity, the campaign credibility could be profoundly
compromised. It is therefore imperative to comprehensively evaluate the inherent uncertainty in
deflection and properly plan the campaign in order to ensure successful mitigation. Evidence Theory is
used to quantify the uncertain physical parameters of the target NEO and evaluate uncertainty of an
NEO deflection mission. One of the probability measures called “Belief” is treated as one of the criteria
for multi-objective optimisation of NEO impact hazard mitigation campaigns.
Ｂ-８
「Overview of the Global Trajectory Optimization Competition Problems」
＊Chit Hong YAM, Stefano Campagnola, Yasuhiro KAWAKATSU. Department of Space Flight
Systems, ISAS, JAXA.
The Global Trajectory Competition (GTOC) was inaugurated in 2005 by the Advanced Concepts Team
of the European Space Agency. The GTOC is an event taking place every one-two years over one month
during which aerospace engineers and mathematicians in the world challenge themselves to solve a
very difficult problem of interplanetary trajectory design. The problem is released by the winning team
of the previous edition, which is usually an atypical global optimization problem over a large design
space with many local optima and with unusual objective function or constraints that no canned
methods or existing software can likely fully solve the problem. This talk gives a summary of the past
GTOC problems with emphasis on the last two editions (GTOC7 and GTOC8) in which an ISAS/JAXA
team has participated as joint team with the Advanced Concepts Team of the European Space Agency.
Ｂ-９
「Trajectory Estimation of the "Hayabusa" Spacecraft around Itokawa using Gaskell Shape Model」
「Gaskell 形状モデルによる探査機「はやぶさ」のイトカワ近辺の軌道推定」
＊三浦昭、山本幸生、吉川真（JAXA）
本稿では、小惑星探査機「はやぶさ」が小惑星イトカワに降下・タッチダウンした際の軌道を推定する手
法について述べる。本手法においては、推定に Gaskell のイトカワ形状モデルを採用した。Gaskell のイト
カワ形状モデルは、モデルの中でも最もイトカワを忠実に再現していると考えられる。よって本研究では、
LRF データや ONC-W データ等の「はやぶさ」から得られたテレメトリデータを Gaskell の最高精細の形
状モデルと照合することにより、
「はやぶさ」のイトカワに対する位置を推定する。
In this paper, we present a method to estimate the trajectory of the asteroid probe “Hayabusa” during
descents and touchdowns on the asteroid Itokawa. We introduce Gaskell Itokawa shape models to the
estimation. Gaskell Itokawa shape models are supposed to be the best models to represent the shape of
Itokawa. Thus, in this study, we compare the shape of finest Gaskell model with telemetry data of
“Hayabusa”, such as LRF ranging data and ONC-W data, to estimate the trajectory of “Hayabusa”
relative to Itokawa.
Ｂ-１０
「惑星間待機法の理論と深宇宙探査機同時打上げ軌道設計への応用」
「Theory of Interplanetary Parking Method and Application to Dual Launch Trajectory Design of
Deep-Space Explorer」
＊池永敏憲(JAXA)，歌島昌由(JAXA)，石井信明(JAXA)，川勝康弘(JAXA)，吉川真(JAXA)，船木一幸(JAXA)，
岩田隆浩(JAXA)
本研究では，深宇宙探査ミッションにおける打上ウィンドウの制約を大幅に緩和する新しい軌道設計法と
して「惑星間待機法」を提案する．本手法は，小惑星探査機「はやぶさ」で実証された EDV-EGA(Electric
Delta-V Earth Gravity Assist)法を応用し，低推力でのエネルギー蓄積フェーズの軌道の飛行期間を任意に
設定することで，地球出発エポックの選択幅を大幅に拡大する．本論文では，惑星間待機法の理論，及び，
本手法の適用例として，火星・金星探査機の同時打上軌道の設計結果について記す．
This study aims to establish a flexible orbit design method which enables “any-time” launch of a
deep-space explorer. Based on the theory of Electric Delta-V Earth Gravity Assist, EDV-EGA scheme,
the suggested “Interplanetary Parking Method” enables to make an Earth return orbit with arbitrary
time-of-flight, which significantly alleviates the severe launch window constraint in interplanetary
missions. As examples of the applications of this method, dual launch of multiple deep-space explorers
to different destinations i.e. Mars and Venus by a single launch vehicle is demonstrated. The suggested
method will widen the opportunities of interplanetary missions.
Ｂ-１１
「DESTINY のスパイラル軌道上昇の多目的最適化とデータマイニング」
「Mult-objective optimization and data mining of a space trajectory for DESTINY」
＊渡辺毅（JAXA）
，立川智章（東京理科大学工学部第一部経営工学科）
，山本高行（JAXA）
，大山聖（JAXA）
，
川勝康弘（JAXA）
DESTINY ミッションでは小型科学衛星は最初イプシロンロケットによって高エネルギ軌道に投入され，
後にイオンエンジンを用いて徐々に高度を上げ，約１年半かけて月に至る．その後月スウィングバイを経
て太陽・地球系 L2 ハロー軌道に投入・維持され，そこから深宇宙を目指す．月に至るまでのスパイラル軌
道上昇では地球の周囲を数百周周回しながら徐々に高度を上げていくため，打ち上げ日時やイオンエンジ
ンの噴射方法を適切に選ばないと効率良く高度を上げることが出来ない．その際，燃料消費の抑制，到達
時間の短縮，日陰時間の短縮，等の様々な相反する要請をより高度に満たすことが求められる．この要求
に応えるために本研究では多目的進化計算を応用して軌道の探索を行った．
In the DESTINY mission, spacecraft is first injected into a low elliptical orbit by the Epsilon rocket, and
it raises the altitude to reach the Moon using an ion engine. After that it is injected into a transfer orbit
of L2 Halo orbit of the Sun-Earth system through gravity assist of the Moon. While the spacecraft
revolves around the Earth for several hundred times, it increases its altitude little by little, launch time
and the thrusting profile must be chosen properly. It is very important to note that there are many
conflicting requirements such as reduction of fuel consumption, total flight time, and the maximum
eclipse time and so forth. To satisfy these requirements, many-objective evolutionary computation is
applied to search for a better orbital design.
Ｂ-１２
「接触を含む柔軟構造物の陽解法シミュレーションの安定化について」
「Study on Stabilization of Explicit Scheme of Numerical Simulation for Contact Dynamics of Flexible
Structure」
＊宮崎康行（日大）
伸展ブームの運動解析を例に，接触を含む柔軟構造物の運動を陽解法で計算する際の定式化法および計算
の安定化法について述べる．
A formulation and a stabilization method of explicit time-integration scheme are proposed for the
contact dynamics of flexible structures. Numerical example of the contact dynamics of an extension
boom is presented.
Ｂ-１３
「自由度縮小した ANCF 柔軟マルチボディシステムに関する実験的考察」
「Experimental discussions on reduced order flexible multibody system」
＊小林信之（青学大）
，菅原佳城（秋田大）
柔軟性の高いマルチボディシステムにおいては，大回転・大変形を伴う動的挙動が支配的である．このよ
うな挙動を解析する手法の一つとして，非増分型有限要素法の１種である Absolute Nodal Coordinate
Formulation (ANCF) が注目されている．ANCF は剛体変形を厳密に表現できる特長があるが，弾性力の
計算が複雑になり計算精度の確保に十分注意する必要がある．本報告では，前回報告した ANCF の低次元
化手法の妥当性を調べるために，ねじりを伴う柔軟梁，網構造および柔軟板の動的挙動について実験を行
い，比較した結果について示す．
The Absolute Nodal Coordinate Formulation (ANCF), which is a kind of non-increment type of
nonlinear finite element method, is focused for simulating very flexible structures undergoing large
deformation. In this report, experimental studies on the mesh structure, the beam under twisting and
free falling flexible plate are conducted to examine the simulation models, which are based on the
reduction method of the degrees of freedom of ANCF we presented in last report.
Ｂ-１４
「スーパー・テザーの逆オリガミ法による伸展特性の高速度解析について」
「High-Speed Observation for Deployment of Super-Tether in Inverse-Origami Method」
＊藤井裕矩（TMIT 研究開発部）
、杉本洋平（JAXA)、小島広久（首都大）
スーパーテザー（ベア導電テープテザー）は対デブリ特性でも集電特性においても Hoyt テザーなどのひも
状テザーに数倍勝り、宇宙デブリ減少や宇宙エレベーターへの応用など今後の宇宙開発において重要な役
割を持つことが期待されている。本講演ではこのスーパーテザーの逆オリガミ法による折りたたみ展開特
性に関して種々の実験解析を、合わせて数値解析への展開を紹介する。
Super tape is a bare electrodynamic tape tether which has superior properties than thin tether as Hoyt
tether in anti debris feature and high electron collection characteristics. The super tether is thus
expected to play important roles in space debris mitigation and space elevator construction. This talk
includes a report of a variety of experimental results of the folded tape deployment in the
inverse-Origami method and also extension to numerical simulation analysis.
Ｂ-１５
「ラブルパイル小惑星の粒子分布に対するブラジルナッツ効果の影響に関する考察」
「Brazil Nut Effect on Regolith Distribution of Rubble Pile Asteroids」
＊中条俊大（東大）
，森治，矢野創，川口淳一郎（JAXA）
小惑星探査機「はやぶさ」が探査した小惑星「イトカワ」のような，瓦礫が積み重なったようにしてでき
た小惑星を，ラブルパイル小惑星という．イトカワでは，地表面の粒子のサイズ分布に明確な偏りがあり，
このことから，イトカワが惑星間のダストと衝突を繰り返す過程で振動を経験し，その振動によって粒子
がサイズごとに分別されたと考えられている．本研究では，粒子の集合体が振動を受けるとサイズごとに
分別される現象，ブラジルナッツ効果に注目し，惑星間ダストとの衝突によるラブルパイル小惑星表面の
粒子分布の変遷について考察する．
Asteroids consisting of numerous pieces of rock like Itokawa that was investigated by Hayabusa are
called rubble pile asteroids. Since there is obviously a tendency of regolith distribution according to the
size on the surface of Itokawa, it is thought that Itokawa has experienced vibration deriving from the
collision impact with interplanetary dust, and that has classified the regolith distribution. This study
focuses on Brazil Nut Effect (BNE), which is a phenomenon that the largest particles end up on the
surface of a granular material containing a mixture of variously sized objects. Based on BNE,
transition of regolith distribution on rubble pile asteroids is considered.
Ｂ-１６
「IKAROS の電波捕捉とテレメトリ・レンジングデータの取得」
「Searching Radio Wave and Acquiring Telemetry and Ranging Data of IKAROS」
＊森治（JAXA）
，三桝裕也（JAXA）
，谷口正（富士通）
，竹内央（JAXA）
，菊地翔太（東大）
，冨木淳
史（JAXA）
，加藤秀樹（JAXA）
，尾川順子（JAXA）
，白澤洋次（JAXA）
2012 年以降，
IKAROS は燃料枯渇により冬眠と冬眠明けを繰り返している．
これまで冬眠明けに IKAROS
の電波を捕捉してビーコン運用でデータを取得した．2016 年には IKAROS が地球に最接近する．今後の
IKAROS の電波の探索とテレメトリ・レンジングデータを取得するための課題について明らかにする．
IKAROS repeats shutdown (hibernation) and reboot after 2012, because the fuel was exhausted. We
caught the radio wave of IKAROS and acquired data by beacon until now. IKAROS is going to reach
closest point to the earth in 2016. This paper shows the problem of searching the radio wave and
acquiring telemetry and ranging data.
Ｂ-１７
「はやぶさ２の EDVEGA フェーズ運用」
「Electric-Delta V Earth Gravity Assist Phase Operation of Hayabusa2」
＊津田雄一（JAXA）
はやぶさ２は 2014 年 12 月 3 日に H2A ロケット 26 号機により打ち上がり，2015 年 12 月 3 日の地球ス
イングバイに向けて順調に航行中である．本稿では，打ち上げから初期運用，イオンエンジンによる巡航
運用にかけての，姿勢軌道ダイナミクスの関与する運用実績と，地球スイングバイに向けた誘導航法運用
の計画について概説する．
The asteroid explorer Hayabusa2 was successfully launched on December 3 2014 by the H2A launch
vehicle #26. The spacecraft is now flying normally along an ion engine propelled trajectory in the
interplanetary space and is planned to perform the Earth swing-by on December 3, 2015. This paper
describes the first half-year operation result especially focusing on attitude and orbital dynamics-aspect,
and also introduces the guidance, navigation operation plan toward the Earth swing-by.
Ｂ-１８
「はやぶさ２の１軸ホイール制御モードにおけるニューテーション運動の分析」
「Analysis for Nutation in One Wheel Control Mode of HAYABUSA2」
＊小山凌大 (東大)、津田雄一、三桝裕也、佐伯孝尚 (JAXA)
現在、目的天体へ向けて航行中の「はやぶさ２」では、リアクションホイールの延命のために Z 軸の RW
のみによる姿勢制御(OWC:One Wheel Control)を行っている。この制御方式に移行後の実際の運用におい
て、ニューテーションが発散するような傾向が見られた。先行機である「はやぶさ」においても、同制御
方式での運用中に同様の現象が見られており、安定性解析が行われていた。
「はやぶさ２」においても同様
の安定性解析を行い、ニューテーションの収束・発散の条件を調査すると共に、実データと整合性が取れ
た運動モデルを構築する。
In order to save the running time of reaction wheels, HAYABUSA2 is stabilized by one-axis
bias-momentum wheel which is called One Wheel Control (OWC) mode. In the one of actual operation
when the spacecraft is in this control mode, the nutation was diverged gradually. This phenomenon
was also seen in the HAYABUSA operation, and was analyzed by means of stability analysis. In this
paper, we discuss that the result of stability analysis for HAYABUSA2, and also construct the practical
attitude dynamics model in the evaluation with the actual flight data.
Ｂ-１９
「太陽光圧下における太陽追尾運動を利用した人工衛星「はやぶさ２」の姿勢制御」
「Attitude Control of Hayabusa2 using Sun-tracking Motion under Solar Radiation Pressure」
＊赤塚康佑（東大院）
、津田雄一、三桝裕也、大野剛、川口淳一郎（JAXA）
3 軸姿勢安定人工衛星「はやぶさ２」の太陽光圧下における姿勢挙動のモデルを示す。太陽光圧下におい
て人工衛星の角運動量ベクトルが太陽方向を自動で追尾する運動、通称太陽追尾運動が、
「はやぶさ」及び
「IKAROS」にて確認されている。本研究はそれらスピン型の人工衛星にて確認された太陽追尾運動を、3
軸姿勢安定人工衛星に応用することが目的である。太陽追尾運動を利用することで、人工衛星の冗長性を
高め、姿勢制御に利用する燃料消費を抑えることができる。
3 軸姿勢安定人工衛星における太陽追尾の挙動は 9 つのパラメータで特徴づけられる。
「はやぶさ２」のフ
ライトデータを解析することで、その 9 つのパラメータを推定する。
An attitude model for a biased-momentum 3-axis stabilized spacecraft “Hayabusa2” under the
influence of solar radiation pressure is presented. It is confirmed from “Hayabusa” and “IKAROS” that
the angular momentum vector of spacecraft can track the sun direction automatically and this motion
is called sun-tracking motion. Past studies revealed mechanism of sun-tracking motion only for the
spin-stabilized spacecraft, so this study extends these analyses to biased-momentum 3-axis stabilized
spacecraft. Attitude control using sun-tracking motion efficiently increases redundancy and saves fuel
consumption of spacecraft. It is shown that sun-tracking motion of biased-momentum spacecraft is
characterized by 9 parameters. Analyzing the flight data of “Hayabusa2”, 9 parameter values are
estimated.
Ｂ-２０
「はやぶさ２の太陽光圧を利用した姿勢制御」
「Attitude Control of Hayabusa2 by Solar Radiation Pressure」
＊三桝裕也(JAXA)、赤塚康佑(東大)、大野剛、尾川順子、照井冬人、佐伯孝尚、津田雄一 (JAXA)
はやぶさ２の巡航運用では、リアクションホイール(RW)の延命のため、1 軸(Z 軸)のみの RW を用いた姿
勢制御を行っている。この制御モードにおいて、RW の角運動量と太陽光圧によるトルクの兼ね合いで角
運動量ベクトル(およそ機体 Z 軸)の方向が自動的におよその太陽方向を追尾する運動となることは、
これま
での数々の研究の中で明らかになっている。本研究では、探査機の Z 軸回りの位相角を上手く選択するこ
とで、太陽方向近傍での角運動量ベクトルの方向をより精密に制御する手法について紹介し、実運用での
応用例を示す。
During the part of the cruising phase, one Z-axis wheel is only used for attitude control, in order to save
the operating life of reaction wheels. In the one wheel control mode, the angular momentum direction
is slowly moved in the inertial space (generally called precession) due to the solar radiation torque. This
attitude motion caused by the balance of the total angular momentum and solar radiation pressure is
known to trace the Sun direction automatically with ellipsoidal and spiral motion around Sun direction.
This paper presents the concept and theorem of the attitude keeping and maneuvers by utilizing
precession control under the solar radiation pressure, and introduce the flight results of Hayabusa2
actual operation.
Ｂ-２１
「太陽光圧を利用した 50 kg 級深宇宙探査機 PROCYON の角運動量制御」
「Angular Momentum Control by Using Solar Radiation Pressure for 50 kg-class spacecraft 」
＊伊藤琢博（JAXA）, 五十里哲, 小栗健士朗, 藤本將孝, 蟻生開人, 稲守孝哉(東大), 坂井真一郎, 川勝康弘
(JAXA), 船瀬龍(東大)
東京大学と JAXA が共同開発した，超小型深宇宙探査機 PROCYON (PRoximate Object Close flYby with
Optical Navigation)を題材として，深宇宙環境における主要な外乱源である太陽光圧を積極的に利用する
ことによる角運動量制御を検討する．検討においては制御則の簡易さや運用への組み込み易さも考慮し，
角運動量の「方向のみ」
「方向＋ノルム」を制御する方式をそれぞれ提案する．本制御方式の実現により，
RCS 用推進薬のリーク・枯渇に対するコンティンジェンシープランとしての活用や，搭載推進薬の大幅な
削減などが期待される．
This paper presents angular momentum control technique for interplanetary spacecraft PROCYON
(Proximate Object Close flyby with Optical Navigation) by using solar radiation pressure. The
developed method can control (1) direction of the angular momentum or (2) direction and norm of the
angular momentum under intentionally-selected control period by controlling the spacecraft’s attitude.
This method can be applied to wheel unloading without reaction control system (RCS), which can be
utilized as a contingency plan for fuel leaks and contribute to saving fuel usage on spacecraft.
【ＲＯＯＭＣ】
Ｃ-１
「位相限定相関法を用いた小惑星表面画像からの探査機の位置推定」
「Estimation of the spacecraft location by applying Phase-Only Correlation to the images of the
asteroid’s surface」
＊高尾勇輝（東大）
，津田雄一（JAXA）
小惑星探査ミッションにおいて，探査機は小惑星の周回時，およびタッチダウン時に多くの画像を撮影す
る．これらの画像の実際の小惑星表面における対応位置は，位置センサや姿勢センサによる情報だけでは
正確に求められない．本研究では，位相限定相関法を用いた画像処理により画像間の厳密な解像度・位置
合わせを行い，求められる探査機高度とカメラの視線ベクトルを用いて高精度な位置推定を行う手法を提
案する．
In an asteroid exploration mission, spacecraft takes many images of the asteroid’s surface while
orbiting and touching down on it. In a whole image of the asteroid, exact points to which these images
correspond could not be acquired accurately only by the information from location sensors and attitude
sensors. This research makes strict matching of resolution and location between the images by image
processing using a method called Phase-Only Correlation (POC), obtains the altitude and the sight line
vector of the spacecraft, and performs an estimation of the location of the spacecraft with high accuracy.
Ｃ-２
「はやぶさ 2 の小惑星接近降下における自律画像航法アルゴリズムと実画像を用いた検証」
「Autonomous image based navigation algorithm of Hayabusa2 for approach phase to the asteroid
and its verification utilizing actual captured images」
＊照井冬人(JAXA)、尾川順子(JAXA)、三桝裕也(JAXA)
はやぶさ 2 の小惑星への接近降下における相対位置計測は、小惑星画像と事前に作成した 3 次元小惑星モ
デルから得られる画像とを、地上オペレータが小惑星表面の岩石、穴といった画像内での特徴点を活用し
て比較することによって行われる予定である。この方法は画像伝送と計測結果に基づいたコマンド送信の
伝送時間が長い場合、画像航法誘導制御系の性能劣化を招くので、更に地球から離れた小惑星探査におい
ては探査機搭載計算機による自律的な画像航法が必須となる。ここでは、はやぶさ 2 に搭載が検討された
が種々の制約により搭載を見合わせた画像航法アルゴリズムとその検証方法を示す。
Navigation of Hayabusa2 in descending phase to the asteroid will be carried out by image based
manual navigation by ground operator using images captured and sent to the earth.
Ｃ-３
「はやぶさ２におけるインパルスマヌーバを考慮した軌道決定精度評価」
「Evaluation of Orbit Determination Accuracy in Consideration of the Impulse Maneuver for
Hayabusa2」
＊谷口正、大西隆史、尾川順子、西山和孝、三桝裕也、市川勉、竹内央、津田雄一、吉川真
はやぶさ２では定期的にアンローディングや姿勢変更におけるインパルスマヌーバが実施されている。こ
のインパルスマヌーバは決定精度の悪化の要因にもなっており、精度良く推定することで軌道決定精度を
向上することが出来る。本論文ではインパルスマヌーバにおける実績を考慮し軌道決定精度の評価を行っ
た。また IES 運転中のインパルスマヌーバを含む軌道決定精度の評価も実施した。
mpulse maneuver is performed in regularly unloading and attitude change in the Hayabusa 2. The
impulse maneuver has also become a cause of deterioration of orbit determination accuracy. If the
impulse maneuvers are possible to accurately estimate, the orbit determination accuracy is improved.
In this paper, we evaluated orbit determination accuracy considering the actual value of impulse
maneuver from telemetry in HAYABUSA 2. We also evaluated the orbit determination accuracy
including impulse maneuvers during the operation of Ion thruster engine.
Ｃ-４
「DDOR による深宇宙高精度軌道決定」
＊竹内央（JAXA）
はやぶさ２の打上げに向けて深宇宙軌道決定ソフトウェアへの DDOR 観測モデルの実装と各種物理モデ
ルの精度向上を進めた結果、DDOR 計測が通常の衛星運用の中で定常的に行なわれ軌道決定解に貢献する
体制が確立した。はやぶさ２における実計測においてこれまでの手法の 10 倍以上の極めて高い軌道
決定精度が得られている。定常運用化に伴うソフトウェアの開発状況を報告すると共に、各種深宇宙ミッ
ションにおいてこれまでに得られている成果を報告する。
Ｃ-５
「オイラーディスクの運動解析」
Motion Analysis of Euler's Disk
＊山田克彦（阪大）
オイラーディスクの運動は鉛直にたてたコインを回転させるときの運動のことで，剛体の回転運動として
興味深いふるまいをする．講演ではこの運動解析について述べ，スピン衛星との関連についてもふれる．
Ｃ-６
「四元数と三次元ベクトル空間」
「Quaternion and 3-D vector space」
＊東口實
四元数と三次元座標空間との関係を説明し、四元数が座標ベクトルの回転を通じて座標変換演算に利用で
きることの説明をする。
Quaternion means the rotation operator of a 3-D vector in the space of 3 dimensions. Quaternion is to
be use a coordinate transform like as matrix form operation.
Ｃ-７
「月の輪郭抽出による超小型衛星の姿勢角推定」
「Estimation of Attitude Angle for CubeSat by using Moon Outline Extraction」
＊田嶋健佑(群馬高専)，安藤瑞基(群馬高専)，小楠和也(群馬高専)，北村健太郎(徳山高専)，今井一雅(高知
高専)，平社信人(群馬高専)
現在，超小型衛星の特徴を活かした，軌道上における木星からくる電波の観測ミッションや，地球の磁気
圏と電離圏結合による電磁場観測ミッションなどが提案されている．本講では，これらのミッションに対
し，小型衛星の姿勢角推定として，月の輪郭解析を使用した手法について提案し，また，小型衛星の高精
度姿勢制御系として，冗長性を有するリアクションホイールについて取り扱い，これらの有効性について
検証を実施する．
Nowadays, investigating the electromagnetic M-I coupling of the Sq current system and observation
mission of radio wave from Jupiter by small satellite CubeSat mission are proposed. In order to
correspond these CubeSat mission, estimate method of the attitude angle by using moon outline
extraction is proposed in this report. And more redundant reaction wheel system is proposed as
CubeSat attitude control system with high accuracy. In this report, the authors verify the effectiveness
of proposing attitude control system.
Ｃ-８
「3 台の 1 軸ジンバル CMG による宇宙機の姿勢制御」
「Attitude Control of a Spacecraft Using three CMGs」
＊山田克彦（阪大）
，軸屋一郎（名大）
本講演では宇宙機の姿勢制御を 3 台の 1 軸ジンバル CMG によって行う場合を考察する．宇宙機の姿勢制
御では冗長性の点や特異点の性質から 4 台の 1 軸ジンバル CMG の用いられることが多いが，ここでは
CMG が 3 台の場合の特異点の性質やステアリング則について検討する．
In this study, spacecraft attitude control using three single-gimbal-control-moment-gyros (SGCMGs) is
considered. Usually, four SGCMGs are used for attitude control of a spacecraft in the viewpoint of the
redundancy and the singular-state characteristics. Although the attitude control is more difficult in the
case of three SGCMGs, the characteristics of the singular states and the steering law are examined.
Ｃ-９
「形状可変機能を用いた超小型衛星の姿勢制御について」
「On Attitude Control of Microsatellite Using Shape Variable Elements」
＊松永三郎（ISAS/JAXA）
，俵京佑（東工大・院）
超小型衛星の姿勢制御性能向上を目的とした形状可変システムを提案する．具体的には，展開式の太陽電
池パドルをモータ駆動することにより，システムの形状を可変とし，その慣性質量特性の変化を利用して
姿勢制御を行う．超小型衛星は質量が小さいため，この方式による高速姿勢変更が有効になると考えられ
る．具体的なミッション例に関し，有効性を検討した結果について報告する．
We propose a shape variable attitude control system to improve the attitude control performance of
micro-satellites. Driving deployable solar array paddles by motor, the shape of system is variable. Then
micro-satellite attitude can be controlled with the variation of inertial mass characteristic. Due to small
mass of micro-satellites, the variation can results in agile attitude maneuvering. In this presentation,
the results of the investigation with a concrete mission scenario for micro-satellite is reported.
Ｃ-１０
「超小型深宇宙探査機 PROCYON の姿勢制御系開発と軌道上実証」
「Development and On-orbit Verification of Attitude Control System for the Interplanetary 」
Micro-spacecraft PROCYON
＊五十里哲 (東大)，稲守孝哉 (東大)，伊藤琢博(ISAS)，蟻生開人(東大)，小栗健士郎(東大)，藤
本將孝(東大)，坂井真一郎(ISAS)，川勝康弘(ISAS)，船瀬龍(東大)
PROCYON は東京大学と JAXA によって開発された本格的な探査能力を持つ世界初の超小型深宇宙探査
機であり，2014 年 12 月にはやぶさ 2 相乗り副ペイロードとして軌道投入された．本研究は PROCYON
の姿勢制御系の概要をまとめ，その軌道上実証結果を報告するものである．
PROCYON is the world first practical interplanetary micro-spacecraft which was developed by the
University of Tokyo and JAXA/ISAS and was launched in last December with Hayabusa-2. This
research summarizes design concepts of the attitude control system for PROCYON and reports the
on-orbit results.
Ｃ-１１
「膜面反射率制御によるスピン型ソーラーセイルの最短時間姿勢制御」
「Time-Optimal Attitude Control of Spinning Solar Sail by Reflectivity Control」
＊小栗健士朗，古本拓朗，船瀬龍（東大・院）
＊Kenshiro Oguri, Takuro Furumoto, Ryu Funase (University of Tokyo)
ソーラーセイルの燃料フリー姿勢制御機構として，表面の反射特性を変化させセイルに太陽輻射圧トルク
を発生させる可変反射率デバイス(RCD:Reflectivity Control Device)が提案されており，世界初のソーラー
セイル IKAROS で実証された．太陽輻射圧下のスピン型ソーラーセイルの姿勢は，平衡姿勢周りの螺旋運
動であり，RCD を用いた姿勢制御は平衡姿勢をシフトさせることに相当することが従来研究で明らかにな
っている．しかし，螺旋運動の時定数は非常に大きいため，単純に平衡姿勢をシフトさせるだけの姿勢制
御手法では姿勢マヌーバに大きな時間を要してしまい，実用的ではない．そこで本研究では，姿勢マヌー
バ時間を最小化する RCD 制御則を解析的に導出した．
As a free-propellant attitude control system of solar sail spacecraft, Reflectivity Control Device (RCD) is
proposed and hasdemonstrated on orbit by the world-first solar sail, IKAROS. By utilizing RCD, which
varies reflectivity of its surface by electric power, the spacecraft can generate Solar Radiation Pressure
(SRP) toque on its sail.Prior researches indicate that the attitude motion track of spinning solar sail
affected by SRP describes a spiral motion around the equilibrium point and the attitude control by
RCD causes the translation of the attitude equilibrium point. However, due to the large time constant
of the spiral motion, simple control method, in which the equilibrium point is just shifted to the target
attitude, takes too much time for completing attitude maneuver and is not practical to use. Therefore,
this research indicates the analytical optimal attitude control method by RCD which minimizes the
attitude maneuver time.
Ｃ-１２
「深宇宙における小惑星観測を用いた自律航法に関する研究」
「On-board Orbit Determination by Asteroid Observation in Deep Space」
＊川端洋輔（東大院）
，川勝康弘（JAXA）
従来より深宇宙探査において宇宙機は Range and Range-Rate (RARR)と呼ばれる地球との電波交信に基
づく軌道決定（電波航法）によって航行している．しかし，RARR による軌道決定精度は非常に高いが，
深宇宙のような超長距離の場合には電波強度減衰や地上の大型アンテナの数，宇宙機の送信機出力の制限
などの問題がある．近年，このような問題の解決および運用コスト削減のため，宇宙機自身がオンボード
で軌道決定を行う自律航法が着目されている．惑星間軌道での自律航法手法として惑星観測などが考えら
れるが，本講演ではそれ以外にも宇宙機近傍の小惑星に着目する．宇宙機が小惑星を観測するために必要
な搭載カメラの性能や軌道決定精度等，小惑星観測による軌道決定方法についての解析結果および得られ
た知見について発表する．
Orbit Determination (OD) in deep space has been performed by Range and Range-Rate (RARR), which
is a traditional ground tracking approach by radio wave. The accuracy of the RARR method is higher
than other methods. However, such the radio navigation has the inevitable problems, e.g. the reduction
of radio wave strength, a small number of large antennas on the ground and the transmitter limitation.
The influence of these problems becomes significant especially for deep space missions. Therefore the
methods of on-board OD have attracted much attention for solving these problems. This presentation
focuses on the observation of not only planets but asteroids near the spacecraft for OD in
interplanetary trajectories. The detailed results like the performance of the optical navigation camera
to observe asteroids and the OD accuracy will be presented at the symposium.
Ｃ-１３
「探査機追跡データと相対航法データを用いた小惑星の軌道推定手法について」
「Orbit Determination of Asteroid Using Spacecraft Tracking Data and Relative Navigation Data」
＊池田人（JAXA）
小惑星探査ミッションにおいて，探査対象天体の精密な軌道推定は探査機運用への貢献だけでなく，小惑
星自体の科学的な検討の観点からも重要な項目である．本講演では小惑星周回軌道に入らない，いわゆる
ホバリング方式の探査ミッションを想定し，小惑星近傍を運動する探査機の追跡データと小惑星相対航法
データを組み合わせた小惑星の軌道推定手法について報告する．
Ｃ-１４
「 Prolate spheroidal harmonic expansion of gravitational field」
「重力場の扁長楕円体調和展開」
*Toshio FUKUSHIMA (National Astronomical Observatory of Japan)
福島登志夫（国立天文台）
Abstract: As a modification of the oblate spheroidal case, a recursive method is developed to compute
the point value and a few low-order derivatives of the prolate spheroidal harmonics of the second kind,
Qnm(y), namely the unnormalized associated Legendre function (ALF) of the second kind with its
argument in the domain, 1 < y < ∞. They are required in evaluating the prolate spheroidal harmonic
expansion of the gravitational field in addition to the point value and the low-order derivatives of
Pnm(t ), the fully-normalized ALF of the first kind with its argument in the domain, |t |<1. The new
method will be useful in the gravitational field computation of elongated celestial objects.
エロスやイトカワなど細長い形状を持つ小惑星への着陸ミッション等で必要となるニュートン重力場の扁
長(prolate)楕円体調和関数展開の実用的な計算法を考案した（Fukushima, 2014, Astron. J., 147,152)ので
報告する。同調和展開で最も難しいのは、引数 y が１より大きい実数の場合の第２種ルジャンドル陪関数
Qnm(y)の比で表現される動径関数の数値計算である。具体的には、扁平楕円体調和展開の場合
(Fukushima,2013, J. Geodesy, 87, 303)を少し変更して、新しく導入した超幾何関数 Fnm(y)の逆行漸化式
計算に帰着させる。漸化式に必要な初期値の計算には、速く収束する別の超幾何関数への変数変換を用い
る。この結果、地球重力場などで用いられている通常の球面調和関数展開と同程度の計算時間で計算する
ことが可能となった。
Ｃ-１５
「模型画像を用いた小惑星形状モデルの作成と検証」
「Construction of Asteroid Shape Model using Images of a Miniature Asteroid Replica and Its 」
Verification
＊尾川順子（JAXA）
，丸家誠（NEC）
，門田啓（NEC）
，大山洋（NEC）
，照井冬人（JAXA）
はやぶさ２ミッションにおいて小惑星到着後に行なう重要なタスクのひとつが，小惑星の形状モデルの作
成である．本稿では，小惑星模型の画像を用いた形状モデルの作成と検証について報告する．またはやぶ
さ２の目標小惑星の自転軸の向きによって，形状モデル作成のためにどのような撮像を行なうべきかにつ
いても考察する．
In the Hayabusa-2 mission, Construction of an asteroid shape model is one of the important tasks just
after arriving the asteroid. This paper describes construction and verification of a shape model using
images of a miniature asteroid replica. We also discuss how we should capture asteroid images for the
shape model according to the direction of its rotation axis.
Ｃ-１６
「強化型イプシロンロケットの誘導制御系の開発状況報告」
「Developing Status of Guidance and Control System for Enhanced Epsilon Launch Vehicle」
＊山口敬之、森田泰弘、井元隆行、山本高行、佐伯孝尚 (JAXA)、大塚浩仁、田中健作 (IA)
2013 年 9 月 14 日にイプシロンケット試験機の打上げを成功裏終え 2014 年 3 月には開発完了審査（月に
は開発完了審査（PQR）を終えた。そして、現在 JAXA では小型科学衛星をはじめとした今後の打上げ
需要に対応ていくもに、我が国の自律的な宇宙輸送システムを持続確保するため強化型イプシロンケッ
トの開発を進めている。強化型イプシロンケット開発では、将来輸送システムに至る中間的な開発として、
小型商用衛星（国内・海外）及び小型科学等の打上げ需要に対応するための打上げ能力向、性開発（軽量
化衛星包絡域拡大等）実機コスト削減を実施する計画である。本稿では強化型イプシロンケット開発につ
いて紹介する。
JAXA is succeeded in the first flight of Epsilon Launch Vehicle in September 14, 2013, and finished the
Post Qualification test Review (PQR) in march, 2014. Currently, JAXA has started the development of
Enhanced Epsilon Launch Vehicle for the responding to demand of future payloads and keeping the
autonomous and sustainable space transportation system. The development of Enhanced Epsilon
Launch Vehicle has started for increasing of launch capacity, payload usable volume and decreasing of
launch cost as an intermediate development toward Future Launch System. This development is
mainly the renewal of the second stage, and also includes the each subsystem’s improvement. This
paper describes the development status of the Enhanced Epsilon’s Guidance and Control System.
Ｃ-１７
「ISAS 観測ロケットでの姿勢決定・姿勢制御の試み」
「Attitude Determination and Control of ISAS Sounding Rockets」
＊福島洋介（JAXA）
，志田真樹（JAXA）
ISAS/JAXA の観測ロケットシリーズの多くでは搭載機器の制約やコストの問題から姿勢決定・姿勢制御を
オンボードで行っていない．しかし観測装置によっては姿勢決定および姿勢制御が利用できると観測範囲
や観測データの品質を高められるものがあり，また，μG 環境実験や天文観測へと観測ロケットの利用用
途を広げられると期待できる．
この目的のために試作したオンボード・リアルタイムADCS 装置について，
S-520-29 号機での姿勢決定およびスピン軸制御の結果，および S-520-30 号機での姿勢決定と３軸姿勢制
御の試みについて説明する．
Most of ISAS/JAXA Sounding Rockets have not been equipped with onboard attitude determination
and control subsystems (ADCS) because of system requirements and cost limitations. There are
increasing demands from PI for ADCS to make their observation range and chance wider and quality
of observation data higher, and the diversity of missions for sounding rockets greater enough to accept
micro-G environment experiments and astronomical observations. In this paper, an experimental
ADCS designed for this purpose is explained with some flight results of S-520-29 mission and a plan of
S-520-30 mission.
Ｃ-１８
「Selecting and Designing a Fast Midcourse Asteroid Flyby」
＊Bruno Victorino Sarli
Recently with new trajectory design techniques and use of low-thrust propulsion systems, missions
have become more efficient and cheaper with respect to propellant. As a way to increase the mission's
value and scientific return, secondary targets close to the main trajectory are often added with a small
change in the transfer trajectory. Due to their large number, importance and facility to perform a flyby,
asteroids are commonly used as such targets. The design of a low-thrust trajectory with a midcourse
asteroid flyby is not only challenging for the low-thrust problem solution but also with respect to the
selection of a target and its flyby point. Currently more than 600,000 minor bodies have been identified,
that in turn generate a very large number of possible the flyby points. This work uses a combination of
reachability, reference orbit, and linear theory to select appropriate candidates, drastically reducing the
simulation time, to be later included in the main trajectory and optimized.
Ｃ-１９
「月近傍有人拠点へのランデブ軌道設計要求に関する考察」
「A study on trajectory design requirements for rendezvous mission to cislunar manned spacecraft 」
＊植田聡史、村上尚美、山元透 (JAXA)
月、小惑星、あるいは火星探査を見据えた"Global Exploration Roadmap"が国際間で議論されており、そ
の中で、月近傍軌道における新たな有人拠点建設のコンセプトが将来の火星探査に向けた中間的なステッ
プとして挙げられている。有人拠点への補給ミッションにおいては、安全に関する要求を満足する相対接
近軌道を設計し、基準軌道を逸脱しないように飛行することが求められる。本研究では、ISS への補給ミ
ッションである HTV の相対接近軌道設計、飛行運用の経験に基づき、地球月ラグランジュ点付近の軌道に
あることを想定した有人拠点へのランデブ軌道設計要求について議論し、想定される要求に適合する設計
および解析結果を示す。
This study is motivated by international discussion regarding design architecture of future space
station in cislunar orbits. According to Global Exploration Roadmap, a concept of new space station in
the lunar vicinity is proposed as the intermediate step to expand the capabilities needed for future
Mars missions. Safety requirements are the key not only to trajectory design but also to flight
operation to manned spacecraft. In this study, rendezvous trajectory design and flight operation of the
HTV which is a resupply mission to the ISS is revisited. Design requirements regarding rendezvous
trajectory to manned spacecraft in cislunar orbits around Earth-Moon Lagrange point are discussed.
Trajectory design which meets assumed requirements and analysis results are presented.
Ｃ-２０
「深宇宙有人ステーション近傍域への接近方式」
「Proximity approach to a deep space manned space station on EML2 halo」
＊佐藤友紀、北村憲司、堀田成紀（三菱電機）
、村上尚美、植田聡史、山元透（JAXA）
地球・月系の L2 ハロー軌道（振幅 12000×35000×10000km）を飛行する深宇宙有人ステーションの後
方 1000km に投入した宇宙機を、航法誤差 5km（3σ）
、5cm/s（3σ）
、ΔV 誤差 3%（3σ）のもと、相対
航法が可能となるステーション近傍域 200km に 4 日間かけて接近する方式を検討し、
近傍域到達時の相対
位置・速度の精度、安全性、必要推薬量の観点から、妥当な運用シナリオを得た。
Spacecrafts approach to proximity ( 200km distance in which relative navigation is available) of a deep
space manned space station on halo orbit ( amplitude 12000×35000×10000 km ) around Earth-Moon
L2 point is investigated. Given assumptions on spacecrafts insertion point (1000 km behind the
station), navigation accuracy (5km (3σ), 5cm/s (3σ) error in position and velocity), and control
accuracy ( 3% (3σ) error in all direction), we obtained reasonable scenario for the proximity approach
which takes 4 days after the orbit insertion, in term of accuracy of relative position, velocity, safeness,
and fuel.
Ｃ-２１
「EML2 深宇宙有人ステーションの近傍域におけるランデブー軌道」
「Rendezvous trajectory in the vicinity of the Space Station on EML2」
＊北村憲司、佐藤友紀、堀田成紀（三菱電機）
、村上尚美、植田聡史、山元透（JAXA）
地球・月系の L2 ハロー軌道を飛行する深宇宙ステーションに対して相対距離 200km 地点の近傍域から
30m 地点までのランデブー軌道を検討した．ステーションからの相対距離に応じて異なる航法センサを用
いられると仮定した上で，航法誤差や制御誤差を考慮したモンテカルロシミュレーションを行い，ランデ
ブー軌道の安全性について検討した．
In this study, the rendezvous trajectory in the vicinity of the deep space station on Earth-Moon L2 point
is considered. It is assumed that the initial and final relative distances are 200km and 30m,
respectively, and that the several navigation sensors are used in accordance with the relative distance.
The monte-calro simulation is conducted considering the navigation error and control error, and it is
shown that the proposed rendezvous trajectory can safely approach the space station.

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