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人工衛星の擾乱は内部擾乱とも呼ばれ、衛星全体の運動量や角運動量は変化させないが、衛星の姿勢や搭載機器の指向方向を変化させるような衛星内由来の外乱として定義される。姿勢制御用のホイール、太陽電池パドル駆動機構、ジンバル付通信アンテナ、その他各種可動物が擾乱源である。擾乱は、構造系や衛星の姿勢制御系、指向制御系などとの干渉を伴い、姿勢・指向精度に重大な影響を及ぼすことがある。特に、高精度を要求される衛星では、擾乱管理が衛星設計上の大きな課題になる。人工衛星の擾乱管理の現状と問題点について、主として日本の衛星における例を引きながら、まとめた。, The internal disturbances of spacecraft are often major error sources especially for spacecraft requiring very high pointing stability of payload instrument(s). Disturbance management consists of identification of disturbance sources and disturbance sensitive instruments, recognition of their end effects such as payload pointing stability, estimation of transmissibility from disturbance sources to the end effects, determination of acceptable level of disturbance sources either in time domain or frequency domain. As the satellite design/manufacture phase proceeds, it is also required to evaluate and validate actual level of disturbance sources, disturbance susceptibility and disturbance transmissibility through analysis and test. The current status and major technical issues associated with disturbance management are reviewed and discussed with examples in several satellites., 資料番号: AA0047897033

Solar-B衛星の重要な特徴の1つは、口径50cmの主鏡の回折限界である0.2秒角の空間分解能で太陽の可視光観測が可能な点である。高分解能の観測の為に厳しい姿勢制御の精度が要求され、高い位置検出精度が太陽センサーに必要となる。Solar-B衛星に搭載される超高精度太陽センサー(Ultra Fine Sun Sensor, UFSS)の角度検出性能をプロトモデル品で検証し、ランダム誤差0.15arcsec(1σ)、視野±0.5度、四方でバイアス誤差約2arcsec(p-p)の実力を実証した。, 資料番号: AA0047899126

VSOP-2衛星の姿勢制御様式は、基本的にはHALCAの様式を踏襲した3軸制御とするが、観測周波数の高周波化にともない、より高い指向精度や、位相補償観測のための高速マヌーバなどが求められる。これらを実現するための検討を行った。, 資料番号: AA0047899035

本報告書では,宇宙科学研究所のX線天文観測科学衛星「あすか」および「ASTRO-E」の姿勢(および軌道)制御系について詳述する．これら二つの科学衛星は,その規模(重量,寸法,有能電力等)に於いてかなり異なるにもかかわらず,両者の姿勢制御系は宇宙科学研究所の天文観測衛星のために開発された,独特の多くの特徴を共有している．本報告では,1)ミッション要求を満たすための姿勢(軌道)制御系の機能構成および設計方針,2)姿勢(軌道)制御系機器の構成と性能の概要,3)各制御機能の動作原理(制御則),4)制御系動作実証試験,および5)「あすか」の姿勢制御系に対する軌道上動作･性能の評価,について報告する．本報告書を纏めるに当たり,筆者等は,本報告書が人工衛星,特に天文観測科学衛星の開発や運用に携わるエンジニアにとって,実際を知るための興味深く有用なテキストとなることを願うものである．, This is an extensive report on the attitude and orbit control systems of the Japanese X-ray astronomical observatories in space; ASCA and ASTRO-E.. ASCA stands for Advanced Spacecraft for Cosmology and Astrophysics, and was called ASTRO-D before the launch by a M-3SII launch vehicle in February 1993, meaning the 4-th X-ray astronomy mission of the Institute of Space and Astronautical Science(ISAS). The launch of ASTRO-E was unsuccessful due to the failure of the M-V rocket in February 2000 (and the mission is to be resurrected in 2005 as ASTRO-EII). In spite of the differences in the scale in weight, size and available power of the two spacecraft, the attitude control systems of the two shared very much common features that were unique to the X-ray space observatories of ISAS. This report describes the details of 1) the design approach and the configuration of the attitude and orbit control systems, 2) the control schemes or laws of the control functions involved, 3) the relevant hardware and software implementations, 4) the ground verificationtest systems and results, and 5) the in-orbit performances of the ASCA's attitude control system. The authors hope that the report could be a text for engineers who might become involved in the development or operation of spacecraft, especially for those for space-based astronomy missions., 資料番号: SA0200050000

資料番号: SA1003281000

本報告書は, 宇宙科学研究所のこれまでおよび近い将来の天文観測用科学衛星の姿勢決定系に採用されてきたカルマンフィルタに関して, そのアルゴリズムおよび実用上の工夫を中心に記述する。宇宙科学研究所の天文観測用科学衛星で, 姿勢決定にカルマンフィルタがはじめて適用されたひ"ぎんが"の打ち上げ(1987年2月)から10年以上が経過した。この間に打ち上げられた天文観測衛星の飛翔ごとに, その経験にもとづいてカルマンフィルタにおいても実用上の工夫が取り入れられてきた。一方, 観測ミッションの達成に必要な姿勢制御精度/姿勢決定精度はますます厳しくなり, カルマンフィルタを用いる場合にも, より厳密なアルゴリズムを適用することが必要となってきた。以上の背景を基に, 本報告書では, これまで用いてきたカルマンフィルタの設計や適用の方法をまとめておくことを通じて, 今後の衛星への確実な技術継承を図ることを目的としている。本報告書の構成は, 以下の通りである。第1章では, 宇宙科学研究所の天文観測用科学衛星における姿勢決定系の開発の流れを示す。第2章では, 姿勢決定系におけるカルマンフィルタのアルゴリズムを, 付録 A に示した一般的定式化を基に記述する。第3章では, カルマンフィルタの性能を定めるパラメータと性能との関係を明らかにし, カルマンフィルタの設計指針を与える。第4章では, これまでの天文観測用科学衛星におけるカルマンフィルタの適用方法を, 実際の衛星を対象として具体的に説明する。付録 A には, カルマンフィルタの一般的定式化をまとめて記載しておく。なお, 付録 B 以下では, 姿勢決定系カルマンフィルタの定式化を図る上で不可欠であるオイラーパラメータ, それに基づく姿勢運動の方程式の記述, カルマンフィルタの状態変数を決定する上で必要となる可観測性の検証方法についてまとめておく。, This report describes the detailed algorithms and practical design techniques for the attitude determination Kalman filtering which have been and will be applied to the astronomy missions of the Institute of Space and Astronautical Science (ISAS). More than ten years have passed since the successful launch of "GINGA" in February 1987,to which Kalman filtering technique was first applied for the attitude determination. During the period, flight experiences have helped improve the practical design techniques for the Kalman filter for attitude determination. On the other hand, more exact algorithm needs to be applied to the near future astoronomy missions under development, that require better attitude determination and control accuracy. With these as the background, the report summarizes the design techniques and methods of the Kalman filtering as applied to the astoronomy missions of ISAS. The report consists of the following sections. (1) Overview of the development history of the attitude determination Kalman filtering as applied to the astronomy missions of ISAS. (2) Definition of the detailed algorithm for the attitude determination Kalman filter. (3) Performance analysis method for the attitude determination Kalman filter. (4) Definition of practical design techniques for each of the astronomy missions of ISAS introduced in Section (1). Appendix A gives basic formulae of Kalman filtering. Appendices B, C and D include several basic formulae concerning Euler parameters, attitude kinematic equations expressed by Euler parameters, and the method for checking observability., 資料番号: SA0165955000

本報告では, 1991年8月30日に M-3S II-6 号ロケットにより打ち上げられた"ようこう"の姿勢制御系に関する詳細な説明を行う。"ようこう"は近地点高度約500km, 遠地点高度約800km, 軌道傾斜角約31゜の軌道に投入され, そのミッションとして軟 X 線帯及び硬 X 線帯の各高分解能望遠鏡を使用して, 太陽の精密な X 線画像を日々撮り続けている。 "ようこう"にはこれまでにない高分解能の X 線太陽望遠鏡が搭載されているため, 撮像された太陽像にブレが生じないように非常に高い安定度の姿勢制御が要求されている。このため姿勢制御系はバイアスモーメンタム方式に基づく姿勢安定化を図った上で, アクチュエータとして2台の強力なモーメンタムホイールと高速応答の小型コントロールモーメントジャイロを使用することによって精密で安定な太陽指向姿勢を保持し, この制御要求に応えている。本報告書の構成は以下のとおりである。第1章で衛星の形状, 地上支援系を含む姿勢制御系の概要を, 第2章で姿勢制御モード構成と各モードの制御方式概要を, 第3章で機体の力学特性と姿勢擾乱特性を, 第4章で"ようこう"に搭載した姿勢制御系機器の性能を, 第5章で地上支援系の構成, 機能を, 第6章で打ち上げ前に地上において確認してきた姿勢制御系の動作確認試験の目的と概要を, 第7章で飛翔結果に基づく姿勢制御系搭載機器の動作, 姿勢制御性能, 及び衛星に働く空力外乱トルクの推定結果について記述している。, This report describes in detail the results of the attitude control of Yohkoh spacecraft that was launched by M-3S II-6 rocket on August 30,1991 into an orbit with perigee height 500km, apogee height 800km and inclination 31 degrees. The scientific mission of the spacecraft is the observation of solar flares for the study of high energy (X-ray) solar physics. A three-axis pointing-control scheme based on bias-momentum stabilization was adopted by employing as actuators a pair of bias-momentum wheels and a small control-moment gyroscope to assure the demanding pointing stability of the X-ray telescopes onboard. The report consists of the following sections describing; (1) the spacecraft's configuration and dimension, the outline of the attitude control system, and the related ground support system, (2) principle of operation (control law) for each of the control modes, (3) dynamical parameters fo the spacecraft and the external disturbances to the attitude control, (4) specifications of the instruments in the attitude control system, (5) design of the attitude control system and analysis of the performance, (6) composition of the ground support software, (7) approaches for the ground verification of the performances, (8) flight results of the attitude control performances including the estimation of the air-drag torque experienced in orbit, (9) concluding remarks, and (10) the bibliography on the attitude control of Yohkoh., 資料番号: SA0166390000

資料番号: SA1001653000

星に搭載された太陽センサーは出来るだけ精度良く太陽方向を測定し、その信号は衛星の姿勢安定化に使用される。「ひので」(SOLAR-B: Solar Physics Satellite)衛星に搭載された望遠鏡は今までにない高い角分解能で太陽を観測する装置であり、衛星には極めて高い姿勢安定化が要求された。このために、我々は、ランダム誤差1秒角(3σ)、±0.5度視野にわたりバイアス誤差2秒角(p-p)という高い位置決定精度で太陽方向を測定することができる超高精度太陽センサー「UFSS(Ultra Fine Sun Sensor)」を開発した。性能検証モデル品を用いて高精度計測を可能とする手法を確立し、フライトモデル製作に向けた性能検証を行い、フライト品設計に反映させた。また確立した計測手法を用いてフライト品の性能検証を行った。, The aim of sun sensors installed on spacecrafts is to measure the direction of the sun as precisely as possible, which signals are utilized to stabilize the spacecraft attitude. The HINODE (SOLAR-B: Solar Physics Satellite) satellite has three telescopes for high spatial resolution observations of the sun and requires extremely stabilized pointing of the spacecraft. For achieving the pointing requirements, we have developed compact sun sensors named Ultra Fine Sun Sensor (UFSS), which are required to provide pointing signals with the random noise less than 1 arcsecond (3 sigma) and the bias noise less than 2 arcseconds (p-p) for the field-of-view with +/- 0.5 degree. For verifying the performance with pre-launch measurements, we have established the methods of the measurements and have confirmed the excellent performance of the sensors., 資料番号: AA0063799000, レポート番号: JAXA-RR-07-013

Lunar Imaging Camera (LIC) is a small, compact and lightweight monochromatic imager designed and developed for LUNAR-A, Japanese lunar mission. The scientific objectives of the camera address impact cratering, tectonic processes, volcanic features, and optical properties of the regolith surface. The image sensor is a linear CCD and is aligned with the spin axis of the spacecraft, which orbits the Moon at altitudes of 200 - 300 km. The two-dimensional image is taken using the spin motion of the spacecraft. The total Field Of View (FOV) of the camera is 360 deg (around the spin axis) x 14.6 deg (along the CCD-array). LIC obtains an image in one spin. The angular resolution of the camera is about 20 arcsec/pixel at a spin rate of 3 rpm. The spatial resolution is about 25 m/pixels at the surface when the altitude is 250 km. The spin axis of the LUNAR-A approximately points toward the Sun, therefore, LIC can take images of the lunar surface with highly oblique illumination conditions near the terminator. A series of pre-flight tests of LIC was performed. In those tests, the hardware performance and the functions of LIC were verified and the data for radiometric and geometric corrections were obtained. This paper outlines the scientific objective, characteristics of LIC, the procedure and the results of the pre-flight tests and the operation plan of LIC., 資料番号: AA0048703000, レポート番号: JAXA-RR-04-046E