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elcome to the 23rd Workshop on JAXA
Astrodynamics and Flight Mechanics
Contents
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Session Schedule
Session Detail
23rd. Workshop on Astrodynamics and Flight Mechanics
Jul 29, 2013 9:30～17:30
Jul 30, 2013 9:30～17:30
＊開始時間にご注意ください。
会場：宇宙科学研究所 大会議場 (A／B 会場)、1 階入札室 (C 会場)
Venue：ISAS/JAXA Main building 2nd Floor (Conference Room A and B)、1st Floor (Conference Room C)
Jul. 29 Mon
Room A
衛星、探査機システ
9:30
ムの構築
～
*K. Tsuchiya
11:30
(Doshisha
University)
～
13:15
重力モデルと飛行
応用
*T.Kida
(UEC)
Room C
9:30
用
*I. Nakatani
～
*N. Kobayashi
(Aichi University
11:30
of Technology)
＊宮本英昭（東京大学総合研究博物館）
空力飛行システム
～
*T. Iwata
15:00
(JAXA)
15:00
フォーメーション
探査ロボット-2
フライト
*S. Hokamoto
*H. Tsunoda
(Kyushu
(Tokai University)
University)
*S. Matunaga
(Nanzan
(Aoyama
(JAXA)
University)
11:30~
Lunch
12:30
Lecture: :「はやぶさ 2 SCI による人工クレータ形成実験時の放
～
出物の軌道解析」 (Room A)
13:15
＊平田成（会津大学）
13:30
～
15:00
ソーラーセイル-1
姿勢運動
*K. Yamada
*N. Ishii
(Nagoya
(JAXA)
University)
15:30
ミッション解析-1
探査ロボット-3
～
*M. Yoshikawa
*T. Hashimoto
*T. Kubota
～
17:30
(JAXA)
(JAXA)
(JAXA)
17:30
ラグランジュ点に
関わる軌道移行
*S. Ueno
(YNU)
Break
~15:30
軌道最適化-1
～
姿勢制御
*A. Ichikawa
University)
15:30
18:00
Room C
ミッション解析-2
15:00
Break
~15:30
Room B
軌道決定・航法運
Mobile System
Lecture -:「宇宙資源―Pie in the sky」 (Room A)
13:30
Room A
探査ロボット-1
Lunch
11:30~
12:30
Room B
Jul 30 Tue
ソーラーセイル-2
構造体のモデル化
*K. Senda
と制御
(Kyoto
*J. Onoda
University)
(JAXA)
Symposium organizing meeting (RoomA)
Shuttle Bus schedule:
Morning (for ISAS)：8:25 8:50 9:15 9:40 10:05
Evening (for Fuchinobe JR Sta.)：16:30 17:00 17:30 18:00 18:30 19:00 19:30 20:00 20:30
Return your badge given at check-in to Ms Okabe, Workshop secretary, if you take ISAS shuttle bus back to the JR station.
Note: Each presentation is allotted 30 minutes including questions and discussion.
Concluding each presentation earlier leaving 5 minutes left for questions and discussion is strongly recommended.
ミッション解析-3
*F. Terui
(JAXA)
Jul. 29, 2013 Registration Starts at 9:00
＊開始時間にご注意ください。
Conference Room A
「はやぶさ2 衝突装置の命中精度」
＊佐伯孝尚、今村裕志（JAXA）
Conference Room B
Conference Room C
「SEL2近傍の待機軌道の設計とその利用について」 「Hayabusa-2小惑星表面探査ローバの移動メカニズ
＊田中啓太（NEC）
ムと無重力実験による検証」
*T. YOSHIMITSU, T. KUBOTA (JAXA), T. ADACHI
(Seccia Techno Co Ltd.), Y. KURODA (Meiji
University), Y. MIYATA (University of Tokyo)
9：30～
10：00
A-１
「月面画像のレジストレーションに関する検討」
＊片山保宏（JAXA)
B-１
「任意形状天体の重力場計算」
＊福島登志夫（国立天文台）
10：00～
10：30
A-２
「Extravehicular activities (EVA) support robot
demonstration test “REX-J”」
＊Atsushi Ueta, Shin-Ichiro Nishida (JAXA)
C-１
「衝撃吸収専用脚を用いた着陸機構と姿勢制御の検
討」
＊藤井裕大、前田孝雄（東大）、吉光徹雄、橋本樹明
（JAXA）
B-２
C-２
「重力アシストを用いた太陽-地球-月-宇宙機の四体 「太陽光捕捉と衛星形状による火星測位システムの
問題におけるCaptureとEscape」
試作研究」
＊大島健太、柳尾朋洋（早大）
＊須田 健太郎、平社信人（群馬高専）
10：30～
11：00
11：00～
11：30
A-３
B-３
C-３
「宇宙機ヒータ用リソース制約付き制御の地上電力シ 「小惑星形状から重力ポテンシャルを推定する手法」 「国際宇宙探査におけるロボットミッションの動向につ
ステム適用実証研究」
＊元岡純範（元東大・院）
いて」（仮題）
＊大谷翔（NEC）、白澤洋次、森治（JAXA）
＊上野浩史（JAXA)
【つくばよりTV】
A-４
13:30～
14：00
B-４
C-４
Lecture -:　「宇宙資源―Pie in the sky」
＊宮本英昭（東京大学総合研究博物館）　（Room　A）
12：30～
13：15
「ISSから放出される小型衛星の再突入実験の概念
設計: EGG (re-Entry satellite with Gossamer
aeroshell and Gps/iridium)」
＊今村宰、鈴木宏二郎、秋田大輔、中篠恭一、高橋
裕介、鳴海智博、林光一、山田和彦、石村康生、永
田康典、安部隆士
「Active formation along circular and elliptic orbits
by pulse control」
Kyushu University, Assistant Professor, Mai Bando
＊坂東麻衣（九大）、市川朗（南山大学）
「小型ロボット探査機による小天体探査」
＊成田伸一郎、矢野創、川口淳一郎（JAXA）
【パサデナよりTV】
A-5
B-5
C-5
「空中発射システム概要と飛行解析によるシーケンス 「２つの代数リッカチ方程式とフォーメーションフライ 「Casting Netを用いた小惑星捕獲方法の検討」
検討結果」
ト」
＊水森主（東海大）
＊有銘崇（IHIエアロスペース）
＊吉田賢司、市川朗（南山大学）
14：00～
14：30
14：30～
15：00
A-6
B-6
C-6
「有翼ロケット実験機の最近の飛行実験結果」
「J2項による摂動下での速度増分を抑えたフォーメー 「ワイヤを用いた月縦孔探査ロボットの降下時の位
置・姿勢制御」
＊伊多倉京士朗、宮本信太郎、山崎裕司、松本剛
ション保持制御則」
明、米本浩一（九工大）
*北村憲司（三菱電機）、山田克彦（名大）、島岳也（ ＊茂渡修平（東大）、大槻真嗣、久保田孝（JAXA）
三菱電機）
A-7
15：00～
15：30
B-7
C-7
休憩
「厳密な線形化を用いたスピン型ソーラーセイルの加 「帯電衛星によるスペースデブリ除去に関する研究」 「熱制御を考慮した小惑星探査ローバの新移動メカ
速度最大化のための最適スピンレート制御則」
＊中宮賢樹、赤司陽介、山川宏（京都大学）
ニズムの提案」
＊大野剛（東大）、三桝裕也（JAXA）
＊宮田洋佑（東大）、吉光徹雄、久保田孝（JAXA）
15：30～
16：00
A-8
16：00～
16：30
B-8
C-8
「低推力推進における一時的な故障からのリカバリー 「A New 3D Odometry Model based 6DOF
Localization for 4-Wheel Rovers on GPS denied
を考慮した軌道設計」
Natural Terrain」
＊尾崎直哉、船瀬龍、中須賀真一（東大）
＊Peshala Gehan JAYASEKARA（東大）、Takashi
Kubota（JAXA）
16：30～
17：00
A-9
B-9
C-9
「惑星間待機軌道を導入した自在な軌道設計手法に 「レーザーレンジファインダーのみによる自律移動の
「EML1/L2 - SEL2間の軌道移行とEML2からの脱
可能性について」
関する研究」
出」
＊池永敏憲、歌島昌由、石井信明、吉川真、平岩徹 ＊Kai Yun、桜井景太、外本伸治（九大）
＊田中啓太（NEC）
夫、野田篤司（JAXA）
「変動座標系を用いた最適低推力軌道の設計」
＊松本純（東大）、川口淳一郎（JAXA）
17：00～
17：30
A-10
B-10
「Design of a Translunar backup trajectory utilizing 「小惑星の自転を利用したΔV獲得方法に関する考
察」
manifolds of L1 halo orbit of the Earth-moon
＊菊地翔太（東大）
system」
＊佐藤友紀、Piyush Grover、吉河章二（三菱電機）
A-11
18：00～
B-11
シンポジウム意見交換会　（Room　A）
C-10
Jul. 30, 2013 Registration Starts at 9:00
＊開始時間にご注意ください。
Conference Room A
探査機間 Range Rate 計測による、軌道決定精度の
向上に関する一考察
＊川口、竹内、白澤（JAXA）
9：30～
10：00
Conference Room B
「着陸候補地点を考慮したMELOS1の軌道初期設
計」
*Naoko Ogawa, Kazuhisa Fujita(JAXA), Genya
Ishigami(Keio Univ.), Akira Oyama, Kazuhiko Yamada,
Takashi Kubota(JAXA), Hirdy Miyamoto(Univ. of
Tokyo), Akihiko Yamagishi(Tokyo University of
Pharmacy and Life Science), Takehiko Satoh(JAXA)
A-12
B-12
「はやぶさ２各フェーズでの共分散解析について」
「金星周回軌道上での長期間日陰の回避を考慮した
＊谷口正、大西 隆史（富士通(株)）、吉川真、竹内
「あかつき」の一軌道計画」
央、市川勉、津田雄一（JAXA）
＊川勝康弘（JAXA）
Conference Room C
「スピン型ソーラーセイルの姿勢制御における最適ス
ピンレート制御則の厳密な線形化を用いた解析的導
出」
＊大野剛（東大）、三桝裕也（JAXA）
C-11
「可変速CMGを用いた宇宙機の姿勢制御」
＊山田克彦、藤井健太（名大）
10：00～
10：30
10：30～
11：00
11：00～
11：30
A-13
B-13
C-12
「トルク動作とヌルモーションを併用した高速多地点
「IKAROSの姿勢・軌道運動の長期予測」
「Multi-objective optimisation of multi-revolution,
姿勢マヌーバのためのCMG駆動則」
＊三桝裕也（JAXA）、谷口正（FJT）、竹内、白澤、米 low-thrust orbit　raising for DESTINY mission」
＊神澤拓也、春木美鈴、山中浩二（JAXA）
倉、森（JAXA）
*Federico Zuiani, Yasuhiro Kawakatsu and
Massimiliano Vasile
A-14
B-14
「Riccati方程式よりDiophalltille方程式へ」
「スロースピン衛星に作用する重力傾斜トルクと、そ 「はやぶさ２における降下フェーズの運動解析」
＊三桝裕也、照井冬人（JAXA）、保田誠司、卯尾匡 ＊真鍋舜治（元三菱電機）
の「あかり」衛星の姿勢復旧運用への適用」
＊坂井真一郎, 川勝康弘, 橋本樹明, 山村一誠, 紀伊 （NEC）
恒男, 村上浩
A-15
12：30～
13：15
13:30～
14：00
B-15
C-13
C-14
Lecture -:「はやぶさ2 SCIによる人工クレータ形成実験時の放出物の軌道解析」
＊平田成（会津大学）　（Room　A）
「可変反射率デバイスを用いた燃料フリー姿勢制御 「はやぶさ２における小惑星準周回軌道の検討」
システムを搭載したスピン型ソーラーセイルIKAROS ＊津田雄一（JAXA）、菊地翔太（東大）、Giancotti
Marco（ローマ大学）
のセイル変形量および光学パラメータの推定」
＊管野剛（東海大）、船瀬龍（東大）
「Development of a Space Pruning Metric to Take in
Account the Dynamics around L4」
＊Lucas Bremond（東大）、津田雄一（JAXA）、船瀬
龍（東大）
A-16
B-16
C-15
「スピン型ソーラーセイルの姿勢運動と固有振動モー 「太陽光圧下における宇宙機のスピン安定性解析と 「L2点宇宙港を起点としたソーラーセイルによる小惑
ドに基づいたセイル形状推定」
太陽追尾姿勢制御」
星往復探査軌道設計」
＊中条俊大(東大)、津田雄一（ JAXA）
＊林直宏、大野剛（東大）、三桝裕也（JAXA）
＊濱崎拓（東大）
14：00～
14：30
14：30～
15：00
A-17
B-17
C-16
「スピン停止状態におけるソーラーセイルの膜面形状 「軌道上にある柔軟な太陽発電衛星の動力学シミュ 「楕円制限３体問題における太陽地球L2点近傍軌道
に関する研究」
レーション」
に対する軌道維持手法」
＊菊池隼仁（東大）、森治（JAXA）
＊泉田啓、後藤貴広（京大）
＊杉本理英（総合研究大学院大学）、川勝康弘、佐
伯孝尚（JAXA）
A-18
15：00～
15：30
15：30～
16：00
B-18
C-17
休憩
「リアクションホイールと太陽光圧トルクのみによる宇 「絶対節点座標法に基づくモデルを用いた極めて柔
軟な構造物の位置および振動の制御系設計」
宙機の角運動量の除荷と姿勢制御」
＊菅原佳城（秋田大）、小林信之（青学大）
＊林直宏、大野剛（東大）、白澤洋次、佐伯孝尚
（JAXA）
「Mission design for the exploration of Neptune and
Triton 」
*Stefano Campagnola（JAXA）
A-19
B-19
C-18
「スピン展開ソーラーセイルの形状制御について」
「部分構造法を用いた汎用ダイナミックモデル構築手法の
「Orbit Transfer Optimization for Multiple Asteroid
＊白澤洋次、地福亮、津田雄一、川口淳一郎
研究」
Flybys」
（JAXA)
＊巳谷真司（JAXA）
*SarliBruno, KawakatsuYasuhiro(JAXA)
16：00～
16：30
16：30～
17：00
A-20
B-20
C-19
「Preparatory Study on Accessing Asteroids on
「ソーラー電力セイルの姿勢制御法の違いに関する 「テザーを用いた小惑星デスピンに関する考察」
＊寺元祐貴（東大）（JAXA）
Horseshoe Orbits and Applications」
考察と次期ミッションへの適用」
＊Guillaume Rivier (the University of Tokyo)
＊中条俊大、林直宏（東大）、白澤洋次、森治
（JAXA）、船瀬龍（東大）
A-21
17：00～
17：30
B-21
「ソーラーセイルIKAROS展開形状の非線形有限要素
解析」
＊佐藤泰貴（東工大）、奥泉信克（JAXA）、大野剛
（東大）、古谷寛、坂本啓（東工大）、白澤洋次、森治
（JAXA）
B-22
C-20
「Hill’s Problem with Solar Radiation Pressure:
Periodic Orbits and their Stabilization」
*Giancotti Marco(Roma Univ.), Y. Tsuda, S.
Campagnola(JAXA)
【ローマよりTV】
C-21
A 会場
A-1
「はやぶさ 2 衝突装置の命中精度」
＊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．衝突装置は母船から分離した後，数十
分後に着火，衝突するが，その命中精度は，探査機本体の位置，速度制御や分離外乱に依
存しており，決してよいものとは言えない．ここでは，分離試験の結果を踏まえた現状の
命中精度の解析と，命中精度の向上を目指した制御機能付き衝突装置の構想について紹介
する．
「Impact Accuracy of Hayabusa2’s Small Carry-on Impactor」
*Takanao SAIKI and Hiroshi IMAMURA(JAXA)
JAXA’ s next asteroid exploration probe, Hayabusa2 will be equipped with a small
carry-on impactor (SCI) to create an artificial crater on the surface of the asteroid. The
impact accuracy of SCI depends on the control accuracy of the position and velocity of
the mother S/C and the separation disturbance, and it is by no means satisfactory. This
paper presents the latest analysis of the impact accuracy and the concept of the
“Active-SCI” to improve the impact accuracy.
A-2
「月面画像のレジストレーションに関する検討」
「Image Registration for Satellite Image of Moon 」
*Y. Katayama(JAXA)
衛星画像を複数枚重ね合わせる場合、撮影時の人工衛星の位置姿勢の違いにより生じる地
形の見え方の違いGeometric Distortionによって、正確に重ね合わせることができない。リ
モセン分野では、歪を取り除くレジストレーションが利用されるが、撮影回数の限られる
月面画像では撮影時刻が異なるため、画像の違いが大きく自動対応付けが課題となる。本
検討では、太陽位置の影響を受けない高次の特徴によるレジストレーションについての提
案を行う。
A-3
「Extravehicular activities (EVA) support robot demonstration test “REX-J”」
*Atsushi Ueta, Shin-Ichiro Nishida (JAXA)
On the International Space Station (ISS), there are many operations that astronauts
cannot perform in their limited activity time. In addition, since extravehicular activities
are accompanied with danger to astronauts, an “astronaut support robot” is considered
necessary to support or substitute astronauts in their activities. The support robot that
we are considering moves by extending four tethers from its body in four directions,
adjusting the length of each. Therefore, we are continuing research on technology for
moving by tether control, using an extendable arm to extend the tethers and secure
them. Aiming at the world’s first space demonstration of this locomotion technology, the
space demonstration test “EVA support robot demonstration test (REX-J)” of
“locomotion robot technology using an extendable robot arm and tethers” has been
conducted on the extravehicular experiment platform of the Japanese experiment
module (JEM) “Kibo”, a part of the ISS, since October 2012. Through this experiment,
we have confirmed functions and gained fundamental characteristics of robots difficult
to obtain in the gravitational environment on the ground.
(JAXA Robotics Research Group )
A-4
「宇宙機ヒータ用リソース制約付き制御の地上電力システム適用実証研究」
＊大谷翔（NEC）、白澤洋次、森治（JAXA）
リソース（電力供給能力）に制約を受ける宇宙機のシステム消費電力ピークを抑制し，か
つ構成機器の温度要求を満たすようヒータに出力指令を与えることで宇宙機温度制御を達
成した「リソース制約付き分散化制御」を社会システムにも適用する．具体的な実証とし
て，線形挙動を示すヒータシステムから一次駆動モータ系への適用を定性的・定量的に示
すべく，小型電動電車（HOゲージ）システムを用いた種々の実験を行った．各構成機器は
電力要求をduty比に基づいた単純なスイッチング切り替えのみで制御を行い，発車時ピー
ク発生挙動の抑制と電力マージン発生時の速度要求を反映したduty補正を目指した．結果，
発車時のスイッチング入力はシミュレーションベースで導出し，遅延回復は実機システム
を用いて実際の効果を確かめられた．結論として，一連の実証実験によりリソース付き分
散化制御はその汎用性を単純線形挙動モデルから一次駆動モータ系モデルにまで拡張され
た．
「Application of Energy Control System subject to Resource Limitation for Heater
Control Equipment to Public System」
*S. Ohtani(NEC), Y. Shirasawa, O. Mori(JAXA)
The power supply management system was originally developed at JAXA to manage the
risk of electric power scarce due to excess access from each device in a spacecraft. The
main idea behind the system is to decrease the peak amount of limited power in a
spacecraft by shifting in switching timing based on demand-response from each device.
For
realization, each device exchanges information each other, resulting in increase of
robustness of the system since a defect of the controller does not affect other parts of the
system. The limited power resource is allocated based on the priority level of each device.
To quantitatively evaluate the benefits of the new system when applied to public
infrastructure systems, multiple small electrical trains (HO gauge) whose electrical
power provision system is basically the same as the real one have been arranged. The
experiments give the deeper understanding of behavior of first-order system in view
point of energy consumption. Presently, the priority setting and duty allocation systems
are being implemented to the small train system, to show whether similar results as the
heater control case are also achieved. In conclusion, this paper will present the newly
constructed power system and elaborate its ramifications together with the
experimental and simulation results.
A-5
「ISSから放出される小型衛星の再突入実験の概念設計: EGG (re-Entry satellite with
Gossamer aeroshell and Gps/iridium)」
＊今村宰（日本大）、鈴木宏二郎、秋田大輔（東大）、中篠恭一（東海大）、高橋裕介（北海
道大）鳴海智博（東京理科大）林光一（青山学院大学）、山田和彦、石村康生、永田康典、
安部隆士（JAXA）
本報告では、ISSから放出される小型衛星の再突入実験の概念設計について報告する。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。
2012年8月に実施した観測ロケットを利用したインフレータブル構造を有した展開形エア
ロシェルの飛行試験で得られた成果を踏まえつつ、軌道上でのインフレータブルの展開と
それに伴う軌道崩壊について実証試験を行うことを計画している。
「Concept Design of Reentry Experiment from ISS: EGG」
(re-Entry satellite with Gossamer aeroshell and Gps/iridium)
*O. Imamura, K. Suzuki, D. Akita, K. Nakashino, Y. Takahashi, T. Narumi, K.
Hayashi,K. Yamada, Y. Ishimura, Y. Nagata, T. Abe
This paper introduces the concept design of Reentry demonstration experiment of small
satellite with gossamer aeroshell from ISS. The satellite size is planning to be 10cm x 10
cm x 30cm in size and around 3kg in weight. The characteristic of this satellite is
aeroshell which makes ballistic coefficient low thanks to large drag force. The aeroshell
has to be deployable to pack in the fairing during launch phase. In our research group, a
suborbital re-entry demonstration of flare-type membrane aeroshell was carried out
using a JAXA’s S-310 sounding rocket in August 2012. In this flight test, the membrane
aeroshell with the inflatable torus was deployed at 100km in altitude during the
suborbital flight under microgravity and vacuum condition, and it re-entered the earth
atmosphere from 150km in altitude. Following previous flight experiments, the flight
experiment from the ISS is planning to demonstrate the deployment of aeroshell in
orbit and re-entry of inflatable structure from the orbit. After the release from ISS and
orbit determination, solar array panels and capsule is separated into two parts and
aeroshell is deployed from the center of satellite with inflatable torus tube. The
aeroshell is inflatable flare-type membrane and around 1m in diameter. Altitude
decreases and the satellite re-enters earth atmosphere within 10 days after the
deployment. The satellite burns out at 90 km in altitude. The aeroshell structure is
almost the same with that of sounding rockets experiment, but gastight film of
inflatable structure is different, which is polyimide film instead of silicon film due to be
better heat resistance and gas tightness performance. As for gas insertion system, gas
bomb opener using shape-memory alloy is newly employed due to the safety in the orbit.
Another characteristic of this satellite is positioning and communication system, for
which Iridium satellite-phone system is employed. Iridium satellite-phone system
enables to downlink and uplink of flight data without radio station license. As this
system is already verified in the previous sounding rocket experiment, verification of
Iridium system on the orbit is another purpose of this satellite. The main purpose of this
satellite is re-entry verification, but as aeroshell unit is the system to decrease the
ballistic coefficient, aeroshell unit can be diverted to de-orbiting technics. This will be
useful for the reduction of the space debris.
A-6
「空中発射システム概要と飛行解析によるシーケンス検討結果」
＊有銘崇（IHI エアロスペース）
ALSET（Air Launch System Enabling Technology）プロジェクトは今後の成長が見込ま
れる小型衛星市場への対応、そして将来的な商業化を見据えて開始された。空中発射方式
による宇宙輸送が実現すれば、小型衛星ユーザーにとって信頼性が高く柔軟性に富み、即
応性のあるサービスが提供可能となる。本論文は ALSET プロジェクトのシステムコンセプ
トを紹介し、航空機からの抽出及び投下解析によるベースラインシーケンス検討結果を示
す。
「An overview of Air Launch System and Baseline Sequence Based on Flight Analysis」
*T. Arime(IHI Aerospace)
The Air Launch System Enabling Technology (ALSET) project was initiated in response
to the growing small satellite market and the desire to promote general space
commercialization. An air launch approach to space transportation provides high
reliability, flexibility, and responsiveness to meet the future needs of small satellite
operators. This paper will introduce ALSET project from the view point of system
concept, extraction and drop analysis to decide baseline sequence.
A-7
「有翼ロケット実験機の最近の飛行実験結果」
＊伊多倉京士朗、宮本信太郎、山崎裕司、松本剛明、米本浩一（九工大）
九州工業大学宇宙システム研究室では，2005 年より無人の完全再使用型サブオービタル宇
宙輸送システムの研究開発を行なっている．2012 年 10 月には，上昇フェーズおよび滑空
フェーズにおける航法誘導制御システムの技術実証を目的とした有翼ロケット実験機１４
号機を開発し，地上燃焼試験を成功させた．さらに，2013 年 6 月 31 日にその初回となる
飛行実験を実施した．本講演では，取得したデータの解析結果をもとに，実験結果の発表
とその考察を行う
「Recent Flight Test Results of Winged Rocket Test Vehicle」
Since 2005, Space Systems Laboratory at Kyushu Institute of Technology has been
conducting research on an unmanned and fully reusable suborbital winged rocket called
WIRES (Winged REusable Sounding rocket). The objectives of subscale test vehicle
WIRES#014 is the verification of navigation, guidance and control technologies in the
ascent and gliding phases. The latest ground combustion test was conducted at the end
of October 2012 to validate the actual thrust of propulsion system and the reliability of
onboard avionics. The first flight test was carried out in June 2013. In this paper, the
results of flight test are discussed.
A-8
「厳密な線形化を用いたスピン型ソーラーセイルの加速度最大化のための最適スピンレー
ト制御則」
＊大野剛（東大）、三桝裕也
スピン型ソーラーセイルのスピン軸方向は，太陽光圧により発生するトルクの影響で，太
陽方向近傍にある平衡点を周回する運動を行い，その特性はスピンレートに依存する．ソ
ーラーセイルは太陽光圧を利用して推力を得るため，その軌道は太陽に対する姿勢によっ
て決定される．従って，スピンレートを制御することで，間接的に軌道を制御することが
可能である．本研究では，スピン型ソーラーセイルの加速度を最大化するスピンレート制
御則を導出する．
「Optimal Spin-Rate Control Law for a Spinning Solar Sail to Maximise Acceleration
using Exact Linearisation」
*G. Ono(Tokyo University), Y. Mimasu(JAXA)
A spin-axis direction of a spinning solar sail rotates around an equilibrium point near
the Sun direction due to the influence of solar radiation pressure, and this motion can
be controlled with the spin rate of the spacecraft. Since a solar sail spacecraft uses the
solar radiation pressure for propulsion, its trajectory is dependent on its attitude with
respect to the Sun. The trajectory can be, therefore, controlled indirectly with the spin
rate. In this study, a spin-rate control law to maximise the acceleration of a spinning
solar sail is derived.
A-9
「変動座標系を用いた最適低推力軌道の設計」
＊松本純（東大）、川口淳一郎（JAXA）
近年の深宇宙探査では、高い Isp を持つ電気推進の利用が活発化している。この電気推進は
推力を連続的に発生させるものであり、その軌道設計は通常、DCNLP をはじめとする複雑
な数値最適化手法により行われている。本研究は、この複雑な数値最適化を用いずに、最
適低推力軌道を設計できるようにするものである。ここではまず、回転角速度が変動する
座標系を用いることで低推力軌道をシンプルな形に表示する。その後、Shape-Based 法を
適切に用いることで、非常に簡便な手法で最適軌道の設計を行う。
「Design of Optimal Low-thrust Trajectory Using Alternating Rotational Coordinates」
*J. Matsumoto(Tokyo University)
In recent years, the use of electric propulsion systems becomes a trend in deep space
missions because of its high Isp. This electric propulsion system generates continuous
low-thrust so that it is necessary to conduct complicated numerical calculations such as
DCNLP to design low-thrust trajectories. Then this study proposes a new strategy to
design optimal trajectories. In this study, new rotational coordinates whose angular
velocity varies as the spacecraft moves are defined. And by using shape-based strategy,
optimal trajectories are designed in a simple manner.
A-10
「EML1/L2 - SEL2 間の軌道移行と EML2 からの脱出」
*K. Tanaka(NEC)
Transfer trajectories starting from the L2 point of the Earth-Moon system
The libration points of the Earth-Moon(EM) system have recently attracted attention
again as a new base for long-duration habitation. They are considered desirable
candidate sites for extended ISS operations, which are very important to understand
human space capabilities. This paper shows various kinds of transfer trajectories for the
use of EM L2. First half of the paper presents trajectories between the Earth-Moon
L1/L2 and Sun-Earth L2. It is shown that small maneuvering can achieve the successful
transfer between the points by the effective use of the natural dynamics. Starting from
two impulsive trajectories, several transfer plans are investigated clarifying the amount
of the total maneuvers, width of the launch window and flight time. This section
concludes by comparing results between each transfer strategy in order to propose the
most favorable transfer scheme for the situation. The latter half proposes efficient
escape trajectories to the interplanetary space from EM L1 or L2. It begins by a natural
escape, where a spacecraft naturally leaves the libration points due to the imbalance of
gravity. This type of a trajectory has a merit of being maneuver-less but cannot gain
enough energy to visit the outer planets without using some orbital manipulations, i.g.
EDVEGA. Next, a technique of the trajectory correction using the solar perturbation is
proposed. Controlling the path with the acceleration by the solar gravity leads the
targeting at the Earth, achieving the chance of a powered gravity assist and realizing a
high improvement of the escape energy. 400 m/s of ∆V can generate C3 enough to reach
the Mars.
A-11
「地球-月系の L1 ハローの多様体を用いた月遷移バックアップ軌道の計算」
＊佐藤友紀、Piyush Grover、吉河章二（三菱電機）
ハロー軌道の多様体を用いる遷移軌道は、少推薬のため搭載機器の増量を可能にするが、
エンジン系の不具合発生時等のバックアップとしての利用価値も注目に値する。本研究で
はホーマン型月遷移軌道を途中で地球-月系の L1 ハロー軌道の多様体を使う軌道に切換え
る手法を提案。両軌道のエネルギー差が大きいため合計推薬量は減らないが、全体に渡り
低推力（ΔV で 90m/s 以下）で、メインエンジン不具合による出力低下時でも月到達を可
能とし得る軌道が存在することを確認した。
「Design of a Translunar backup trajectory utilizing manifolds of L1 halo orbit of the
Earth-moon system」
*Y. Sato, P. Grover, S. Yoahikawa(Mitsubishi Electric Research Laboratories)
While a low fuel transfer trajectory utilizing manifolds of halo orbits enable us to
increase mass of spacecraft equipment, its use as a backup trajectory in case the
engine system fails is also remarkable. We propose a trajectory reconfirmation from a
Hohmann-base translunar trajectory to a translunar trajectory which uses manifolds of
L1 halo orbit of the Earth-moon system. Although total necessary fuel is not reduced
since the energy difference among two trajectory is large, we found a low thrust
trajectory (delta-v is less than 90 m/s for all each individual maneuvers) in which the
moon insertion might be possible even when attainable thrust is limited due to a failure
of the main engine.
A-13
「はやぶさ２各フェーズでの共分散解析について」
＊谷口正、大西 隆史（富士通(株)）、吉川真、竹内央、市川勉、津田雄一（JAXA）
はやぶさ２ミッションでリエントリや SWB といった高い精度で軌道決定を実施しなけれ
ばいけない軌道上のイベントがあり、これらのフェーズで軌道決定精度を把握することは
重要なミッションである。特にリエントリや SWB では地球近傍に近づくにつれ共分散が大
きく変化するため共分散の振る舞いをはやぶさ軌道と比較した。また各フェーズにおける
共分散解析結果を紹介する。
「Hayabusa2 covariance analysis for each phases」
The HAYABUSA2 mission is planed of the swing-by and reentry events which are
required high accuracy orbit determinations. Therefore we have to analyze covariance
for resource of tracking data. Especially when the HAYBAUSA2 closer the earth, the
covariance is greatly changing, so we researched behavior of covariance around the
earth. Also we will be introducing covariance analysis result of each phase in the
HAYBUSA2 mission.
A-14
「IKAROS の姿勢・軌道運動の長期予測」
＊三桝裕也（JAXA）、谷口正（FJT）、竹内央、白澤洋次、米倉克英、森治（AJXA）]
010 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 は，2013
年 7 月現在，地球-金星の楕円軌道を航行中である．2011 年末，IKAROS は，姿勢制御用
の推進剤をほぼ使い切り，姿勢を能動的に制御できない状態となった．そのため，現在で
は姿勢制御は行わず，太陽光圧によるドリフト運動をしている．本研究では、IKAROS の
探索運用を行うために必要な軌道予報値生成のための姿勢の運動モデルを構築し，それに
基づき，長期予測を行った結果について紹介する．
「Long-term Prediction for the Attitude and Orbit of IKAROS」
The world-first solar power sail demonstrator IKAROS launched on May in 2010 has
been still operated in orbit. Now she is cruising the transfer orbit between Earth and
Venus. In the end of 2011, IKAROS finally runs out its fuel for the attitude control.
Therefore the attitude naturally drifts due to the Solar Radiation Pressure (SRP) torque.
In this study, we introduce the SRP torque model for IKAROS, and predicts the attitude
and orbit based on this SRP model.
A-15
「スロースピン衛星に作用する重力傾斜トルクと、その「あかり」衛星の姿勢復旧
運用への適用」
＊坂井真一郎。川勝康弘、 橋本樹明、 山村一誠、 紀伊恒男、村上浩（JAXA）
赤外天文衛星「あかり」は、その目標寿命を過ぎた 2011 年 5 月、衛星への電力供給が太陽
電池パネルの電力発生がある時だけに限られる異常状態となった。これに伴い姿勢制御系
も動作を停止、衛星は姿勢無制御状態に陥った。筆者らは、スロースピン衛星に重力傾斜
トルクが作用する場合の力学的な安定について考察し、可視時間中でかつ衛星電力が得ら
れる限られた時間中に地上から手動で磁気姿勢制御を行ってこの安定点に衛星姿勢を遷移
させることに成功して、姿勢制御を含めた衛星機能の復旧に繋げている。本稿では、この
姿勢復旧運用について紹介する。
「Attitude recovery operation for AKARI satellite using gravity gradient torque on
slowly-spinning satellite」
＊ Shin-ichiro Sakai, Yasuhiro Kawakatsu, Tatsuaki Hashimoto, Issei Yamamura,
Tsuneo Kii and Hiroshi Murakami(JAXA)
AKARI satellite lost its attitude on 2011/5/24 with a trouble in the battery system. The
dynamics of a satellite with low spin rate in gravity gradient torque was analyzed, and
the effect of magnetic spin-up operation was studied. Attitude recovery strategy was
planned based on these analyses, and the stable sun pointing spinning attitude was
established as a result of this strategy. This paper reports these analyses and operation
results.
A-16
「可変反射率デバイスを用いた燃料フリー姿勢制御システムを搭載したスピン型ソーラー
セイル IKAROS のセイル変形量および光学パラメータの推定」
＊管野剛（東海大）、船瀬龍（東大）
本論文では，スピン型ソーラーセイル IKAROS の可変反射率デバイス (RCD) 近傍のセイ
ル変形量および RCD の光学パラメータの推定を行った．これまでの研究では，RCD 近傍
のセイル変形量を求める際に，理想的な光学パラメータを用いた．しかし，紫外線などの
影響により RCD の光学パラメータは劣化していると考えられる．そのため，本論文では，
IKAROS のフライトデータを用いて，RCD によって発生する X/Y/Z 成分の無次元化した角
運動量の式から，光学パラメータと RCD 近傍のセイル変形量を同時に推定した．RCD 近
傍のセイル変形量のみ推定した際のセイル変形量と光学パラメータと RCD 近傍のセイル変
形量を同時に推定した際のセイル変形量を比較し，妥当性を評価した．
「Estimation of Deformation of Sail and Optical Parameter of Spinning Solar Sail’s
IKAROS with Propellant-free Attitude Control System Using Reflectivity Control
Device」
*G. Knno(Tokai University), R. Funase(Tokyo University)
In this paper, we discuss estimation of deformation of sail near reflectivity control
device (RCD) and RCD’s optical parameter of spinning solar sail’s IKAROS with
propellant-free attitude control system using RCD. We used ideal optical parameter
when we estimated deformation of sail near RCD. However, RCD’s optical parameter is
deteriorated by UV radiation. Thus, in this paper, we estimated deformation of sail near
RCD and RCD’s optical parameter from equations of X/Y/Z angular momentum is
generated by RCD using IKAROS’s flight data. We compared deformation of sail near
RCD that we estimated only deformation of sail and deformation of sail near RCD that
we estimated optical parameter and deformation of sail. Also, we evaluated validity of
the estimated deformation of sail near RCD.
A-17
「スピン型ソーラーセイルの姿勢運動と固有振動モードに基づいたセイル形状推定」
*中条俊大(東大)、津田雄一、川口淳一郎（ JAXA）
太陽光圧によるソーラーセイルの姿勢運動は光を受けるセイルの形状に依存するため，形
状を知ることは姿勢運動の観点からも重要である．しかし柔軟なセイルの挙動は複雑であ
り，姿勢履歴からたしからしい形状を推定するのは難しい．そこで本研究では，多粒子法
による IKAROS のセイルモデルを用いてその固有振動モードを解析し，そのモードを用い
て姿勢運動履歴を再現するセイル形状を示す．またこれにより，姿勢運動に関するパラメ
ータをセイルの固有振動モードにより表現する．
「Estimation of Sail Deformation Based on Attitude Motion and Natural Vibration
Mode」
*T. Chujo(Tokyo University), Y. Tsuda(JAXA)
Since the attitude motion of the solar sail under the influence of solar radiation
pressure depends on the sail shape or deformation, it is important to realize it from the
viewpoint of the attitude motion. However, the behavior of the flexible sail is so complex
that it is difficult to estimate the probable deformation from the flight-data of the
attitude motion. In this study, the natural vibration mode of IKAROS sail is analyzed
using multi-particle method, and the most probable sail deformation expressed by the
mode is proposed which satisfies the flight-data. Furthermore, the expression of the
attitude motion parameters using the natural vibration mode is also derived.
A-18
「スピン停止状態におけるソーラーセイルの膜面形状に関する研究」
＊菊池準二（東大）
ソーラー電力セイル IKAROS において行われた逆スピン運用の際，モニタカメラから撮像
された画像により，スピン停止状態の膜面形状は先端マスを頂点とした鞍形となっている
と推測されている．この原因として，スピンダウン時のスラスタ噴射に伴うプルームの影
響と，膜面の曲げ剛性の影響の二つが考えられる．本研究では，画像解析によって得られ
た詳細な膜面形状と，多粒子モデルを用いたシミュレーションの結果を比較することによ
り，膜面形状が鞍形に変化する要因についての考察を行う．
「Study of solar sail deformation in zero spin state」
In the period of the reverse spin experiment performed to the solar sail IKAROS, the
pictures taken by the monitor cameras imply that the sail became a saddle shape when
the spin stopped. It is considered that there are two reasons for it, one is the influence of
the plume from the thruster used for the spin-down and the other is the effect of the
stiffness of the sail. In this study, by comparing the detailed image analysis of the sail
and the simulation using the multi-particle model, the factor of the sail shape change to
the saddle shape is investigated.
A-19
「SEL2 近傍の待機軌道の設計とその利用について」
＊田中啓太（NEC）
「Utilization of the parking orbit at the L2 point of the Sun-Earth system」
*K. Tanaka(NEC)
The L2 points of the Sun-Earth system attract lots of attention for various space uses,
such as observation and communication. In the past, NASA and ESA have succeeded in
sending the spacecraft into the halo orbit around it. It requires very small control to
keep the path of the spacecraft near the halo orbit. The significant characteristic of
using the L2 points is, however, the fact they can keep their orientation with respect to
the planets regardless of time. Does it require large maneuvers to keep the spacecraft
on the parking orbit near the L2 points? The answer is No. Very small maneuver can do
the job.
The first objective of this paper is to develop control strategies to keep the
spacecraft in a small-amplitude periodic orbit around the L2 points of Sun-Earth
systems. Two Station-keeping techniques using the solar radiation pressure (SRP) are
presented. One option is to actively change the attitude of the spacecraft such that the
SRP acceleration arises in the desired direction. The other is to utilize the attitude drift
motion, which is induced by the SRP torque and realizes an auto pointing to the Sun.
This second option has the advantage of being able to control the attitude of the
spacecraft without consuming any fuel. The problem we have to consider next is the
transfer to/from the designed space port at L2: how to access from the Earth and to the
interplanetary space. What is the priority on the trajectory design would vary
depending on the mission, e.g., manned space programs give more importance to the
short transfer-span but unmanned flights require more fuel-saving transfer. It is
necessary to reveal what kinds of trajectories can be designed in the Earth-SEL2
system and to evaluate which of them best meets the need of a particular mission.
A-21
「ソーラー電力セイルの姿勢制御法の違いに関する考察と次期ミッションへの適用」
＊中条俊大、林直宏（東大）、白澤洋次（JAXA）、船瀬龍（東大）、森治（JAXA）
現在，JAXA では木星トロヤ群小惑星探査を行う次期ソーラー電力セイルミッションが検討
されている．宇宙機の姿勢制御法には 3 軸制御方式とスピン制御方式が挙げられるが，ソ
ーラー電力セイルにおいては軌道制御用のイオンエンジンを姿勢制御に利用することが考
えられる．太陽光圧を受けるソーラー電力セイルにおいて，連続的な太陽光圧トルクを相
殺することは重要な課題であり，高比推力なイオンエンジンを併用することにより，姿勢
制御に要する燃料を軽減することができる．本研究では，小型ソーラー電力セイル実証機
IKAROS の知見を用いることにより，次期ソーラー電力セイルの 3 軸制御方式とスピン制
御方式において，イオンエンジンを併用する場合の諸問題と燃料重量を比較，考察する．
「 Study about Difference in Attitude Control Method of Solar Power Sail and
Application to Next Mission」
A solar power sail mission to explore Jupiter and its Trojan asteroids is currently under
consideration at JAXA. Attitude control of spacecraft includes three-axis control and
spin control, and an ion engine for orbit control can be used for attitude control of a solar
power sail. It is important for a solar power sail under solar radiation pressure to cancel
a continuous solar radiation pressure torque, and propellant for attitude control can be
saved by utilizing the ion engine. In this study, using knowledge acquired with the
small solar power sail demonstrator IKAROS, advantages and disadvantages including
propellant consumption are compared and analyzed in the three-axis control and spin
control of the next solar power sail.
B 会場
B-1
「SEL2 近傍の待機軌道の設計とその利用について」
＊田中啓太（NEC）
「Utilization of the parking orbit at the L2 point of the Sun-Earth system」
The L2 points of the Sun-Earth system attract lots of attention for various space uses,
such as observation and communication. In the past, NASA and ESA have succeeded in
sending the spacecraft into the halo orbit around it. It requires very small control to
keep the path of the spacecraft near the halo orbit. The significant characteristic of
using the L2 points is, however, the fact they can keep their orientation with respect to
the planets regardless of time. Does it require large maneuvers to keep the spacecraft
on the parking orbit near the L2 points? The answer is No. Very small maneuver can do
the job. The first objective of this paper is to develop control strategies to keep the
spacecraft in a small-amplitude periodic orbit around the L2 points of Sun-Earth
systems. Two Station-keeping techniques using the solar radiation pressure (SRP) are
presented. One option is to actively change the attitude of the spacecraft such that the
SRP acceleration arises in the desired direction. The other is to utilize the attitude drift
motion, which is induced by the SRP torque and realizes an auto pointing to the Sun.
This second option has the advantage of being able to control the attitude of the
spacecraft without consuming any fuel. The problem we have to consider next is the
transfer to/from the designed space port at L2: how to access from the Earth and to the
interplanetary space. What is the priority on the trajectory design would vary
depending on the mission, e.g., manned space programs give more importance to the
short transfer-span but unmanned flights require more fuel-saving transfer. It is
necessary to reveal what kinds of trajectories can be designed in the Earth-SEL2
system and to evaluate which of them best meets the need of a particular mission.
B-2
「任意形状天体の重力場計算」
＊福島登志夫（国立天文台）
エロス、イトカワ、アイダなど奇妙な形状を持つ小惑星への着陸ミッションで必要となる
任意形状・任意密度分布の天体のニュートン重力場の計算法を考案した。（１）天体の内部
が一定密度の多層構造である（各層は必ずしも同心である必要はない）と仮定し、（２）ガ
ウスの発散定理を各層に適用すると、重力場は表面積分の和で表現される。表面積分を効
率的に計算するために、
（３）ミッションの現在位置の直下点を原点にとる曲面上の極座標
系を採用し、（４）必要ならば角度方向の積分区間をいくつかの部分区間に細分化すれば、
問題は最終的に動径方向の１次元線積分の数値計算に帰着する。対象とする積分は区間内
に鋭いピークを持つ準特異型積分であり、ミッションと直下点の距離の逆べき乗に比例し
て、その準特異性が強くなるため、ガウス型や二重指数関数（DE)型の数値積分公式など、
通常の数値積分法だけでは効率的な計算が難しい。Takahashi & Mori (1973, Numer.
Math., 21, 206-219)の方法を拡張して、正接(tan)変換を施してから通常の DE 公式を適用
することにより、対象とする準特異型積分を効率的に求めることが可能となった。講演で
は、有限（境界）要素法では計算が困難である１次元天体への適用例として、任意密度分
布を持つケプラー楕円形状のリングによる重力加速度ベクトルの数値計算例を示す。
「Computation of gravitational field due to body of arbitrary shape」
＊Toshio FUKUSHIMA (National Astronomical Observatory of Japan)
Abstract: Triggered by practical needs to navigate a space probe landing to an asteroid
of a peculiar shape like Eros, Itokawa, or Ida, for example, we started to develop a
precise computing procedure of the Newtonian gravitational field of a celestial body of
arbitrary
shape
and
arbitrary
density
profile.
After
(1)
decomposing
the
three-dimensional internal structure of the body into a composite of multiple
homogenous parts of arbitrary shape, (2) applying the Gauss divergence theorem to
each part, (3) introducing the local polar coordinate system to the surface of each part
by specifying the coordinate origin as the foot of the considered external or internal
point onto it, and (4) splitting the integration interval of the angular variable into
several sub-intervals if necessary, we finally reduce the essential problem to the
numerical quadrature of a line integral with a sharp peak. The kernel or the Green
function of this problematic integral is of the form of an inverse power of the mutual
distance, q, and/or of its logarithm such as q^(-n) (-log q)^m. Extending Takahashi &
Mori (1973, Numer. Math., 21, 206-219), we conduct its efficient quadrature by the
double-exponential rule after applying an extension of the tangent transformation of
the integration variable. As an example, we illustrate the computation of acceleration
vector due to an inhomogeneous ring of the shape of a Keplerian ellipse with an
arbitrary eccentricity, which is difficult by using the finite/boundary element methods.
B-3
「重力アシストを用いた太陽-地球-月-宇宙機の四体問題における Capture と Escape」
＊大島健太、柳尾朋洋（早大）
宇宙機の天体に対する capture および escape は, ミッションにおいて重要な過程である.
本研究では bicircular model (BCM) に基づいて, 太陽-地球-月-宇宙機系における重力ア
シストを利用した低エネルギーな capture と escape を調べた. 月の摂動を利用することで,
宇宙機のエネルギー的に侵入不可能な領域を変化させ, 宇宙機を地球に capture させるこ
と, および地球から escape させることを検討する. さらに，capture の際にΔV-Earth
gravity assist と組み合わせることで, NASA の IBEX ミッションで用いられたような地球
まわりの軌道を得られることがわかった.
「Capture and Escape in the Sun-Earth-Moon-Spacecraft 4-Body Problem via Gravity
Assists」
*K. Oshima, T. Yanagio(Waseda University)
Capture and escape of a spacecraft are important processes in space missions. This
study explores capture and escape of a spacecraft using gravity assists in the
Sun-Earth-Moon-spacecraft system on the basis of the bicircular model (BCM). We
investigate capture/escape by/from the Earth by changing the energetically forbidden
region for a spacecraft via the perturbation by the Moon. Combination with delta-V
Earth gravity assist in the capture process generates geocentric orbits similar to those
in the NASA’s IBEX mission.
B-4
「小惑星形状から重力ポテンシャルを推定する手法」
＊元岡範純（元東大・院）
小惑星探査において，特に表面への降下・着陸時には探査機に高精度な誘導が要求される．
しかし，多くの小惑星はその内部に空隙が存在する．空隙や内部の密度の分布によって，
表面上および上空における重力加速度の分布は大きく異なる．このため，高精度な誘導を
実現するためには事前に重力場，言いかえれば, 重力ポテンシャルを推定しておく必要があ
る．重力ポテンシャルを推定する一般的な方法として，探査機を周回軌道に投入し，探査
機が実際に受けた加速度履歴からこれを推定する方法があるが，滞在期間の制約や周回軌
道への投入に関わるリスクの観点から，必ずしもこのような推定に特化した周回運用を実
施できるとは限らない．そこで，本論文では，周回を含む探査機の運動計測を実施しなく
ても重力ポテンシャルを推定できる手法として，画像にて構築された小惑星の形状モデル
から重力ポテンシャルを推定する新しい手法を提案する．また，詳細な重力分布が未知の
小惑星「イトカワ」に対して，本手法を適用し，その内部構造について推定を行う．
「Method to estimate the gravitational potential of an asteroid from its shape」
*N. Motooka
In asteroid exploration, highly accurate navigation of a spacecraft is required especially
when the spacecraft is descending to or landing on an asteroid’s surface. But most
asteroids have voids within themselves. Hence, to realize highly accurate navigation, it
is necessary to obtain information about the internal structure of target asteroid before
important missions in vicinity of the asteroid are conducted, because the gravity filed
strongly depends on the distribution of interior voids. Commonly used approach for
estimating gravity field is to insert a spacecraft into an orbit around an asteroid,
measure acceleration acting on the spacecraft and determine spherical harmonic
coefficients. But, the approach is not always applicable to any asteroid exploration
mission, because of the risk of the orbital insertion and constraint of time spent around
an asteroid.
Therefore, this paper proposes a new approach to estimate the gravity distribution
without any entry into an orbit around an asteroid and measurements of spacecraft
motion. And this paper also estimates the inner structure of Itokawa by the proposed
approach.
B-5
「Active formation along circular and elliptic orbits by pulse control」
*M. Bando(Kyushu University), A. Ichikawa(Nanzan University)
The relative motion of a follower satellite with respect to the leader in a circular orbit
and an elliptic orbit are described by autonomous nonlinear differential equations. The
linearized equations are known as Hill-Clohessy-Wiltshire (HCW) equations and
Tschauner-Hempel (TH) equations respectively. In this paper, active formation flying for
the HCW and TH system with pulse (impulse) control input are considered, where the
desired relative orbit of the follower is generated by an exosystem. This allows for
flexibility of the shape and period of the reference orbit. The output regulation theory
for discrete linear system is employed. To show the effectiveness of this approach,
numerical examples are given.
B-6
「２つの代数リッカチ方程式とフォーメーションフライト」
＊吉田賢司、市川朗（南山大学）
本論文では円軌道上の相対軌道移行をフィードバック制御により行う。フィードバック制
御は 2 つの代数リッカチ方程式により設計する 1 つは通常の線形 2 次レギュレータ理論の
リッカチ方程式であり、もう l つは入力に指数関数の重みを課したときのレギュレータ理論
の特異リッカチ方程式である。前者では制御入力の重みをパラメータとして変化させ、後
者では指数関数のパラメータを変化させる。フォーメーシヨン再構成問題に対して、入力
の L1、L2 ノルムおよび整定時聞をパラメータの関数として求める。3 つの制御入力をもつ
HiII-Clohessy-Wiltshi 方程式は、状態空間ではエネルギー零収束原点可制御となる。この
性質を制御時聞を長くするオープンループ制御およびフィードバック制御の L2 ノルムの極
限を調べることにより確認する。フィードバック制御の燃費はノルムで評価するが、特に
整定時間-L1 ノルムのグラフを用いることで 2 つの設計法を比較する。また、制御入力の最
大値の比較も行う。
B-7
「J2 項による摂動下での速度増分を抑えたフォーメーション保持制御則」
＊北村憲司（三菱電機）
、山田克彦（名大）、島岳也（三菱電機）
本研究では，J2 項による摂動を受ける 2 機の宇宙機のフォーメーション保持に必要な燃料
消費量を低減するための制御方法について考察する．J2 項による摂動によって，実際のフ
ォーメーションはノミナルのフォーメーションに対して変動する．相対運動を記述する状
態遷移行列を用いると，フォーメーションの変動の永年項を解析的に計算することが可能
となり，燃料消費を低減可能な軌道保持制御則を導くことができる．本研究では，上記の
永年項を 2 インパルス制御によって補償することを考え，消費燃料を低減することが可能
な母衛星の緯度引数に関する条件を導く．
「Fuel-efficient Formation Maintenance Under the Effect of J2 Perturbation」
In this research, formation flying of two spacecraft in near circular orbit under the
influence of J2 perturbation is considered so as to get the a control strategy for
maintaining formation flying with less fuel consumption. This research utilize a state
transition matrix describing the relative motion of a deputy spacecraft with respect to a
chief spacecraft in terms of the argument of latitude of the chief spacecraft. Due to the
J2 perturbing force, the actual position of the deputy with respects to the chief deviates
from the nominal one. Utilizing the above state transition matrix, it is possible to
calculate the secular terms of the deviation analytically and to obtain the strategy for
the position maintenance with less fuel consumption. In this research, a two-impulsive
control is considered to compensate the secular terms of the position error, and the
condition for the argument of latitude of the chief spacecraft that decreases the velocity
increment for the two-impulsive control is derived.
B-8
「帯電衛星によるスペースデブリ除去に関する研究」
＊中宮賢樹、赤司陽介、山川宏（京都大学）
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、帯電衛星が地球磁場中を飛翔する際に生じるローレンツ力
を推力とする、新しい能動的スペースデブリ除去手法を提案し、その評価を行う。
「Space Debris Removal using Charged Satellite」
The number of the space debris is increasing every year. Thus, space debris has been a
serious environmental problem. This study proposes a new method of space debris
removal using a charged satellite, which experiences a Lorentz force generated by
interacting the geomagnetic field.
B-9
「低推力推進における一時的な故障からのリカバリーを考慮した軌道設計」
＊尾崎直哉、船瀬龍、中須賀真一（東大）
本研究は推進機の一時的な故障を考慮した低推力軌道設計を行なう事が目的である．通常，
実用的運用に関して，故障が発生した際に元の軌道に復帰できるように推進機の運用マー
ジンが設けられている．一時的な故障の際，元の軌道に復帰させるために必要なΔV は軌道
の位置によって異なるが，従来の手法では運用マージンが軌道全体で均等に分配されてお
り，局所的なマージン不足あるいは超過が宇宙機の設計へ制限を与えている．そこで，本
研究では復帰の際に必要となるΔV の大きさに応じて運用マージンを適切に分配し，復帰の
際のΔV を最小化する軌道設計手法を提案する．そして，提案手法が従来手法よりロバスト
性が高く，トラブル発生に対して良い性能を持つ事を数値シミュレーションにより示す．
「Robust Low-Thrust Trajectory Design Considering Engine Temporary Trouble」
The objective of this study is to design the low-thrust trajectory considering an engine
temporary trouble. As for the practical low-thrust engine operation, an operation
margin is usually imposed so as to maintain the predetermined trajectory in case of
trouble. Conventionally, an operation margin is distributed uniformly although the
extra delta-V in case of trouble depends on the position of the spacecraft in the whole
trajectory; therefore, the local margin deficiency and excess restricts the spacecraft
design. In this paper, the algorithm to distribute an operation margin depending on the
extra delta-V in case of trouble is proposed. Numerical simulation results showed that
the trajectory obtained by the proposed method performs better than the conventional
trajectory with constant operation duty, and the robustness of the proposed trajectory
was confirmed.
B-10
「惑星間待機軌道を導入した自在な軌道設計手法に関する研究」
＊池永敏憲、歌島昌由、石井信明、吉川真、平岩徹夫、野田篤司（JAXA）本研究は，惑星
間待機軌道を導入した，自在な軌道設計手法に関する研究である．本研究では，小型深宇
宙探査機を GTO へ相乗り打上げし，探査機搭載の化学推進系で C3 がほぼゼロの軌道に投
入し，搭載 IES により目標天体(火星)へ向かう状況を想定する．相乗り打上げにより生じる
打上げウィンドウの制約を大幅に緩和するため，惑星間待機軌道を導入し，打上げウィン
ドウを大幅に拡張する軌道設計手法を提案する．
「A Study on a flexible orbit design method utilizing an interplanetary parking orbit」
The main purpose of this study is to establish a flexible orbit design method which
enables “any time launch” of a deep-space explorer. In this study it is assumed that a
small deep-space explorer is launched into GTO together with a primary satellite, and
then the on-board propulsion system injects the explorer into the trajectory whose C3 is
almost zero. In this assumption, the secondary payload i.e. the explorer cannot choose
the “desired” launch epoch, which is critical for deep-space missions. To solve this
problem, we suggest a flexible orbit design method utilizing a concept of “interplanetary
parking orbit”, which widely expands the launch window.
B-11
「小惑星の自転を利用したΔV 獲得方法に関する考察」
＊菊地翔太（東大）、川口淳一郎（JAXA）
今後、複数の小惑星探査を行うためには、燃料の消費を抑えた小惑星間の航行が必須であ
る。その一つとして、小惑星の自転の回転エネルギーを、探査機の運動エネルギーに変換
し、燃料を用いずに探査機を増速する方法が考えられる。本研究では、従来より宇宙機の
スピンの停止や減速に用いられてきた、ヨーヨー・デスピンの原理を応用することにより、
小惑星の自転を減速させて探査機の⊿V を獲得する手法を提案する。
「Study on a method of earning delta-V by using rotational energy of an asteroid」
For future multi-asteroid exploration, an asteroid-to-asteroid flight which has low fuel
consumption is essential. One of the methods is to accelerate a spacecraft without
consuming fuel by converting the rotational energy of an asteroid to kinetic energy of
the spacecraft. In this study, a method to de-spin an asteroid and earn delta-V by
applying the yo-yo de-spin system which is usually used to decrease or stop the spin of a
spacecraft is proposed.
B-12
「着陸候補地点を考慮した MELOS1 の軌道初期設計」
*Naoko Ogawa, Kazuhisa Fujita(JAXA), Genya Ishigami(Keio Univ.), Akira Oyama,
Kazuhiko Yamada, Takashi Kubota(JAXA), Hirdy Miyamoto(Univ. of Tokyo), Akihiko
Yamagishi(Tokyo University of Pharmacy and Life Science), Takehiko Satoh(JAXA)
火星探査計画 MELOS1 では，ローバを火星表面に降ろし生命の直接検出を中心とした探査
を行うという探査計画を検討している．この講演では着陸候補地点を考慮した巡航軌道に
関する初期検討結果を報告する．
Preliminary Trajectory Design of MELOS1 Considering Landing Site Candidates
MELOS1, a novel Mars exploration program in Japan, plans exploration of Martian
surface by a rover.
This paper reports preliminary trajectory design of MELOS1
considering landing site candidates.
B-13
「金星周回軌道上での長期間日陰の回避を考慮した「あかつき」の一軌道計画」
＊川勝康弘（JAXA）
金星探査機「あかつき」は、2015 年の金星再会合を目指し、惑星間軌道を航行
中である。しかし、事故により主エンジンが使用できなくなったため、投入後の
金星周回軌道が当初計画より大きくなる見込みであり、いくつかの課題が生じ
ている。本論文では、その一つ、長期間日陰の回避を考慮した軌道計画方法に
ついての一考察結果を紹介する。
「An orbit plan of AKATSUKI to avoid long eclipse on Venus orbit」
*Yasuhiro Kawakatsu (JAXA)
AKATSUKI, the Japanese Venus explorer, is now on its way to re-encounter Venus in
2015. However, due to a malfunction in the propulsion system, AKATSUKI can be only
injected into an orbit much higher than that originally planned. It causes an issue of
long eclipse, which is the main topic of this paper. This paper introduces an orbit design
strategy to avoid the long eclipse. An example of design result is shown as well.
B-14
「 Multi-objective optimisation of multi-revolution, low-thrust orbit
raising for
DESTINY mission」
*Federico Zuiani, Yasuhiro Kawakatsu and Massimiliano Vasile
This work will present a multi-objective approach to the design of the low-thrust orbit
raising phase for a JAXA’s proposed mission DESTINY. The proposed approach includes
a simplified model for low thrust, many-revolution transfers, based on an analytical
orbital averaging technique, and a simplified control parameterisation. This is
combined with a stochastic optimisation algorithm to solve problems in which
conflicting performance figures of DESTINY’s trajectory design are concurrently
considered. It shows that the proposed approach provides for a good preliminary
investigation of the launch window and helps identifying critical issues to be addressed
in future design phases.
B-15
「はやぶさ２における降下フェーズの運動解析」
＊三桝裕也、照井冬人（JAXA）、保田誠司、卯尾匡（NEC）
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・制御，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．地上ベースの誘導手法に関
しては，初号機の実績同様の誘導手法を使用するのがベースラインではあるが，誘導アル
ゴリズムを探査機に搭載するわけではなく，実際の計算は地上で行い，計算結果の制御量
をアップロードする形であるため，今後も改訂可能であり，TD 直前まで検証が可能である．
本研究においては，GCP-NAV を行う降下フェーズにおいて，モデル予測制御を用いた誘導
制御手法に関し，解析した結果を紹介する．
「Dynamics Analysis for Decent Phase of Hayabusa 2」
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. The guidance and control algorithm in the GCP-NAV phase is not
mounted on-board computer, but the calculation is conducted on the ground and the
control command is uploaded to the spacecraft. Therefore the guidance and control
algorithm can be improved until the spacecraft arrives at the asteroid. In this study, the
analysis for the model predictive control will be introduced in the descent phase.
B-16
「はやぶさ２における小惑星準周回軌道の検討」
＊津田雄一（JAXA）、菊地翔太（東大）、Marco Giancotti（ローマ大学）
小惑星探査機「はやぶさ２」のミッションの計画・遂行にあたっては，微小重力天体まわ
りのダイナミクスに対する理解とビジョンが不可欠である．プロジェクト内に発足した，
「アストロダイナミクス研究会」では，はやぶさ２を題材として，アストロダイナミクス
にまつわる各種の検討を行っている．本発表では，その中から，目標天体 1999 JU3 まわり
の準周期軌道運用に関する検討を紹介する．
「A Study on Quasi-Periodic Orbits around Small Body for Hayabusa-2 Mission」
Visionary studies on dynamics around small body with realistic constraints are crucial
for mission planning and implementation of the asteroid sample-return mission
Hayabusa-2.
“Hayabusa-2 Astrodynamics Study Group” has been established for
dealing with astrodynamics problems in a comprehensive manner, which arises in and
are inspired from the actual mission planning. This presentation shows one of the
ongoing studies within this scheme about quasi-periodic orbits around the target
asteroid 1999 JU3 and its implementation to the Hayabusa-2 mission.
B-17
「太陽光圧下における宇宙機のスピン安定性解析と太陽追尾姿勢制御」
＊林直宏、大野剛（東大）、三桝裕也、川口淳一郎（JAXA）
惑星間ミッションにおいて，宇宙機の姿勢に対する外乱は太陽光圧が支配的となり，姿勢
制御系が宇宙機の寿命，ミッション期間を制限する原因となる．また，太陽光圧下におけ
るスピン型宇宙機にはスピン軸が太陽方向を追尾する姿勢ドリフト運動が誘起される．本
研究では，仮想的な減衰トルクを用いてエネルギー散逸を表すことで，一般的な宇宙機の
スピン安定性を解析し，姿勢ドリフト運動を利用する太陽追尾姿勢制御法を導出すること
で，姿勢制御法の冗長性を拡張する．
「Spin Stability Analysis and Sun-Tracking Attitude Control of Spacecraft under Solar
Radiation Pressure」
In an interplanetary mission, solar radiation pressure (SRP) is a dominant disturbance
torque in terms of the attitude control of a spacecraft, and the attitude control system
may limit a mission life time. Under the SRP, it is known that a spin axis of a spinning
spacecraft tracks the Sun direction, and this is called an attitude drift motion. In this
study, spin stability of a general spacecraft is analyzed with energy dissipation
represented by virtual damping torque, and robustness of the attitude control method is
enhanced by deriving the Sun-tracking attitude control method using the attitude drift
motion.
B-18
「軌道上にある柔軟な太陽発電衛星の動力学シミュレーション」
＊泉田啓、後藤貴広（京大）
発送電一体型パネルをという多数の均質なユニットを結合して軌道上で建設する計画の太
陽発電衛星(SPS)の USEF 実用 SPS のフル・モデルを具体例として，柔軟性を考慮した軌
道上多体系の動力学シミュレーションについて報告する．これまで SPS の挙動解析のため
に，柔軟多体系でモデル化された SPS の軌道上ダイナミクスに加え，重力，J2 項と呼ば
れる重力の摂動，太陽輻射，空気圧，地磁気による力などを考慮した数値シミュレータを
構築してきた．本研究では，さらに温度分布解析および熱変形解析を追加している．構築
したシミュレータを用いて USEF SPS の熱変形を計算したところ，予想外に大きな変形が
生じ，SPS の設計に熱変形を考慮する必要性が明らかになる．
「Dynamics Simulation of Flexible Solar Power Satellite in Orbit」
*K. Senda, T. Goto(Kyoto University)
This paper reports dynamics simulation of a space multibody system considering
structural flexibility, which is a full model of USEF practical concept of solar power
satellite (SPS) composed of many homogeneous units with power generation and
transmission panels in orbit.
calculate behavior of SPSs.
We have been developing a numerical simulator to
This simulator models a SPS as a flexible multibody
system in orbit considering gravity, J2 term perturbation, solar radiation pressure, and
atmospheric force. This numerical simulator calculates the orbital motion, the attitude
motion, and the structural flexibility simultaneously. This study adds the thermal
distribution analysis and the thermal deformation analysis to the existing system.
The thermal deformation of USEF SPS is then calculated with the constructed
simulator. The necessity for considering the thermal deformation is clarified because
the thermal deformation of the SPS is unexpectedly large.
B-19
「絶対節点座標法に基づくモデルを用いた極めて柔軟な構造物の位置および振動の制御系
設計」
＊菅原佳城（秋田大）、小林信之（ 青学大）
本研究では膜構造や網構造などの極めて柔軟な宇宙構造物の姿勢および振動制御系の構築
を目指しており，その基礎研究として 2 次元および 3 次元梁を対象とした位置および振動
制御系の構築を行う．制御系設計では，極めて柔軟な構造を解析するための定式化手法と
して近年注目されている絶対節点座標法（ANCF 法）によるモデルを活用した方法を提案
しており，数値解析によって提案手法の有効性を示し，実際の構造物への拡張性について
の議論を行う．
「Design of position and vibration controller which is based on ANCF model for flexible
structures」
In order to achieve attitude and vibration control of extremely flexible structures which
are used for space applications, we propose a controller design procedure for position
and vibration control of simple flexible structures, i.e. two-dimensional and
three-dimensional beams. In controller design, the feature of mathematical expression
is utilized , which is derived by the use of Absolute Nodal Formulation (ANCF).
Numerical example is demonstrated for the validation of the proposed method and
application to actual flexible space structure is discussed.
B-20
「構造法を用いた汎用ダイナミックモデル構築手法の研究」
＊巳谷真司（JAXA）
講演では，姿勢軌道制御で用いる人工衛星のダイナミックモデルについて発表する．衛星
全体が剛体とみなせない場合は，太陽電池パドルなどの柔構造物を，剛体とみなせるバス
の付属構造物としてダイナミックモデルを構築する Likins の方法がよく用いられる．
Likins の方法では，柔構造物の有限要素モデルから予めその質量と一点で近似された取付
け点回りの慣性モーメント，およびカップリングベクトルを求め，衛星本体の運動に拘束
モード運動をカップリングさせた形で運動方程式の記述を行う．さまざまな理由で，バス
と搭載ミッション機器全体で剛体とみなせない場合がある．例えば衛星の大型柔軟化や，
より厳しい指向精度が要求されることが求められる．バス側は，ミッション機器の荷重を
支えなければならないために，バス上部の多点で機器と接続される例もある．よって，一
点で接続されるように近似する Likins のモデルは適当でない．また，部分構造間が複数節
点で接続されるケースをモデル化しなければならないのと，部分構造が直列に連結してい
たり，また 3 つ以上の部分構造が環状に連結されるケースも将来ありうるが，これらのケ
ースも Likins の手法では対象外であった．本発表では，まず最初に，従来の解析手法であ
る Likins の柔構造モデルと Craig-Bampton 法（C-B 法）と呼ばれる部分構造法について
復習する．C-B 法に Likins のモデルと同様の仮定を置くことで，新しいダイナミックモデ
ル表現が得られることを示す．また，カップリング成分に関する保存則についても述べる．
このダイナミックモデル表現で，従来の Likins のモデルでは取り扱えなかった，連結・複
数節点接続・環状構造が取り扱えることを示す．しかし，部分構造の合成数が多くなると，
FEM 全解析と比べてモデル精度が落ちる．そこで，仮定近似を置く前の，元の C-B 法で
のモデルを相似変換することによって，先の問題を解決する汎用的なダイナミックモデル
表現が得られることを示す．
「Study of general dynamic modeling using Claig-Bampton method」
*S. Mitani(JAXA)
First, this paper reviews the substructure method called Craig-Bampton (C-B) method
and conventional Likins’ flexible structure model. By adopting similar assumptions to
the model of C-B method, it is shown that the new dynamic model representation is
obtained. In addition, this paper also discusses conservation law related to the coupling
parameters. This dynamic model representation can treat the structure connected in
series, the structure with
multiple contact and the structure with cyclic substructures
which cannot be handled in the traditional Likins method. However, when composite
number of substructure is large, model accuracy falls compared with FEM analysis.
Therefore, the similarity transformation without approximate assumptions from C-B
model to the dynamic model is proposed and resolve these issues.
B-21
「テザーを用いた小惑星デスピンに関する考察」
＊寺元祐貴（東大）、川口淳一郎（JAXA）
「Study of asteroid de-spin with a tether」
NASA declared a plan to find an asteroid that is rotating with a complex shape, to
capture it and bring it to the vicinity of the earth. It is required to stop the rotation of
the asteroid in order to capture it. In this study, a method to stop the rotation by
applying the yo-yo de-spin system which is usually used to stop or decrease the spin of a
space probe is proposed.
B-22
「ソーラーセイル IKAROS 展開形状の非線形有限要素解析」
＊佐藤泰貴（東工大）、奥泉信克（JAXA）、大野剛（東大）、古谷寛、坂本 啓（東工大）、
白澤洋次、森治（JAXA）
ソーラー電力セイル IKAROS におけるフライトデータの取得結果，セイル膜は太陽輻射圧
を受けてもほとんど撓まないことが明らかとなった．そのメカニズムを検討するため，本
研究ではデバイスの反りによって生じる膜の初期変形を考慮し，非線形有限要素法を用い
た展開形状解析を行った．その結果，デバイスの反りによって膜全体にしわが生じること
が明らかとなった．また，しわならびにデバイスの反りによる初期変形によって膜の面外
剛性が大きくなるため，理想的な平面膜に比べ，太陽輻射圧載荷時の撓みが小さくなるこ
とが示された．
「Nonlinear Finite Element Simulations for Deployed Configuration of Solar Sail
“IKAROS”」
This paper addresses the deformation properties of the solar sail IKAROS membrane to
identify the higher stiffness than the ideal flat membrane, which is obtained by the
flight data of IKAROS. Nonlinear finite element simulations are performed for 1/4
IKAROS membrane, where the initial curvatures of the thin film solar cells and the
reflection control devices are considered to examine the effects of the initial deformation
of the sail membrane. The results of the numerical simulations obtain the initial
deformation of the IKAROS membrane, where the wrinkles are induced by the initial
curvatures of the components. Additionally, it is found that the deformation with the
initial deformation is smaller than the deformation without initial deformation, and the
deformation with the initial deformation is qualitatively in agreement with the flight
data of IKAROS. Thus, the mechanics of the higher stiffness of IKAROS membrane
than the ideal flat membrane is identified, which is the effects of the initial deformation
of the membrane induced by the initial curvatures of the thin film solar cells and the
reflection control devices.
C 会場
C-1
「Hayabusa-2 小惑星表面探査ローバの移動メカニズムと無重力実験による検証」
「Mobile systems of surface exploring probes onboard Hayabusa-2
and their evaluations by Microgravity Experiments」
*Tetsuo YOSHIMITSU , Takashi KUBOTA (JAXA), Tadashi ADACHI (Seccia Techno Co
Ltd.), Yoji KURODA (Meiji University), Yohsuke MIYATA (University of Tokyo)
The next asteroid mission promoted by Japan will include four surface exploring probes
from Japan and Germany. All of these probes are provided with a hopping mobile
system on the microgravity surface of the asteroid. The authors are in charge of the
development of two of the probes called ``MINERVA-II1''. The mobile systems for these
rovers have the identical configuration, which is a slight modification from the one used
for the previous rover ``MINERVA''. This paper describes the mobile system used for
MIENRVA-II and its preflight evaluation by micogravity experiments using a drop
tower and a parabolic flight.
C-2
「衝撃吸収専用脚を用いた着陸機構と姿勢制御の検討」
*藤井裕大、前田孝雄（東大）、吉光徹雄、橋本樹明（JAXA）
着陸機構の簡略化のため、一脚の衝撃吸収専用主脚と、複数の姿勢維持用副脚を搭載した
月惑星探査機の着陸脚機構を提案する。衝撃吸収効果と、転倒防止効果及び機構簡略化可
能性について計算機シミュレーションにより検討する。さらに、横方向速度検出誤差を考
慮し、アクチュエータによる姿勢制御を用いて転倒防止効果を高める手法を提案し、その
有効性を示す。
Research on touch down structure and attitude control of a spacecraft
with a special landing gear for shock absorption To decrease the amount of touchdown
structure, lunar and planetary lander with one landing gear for shock absorption and
several landing gears for maintain lander attitude is proposed. Ability of shock
absorption and prevention of turning over are investigated by simulation. Considering
detection error of horizontal velocity, scheme to enhance prevention of turning over by
attitude control using actuator is also proposed.
C-3
「太陽光捕捉と衛星形状による火星測位システムの試作研究」
＊須田 健太郎、平社信人（群馬高専）
火星は地球との距離が他惑星と比較して近くその環境も地球と類似しており，また近年，
有人化計画の観点からも注目されている．火星における俊敏かつ広域な自律探査活動では，
常に緯度，経度などの自己位置情報を得ることが必要となる．本研究では，火星における
自己位置を特定するために，太陽光を移動体から捕捉しその移動軌跡より緯度，経度をリ
アルタイムで特定する手法を提案し，また，火星の衛星のひとつであるフォボスの光のあ
たる部分の形状より，緯度，経度を特定する手法も補助機能として提案する．本稿で提案
する自己位置特定手法の有効性を確認するため，地球上における太陽捕捉実験と月の輪郭
より自己位置特定する実験を実施し，得られた結果について評価を行う．
Mars is the nearest planet from the earth and the Martian environment is similar to the
earth’s environment. Moreover now the Mars explorer is developing actively to
investigate Mars science. And agile Mars probe activity is needed Mars positioning
system specifying Mars latitude and longitude to avoid time loss for communication
between Mars and earth. In this report, Mars positioning system by using sun
trajectory and the outline of Martian satellite is described. The authors construct the
sun and moon tracking system equipped web camera and two gimbal mechanism, image
processing to obtain the outline of sun and moon is executed to specify the position such
as longitude and latitude. And more to confirm the effectiveness of proposing method by
the authors, the simulated examination on the earth is tested for using the sun tracking
and moon outline, the result of substituting exam is evaluated.
C-5
「小型ロボット探査機による小天体探査」
＊成田伸一郎、矢野創（JAXA）
本稿では、小型探査機を用いた小天体探査手法について述べる。小惑星、彗星を対象とし
た小天体探査ミッションにおいて、母船の接近・降下・着陸後に小型探査機の放出、その
後の表面移動、サンプリングのシーケンスが想定されている。表面移動では、地形図によ
る位置推定・軌道生成が用いられるが、小天体は、事前に詳細な地形図を取得することは
困難であり、母船の接近・降下後に初めて地形が明らかとなることが多い。こうした環境
に耐性を持ち、探査ミッションを継続するための小型探査機における初期検討結果を報告
する。
「Small Body Exploration by using Small Robotic Spacecraft」
This paper presents explore way by using small robotic spacecraft, like spiderbot
mobility type, after rendezvous, decent and capturing mission for asteroids or comets.
The big mother spacecraft is first winds up a tether or net around the small body target.
After the big mother spacecraft decent and landing on small body, these small robotic
spacecraft to be let out, moving and sampling. In mobility sequence of planetary
locomotion, path planning with terrain map is using to navigation. Although it is usual
that small body surface is not well known before decent sequence, mobility way takes
survival talent for adequate sensing and precise terrain estimation.
C-6
「Casting Net を用いた小惑星捕獲方法の検討」
＊水森主（東海大）、川口淳一郎（JAXA）
2013 年 4 月に NASA により自転するつかみにくい形状の小惑星を柔軟性のある容器に捕捉
し地球周辺まで移動させる計画が提案された。この計画を実現するためには、まず小惑星
を捕獲し、容器に収納する作業を行う必要がある。本研究ではそのための方法として、
Casting Net を用いることを提案する。探査機から小惑星に向けて Casting Net を放出する
ことで捕獲可能かどうかを、模擬実験と解析を行い検討した。
「Study of Asteroid Capture Method using a Casting Net」
In April 2013, NASA proposed a mission to capture an asteroid with a complex shape
using a flexible container and to bring it to the vicinity of the Earth. In order to realize
this mission, it is required to capture the asteroid before storing it in the container. In
this study, a method to capture the asteroid with a casting net is proposed. The
possibility of a successful capture using the casting net is investigated with experiments
and an analysis.
C-7
「ワイヤを用いた月縦孔探査ロボットの降下時の位置・姿勢制御」
＊茂渡修平（東大）、大槻真嗣、久保田孝（JAXA）
月探査機「かぐや」によって発見された月縦孔は，着陸探査の有力候補地として挙げられ
ている。しかしながら，従来の探査ロボットでは月縦穴に降下して内部探査するような検
討は行われてこなかった．本研究ではワイヤを用いてロボットを縦孔に降下させ，縦孔内
部に安全に着地させる手法について提案する．提案手法においてワイヤによってぶら下が
った状態における行動計画とロボットの姿勢制御について基礎的な検討を行ったので報告
する．
「Position and Attitude Control of a Lunar Hole Exploration Robot Descending with
Wire」
Moon holes, discovered by KAGUYA, are important candidates for future lunar
exploration. However conventional rovers are not designed to access to cliff or steep
terrain like the Moon holes. This paper proposes a new exploration robot dropping into
the Moon hole and landing safely with wire. This paper also reports fundamental study
on attitude control and exploration plan when the robot is hanged.
C-8
「熱制御を考慮した小惑星探査ローバの新移動メカニズムの提案」
＊宮田洋佑（東大）、吉光徹雄、久保田孝（JAXA）
小惑星探査では，微小重力環境下で広範囲な移動探査が可能なローバが求められる．従来
提案されてきたローバは積極的な熱対策が殆ど考慮されていない．長時間の探査を行うた
めには，小惑星の厳しい熱環境に対応することが非常に重要である．そこで，本発表では，
ホッピング移動およびホッピング中の熱制御を可能とする機構を持ったローバを提案し，
移動性に関してシミュレーションによりその有効性を示す。
「Proposal of New Locomotion Mechanism of Asteroid Exploration Rover considering
Thermal Control」
Asteroids have some tips to know the origin of the solar system. In recent years,
asteroid exploration by surface explorers has been studied actively. Conventional rovers
can move under microgravity, but the rovers have not considered thermal control. In
this paper, a new type of rover is proposed to move under microgravity and to control its
temperature. The effectiveness of the proposed rover is investigated by simulations.
C-9
「A New 3D Odometry Model based 6DOF Localization for 4-Wheel Rovers on GPS
denied Natural Terrain」
*Peshala Gehan JAYASEKARA（University of Tokyo）、Takashi Kubota（JAXA）
Due to the unevenness and rough nature of outdoor terrains it is difficult to come up
with a good motion model for rovers, which can be used for localization and SLAM. In
this paper we propose an outdoor localization method for a general 4-wheel rover based
on a new 3D odometry motion model using a laser scanner that generates outdoor point
clouds. The complete 6DOF state of the rover is estimated by combining dead reckoning
and the 3D point clouds. A novel method to extend the 2D state (position and
orientation) to 3D is proposed by observing the conditional dependencies of state
variables in complete 6DOF state given the terrain model. Using the “Hill Climbing”
algorithm the extended state variables are optimized while a particle filter acts as the
main estimator of the system. The accuracy of the proposed method is validated by both
2D and 3D simulations. The 3D simulations are carried out by the 3D simulation
environment we have built using the opensource Gazebo framework.
C-10
「レーザーレンジファインダーのみによる自律移動の可能性について」
「On Possibility of Rover’s Autonomous Movement from Laser-Range-Finder Outputs」
＊外本伸治、Kai Yun、桜井景太、（九大）
ローバによる惑星探査ミッションを成功させるには多数のセンサを搭載することが一般的
であるが，ここではレーザーレンジファインダー（LRF）だけを用いた自律移動の可能性・
限界について研究する．LRF による地形認識はデータ処理が単純であり，ローバ搭載コン
ピューターで実時間に処理しながら移動を続けることが可能になる．そこで，自律移動の
ために必要なセンサ機能だけを考え，LRF を画像センサの代わりに用いることが可能であ
るかについて調べる．具体的には，LRF によるオドメトリーの推定やスタック判定につい
て議論する．
「 On Possibility of Rover’s Autonomous Movement from
Laser-Range-Finder
Outputs」
To increase the success rate of space exploration rovers, usually several different types
of sensors are mounted. This paper, however, discusses the possibility and limitation of
autonomous
movement
of
a
planetary
exploration
rover
by
using
only
a
Laser-Range-Finder (LRF). Terrain recognition by a LRF enables for a rover to keep
moving, because a mounted computer can handle the LRF outputs in real time without
any support from a ground station on Earth. Focusing the functions required for
autonomous movements, this study examines the possibility of a LRF to substitute for
an image sensor: estimation of odometry information and decision of rover’s stuck from
LRF outputs.
C-11
「スピン型ソーラーセイルの姿勢制御における最適スピンレート制御則の厳密な線形化を
用いた解析的導出」
＊大野剛（東大）、三桝裕也（JAXA）
スピン型ソーラーセイルのスピン軸方向は，太陽光圧により発生するトルクの影響で，太
陽方向近傍にある平衡点を周回する運動を行うことが知られている．その運動はスピンレ
ートに依存するため，スピンレートを制御することで間接的に姿勢制御を行うことが可能
である．本研究では，厳密な線形化を用いることで，スピン型ソーラーセイルの姿勢制御
における最適なスピンレート制御則を解析的に導出する．
「Analytical Derivation using Exact Linearisation of an Optimal Spin-Rate Control
Law for Attitude Manoeuvres of a Spinning Solar Sail」
A spin-axis direction of a spinning solar sail rotates around an equilibrium point near
the Sun direction due to the influence of solar radiation pressure. Since this motion can
be controlled by the spin rate of the spacecraft, the attitude of a spinning solar sail can
be controlled indirectly by the spin rate. In this study, an optimal spin-rate control law
for attitude manoeuvres of a spinning solar sail is derived analytically using an exact
linearisation.
C-12
「可変速 CMG を用いた宇宙機の姿勢制御」
＊山田克彦、藤井健太（名大）
MG の角運動量を変化することのできる可変速 CMG では，ジンバル角度に加えてホイール
の角運動量も変化することができるので，アクチュエータの自由度が増す反面，ホイール
の駆動トルクがジャイロトルクに比べて小さく，ホイールの角運動量が大きく変化すると
CMG として動作できなくなるなどの問題点ももつ．ここではこの可変速 CMG を用いた宇
宙機の姿勢制御方法を考察する．
「Spacecraft Attitude Control by a Variable-Speed Control Moment Gyro」
In the case of a variable-speed control moment gyro, control degrees of freedom are
increased by changing an angular momentum of a wheel. However, there are some
control problems in the variable-speed control moment gyro, because the wheel-drive
torque is much smaller than the gyro torque, and the wheel must have a certain amount
of an angular momentum to utilize its gyro torque. In this study, a three-axis attitude
control of a spacecraft is considered using the variable-speed control moment gyro.
C-13
「トルク動作とヌルモーションを併用した高速多地点姿勢マヌーバのための CMG 駆動則」
＊神澤拓也、春木美鈴、山中浩二（JAXA）
地球観測・天文観測を行う CMG 搭載衛星は、多数の観測目標を効率よく観測することが要
求されるため、短時間のうちに連続的に姿勢マヌーバを実施する必要がある。従来の研究
では、特異点回避の観点から、衛星が姿勢変更を開始する前にヌルモーションによってジ
ンバルを初期角度に移動する駆動則が提案されている。しかし、この初期ジンバル駆動は
観測を開始できるまでの時間を長くするため、多地点の高速姿勢マヌーバ全体におけるア
ジリティ性能を低下させてしまう。そこで、本研究では、姿勢を目標角度に変更するため
のトルク動作と、ジンバルを次のマヌーバに備えた目標角度に移動するためのヌルモーシ
ョンを毎回の姿勢マヌーバ時に併用した駆動則を提案する。本駆動則により、多地点の高
速姿勢マヌーバ全体におけるマヌーバ時間を削減し、アジリティ性能を向上させることが
可能となる。提案した駆動則の性質や安定性などを解析で評価し、数値シミュレーション
で有効性を確認する。
「Steering Law of Control Moment Gyros using both Torque Producing Motion and Null
Motion for Agile Multitarget Attitude Maneuvers」
The earth and astronomy observation missions require that a spacecraft equipped with
CMGs performs agile maneuvers to achieve the efficient observations. In the past
studies, the gimbal reorientation toward the preferred initial gimbal angles using null
motion before starting to maneuver was proposed to avoid the singularities. The
steering law including the initial gimbal steering is not desirable, because it results in
degradation of the time to complete the multitarget maneuvers. In this paper, steering
law using both the torque producing motion for atttiude control and the null motion to
steer toward a set of gimbal angles for the subsequent maneuvers is proposed. The
steering law will be capable of reducing the total maneuver time and improving the
agility performance. The characteristics and stability for the proposed steering law is
analized, and the numerical simulations are performed to verify the effectiveness of the
steering law.
C-14
「Riccati 方程式より Diophalltille 方程式へ」
＊真鍋舜治（元三菱電機）
最適制御、H 無限大制御などの現代制御は、Riccati 方程式を解くことを基本としているが、
Riccati 方程式は 2 次式なので解きにくい。係数図法では Diophantine 方程式を解くことを
基本としているが、これは 1 次式なので、解くことは簡単である。本報告は現代制御の
Riccati 方程式は、すべて 2 乗多項式の Diophantine 方程式で表されることを示す。
Diophantine 方程式を解くことにより、最適制御の重みが求められ、よい制御系では重み
は必ずしも正定・半正定にならず、不定になることがわかる。さらに円条件についても考
察し、また H 無限大制御への応用についても検討する。
In the modern control theories，such as optimal control or H-infinity, Riccati equations
play important role and the design is based on the solution of such equations. Because
the equation is quadratic, fiding the solution of Diophantine equations. Since
Diophantine equation is linear，the solution can be easily obtained. This paper shows
that the Riccati equations of modern control theories can be represented by Diophantine
equations of' squared polynomials. By solving such equations，the weight functions of
the optimal control can be obtained. The results show that the weight functions for good
controllers are usually indefinite，not positive-definite/semi-definite commonly believed
Further consideration is given to the circle condition，an d H-infinity control.
C-15
「Development of a Space Pruning Metric to Take in Account the Dynamics around L4」
＊Lucas Bremond（University of Tokyo）、川口淳一郎、津田雄一（JAXA）、船瀬龍（東大）
In the context of a mission in the vicinity of the Trojan asteroids swarm around the L4
Lagrange point, the general purpose is to find an optimal sequence of asteroids
rendezvous that accommodates given mission constraints. A subset of the Trojan
asteroids database is first extracted based on orbital elements considerations and a tree
containing all the potential sequences is generated. A first set of pruning techniques is
applied to the tree in order to quickly reduce the search space by several orders of
magnitude, which will be subsequently globally optimized. These metrics have to be
fairly accurate to correctly handle the problem’s dynamics, but also fast enough in order
to keep computation time low. The three-body problem equations are linearized around
L4, so that transfer bi-impulsive ∆Vs can be computed analytically. A set of L4 adapted
parameters is then defined and used to generate a metric that can calculate the
phase-free minimum ∆V between two asteroids while taking in account the underlying
dynamics.
C-16
「L2 点宇宙港を起点としたソーラーセイルによる小惑星往復探査軌道設計」
＊濱崎拓（東大）、川口淳一郎（JAXA）
本研究は、ソーラーセイルによる小惑星往復探査の軌道設計に関するものである。低推力
であるソーラーセイルのみでは地球の重力圏から脱出することができないため、太陽‐地
球系の L2 ラグランジュ点付近に宇宙港が建設されていることを想定し、LEO～宇宙港間を
高推力の輸送機によって、それ以遠の深宇宙での航行をソーラーセイルによって行うとす
る。その上で、本研究では L2 点を出発して小惑星にランデブーするまでと、小惑星から
L2 点に帰還するまでの軌道の設計を行う。小惑星に到達するのに十分なエネルギーを獲得
するため、SA-ΔVEGA と呼ばれる、セイルの姿勢制御と地球スイングバイを利用した惑星
間エネルギー蓄積技法を用いる。全行程をいくつかのフェーズに分け、それぞれについて
個別に最適化計算を行う。加えて、ソーラーセイルの姿勢運動を考慮した L2 点及び小惑星
近傍での周回軌道保持の手法を示す。
「Solar Sail Trajectory Design for Exploration of Asteroids from/to Space Port around
L2 point」
This study investigates the trajectory design for a round-trip exploration by a solar sail.
Since only the solar sailing can not let a spacecraft out from the gravitational field of
Earth, it is assumed that the space port is constructed around L2 Lagrange point in the
Sun-Earth system. The solar sail takes charge of the deep space trajectory while a high
thrust propulsion takes charge of the trajectory from LEO to the space port. This study
focuses on the deep space trajectory from L2 point to rendezvousing with an asteroid
and return trajectory back to L2 point. In order to obtain sufficient energy to arrive at
an asteroid, an interplanetary energy accumulation method by Earth swing-by with sail
attitude control, SA-ΔVEGA, is used. The whole sequence is divided into several phases
and each trajectory is optimized independently. In addition, the control method to keep
the location around L2 point and the asteroid including solar sail attitudinal motion is
shown.
C-17
「楕円制限３体問題における太陽地球 L2 点近傍軌道に対する軌道維持手法」
*杉本理英（総合研究大学院大学）、川勝康弘、佐伯孝尚（JAXA）
宇宙観測ミッションにおいて，深宇宙への広い視野や安定した日照環境，地球との位置関
係などの点から，太陽地球系の L2 点近傍は魅力的な環境を有する．本研究では，太陽・地
球・宇宙機の質点からなる楕円制限３体問題を用いて，実際に近いモデルを用いて L2 点近
傍に長期間滞在する軌道を設計する．設計された軌道に対して，力学系理論を用いて軌道
特性を解析することにより，軌道維持に有効なマニューバや不利なマニューバを示すこと
ができると期待する．講演では，解析された軌道維持手法について重点的に発表する．
「Orbit maintenance method for orbits around Sun-Earth L2 in ER3BP」
In this study, we show the multiple revolution orbits design in Elliptic Restricted 3-Body
Problem (ER3BP) of Sun, Earth and a particle 3-body system. For the deep-space
observation, the location around L2 point is suitable because of the wide field of view to
the outer space. In near future, some missions are planned to be putted into the
Sun-Earth L2 point orbits. Depending on the mission requirements, the periodic orbits
may not be the necessary condition. Therefore, the multiple revolution orbit closed in
configuration space under arbitrary conditions are considered. Additionally, a
preliminary calculation of the orbit maintenance is provided.
C-18
「Mission design for the exploration of Neptune and Triton 」
*Stefano Campagnola(JAXA)
Neptune and its largest moon Triton are essential pieces of the Solar System puzzle. A
mission dedicated to their exploration is challenging in terms of communication, power,
and mission design; however, it would yield paradigm-changing advances in multiple
fields of planetary science. This paper discusses some required enabling technologies for
an orbiter mission, with a focus on the trajectory design. The work is part of a white
paper supporting the exploration of Neptune and Triton, in response to the recent call
from ESA to define science themes for the two L-class missions.
C-19
「Orbit Transfer Optimization for Multiple Asteroid Flybys」
*SarliBruno(SOKENDAI), KawakatsuYasuhiro(JAXA)
Flyby missions to asteroids present interesting aspects which cannot be obtain by any
other type of missions; such as, cost effectiveness, making the mission cheaper with
respect to the use of propellant, without the need to actually orbit the target it requires
less fuel mass. Flexibility and, due to that, a more effective mission, as already proven
by missions such as, NASA's EPOXI and Stardust-NExT. And, finally, a realistic
multiple target with the technology and launcher capability available at the
moment.The framework of the proposed work consists in generating an impulsive
transfer that allows multiple asteroid flybys. The new methodology proposed by here
uses a succession of transfer optimizations with midcourse impulses at each segment
and, finally, selecting the transfer sequence which has the lowest Δv usage to achieve
the flyby sequence. The process that generates the optimal two-body transfer segment is
the core of the proposed optimization method, and it consists in the indirect trajectory
optimization method of based on the weighted primer vector theory (PVT) for impulsive
maneuvers. In this context, a low-energy transfer requires two things: a minimum
escape velocity from Earth and minimum fuel usage for deep space maneuvers, both
requirements can be translated mathematically as the Earth's escape velocity and the
difference in velocity before and after the maneuver, usually represented by Δv.
Therefore, the cost function associated with the optimization is the propellant
consumption. As an example of the application of the optimization methodology
proposed in this work, the design of a low-energy flyby sequence to the three main
asteroids of the Phaethon Geminid Complex (PGC), Phaethon, 2005UD and 1999YC is
going to be made. Among the many possible targets for a multiple flyby mission the
study of the Geminid meteor shower can be of special interest for it may hold the
answers for fundamental questions in the early solar system's chemical, physical and
dynamical evolution. Perhaps the most important asteroid related to the Geminid is
3200 Phaethon, a B-type asteroid which is believed its parent. Due to similar orbit
properties, the asteroids 2005UD and 1999YC are believed to be fragments originated
from Phaethon forming the so-called Phaethon Geminid Complex (PGC). Such is the
importance of the PGC that Phaethon was a target candidate for NASA's Deep Impact
and
OSIRIS-Rex
missions.
In
this
application
example,
the
Earth
and
asteroids’fpositions were obtained by real ephemeris using NASA's Horizon system from
January 2020 until December 2029, with daily steps. For simplicity, the transfer
solutions are limited to segments with duration inferior to two years and Earth escape
velocities with less than 3 km/s.
C-20
「Preparatory Study on Accessing Asteroids on Horseshoe Orbits and Applications」
＊Guillaume Rivierthe (the University of Tokyo)
There has been identified a handful number of particular asteroids close to Earth. Their
orbits are designated "Horseshoe Orbits" according to their apparent shape as seen from
Sun-Earth fixed coordinates. They are a part of loci in which relative velocity in the
coordinates is very low, and they are sometimes referred to as Zero-Velocity trajectories.
The trajectories circling around L4 or L5 points also belong to horseshoe orbits.
Extending horseshoe orbits to their extreme loci, they can even reach L1 or L2 points,
and a spacecraft originally positioned at those libration points may fly along the
horseshoe orbits with infinitesimally small departure /return delta-V. Consequently,
those particular asteroids, if accessible, and also if the flight period is long but still
admissible, should be appealing targets for exploration, utilization and capture
missions regarding asteroids.
From the synodic period point of view, as their revolution period around the Sun is very
close to one year about Earth revolution, the departure launch window for those objects
is never frequent. Ideally, a round-trip cruise to those asteroids is possible even with
almost zero delta-V. Practically, they are hardly accessible and not convenient.
Therefore, some compromise shall be incorporated in mission designs. A practical way is
to adopt small but finite delta-V in departure and rendezvous with the target asteroids.
Once rendezvous is accomplished, the subsequent flight can be managed with
low-thrust propulsion means, which enable re-departure from the asteroid and return.
Moreover, in capture missions, it might even be possible to anchor an asteroid at the
L1/L2 libration points.
This paper is a preparatory study and examines the fundamental characteristics
associated with missions to those asteroids on horseshoe orbits, and discusses possible
applications, such as capturing small asteroids and dragging it back for anchoring at
the libration points L1/L2, if such asteroids are found or discovered. The resource
utilization may begin with transporting relatively small objects for anchoring.
Searching those special objects will be an important space activity, the authors believe.
The paper will present typical missions illustrations with the use of electric propulsion
for both already known objects and potential targets on horseshoe orbits.
C-21
「Hill’s Problem with Solar Radiation Pressure: Periodic Orbits and their Stabilization」
*Giancotti, Tsuda and Campagnola
During a rendezvous with an asteroid, the spacecraft’s dynamics are dominated by the
effects of solar radiation pressure (SRP), besides other perturbations like an irregular
gravity field. This work is a first theoretical study of the various periodic orbits that
exist around the asteroid. The dynamics are modeled through the circular Hill problem
with the addition of an SRP term. The whole family is obtained for each orbit using
numerical continuation, and the stability features of each family are analysed. It is
possible to show how several families are connected together at special bifurcation
points and that, among many unstable orbits, some stable ones also exist. A simple
stabilization mechanism is then developed as a linear quadratic regulator to correct for
any additional perturbations and errors in orbital determination. This work is part of
an effort to study feasible orbital strategies for the Hayabusa 2 mission, and the
parameters of the asteroid are based on the mission’s target, 1999JU3.

スライド 1

JAXAコズミックカレッジ

太陽系の科学：南極探査と惑星探査の最前線

小惑星探査機「はやぶさ」の物語

PDF（チラシ）はこちらからダウンロードいただけます。

スライド 1

Document

keijiban - 東京理科大学理窓会

科学概論