P1 076P1-076P1 076

○船瀬 龍 津田 雄 佐伯 孝尚（JSPEC/J○船瀬 龍，津田 雄一，佐伯 孝尚（JSPEC/J○船瀬 龍，津田 雄 ，佐伯 孝尚（JSPEC/J

ミッションシーケンスミッションシーケンス

発生電力からくる制約発生電力からくる制約

発生可能電力 330W(1 06AU 太陽正対発生可能電力: 330W(1.06AU, 太陽正対

必要電力 展開前 展開後必要電力: 280W(展開前)，270W(展開後

→ 太陽角の大きさが制約されるフルサクセス達成フルサクセス達成

（打ち上げ後～半年間）通信からくる制約

（打ち上げ後～半年間）通信からくる制約

膜面との干渉を考慮し 膜面方向にはミニマムサクセス達成 膜面との干渉を考慮し，膜面方向には

アンテナパタンがないように設計ミニマムサクセス達成（打ち上げ後～1か月） アンテナパタンがないように設計

LGA 1: スピン軸方向アンテナ⑤ ソ ラ セイルによる

（打ち上げ後～1か月）

LGA-1: スピン軸方向アンテナ

LGA 2: 反スピン軸方向アンテナ

⑤ ソーラーセイルによる軌道制御 LGA-2: 反スピン軸方向アンテナ

通常は膜面方向から±30d を避けて運

軌道制御

通常は膜面方向から±30degを避けて運

④ ソ ラ セイルによる④ ソーラーセイルによる加速実証

その他の制約① 相乗 打 げ

加速実証

展開前は太陽角10deg以上(側面への太① H‐IIA相乗り打ち上げ

太陽指向 スピン分離③ 大型膜面の展開・展張② 通信機ON

太陽センサ計測範囲: 太陽正対は避ける太陽指向・スピン分離

③ 展 展張薄膜太陽電池による発電初期動作チェック

軌道決定の為のコースティングが必要軌道決定の為の スティングが必要

姿勢決定方法姿勢決定方法

姿勢決定は太陽角，地球角を計測して行う 展開前姿勢方針

太陽角: スピン軸と太陽方向の間の角度 打上: スピンレート: 5rpm, 太陽指向で軌道太陽角: スピン軸と太陽方向の間の角度

オンボードの太陽センサによって計測

p ,

展開シーケンス: スピンダウン→先端マス解オンボ ドの太陽センサによって計測面内太陽角: 太陽角の軌道面内成分

展開シ ケンス: スピンダウン 先端マス解

姿勢制約: 1次展開時に太陽角10deg以上面内太陽角: 太陽角の軌道面内成分減速姿勢側が正

姿勢制約: 1次展開時に太陽角10deg以上

姿勢方針太陽角

減速姿勢側が正面外太陽角: 太陽角の軌道面外成分

姿勢方針

地球

太陽角 面外太陽角: 太陽角の軌道面外成分北側が正 打上後，姿勢制御なしで運用した場合

地球角北側

地球角: スピン軸と地球方向の間の角度 ・ 面内太陽角は増加(軌道運動による)

探査機スピン軸 探査機軌道2wayドップラーによって計測 → 太陽角がすぐに大きくなり，必要電力

が な な探査機スピン軸 探査機軌道

太陽

yが発生できなくなる

スピンダウン後 先端マス解放の前に姿セイル面

スピンダウン後，先端マス解放の前に姿勢制御を行い 面内太陽角を負に制御

探査機スピン軸

セイル面勢制御を行い，面内太陽角を負に制御する＋ する．併せて 1次展開時に太陽角10degを確太陽角

(Sun-S/C Z軸角)地球

併せて，1次展開時に太陽角10degを確保するために面外太陽角を10deg以上

探査機軌道

地球 保するために面外太陽角を10deg以上

つける太陽 探査機軌道

つける

地球角(Earth-S/CZ軸角)(Earth S/CZ軸角)

セイル展開後の姿セイル展開後の姿

展開後の姿勢運動 太陽光圧の影響展開後の姿勢運動

太陽光圧の影響によ て

太陽光圧の影響

「はやぶさ 拡散反射によるトルクを太陽追太陽光圧の影響によって

姿勢が慣性固定しなくなる

「はやぶさ」: 拡散反射によるトルクを太陽追ス姿勢が慣性固定しなくなる

ピ レ トが減少する

ス

スピンレートが減少する SunIn‐Plane Force(Diffusion+

15 2 6

(Diffusion+Absorption)

2 4

2.6

h

10

eg]

2 2

2.4

ne) [de

2.2

m]

5

f‐Plan 2

[rpm

2nd Deployment

Out‐of

2nd Deployment 1.8

Rate

p y

OSにお 反射率 みを考慮した場0

gle (O

Spin Down( )

1.6

Spin 

IKAROSにおいて，反射率のみを考慮した場

un Ang

(2.5rpm‐>1.1rpm)1.4

Spin Downトルクの大きさと方向が説明がつかない

‐5Su

1.2Spin Down

→ 膜面の変形(たわみ，ねじれ)を考慮に入れ

10 1

( )

‐10

‐10 ‐5 0 5 10 15 20 15 20 25 30

Sun Angle (In‐Plane) [deg] Time [day] h面内太陽角と面外太陽角

[ y]

スピンレートの履歴

h

太陽光圧 よる ピ 変化 開後 通信 帯 姿勢運 方太陽光圧によるスピンレート変化 展開後～通信不可帯の姿勢運用方展開後スピンレートは減少し続けている 通信不可帯に入るのを少しでも遅らせスピンレートの変化率はスピンレートに依存している 通信を確保し続ける為には地球を追尾通信を確保 続ける為 地球を追尾

加速実証の為に長期間のコースティン加速実証の為に長期間のコ スティン

燃料を節約する燃料を節約する

0 0 40

‐0.01

ay] ‐0.01

ay]

30

‐0 03

‐0.02

pm/da

‐0.02

pm/da 30

‐0.04

‐0.03

tion [rp ‐0.03

ion [rp

20

07/007/107/

0

‐0.05

Variat

0 05

‐0.04

Variat

10

07/0

g]

‐0.06 0 0.5 1 1.5 2 2.5 3

n Rate 

‐0 06

‐0.05

n Rate 

0lane

[de

g

0 08

‐0.07Spin

‐0.07

0.06

Spin 0

08/15

Out

-of-

Pl

‐0.09

‐0.080 0.5 1 1.5 2 2.5 3

-10

07/06

07/1607/26

08/05O

Spin Rate [rpm] Spin Rate [rpm]-20

07/06

6/9～11/5のスピンレートの変化率 6/9～11/5のスピンレートの変化率-30

(横軸: スピンレート) (光量の2乗で正規化したもの)-30

-40 -20 0 20-40

In-Plane [deg

In Plane [deg

展開後～第1回通信不可

通信不可帯の姿通信不可帯の姿

9/2 11/6の姿勢 光圧による姿勢ドリフトを 大限に利用9/2～11/6の姿勢 光圧による姿勢ドリフトを 大限に利用

姿勢制御を行わなく も光 よ 太陽姿勢制御を行うことなく通信不可帯を通過 姿勢制御を行わなくても光圧によって太陽

アンテナ切り替えは9/14に実行 基本的にはスピン軸制御は行わない．

スピンレート変化率が大きくなったため，10月中旬からスピンレートを大きくして運用 ただし，光圧パラメータにはバラつきがあ変

40

えないように自動制御する．40

スピンレートは1.25rpm付近で維持するよ30

p

アンテナ切り替えは地球角90deg付近で20

2.500 

アンテナ切り替えは地球角90deg付近で

102 000

2

10

e[deg]

2.000 

m]

0

eg]

0

ut‐of‐Plane

1.500 

te[rpm

-2

ne)

[de

‐10

Ou

1.000 

pin Rat

-4

-of-

pla

‐200 500

Sp

-6

gle(

out-

0.500 -8

un A

ng

‐300.000 

0 10 20 30 40 50 60 70-10

Su

‐40

‐40 ‐30 ‐20 ‐10 0 10 20 30 40

0 10 20 30 40 50 60 70

Day-12

In‐Plane[deg]-2 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18

Sun Angle(in plane) [deg]

9/2～11/6の姿勢 9/2～11/6のスピンレートSun Angle(in-plane) [deg]

JAXA） 三桝裕也（九大） 白澤洋次（東大）JAXA），三桝裕也（九大），白澤洋次（東大）JAXA），三桝裕也（九大），白澤洋次（東大）

姿勢制御に対する制約条件姿勢制御に対する制約条件

アンテナ切り替え

対)

アンテナ切り替え

打上4ヶ月後: LGA 1 > LGA 2対)

後

打上4ヶ月後: LGA-1 -> LGA-2

打上7 8ヶ月後 LGA 2 > LGA 1後) 打上7～8ヶ月後: LGA-2 -> LGA-1

LGA-2 打ち上げ直後は太陽距離→LGA-1

打ち上げ直後は太陽距離が大きく太陽角を抑える

0.8

Earth 1.4

IKAROS SUN

0.6Venus

IKAROS 1.2

IKAROS-SUN

IKAROS-EARTH

0.4)

Sun

1

I Vカーブ(1 06AU太陽正対) 0 2ed E

C 1

I-Vカーブ(1.06AU太陽正対) 0.2

-E F

ixe

0.8

AU

]

運用

0

AU

] (S

-

0.6R [

A

運用 LGA1で通信する範囲 -0.2Y [

A

0.4打上6 月以降地球

膜面±30deg-0.4

0 2

打上6ヶ月以降地球

距離が急激に増加膜面

本体

±30deg

通信不可領域 -0.6

0.2 距離が急激に増加

太陽光入射)通信不可領域

-0.6 -0.4 -0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2

0 50 100 150 200 250 300 350 4000

Ti [d ]

る LGA2で通信する範囲X [AU] (S-E Fixed EC) Time [day]

LGA 1道 太陽距離と地球距離

IKAROSのアンテナパタンと通信制約LGA-1→LGA 2

IKAROSの軌道(S-E Fixed EC) 太陽距離と地球距離

IKAROSのアンテナパタンと通信制約 →LGA-2

セイル展開前の姿勢制御運用セイル展開前の姿勢制御運用

展開前姿勢制御

道投入 第3可視(5/23): 推進系性能確認+スピンダウン

解放→スピンアップ→展開(1次，2次)

( )

第4可視(5/24): スピンダウン+姿勢変更解放 スピンアップ 展開(1次，2次)

上(モータの温度を確保するため)

第 視( ) 姿勢変更

第5可視(5/25): スピン軸調整(面内太陽角: -17.4deg , 面外太陽角13.2deg)上(モ タの温度を確保するため) 第5可視(5/25): スピン軸調整(面内太陽角: 17.4deg , 面外太陽角13.2deg)

第6可視(5/26): 先端マス分離第6可視(5/26): 先端マス分離

分離後無制御15 25

分離後無制御の場合

10

deg] 20

ane) [d

2nd Deployment 15deg]

5

of‐Pla

p y 15

ngle [d

0(Out‐o

Attitude Control 10

un An

0

Angle (

5

Su

必要電力発生する姿勢制御をして展 ‐5Sun A 5

必要電力発生する為の太陽角制約開運用が延期に

なっても電力を確

S

Launch0なっても電力を確

保する ‐10 0 5 10 15 20 25 30

‐20 ‐15 ‐10 ‐5 0 5 10 Time [day]

Sun Angle (In‐Plane) [deg]

面内太陽角と面外太陽角 総太陽角の履歴面内太陽角と面外太陽角 総太陽角の履歴

姿勢ダイナミクス姿勢ダイナミクス

太陽光圧による姿勢ドリフト yref = ySun : normal to orbit plane

追尾に利用

太陽光圧による姿勢ドリフト yref ySun normal to orbit plane

追尾に利用ピン軸

(cos sin cos( ) sin sin( ))s sp ピン軸

太陽方向 Spin axis

xSun

(sin sin cos( ) cos sin( ))s sp 太陽方向

Spin axisxrefCM of spacecraft

( ( ) ( ))s sp s c

i cos sin s

Orbit plane

i

cos , sinc p s p

zref

A di dzSun : Sun direction

i

トルクの方向

: Ascending nodecos , sins s sp p

トルクの方向(太陽直交方向)

p p

「はやぶさ」の太陽光圧2

場合

「はやぶさ」の太陽光圧による太陽追尾

0

eg] ある平衡点の周りに螺旋運動を行う．

IKAROSの場合の平衡点の位置場合A Fuel Free Sun Tracking Attitude Control

による太陽追尾-2

ane)

[de IKAROSの場合の平衡点の位置

面内太陽角 正側A Fuel-Free Sun-Tracking Attitude Control Strategy

-4

t-of

-pla 面内太陽角: 正側

面外太陽角: 負側れる And the Flight Results in Hayabusa (MUSES-C) -6

gle(

out 面外太陽角: 負側

スピンレート大-8

Sun

An スピンレート大

→太陽から離れる-10

S →太陽から離れる光圧大

-12光圧大→太陽に近寄る

-2 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18Sun Angle(in-plane) [deg]

太陽に近寄る

太陽光圧による姿勢ドリフト

セイル展開後の姿勢制御運用セイル展開後の姿勢制御運用

方針 展開後姿勢運 結果方針 展開後姿勢運用結果

せる方針 スピンレートを適切に選ぶことにより，面内太陽角の増加レートを制御し，面外太陽角

尾する(面内太陽角を増加させる)必要がある については推進系による制御を行う．尾する(面内太陽角を増加さ る)必要 ある

ングが必要液晶デバイスを活用する．

ングが必要20

15① ピ を高く

Sun

15

)

①スピンレートを高くし太陽角を増やす

09/14

09/24Sun

Earth 10

[deg]

Sun Angleane 太陽角を増やす

08/15

08/25

09/04

5ane) 

Sun Angle(in‐plane)

of‐pl

066

/268/05

08/15

0‐of‐Pl

out‐o

0607/06 07/16 07/26 08/05

0

0 10 20 30 40(Out‐

gle(o

②スピンレートが

落ち くると 外

③スピン軸制御

より 外太陽09/14

09/24‐5

Angle 

n Ang

落ちてくると面外太陽角が大きく

により面外太陽角を増やす．

508/25

09/04

‐10Sun A

Sun 太陽角が大きく

減ってくる角を増やす．

姿勢制御後スピンア プ

‐15

ンアップ．

15

展開後～第1回通信不可帯の姿勢制御方針‐20

Sun Angle (In‐Plane) [deg]

展開後 第 回通信不可帯 姿勢制御方針

展開後～8/20の姿勢履歴40 60 80

g]

展開後 8/20の姿勢履歴

g]

可帯の姿勢方針

姿勢制御運用姿勢制御運用

用 第2回通信不可帯用

陽方向 近 衡点 収束すると予想

第2回通信不可帯

地球距離が大きくなるため 通信の確保が困難陽方向に近い平衡点に収束すると予想 地球距離が大きくなるため，通信の確保が困難

衡点付近 運 するか 姿勢 バを れるか検討中平衡点付近での運用にするか，姿勢マヌーバを入れるか検討中．

あるため，太陽角が電力制約からくる上限を超

ように自動制御する．

40 0 0 0 12020 1601.8

で行う．

40 5060

70

00 00

100

110 110

110 20

12

30130 140

140150 15016

0

160

70

801.6

1.7

で行う 60

70

80

8090 90100100

120

120

130

130

140

140 15

0

1

17601.4

1.5

50

60

6070

70

80

80

90

100

110

160

70)[de

g] 401.2

1.3

太陽角が大きくなり 40

40

50

60

8090

90

100

00

110

120

06017

plan

e)

201

1.1

U]太陽角が大きくなり

すぎると推進系によ 2030 30

40

70 70

80

80

901

120

1

130

130 14

0

50

150

16

le (

in-

00 8

0.9

1

Re[AU

す 推 系る制御を行う． 10

203 3

50

50

60 60

1

140 15

0

170

n A

ng -200 6

0.7

0.8

1030

40 40

160

170

Sun

-400 4

0.5

0.6

1020

20

20

30 30 30809010011

0

40160

1

-600 2

0.3

0.4

10

2020 40

40

50 50 5060 60

70

7012013

014

150

1

-800

0.1

0.2

25 50 61

Time [day]200 300 400 500 600 700 800

0

Time [day]