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## 2019年04月分
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[VaRTM（真空含浸工法）による大型 複合材製造技術](https://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/431/431011.pdf)
2006年頃
VaRTMのプロセスとか。
大型風力発電のブレードの製造にVaRTMを使ってるとのこと。
1MWクラスでブレード長30m、2.4MWクラスで40mを超える。
繊維方向を選択することで必要な方向の強度を作る、とか。
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[MRJ 尾翼桁間構造適用に向けた A-VaRTM 技術開発](https://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/454/454002.pdf)
2008年頃
プリプレグは材料コストが高い。オートクレーブの維持費は効果。
それを解決するためにAdvanced VaRTAMを開発。
A-VaRTMでプリプレグと同程度の特性が得られた。
プリプレグではシワになるような形状でも、A-VaRTMならシワが発生しない。
JAXA施設で強度試験。有限要素法解析とほぼ一致し、解析の妥当性を確認。
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[「Mitsubishi Regional Jet (MRJ)」量産機向けにCFRP尾翼部品を初出荷 | NEWS | TORAY](http://cs2.toray.co.jp/news/toray/newsrrs01.nsf/0/1336D5F550A4C83E49257E6E0033DC1B)
2015年6月25日付
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[VaRTM（真空含浸工法）による大型 複合材製造技術](https://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/431/431011.pdf)
2006年頃
VaRTMのプロセスとか。
大型風力発電のブレードの製造にVaRTMを使ってるとのこと。
1MWクラスでブレード長30m、2.4MWクラスで40mを超える。
繊維方向を選択することで必要な方向の強度を作る、とか。
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[MRJ 尾翼桁間構造適用に向けた A-VaRTM 技術開発](https://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/454/454002.pdf)
2008年頃
プリプレグは材料コストが高い。オートクレーブの維持費は効果。
それを解決するためにAdvanced VaRTAMを開発。
A-VaRTMでプリプレグと同程度の特性が得られた。
プリプレグではシワになるような形状でも、A-VaRTMならシワが発生しない。
JAXA施設で強度試験。有限要素法解析とほぼ一致し、解析の妥当性を確認。
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[「Mitsubishi Regional Jet (MRJ)」量産機向けにCFRP尾翼部品を初出荷 | NEWS | TORAY](http://cs2.toray.co.jp/news/toray/newsrrs01.nsf/0/1336D5F550A4C83E49257E6E0033DC1B)
2015年6月25日付
A-VaRTMと、プリプレグ/オートクレーブの、プロセスの図。
VaRTMとA-VaRTMの違いは、A-VaRTMのほうは、オーブンに入れて加熱することにより樹脂を柔らかくしたり、硬化を早めたり、という感じらしい。窯で焼くのはオートクレーブと同じだけど、窯自体を加圧しなくていいから強度が不要で低コスト化、ってのが利点かな?
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[OSR | 用語集 | 明星電気株式会社](http://www.meisei.co.jp/word/az/osr.html)
OSR: Optical Solar Reflector
α(太陽光吸収率)が小さくε(赤外線放射率)が大きい材料。放熱に使う。
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[人工衛星部品の特徴と製造方法について](http://www.senbokuya.co.jp/zinkoueiseibuhin.pdf)
2016年11月付
静止衛星のような高高度の衛星は寿命が10-15年程度の場合が多い。低空を周回する衛星ほど燃料消費が多く、寿命が短い。低空では頻繁に地球の影に入るので、電気的にも厳しい。
様々な物質が存在するため、物理的・化学的環境も厳しい。
原子状酸素(AO)が特に問題。科学的に極めて攻撃的で、秒速数kmという高速で衝突してくる。
サーマルブランケット。ポリイミドのフィルムにアルミを蒸着。これを多層にし、間にポリエステル繊維のメッシュを入れて糸で縫い合わせる。手作業で縫製。衛星には面ファスナーで固定。
内部の熱はOSRで放熱。発熱部からはヒートパイプで熱を輸送。近年の大型衛星ではヒートパイプをハニカムパネルに埋め込んだモノも使われる。
はんだ付けとか配線の話。
接着剤とかを使う場合は温度特性に注意し、アウトガスの少ない材料を選ぶ。
衛星内部の機器はケーブルで接続される。衛星のワイヤーハーネスは1機あたり数万本、衛星質量の10%に及ぶ。
構造。アルミやCFRPとかが使われる。チタンやステンレスが使われる場合も。
人工衛星は軽量化のために薄肉構造が多く、素材の大半は切粉になる。
最近では5軸マシニングのような機械も使われる。放電加工も頻繁に使用。
打ち上げ前は大気圧だが、数分で真空空間に露出するので、内部の空気が効率良く抜けるような構造にする。
複合材はプリプレグを使う場合が多いが、高コストになりやすいのでVaRTMも注目されている。
積層板は切削や接着などの2次加工が行われる。FRPは切削が難しく、毛羽立ちや剥離が発生しやすく、工具の摩耗も顕著。切削油が層間等に入ると強度低下や寸法不良の原因となるため、ドライで加工することが多く、加工条件が一層シビアになる。
少量生産の場合、板金加工は有力な工法だが、板金加工では溶接が多用される場合が多い。衛星では打ち上げの加速度・振動や宇宙での熱分布・熱サイクルに耐える必要があるため、溶接は難易度が高いようだ。
鋳造部品は、人工衛星にはあまり使用されないよう。型が必要なため、少量生産には向かない。内部欠損の問題も。ただ、内部欠損は非破壊検査である程度発見できるので、今後の発展に期待。
金属の3Dプリンタも発展している。ただし現在の人工衛星部品は切削に最適化されているので、単純に3Dプリンタで作るだけでは利点が得にくい。
それぞれの部品は様々な要求に対して最適化されているため、設計変更は難しい。
トポロジー最適化を始めとした、今後の発展に期待。
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[イリジウムネクストによる 新しいＬバンドサービス](http://www.soumu.go.jp/main_content/000530452.pdf)
2017年6月29日付
イリジウムについて。登録台数90.5万台(2017Q1)、売上$411M(2015)。
衛星群で100%のグローバルカバレッジ。
旧衛星について。
780kmの66機の衛星。6軌道に11機ずつ。1機の衛星で48本のビーム。ビームからビーム、衛星から衛星へハンドオーバー。国内では1621.35-1626.5MHzを使用。世界では一般的に1618.25-1626.5MHz(下側が広い)。
新衛星(イリジウムネクスト)について。
66機の衛星、9機の軌道予備、6機の地上予備。現行ネットワークと端末に完全な後方互換性。Falcon 9で打ち上げ。10機が7回、5機が1回で75機(66+9)を打ち上げ。
7ページ目、現在の衛星とネクストの比較。
8ページ目以降、Iridium Certusの説明。
16ページ目、Certusの発売時期。350kbpsクラスが2017年、700kbpsクラスとアンテナを小型化した100/200kbpsが2018年。1.4Mbpsが2020年。
17ページ目、各Certusのアンテナサイズとか。
19ページ目、航空機向けのCertus。
21ページ目、地上向けのCertus。
23ページ目、技術仕様。
現行はQPSK、50kbps、占有幅31.5kHz。ネクストはQPSK/16APSK、1920kbps、590kHz。
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[ソーラー電力セイル探査機による 外惑星領域探査](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/876325/1/SA6000118020.pdf)
分類はソーラー電力セイル(SPS: Solar Power Sail)。宇宙太陽光発電システム(SSPS: Space Solar Power System)とまぎらわしい。
3,4ページ、OKEANOSの由来。
5ページ、OKEANOSの概要。
ソーラーセイル、薄膜太陽電池で発電、イオンエンジンで推進。
1辺40m程度。超軽量発電システム(1kW/kg)。木星距離で大電力(5kW@5.2AU)。
比推力7千秒(はやぶさの2倍)。外惑星領域で大きなΔV。
6ページ以降、ミッション。
プランA、2026年打ち上げ、地球や木星のスイングバイを経て、13年かけてトロヤ群小惑星に到着、2040年に着陸。
プランB、Aに加えて復路17年のサンプルリターン。
プランA'、Aに加えて別の小惑星を調査(マルチ・ランデブ)。
12ページ、観測内容。
クルージングフェーズ(往路)では、赤外線、太陽系内のダスト分布、ガンマ線バーストの観測、地場観測。ランデブーフェーズでは小惑星の観測や分析。
13ページ、ミッションの目的。
外惑星への着陸や往復に必要なSPSの開発・航行の実証。探査技術・科学技術の実証。
14ページ、各国の、小天体や外惑星の探査。
丸が実績あり、三角が運用中、四角が開発・検討中。
15ページ、他の探査機との比較。
ボイジャーやカッシーニは原子力電池を使った化学推進。
ジュノーやロセッタは太陽電池を使った化学推進。
はやぶさは太陽電池を使った電気推進。
OKEANOSは薄膜太陽電池を使った電気推進。
後者ほど大電力・高比推力。
16ページ、活動状況。
各プランの成立性を確認。通信系の検討。いくつかのBBMの開発・制作。
17ページ、プランAのシステム設計。
18,19ページ、通信系。
18ページに現在の案、探査機のイメージ図、通信系の図。
19ページに改善案。
現案ではクルージングで32bps以上、ランデブーで1kbps以上、コマンドが8bps以上。
改善案ではクルージングが1kbps以上、ランデブーが4kbps以上。
20ページ、SPSの科学観測。
クルージング中(10年以上)を、地球近傍では実現できない観測に割り当てる。
ランデブー中はトロヤ群小惑星の観測。
着陸して小惑星表面を分析。
サンプルリターンして分析。打ち上げから回収まで30年以上。将来の分析技術発展に期待(今想定できる分析よりさらに詳細に分析できる)。
21ページ、クルージング・到着後の観測内容。
22ページ、観測目標とか観測装置とか。
23ページ、観測機器。
24ページ以降、なぜトロヤ群か。
31ページ、観測内容とかスケジュールとか。
32ページ、何を観測するか。
33ページ、母線搭載の観測機器とその質量。
34ページ、着陸機搭載の観測機器とその質量。
35ページ以降、小惑星や分析等、化学的な話?
39ページ、サンプリングの機材。
プロジェクタ(はやぶさ方式)と地下サンプラ。
表面サンプルを1mg採取。最大深さ1mの地下サンプルを1mg採取。
40ページ、サンプリング方法。
はやぶさ方式。高圧希ガスで2gのタンタル弾丸を130m/s程度で打ち出す(2機)。
地下ドリル。高圧希ガスでドリルの伸展・掘削を行う。掘削後にプロジェクタを射出して破片を回収。掘削後に高圧希ガスを吹いて吹き上がってきた破片を回収。
高圧ガスは破裂板を使うことにより、バルブのリークを回避。
41ページ、地上試験。
各種素材で十分なサンプル料が得られることを確認。1mの掘削も確認。
表面サンプルは、ガラスビーズ、月模擬レゴリス、耐火レンガ、1枚氷、かき氷。
地下サンプルはガラスビーズ。
JAXAの人が「かき氷のシロップなしって作れますか？」「できますよ～。最近暑いですよねぇ。かき氷食べたくなりますよね！」「いえ、食べたいんですけど、実験で使うので食べられないんですよ」「え？実験で使うんですか？領収書いります？」「あ、自腹なんでいいです」みたいな会話してるんだろうか(妄想)。
41ページ、まとめ。
現在の状況とか、検討内容とか。
/* OKEANESは打ち上げまでだいぶ間があるせいか、資料があまり出てこない。 */
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[イプシロンロケット初号機固体推進系の運用結果](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/6970/1/SA6000016010.pdf)
2014年1月16日付
3ページ目、各段の構成。
1段目。主推進にSRB-A(BP-210J)。姿勢制御にSMSJ(GGP-3B)。3軸姿勢制御(TVC/SMSJ)
2段目。主推進にM-34c(BP-205J)。姿勢制御にRCS(ヒドラジン)。補助推進系にSPM(BP-250JA)。3軸姿勢制御(TVC/RCS)。SPMはスピンモーター。
3段目。主推進にKM-V2b(BP-205J)。姿勢制御にスピン安定(2/3段分離前から)とラムライン制御。
PBS。ヒドラジン。3軸姿勢制御とか、3段のラムライン制御とか。
4ページ目、燃焼や分離のシーケンス。
5ページ目、シーケンスと図解。
6ページ目、1段(SRB-A)の内圧履歴。
(7ページ目は欠落)
8ページ目、SMSJの内圧履歴。
ほぼ7MPaG弱で安定。
分離時に予測と大幅にずれてるのは何が原因だろう? テレメ途切れ?
9ページ目、SMSJのバルブ操作、モーター内圧とバルブ内圧。
10ページ目、2段(M-34c)の内圧履歴。
予測値と若干の差。ΔVは計画通り。伸展ノズルも正常に機能。
(11ページ目は欠落)
12ページ目、2段モーターの残留推力。
参考にM-V-5のグラフも。
燃焼終了後13秒程度で分離可能レベルまで低下。
13ページ目、スピンモーターの内圧履歴。
燃焼開始・終了時は5MPaA前後。最大で7MPaA程度。
SMSJが差圧で、SPMが絶対値なのは、大気の有無を反映してかな。
14ページ目、3段(KM-V2b)の内圧履歴。
予測値と若干の差。ΔVは計画通り。伸展ノズルも正常に機能。
15ページ目、3段モーターの残留推力。
参考にM-V-5のグラフも。
燃焼終了後30秒程度で分離可能レベルまで低下。
16,17ページ目、飛行後評価とまとめ。
燃焼圧力は縦軸の単位が書いてない。欠落したページは燃焼圧力を含めた内部向けの資料? この資料には燃焼室圧が書いてなくても別資料には書いてあったり、その逆もしかり。
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[ENGINE REVIEW](https://www.jsae.or.jp/engine_rev/docu/enginereview_04_05.pdf)
2014年頃
ラジコン用エンジンから船舶用エンジン、ロケットエンジンまで、様々なエンジンの話。
ロケットエンジンは22ページ目から。
各種エンジンの概略図。
24ページ目、表1、H-IIA/Bに搭載されているエンジンの諸元。
SRB-A3, LE-7A(H-IIA), LE-7A(H-IIB), LE-5B, ガスジェット。
真空中推力、混合比、真空中比推力、膨張比、燃焼圧力、ターボポンプ回転数、燃焼時間、その他いろいろな数値。
ターボポンプ回転数は、LH2が4万RPMとか5万RPMとか。LOXはだいたい1.8万RPM。
LE-7Aは72%まで、LE-5Bは60%までスロットリングできる、みたいに読める気がする。
25ページ目、表2、イプシロンに搭載されたモノ。
SRB-A3, SMSJ, SPM, M-34c, KM-V2b, 50Nスラスタ, 23Nスラスタ。
真空中推力、真空中比推力、推進剤、燃焼圧力、推進薬質量、燃焼時間、といった数字。
25ページ目、表3、JAXA衛星に搭載されたスラスタ。
きずな、シグナス、商用静止衛星の450N。きずな、しずくの4N。こうのとりの450N。こうのとりの120N。あかつきの500N。あかり、はやぶさ、はやぶさ2の23N。
真空中推力、混合比、真空中比推力、その他の数字。
25ページ目、表4、JAXA衛星に搭載された電気推進エンジン。
はやぶさ、はやぶさ2の8mN。きく8号の20mN。きずな、こだまの0.5N(アークジェットで比推力が低いけど)。
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[赤外線、黒体、放射率について | ジャパンセンサー株式会社](http://www.japansensor.co.jp/products/thermo/more-about)
各種物質の放射率の表とか。
アルミの研磨面、アルマイト面、黒色アルマイト。
様々な表面の銅、銅線。
非金属。アルミナやプリント基板。
各種電子部品。
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[受動型SSRを利用した航空機動態把握システム開発](http://www.mss.co.jp/technology/report/pdf/28_03.pdf)
受動型といっても、ADS-Bのような、「飛行機が放送する情報を使う」というわけではなく、「他のSSRレーダーの情報を使う」というシステム。ネットワークSSRとの違いは、送信局に追加で何もせずに使える点か。
SSRは指向性アンテナと無指向性アンテナを組み合わせて質問を送るので、外部でそれらを受信すればアンテナの回転数や位相を推定できる。
受動SSRは能動SSRのアンテナの方位を推定し、無指向で送信される質問と、航空機からの応答の時間差から、能動SSRと受動SSRを焦点とする回転楕円体の大きさを決定する。能動SSRのアンテナ方位と航空機からの高度情報を利用して、航空機の3次元的な位置を決定できる。
利点は、SSRモードA/Cに対応した航空機はすべて監視できる点か。ADS-Bに対応したトランスポンタを搭載していない機体も追尾できる。
欠点は、SSR能動局が可視の範囲にしか受動局を設置できない点、60MHz離れた2つの周波数を受信する必要がある点、かな。
ワンセグチューナーで構成するのは難しそうだ。
ネットワークSSRが普及するまでの過渡的な手段、という感じがする。米国や欧州とかなら、臨時の小規模な航空管制を行うための設備としてある程度需要はありそうな気がするなけど、米国に限って言えばADS-Bが義務化になるから、やはり受動SSRは不要だな。
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[音響OFDM技術仕様書 Ver. 1.00](https://www.nttdocomo.co.jp/binary/pdf/corporate/technology/ofdm/OFDM_ver1_00.pdf)
2009年頃
NTTドコモが開発した、音声帯域に載せてデータを伝送する方法。
前半しか読んでない(後半はソースコードのサンプル)。
BPSK+OFDMの組み合わせなので、サブキャリアの振幅情報は任意に設定できる。ユーザーが入力した音声データの、OFDMサブキャリア周波数を除去し、そこに振幅を任意に設定したOFDM信号を加えることで、元の周波数スペクトルに近い音声でデジタルデータを転送できる。
技術仕様書なので、教科書的な、概念の紹介とかではなく、実用的な説明が多い。
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[音響OFDM | 用語集 | KDDI株式会社](https://www.kddi.com/yogo/%E3%83%A2%E3%83%90%E3%82%A4%E3%83%AB/%E9%9F%B3%E9%9F%BFOFDM.html)
テレビやラジオの音楽等に乗せて、100文字程度のテキストデータを1-2秒程度で送信する技術、とのこと。
テレビやラジオで紹介した内容に関連するWebページのURLを携帯電話に送ったり、街頭のスピーカーから情報を配信したり、ということを想定していたようだ。今で言うQRコードと同じような使い方を想定していたらしい。
QRコードと違って広範囲に伝送できるのが利点、逆に広範囲からのノイズも拾ってしまうのが欠点、といったところかな。
他の欠点としては、音響OFDMに対応したエンコーダー/デコーダーを使わないと、非可逆圧縮された音声データではデータが破壊される可能性がある点か。QRコードだと、よほどひどい圧縮をされない限りは大丈夫な気がする。
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[第26号科学衛星(ASTRO-H)プロジェクトの事前評価 質問に対する回答](http://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/uchuu/013/002/gijiroku/__icsFiles/afieldfile/2010/01/08/1286927_1.pdf)
2009年11月2日付
いろいろな質問と回答がある中で一部抜粋して紹介。
3ページ目、ASTRO-Hで何が達成できるか。
宇宙物理学で現在わかっていること、今後の課題、その他ブラックホールやダークマターや、ASTRO-Hに期待されている点。
8ページ目、産業界への波及効果。
空港手荷物検査等のイメージャ等。
14ページ目、CCDの選定。
背面照射型と表面照射型の違い。
15ページ目、CCDの冷却方式。
ペルチェを使わず機械式冷凍機を採用した理由。-120℃に冷却する必要があるが、550kmの軌道ではラジエーターでは-40℃までしか下げられない。残り80℃の温度差をペルチェで作るのは困難だが、機械式冷凍機では容易に達成できる。機械式で簡単に達成できるので、ペルチェとの併用も不要。
16ページ目、バス系。
コマンドとバスHKテレメにSバンド。ミッションテレメにXバンド。Sバンドは最大2Mbpsのダウンリンク。
電源に50V費安定化バス。100Ahのリチウムイオン電池。
その他、熱や構造やいろいろ。
19ページ目、伸展マスト。
ASTRO-Hと同じ関節方式を使ったマスト展開は、SFU(1995年)、みどり(1996年)、はるか(1997年)、みどりII(2002年)、の4機で実証。
20ページ目、SpaceWireの特性とリスク。
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[静止衛星”DS2000”搭載用機器 -統合化・軽量化による低周回/”DS2000"共通機器の確立-](https://www.giho.mitsubishielectric.co.jp/giho/pdf/2011/1109112.pdf)
2011年頃
DS2000衛星バスのコンポーネント。
衛星制御プラットフォーム(SCP: Satellite Control Platform)、ペイロードインターフェースモジュール(PIM: Payload Interface Module)、電力制御器(PCU: Power Control Unit)、電力分配制御器(PDCU： Power Distribution Control Unit)。
52ページ目、図1、SCPのブロック図。
インターフェースにSpW, 1553B等があり、その他のインターフェースも。衛星内部ではPCIバスを経由してCPUと接続される。A系とB系の2組。
52ページ目、表1、SCPの主な仕様。
CPUはJAXA開発のHR5000、40MHz。メモリはEEPROMが1MB、ROMが128KB、RAMが4MB。最大消費電力は、コールドスタンバイで37.0W、ホットスタンバイで41.8W。
53ページ目、図3、電源系のブロック図。
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[挑戦的ミッションと 信頼性の在り方](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/876333/1/SA6000118012.pdf)
IKAROS関係
2ページ目、海外との比較。
技術格差。通信だと、はやぶさ2は2kbps、New Horizonsは38kbps。
予算格差。Rosettaは3000億円、JWSTは1兆円。
3ページ目、技術と予算の格差を埋める方法。
新しい技術をリーズナブルに挑戦。
単独ミッションによる挑戦(1つの新技術を実証)。
シリーズ化して総合的な実証。
4ページ目、技術実証ミッション。
小型・中型計画では難しい。ロケットを買い切る必要があるので大幅なコストダウンが不可。予算が大きくなると求められる信頼性も大きくなる。プロジェクトの進め方も慎重になる。予算マシマシ。
相乗り衛星。キューブサットとか副衛星(IKAROS, PROCYONなど)。キューブサットサイズでのソーラーセイル実証は難しい。副衛星規模だと大きなミッション機材を持っていける。
5ページ目、IKAROSの経緯。
2001年にソーラーセイルWGが発足。イプシロンを使った小型計画(30億円規模)が高コストで認められず。あかつき(PLANET-C)との相乗り(副衛星)としての計画(15億円規模)を提案し、認められた。
6ページ目、ミッション。
外惑星領域探査を目指すための、ソーラーセイルの実証。
世界初の技術実証を目指す(米国にぎりぎりで先行できた)。
7ページ目、開発方針とか、スケジュールとか。
計画開始から打ち上げまで2年半(従来衛星の半分から3分の1)。
コストも厳しい(従来衛星の10分の1)。
考え方とか、開発の進め方とか。
8ページ目。
バス部を円柱とすることで構造の設計をすばやく。
熱解析用のモデルを作らない代わりに、あとから放熱面の大きさを調整できるように。
熱収支を実測して調整して打ち上げ、実際には一部が冷えた。調整後にも試験したほうが良かった。
既存品の流用。はやぶさ、LUNAR-A、M-Vロケット、DRTSの活用品を積極的に用いる。バルブ等の納期が長い部品の流量はスケジュール短縮に効果があったが、再整備とかに追加の試験が必要になった。DHU(データハンドリングユニット?)は、オーバースペックだけどあかつきのを再制作。
9ページ目、システムブロック図。
推進系。開発のタンクとノズル、流用のバルブ。
通信系。データ処理とか通信機器は再制作。アンテナは開発。
ミッション系。ほぼ開発。
10ページ目、設計の考え方。
セイル展開等に関する機器の寿命は、打ち上げ後30日。バス機器に関しては半年。
バス機器は打ち上げ半年後に0.8以上の生存率。ミッション系は信頼性を定義しない。
基本的に冗長設計は要求しない。ただし単一故障でミニマムサクセス失敗に直結するような箇所は、冗長あるいは代替手段を確保するか、それができないなら十分な信頼性を確保する。
ひとつの故障が他の故障を誘発しない設計であること。特に電源短絡モードにならないように。
各種設計基準に準拠して設計すること。
11ページ目、部品の信頼性とか。
思い切った信頼性設定でコストや期間を短縮するやりかたは、IKAROSより大きくなると難しいかも。
12ページ目、膜形状の選定。
13ページ目、膜の展開実験。
真空槽、大気球、スピンテーブル、観測ロケット、スケートリンク、等で展開実験。
14ページ目、若手職員や学生によるミッション部の開発。
15ページ目、IKAROSチームからはやぶさ2の中心メンバーを多数排出。学生等がJAXA職員になったり。
挑戦的ミッションに加わることは若手職員・学生にとっても貴重な機会。メーカー主体だとこの利点が失われる可能性がある。
16ページ目、総合的な技術実証。
単独での技術実証ができたので、それを使った別の実証。
17ページ目、計画の概要。
接近・滞在・航行・試料採取、実証済み。
重力天体への着陸とか、表面の長期滞在、外惑星の往復、等の実証を計画。
18ページ目、ミッション。
4つの技術項目を、4つのミッションで実証する。
19ページ目、それぞれのミッションのイメージ図。
20ページ目、木星トロヤ群へ往復する過程で可能なミッション。
21ページ以降、まとめ。
挑戦的な技術実証の価値が認められるべき(他国と比べて技術や予算に格差のある日本が影響力を持つためには必要)。
中型・小型計画以外に、副衛星プログラムを用意すべき(より低コストで、より挑戦的なミッションを、すばやく行えて、若手の育成もできる)。
理学観測も同時に行い、それも評価されるべき。ただし、理学成果を担保するのは難しい。
事前に気球や観測ロケットで実験できるようにする。いきなり本番で試す、という無謀な進め方をしない。
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[民生部品を活用した低コスト宇宙用監視カメラの開発](http://www.jasma.info/journal/wp-content/uploads/sites/2/2013/10/2013_p160.pdf)
2013年頃
宇宙で撮った写真はミッション以外にも、広報とか教育とか、画像そのものが重宝される。みたいな話が1ページ目。
3ページ目、CPUボードの写真とかスペックとか。
XilinxのFPGAを搭載(宇宙屋さんほんとXilinx好きだな)。
PowerPC内蔵でLinuxも動く。
64MBのSDRAM、8MBのFlash。4x UART、1x SPI、1x I2C。
46x46mm。5V単一電源でピーク600mW。
4ページ目、インターフェースボード、ソフトウェア。
ミッション固有の機能(衛星との接続、カメラとの接続)を担う。
衛星のデータ処理能力が低い場合は、IFボードにFlashを積んでバッファーする。
データ処理にはPICマイコンを使用。機能的には制限があるけど、ゲート密度が低いので放射線耐性が良い。
アナログビデオ信号(NTSC)のAD変換もIFボードで行う。
6fpsでキャプチャ可能。CPUボードでJPEG圧縮を行う場合は3fpsまで。
最大で6台のカメラを接続可能。
ソフトウェア。Linuxを採用。OpenCVとか使える。データもファイルシステム経由で扱える。
5ページ以降、代表的なシステム構成。
図5、IKAROSの固定カメラ。
図6、OV7950で超小型のカメラヘッド。
図7、ほどよし3に積んだカメラ。
図8、2軸を直交させたカメラ3組で全方向の撮影を行うシステム。
カメラヘッドからのNTSCを無線で飛ばせばIKAROSの分離カメラみたいな使い方も。
***
[衛星搭載用マイクロ波機器](http://www.ieice.org/~wpt/paper/SPS2003-01.pdf)
2004年頃?
2ページ目、C帯SSPAのブロック図と外観。
4ページ目、Ka帯ダウンコンバータ(30GHz→20GHz)のブロック図と外観。
SSPA
増幅部を下に配置して衛星に熱結合。SMAで入力、TNCで出力。内部電圧±数V程度と結構低い。25Wの増幅器を3並列して出力60W、効率45%。帯域幅260MHz。
ダウンコンバータ
入力に導波管、出力に同軸線、という感じ?
下が制御回路、中段に局発、上段にRF回路。
LOは10MHzを基準にして10GHzを出す。
入力27.0-31.0GHz、出力17.7-21.2GHz、帯域幅500MHz。
内部電圧は正負8Vと+6V。半導体なので低電圧。
***
[放送衛星搭載用ＴＷＴの研究開発](http://satcom.jp/45/eiseiyowaj.pdf)
2006年頃
初期の放送衛星用TWTの開発とかに関する対談形式の取材。
2ページ目、図1、TWTの構造イメージ。
3ページ目、図2、放送衛星等採用TWTの外観。東芝製とNEC製。
6ページ目、図3、BS-3の12GHz 120W TWTの外観。
7ページ目、図5、熱サイクル試験の設定。
***
[撃てば即当たるマイクロ波兵器 ～ライト・スピード・ウェポン～](https://www.mod.go.jp/atla/research/dts2012/P-10p.pdf)
高出力マイクロ波(HPM: High Power Microwave)で電子機器を無力化する非殺傷兵器。
利点。撃てば即当たる(光速)、低コスト・弾数制限なし(電力だけで撃てる)、レーダーやECMと機能併用可能。
3ページ目、周波数と出力、増幅器の図。
縦軸が出力、横軸が周波数、背景色が使用する増幅器。
10W以下、6GHz以下ならGaAs。1W前後以下、50GHz以下ならInP。それ以上はある程度の範囲までGaN。一定以上の電力・周波数ならTWT。という感じ。電力上限は熱的、周波数上限は論理的な制限になる。
4ページ目、S帯(2-4GHz)の、SSPAとTWTAの外寸、TWTAの内部構造。
GaAs→TWTAで、出力4倍、帯域3倍、効率2倍、容積・質量3割、という感じ。
体積約2L、質量2.5kg程度で、出力1kW、帯域幅1GHz程度、効率50%程度になる。
大きさのイメージとしては、ティッシュ箱の幅を少し減らして3個つなげた長さ、くらい。奥行きがかなりでかい。
5ページ目、アレイ化。
4素子並べてビームフォーミングの実測。サイドローブがそこそこ大きい。
***
[Flying Laptop - eoPortal Directory - Satellite Missions](https://directory.eoportal.org/web/eoportal/satellite-missions/f/flying-laptop)
60x70x90cm、120kgの人工衛星。ドイツの大学が作った。
そこそこの大きさがあり、いろいろなミッション機材を積んでいる。
外部の組織が作った解説ページだけど、結構なボリュームが有る。
比較的高い軌道(600km)に位置しており、ミッション期間の想定が短いため、早期に再突入させるためにDOMを装備。
***
[宇宙機器産業の振興について](https://www8.cao.go.jp/space/comittee/27-sangyou/sangyou-dai9/siryou1-1.pdf)
2017年2月21日付
3ページ目、衛星のシェア。
2013年に運用中の衛星の内、民間と政府をあわせた通信衛星が全体の53%を占める。リモセンと研究開発がそれぞれ13%、12%、残りは測位・軍事・科学・気象。
2001年から2014年の、商用静止衛星のメーカー別の受注数。310機中、日本は三菱電機の6機(2%)と少ない。
4ページ目、需要。
大容量通信衛星(HTS)の柔軟性が求められている。
打上年ベースでのHTSの数(予測含む)。右肩上がりの傾向。
技術実証衛星8号から9号まで15年空いている。
5ページ目、HTSに使われる技術。
マルチスポットビーム。狭いエリアを一つのスポットとしてビームを割り当てる。同じ周波数を複数のエリアで使うことで周波数利用効率を改善。スポットを小さくすることで周波数あたりのユーザー数を減らす?
デジタルビームフォーミング。スポットの形状を変化させる。通信量が少ないエリアはビームを太くして、周波数あたりの通信量を平均化させたり?
チャネライザ。スポット間の接続を柔軟に。
電力大容量化(オール電化)。化学推進系を電気推進系にすることで、推進系の軽量化を図り、通信機器の搭載量を増やすことで、衛星質量あたりの通信量を増やす。燃費の良い推進系で衛星寿命の向上も。
6,7ページ目、日米衛星調達合意とWTO政府調達協定。
要点を上げると、非研究開発衛星(実用衛星)は国内外で差別なく入札でメーカーを決めなさい(国内メーカーを優先するな)、安全保障と研究開発衛星(非実用衛星)は対象外、調達の官報公示で透明性を確保、という感じ。
また、日米衛星調達合意によって、競争入札を経ずに打ち上げられた研究開発衛星(e.g.技術実証衛星)は、商業用途で使うことができない。
8ページ目、各ETSの打上年。
技術実証衛星8号機が2006年、9号機が21年打ち上げ予定。15年ぶり。継続的な技術実証が不足。
9ページ目、ETS-8の成果。
データ中継技術衛星(DRTS/2002年打ち上げ)とETS-8を元にDS2000を開発し、官需・民需・外需に展開。
11ページ目、国内の技術開発・支援目的の資金・事業の例。
左が基礎的な用途、右が実用的な用途、上が宇宙関連、下が一般も対象に含む。
12ページ、国別にシェア。
2015年に打ち上げられた202機の衛星のうち、日本は4%。アメリカが60%、ヨーロッパが25%、中国が5%、ロシアが2%、その他が4%。
2011年から2016年では日本のシェアは2%。衛星メーカー数は、アメリカが61社、欧州が41社に対し、日本は3社。
13,14ページ目、衛星コンポーネントの輸出入。
2015年調査の、国産率。バス通信系は100%である一方、水深計・半導体は20%と、ほぼ輸入。平均でも40%を海外に依存。海外に依存すると、納期の長期化・変更や、輸出許可が必要だったり、設計・製造情報が開示されにくかったり。
輸出実績。部品だと、20品目中で輸出実績があるのは2品目。コンポーネントだと、43品目中16品目。通信系の輸出率は高い感じかな?(これは国産率も高い)。
輸出と輸入の収支。2000年以降は収支がマイナス。
JAXA認定品の品種数。ある時点を境に急激に減った。ライン維持が困難でメーカーが撤退したため。
***
[90 年日米衛星調達合意](https://space-law.keio.ac.jp/pdf/datebase/international_space_law/trade/90_japan_us.pdf)
15,16ページ目、研究開発衛生の典型的な例。
すべての有人宇宙システムは研究開発衛星と定義、とのこと。
まぁ、90年当時は宇宙開発ブームも下火傾向で民間宇宙旅行とかほぼ現実的じゃない時代、有人宇宙開発は政府主導で研究する分野、という感じではあるか。下手に競争入札で低コストを追求して安全性が犠牲になっても困るし。
ページ後半は同じ文章の英語(読んでないので、おそらく)。
***
[衛星を活用したインフラ点検作業の効率化について](http://www.jaxa.jp/press/2019/04/files/20190418b_01.pdf)
2019年4月18日付
一部ピックアップ
2ページ目、センサの種類やSARの周波数。
受動センサ。太陽の反射や自然の放射光(熱赤外線等)を見る。
能動センサ。電波等を放射し、その反射を見る。
合成開口レーダーに利用される主な周波数と特徴。Lバンド(およそ1GHz/24cm)、Cバンド(およそ6GHz/5cm)、Xバンド(およそ10GHz/3cm)。
LバンドとXバンドで同じ地点を見たイメージ。Xバンドは降雨の下が見えない。Lバンドは芝と地面を見分けられない。
5ページ目、SARで高さの変化を見る。
消波ブロックを2cm間隔で上昇させた場合、0.23cmRMSEの精度。平面構造物(空港滑走路)は0.4cm/year RMSE、0.47cm/year RMSEの精度。
6ページ目、河川堤防の監視の例。
現状では、定期点検が年2回の目視で、技術や経験に依存。定期測量は現場作業や機材が必要で、200m間隔の点として、5年に1回。
衛星SARを使った場合、定期点検は衛星でスクリーニングし怪しい所を重点的に目視で点検でき、データとして変化を比較できる(半年前の記憶を思い出す必要がない)。スクリーニングは機械的に処理するので技量や経験に依存しない。定期測量は、現場作業や機材が不要で、面として50x50kmの範囲を3mメッシュで測量でき、年4回程度、ALOS-4が運用されれば年20回程度が行える。
7ページ目、解析事例。
河川堤防の、測量結果と衛星解析の比較。多少の差はあれど傾向としては一致。
港湾の事例。水面や埋立地は計測できない。コンテナヤード(人工物の出入り・増減が激しい)も計測できない。何にも使われてない場所なら解析はできるが…
8ページ目、解析ツール。
ALOS-2データと解析ツールで自動解析。ミリメートルオーダーの精度を3mメッシュで。Windowsで使用可能。解析は5時間程度以内(PC性能等に依存)。CSVで出力してGISと重ねたりできる。
10ページ目、測量との比較。
絶対的な標高の計測には不向きだが、それ以外は衛星に分がある。
現地での作業や機材が不要、広範囲(ALOS-2の場合50x50km、3m間隔)を一度に処理できる、数mmオーダーの変化が見える。
対して、航空機レーザー測量だと、現地で航空機を飛ばす必要があり、高さ精度は15cm程度。
水準測量の場合はmm～cmのオーダーで絶対値を計測できるが、広い範囲の計測はできない。
国直轄河川の点検対象堤防延長(9155km)によるコスト試算。水準点だと5.7億円。航空機だと7.1億円。衛星SARだと1.9億円(データ購入費込)。
***
[受動型SSRを利用した航空機動態把握システム開発](http://www.mss.co.jp/technology/report/pdf/28_03.pdf)
受動型といっても、ADS-Bのような、「飛行機が放送する情報を使う」というわけではなく、「他のSSRレーダーの情報を使う」というシステム。ネットワークSSRとの違いは、送信局に追加で何もせずに使える点か。
SSRは指向性アンテナと無指向性アンテナを組み合わせて質問を送るので、外部でそれらを受信すればアンテナの回転数や位相を推定できる。
受動SSRは能動SSRのアンテナの方位を推定し、無指向で送信される質問と、航空機からの応答の時間差から、能動SSRと受動SSRを焦点とする回転楕円体の大きさを決定する。能動SSRのアンテナ方位と航空機からの高度情報を利用して、航空機の3次元的な位置を決定できる。
利点は、SSRモードA/Cに対応した航空機はすべて監視できる点か。ADS-Bに対応したトランスポンタを搭載していない機体も追尾できる。
欠点は、SSR能動局が可視の範囲にしか受動局を設置できない点、60MHz離れた2つの周波数を受信する必要がある点、かな。
ワンセグチューナーで構成するのは難しそうだ。
ネットワークSSRが普及するまでの過渡的な手段、という感じがする。米国や欧州とかなら、臨時の小規模な航空管制を行うための設備としてある程度需要はありそうな気がするなけど、米国に限って言えばADS-Bが義務化になるから、やはり受動SSRは不要だな。
***
[音響OFDM技術仕様書 Ver. 1.00](https://www.nttdocomo.co.jp/binary/pdf/corporate/technology/ofdm/OFDM_ver1_00.pdf)
2009年頃
NTTドコモが開発した、音声帯域に載せてデータを伝送する方法。
前半しか読んでない(後半はソースコードのサンプル)。
BPSK+OFDMの組み合わせなので、サブキャリアの振幅情報は任意に設定できる。ユーザーが入力した音声データの、OFDMサブキャリア周波数を除去し、そこに振幅を任意に設定したOFDM信号を加えることで、元の周波数スペクトルに近い音声でデジタルデータを転送できる。
技術仕様書なので、教科書的な、概念の紹介とかではなく、実用的な説明が多い。
***
[音響OFDM | 用語集 | KDDI株式会社](https://www.kddi.com/yogo/%E3%83%A2%E3%83%90%E3%82%A4%E3%83%AB/%E9%9F%B3%E9%9F%BFOFDM.html)
テレビやラジオの音楽等に乗せて、100文字程度のテキストデータを1-2秒程度で送信する技術、とのこと。
テレビやラジオで紹介した内容に関連するWebページのURLを携帯電話に送ったり、街頭のスピーカーから情報を配信したり、ということを想定していたようだ。今で言うQRコードと同じような使い方を想定していたらしい。
QRコードと違って広範囲に伝送できるのが利点、逆に広範囲からのノイズも拾ってしまうのが欠点、といったところかな。
他の欠点としては、音響OFDMに対応したエンコーダー/デコーダーを使わないと、非可逆圧縮された音声データではデータが破壊される可能性がある点か。QRコードだと、よほどひどい圧縮をされない限りは大丈夫な気がする。
***
[第26号科学衛星(ASTRO-H)プロジェクトの事前評価 質問に対する回答](http://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/uchuu/013/002/gijiroku/__icsFiles/afieldfile/2010/01/08/1286927_1.pdf)
2009年11月2日付
いろいろな質問と回答がある中で一部抜粋して紹介。
3ページ目、ASTRO-Hで何が達成できるか。
宇宙物理学で現在わかっていること、今後の課題、その他ブラックホールやダークマターや、ASTRO-Hに期待されている点。
8ページ目、産業界への波及効果。
空港手荷物検査等のイメージャ等。
14ページ目、CCDの選定。
背面照射型と表面照射型の違い。
15ページ目、CCDの冷却方式。
ペルチェを使わず機械式冷凍機を採用した理由。-120℃に冷却する必要があるが、550kmの軌道ではラジエーターでは-40℃までしか下げられない。残り80℃の温度差をペルチェで作るのは困難だが、機械式冷凍機では容易に達成できる。機械式で簡単に達成できるので、ペルチェとの併用も不要。
16ページ目、バス系。
コマンドとバスHKテレメにSバンド。ミッションテレメにXバンド。Sバンドは最大2Mbpsのダウンリンク。
電源に50V費安定化バス。100Ahのリチウムイオン電池。
その他、熱や構造やいろいろ。
19ページ目、伸展マスト。
ASTRO-Hと同じ関節方式を使ったマスト展開は、SFU(1995年)、みどり(1996年)、はるか(1997年)、みどりII(2002年)、の4機で実証。
20ページ目、SpaceWireの特性とリスク。
***
[静止衛星”DS2000”搭載用機器 -統合化・軽量化による低周回/”DS2000"共通機器の確立-](https://www.giho.mitsubishielectric.co.jp/giho/pdf/2011/1109112.pdf)
2011年頃
DS2000衛星バスのコンポーネント。
衛星制御プラットフォーム(SCP: Satellite Control Platform)、ペイロードインターフェースモジュール(PIM: Payload Interface Module)、電力制御器(PCU: Power Control Unit)、電力分配制御器(PDCU： Power Distribution Control Unit)。
52ページ目、図1、SCPのブロック図。
インターフェースにSpW, 1553B等があり、その他のインターフェースも。衛星内部ではPCIバスを経由してCPUと接続される。A系とB系の2組。
52ページ目、表1、SCPの主な仕様。
CPUはJAXA開発のHR5000、40MHz。メモリはEEPROMが1MB、ROMが128KB、RAMが4MB。最大消費電力は、コールドスタンバイで37.0W、ホットスタンバイで41.8W。
53ページ目、図3、電源系のブロック図。
***
[挑戦的ミッションと 信頼性の在り方](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/876333/1/SA6000118012.pdf)
IKAROS関係
2ページ目、海外との比較。
技術格差。通信だと、はやぶさ2は2kbps、New Horizonsは38kbps。
予算格差。Rosettaは3000億円、JWSTは1兆円。
3ページ目、技術と予算の格差を埋める方法。
新しい技術をリーズナブルに挑戦。
単独ミッションによる挑戦(1つの新技術を実証)。
シリーズ化して総合的な実証。
4ページ目、技術実証ミッション。
小型・中型計画では難しい。ロケットを買い切る必要があるので大幅なコストダウンが不可。予算が大きくなると求められる信頼性も大きくなる。プロジェクトの進め方も慎重になる。予算マシマシ。
相乗り衛星。キューブサットとか副衛星(IKAROS, PROCYONなど)。キューブサットサイズでのソーラーセイル実証は難しい。副衛星規模だと大きなミッション機材を持っていける。
5ページ目、IKAROSの経緯。
2001年にソーラーセイルWGが発足。イプシロンを使った小型計画(30億円規模)が高コストで認められず。あかつき(PLANET-C)との相乗り(副衛星)としての計画(15億円規模)を提案し、認められた。
6ページ目、ミッション。
外惑星領域探査を目指すための、ソーラーセイルの実証。
世界初の技術実証を目指す(米国にぎりぎりで先行できた)。
7ページ目、開発方針とか、スケジュールとか。
計画開始から打ち上げまで2年半(従来衛星の半分から3分の1)。
コストも厳しい(従来衛星の10分の1)。
考え方とか、開発の進め方とか。
8ページ目。
バス部を円柱とすることで構造の設計をすばやく。
熱解析用のモデルを作らない代わりに、あとから放熱面の大きさを調整できるように。
熱収支を実測して調整して打ち上げ、実際には一部が冷えた。調整後にも試験したほうが良かった。
既存品の流用。はやぶさ、LUNAR-A、M-Vロケット、DRTSの活用品を積極的に用いる。バルブ等の納期が長い部品の流量はスケジュール短縮に効果があったが、再整備とかに追加の試験が必要になった。DHU(データハンドリングユニット?)は、オーバースペックだけどあかつきのを再制作。
9ページ目、システムブロック図。
推進系。開発のタンクとノズル、流用のバルブ。
通信系。データ処理とか通信機器は再制作。アンテナは開発。
ミッション系。ほぼ開発。
10ページ目、設計の考え方。
セイル展開等に関する機器の寿命は、打ち上げ後30日。バス機器に関しては半年。
バス機器は打ち上げ半年後に0.8以上の生存率。ミッション系は信頼性を定義しない。
基本的に冗長設計は要求しない。ただし単一故障でミニマムサクセス失敗に直結するような箇所は、冗長あるいは代替手段を確保するか、それができないなら十分な信頼性を確保する。
ひとつの故障が他の故障を誘発しない設計であること。特に電源短絡モードにならないように。
各種設計基準に準拠して設計すること。
11ページ目、部品の信頼性とか。
思い切った信頼性設定でコストや期間を短縮するやりかたは、IKAROSより大きくなると難しいかも。
12ページ目、膜形状の選定。
13ページ目、膜の展開実験。
真空槽、大気球、スピンテーブル、観測ロケット、スケートリンク、等で展開実験。
14ページ目、若手職員や学生によるミッション部の開発。
15ページ目、IKAROSチームからはやぶさ2の中心メンバーを多数排出。学生等がJAXA職員になったり。
挑戦的ミッションに加わることは若手職員・学生にとっても貴重な機会。メーカー主体だとこの利点が失われる可能性がある。
16ページ目、総合的な技術実証。
単独での技術実証ができたので、それを使った別の実証。
17ページ目、計画の概要。
接近・滞在・航行・試料採取、実証済み。
重力天体への着陸とか、表面の長期滞在、外惑星の往復、等の実証を計画。
18ページ目、ミッション。
4つの技術項目を、4つのミッションで実証する。
19ページ目、それぞれのミッションのイメージ図。
20ページ目、木星トロヤ群へ往復する過程で可能なミッション。
21ページ以降、まとめ。
挑戦的な技術実証の価値が認められるべき(他国と比べて技術や予算に格差のある日本が影響力を持つためには必要)。
中型・小型計画以外に、副衛星プログラムを用意すべき(より低コストで、より挑戦的なミッションを、すばやく行えて、若手の育成もできる)。
理学観測も同時に行い、それも評価されるべき。ただし、理学成果を担保するのは難しい。
事前に気球や観測ロケットで実験できるようにする。いきなり本番で試す、という無謀な進め方をしない。
***
[民生部品を活用した低コスト宇宙用監視カメラの開発](http://www.jasma.info/journal/wp-content/uploads/sites/2/2013/10/2013_p160.pdf)
2013年頃
宇宙で撮った写真はミッション以外にも、広報とか教育とか、画像そのものが重宝される。みたいな話が1ページ目。
3ページ目、CPUボードの写真とかスペックとか。
XilinxのFPGAを搭載(宇宙屋さんほんとXilinx好きだな)。
PowerPC内蔵でLinuxも動く。
64MBのSDRAM、8MBのFlash。4x UART、1x SPI、1x I2C。
46x46mm。5V単一電源でピーク600mW。
4ページ目、インターフェースボード、ソフトウェア。
ミッション固有の機能(衛星との接続、カメラとの接続)を担う。
衛星のデータ処理能力が低い場合は、IFボードにFlashを積んでバッファーする。
データ処理にはPICマイコンを使用。機能的には制限があるけど、ゲート密度が低いので放射線耐性が良い。
アナログビデオ信号(NTSC)のAD変換もIFボードで行う。
6fpsでキャプチャ可能。CPUボードでJPEG圧縮を行う場合は3fpsまで。
最大で6台のカメラを接続可能。
ソフトウェア。Linuxを採用。OpenCVとか使える。データもファイルシステム経由で扱える。
5ページ以降、代表的なシステム構成。
図5、IKAROSの固定カメラ。
図6、OV7950で超小型のカメラヘッド。
図7、ほどよし3に積んだカメラ。
図8、2軸を直交させたカメラ3組で全方向の撮影を行うシステム。
カメラヘッドからのNTSCを無線で飛ばせばIKAROSの分離カメラみたいな使い方も。
***
[衛星搭載用マイクロ波機器](http://www.ieice.org/~wpt/paper/SPS2003-01.pdf)
2004年頃?
2ページ目、C帯SSPAのブロック図と外観。
4ページ目、Ka帯ダウンコンバータ(30GHz→20GHz)のブロック図と外観。
SSPA
増幅部を下に配置して衛星に熱結合。SMAで入力、TNCで出力。内部電圧±数V程度と結構低い。25Wの増幅器を3並列して出力60W、効率45%。帯域幅260MHz。
ダウンコンバータ
入力に導波管、出力に同軸線、という感じ?
下が制御回路、中段に局発、上段にRF回路。
LOは10MHzを基準にして10GHzを出す。
入力27.0-31.0GHz、出力17.7-21.2GHz、帯域幅500MHz。
内部電圧は正負8Vと+6V。半導体なので低電圧。
***
[放送衛星搭載用ＴＷＴの研究開発](http://satcom.jp/45/eiseiyowaj.pdf)
2006年頃
初期の放送衛星用TWTの開発とかに関する対談形式の取材。
2ページ目、図1、TWTの構造イメージ。
3ページ目、図2、放送衛星等採用TWTの外観。東芝製とNEC製。
6ページ目、図3、BS-3の12GHz 120W TWTの外観。
7ページ目、図5、熱サイクル試験の設定。
***
[撃てば即当たるマイクロ波兵器 ～ライト・スピード・ウェポン～](https://www.mod.go.jp/atla/research/dts2012/P-10p.pdf)
高出力マイクロ波(HPM: High Power Microwave)で電子機器を無力化する非殺傷兵器。
利点。撃てば即当たる(光速)、低コスト・弾数制限なし(電力だけで撃てる)、レーダーやECMと機能併用可能。
3ページ目、周波数と出力、増幅器の図。
縦軸が出力、横軸が周波数、背景色が使用する増幅器。
10W以下、6GHz以下ならGaAs。1W前後以下、50GHz以下ならInP。それ以上はある程度の範囲までGaN。一定以上の電力・周波数ならTWT。という感じ。電力上限は熱的、周波数上限は論理的な制限になる。
4ページ目、S帯(2-4GHz)の、SSPAとTWTAの外寸、TWTAの内部構造。
GaAs→TWTAで、出力4倍、帯域3倍、効率2倍、容積・質量3割、という感じ。
体積約2L、質量2.5kg程度で、出力1kW、帯域幅1GHz程度、効率50%程度になる。
大きさのイメージとしては、ティッシュ箱の幅を少し減らして3個つなげた長さ、くらい。奥行きがかなりでかい。
5ページ目、アレイ化。
4素子並べてビームフォーミングの実測。サイドローブがそこそこ大きい。
***
[Flying Laptop - eoPortal Directory - Satellite Missions](https://directory.eoportal.org/web/eoportal/satellite-missions/f/flying-laptop)
60x70x90cm、120kgの人工衛星。ドイツの大学が作った。
そこそこの大きさがあり、いろいろなミッション機材を積んでいる。
外部の組織が作った解説ページだけど、結構なボリュームが有る。
比較的高い軌道(600km)に位置しており、ミッション期間の想定が短いため、早期に再突入させるためにDOMを装備。
***
[宇宙機器産業の振興について](https://www8.cao.go.jp/space/comittee/27-sangyou/sangyou-dai9/siryou1-1.pdf)
2017年2月21日付
3ページ目、衛星のシェア。
2013年に運用中の衛星の内、民間と政府をあわせた通信衛星が全体の53%を占める。リモセンと研究開発がそれぞれ13%、12%、残りは測位・軍事・科学・気象。
2001年から2014年の、商用静止衛星のメーカー別の受注数。310機中、日本は三菱電機の6機(2%)と少ない。
4ページ目、需要。
大容量通信衛星(HTS)の柔軟性が求められている。
打上年ベースでのHTSの数(予測含む)。右肩上がりの傾向。
技術実証衛星8号から9号まで15年空いている。
5ページ目、HTSに使われる技術。
マルチスポットビーム。狭いエリアを一つのスポットとしてビームを割り当てる。同じ周波数を複数のエリアで使うことで周波数利用効率を改善。スポットを小さくすることで周波数あたりのユーザー数を減らす?
デジタルビームフォーミング。スポットの形状を変化させる。通信量が少ないエリアはビームを太くして、周波数あたりの通信量を平均化させたり?
チャネライザ。スポット間の接続を柔軟に。
電力大容量化(オール電化)。化学推進系を電気推進系にすることで、推進系の軽量化を図り、通信機器の搭載量を増やすことで、衛星質量あたりの通信量を増やす。燃費の良い推進系で衛星寿命の向上も。
6,7ページ目、日米衛星調達合意とWTO政府調達協定。
要点を上げると、非研究開発衛星(実用衛星)は国内外で差別なく入札でメーカーを決めなさい(国内メーカーを優先するな)、安全保障と研究開発衛星(非実用衛星)は対象外、調達の官報公示で透明性を確保、という感じ。
また、日米衛星調達合意によって、競争入札を経ずに打ち上げられた研究開発衛星(e.g.技術実証衛星)は、商業用途で使うことができない。
8ページ目、各ETSの打上年。
技術実証衛星8号機が2006年、9号機が21年打ち上げ予定。15年ぶり。継続的な技術実証が不足。
9ページ目、ETS-8の成果。
データ中継技術衛星(DRTS/2002年打ち上げ)とETS-8を元にDS2000を開発し、官需・民需・外需に展開。
11ページ目、国内の技術開発・支援目的の資金・事業の例。
左が基礎的な用途、右が実用的な用途、上が宇宙関連、下が一般も対象に含む。
12ページ、国別にシェア。
2015年に打ち上げられた202機の衛星のうち、日本は4%。アメリカが60%、ヨーロッパが25%、中国が5%、ロシアが2%、その他が4%。
2011年から2016年では日本のシェアは2%。衛星メーカー数は、アメリカが61社、欧州が41社に対し、日本は3社。
13,14ページ目、衛星コンポーネントの輸出入。
2015年調査の、国産率。バス通信系は100%である一方、水深計・半導体は20%と、ほぼ輸入。平均でも40%を海外に依存。海外に依存すると、納期の長期化・変更や、輸出許可が必要だったり、設計・製造情報が開示されにくかったり。
輸出実績。部品だと、20品目中で輸出実績があるのは2品目。コンポーネントだと、43品目中16品目。通信系の輸出率は高い感じかな?(これは国産率も高い)。
輸出と輸入の収支。2000年以降は収支がマイナス。
JAXA認定品の品種数。ある時点を境に急激に減った。ライン維持が困難でメーカーが撤退したため。
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[90 年日米衛星調達合意](https://space-law.keio.ac.jp/pdf/datebase/international_space_law/trade/90_japan_us.pdf)
15,16ページ目、研究開発衛生の典型的な例。
すべての有人宇宙システムは研究開発衛星と定義、とのこと。
まぁ、90年当時は宇宙開発ブームも下火傾向で民間宇宙旅行とかほぼ現実的じゃない時代、有人宇宙開発は政府主導で研究する分野、という感じではあるか。下手に競争入札で低コストを追求して安全性が犠牲になっても困るし。
ページ後半は同じ文章の英語(読んでないので、おそらく)。
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[衛星を活用したインフラ点検作業の効率化について](http://www.jaxa.jp/press/2019/04/files/20190418b_01.pdf)
2019年4月18日付
一部ピックアップ
2ページ目、センサの種類やSARの周波数。
受動センサ。太陽の反射や自然の放射光(熱赤外線等)を見る。
能動センサ。電波等を放射し、その反射を見る。
合成開口レーダーに利用される主な周波数と特徴。Lバンド(およそ1GHz/24cm)、Cバンド(およそ6GHz/5cm)、Xバンド(およそ10GHz/3cm)。
LバンドとXバンドで同じ地点を見たイメージ。Xバンドは降雨の下が見えない。Lバンドは芝と地面を見分けられない。
5ページ目、SARで高さの変化を見る。
消波ブロックを2cm間隔で上昇させた場合、0.23cmRMSEの精度。平面構造物(空港滑走路)は0.4cm/year RMSE、0.47cm/year RMSEの精度。
6ページ目、河川堤防の監視の例。
現状では、定期点検が年2回の目視で、技術や経験に依存。定期測量は現場作業や機材が必要で、200m間隔の点として、5年に1回。
衛星SARを使った場合、定期点検は衛星でスクリーニングし怪しい所を重点的に目視で点検でき、データとして変化を比較できる(半年前の記憶を思い出す必要がない)。スクリーニングは機械的に処理するので技量や経験に依存しない。定期測量は、現場作業や機材が不要で、面として50x50kmの範囲を3mメッシュで測量でき、年4回程度、ALOS-4が運用されれば年20回程度が行える。
7ページ目、解析事例。
河川堤防の、測量結果と衛星解析の比較。多少の差はあれど傾向としては一致。
港湾の事例。水面や埋立地は計測できない。コンテナヤード(人工物の出入り・増減が激しい)も計測できない。何にも使われてない場所なら解析はできるが…
8ページ目、解析ツール。
ALOS-2データと解析ツールで自動解析。ミリメートルオーダーの精度を3mメッシュで。Windowsで使用可能。解析は5時間程度以内(PC性能等に依存)。CSVで出力してGISと重ねたりできる。
10ページ目、測量との比較。
絶対的な標高の計測には不向きだが、それ以外は衛星に分がある。
現地での作業や機材が不要、広範囲(ALOS-2の場合50x50km、3m間隔)を一度に処理できる、数mmオーダーの変化が見える。
対して、航空機レーザー測量だと、現地で航空機を飛ばす必要があり、高さ精度は15cm程度。
水準測量の場合はmm～cmのオーダーで絶対値を計測できるが、広い範囲の計測はできない。
国直轄河川の点検対象堤防延長(9155km)によるコスト試算。水準点だと5.7億円。航空機だと7.1億円。衛星SARだと1.9億円(データ購入費込)。
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## 2019年05月分
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[H-IIBロケット２号機による 宇宙ステーション補給機（こうのとり）２号機の 打上げ結果に いて](http://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/uchuu/016/001/gijiroku/__icsFiles/afieldfile/2011/06/28/1307377_1.pdf)
2011年5月23日付
4,5ページ目、SRB-A, 第1段、フェアリング、第2段、落下範囲。
6,7ページ目、SRB-A第1ペア分離事象
導爆線による点火タイミングのズレでSRB-A第1ペアのストラット分離に時間差が生じて機体にロール/ヨー回転運動が見られた(外乱自体は小さく、ミッションには影響なし)。
導爆線の長さの違いはH-IIB特有ではあるが、同じ構造のストラットを使うH-IIAでも対策を行う。
7ページ目、ストラットの構造。左下の写真、二本出ている白いワイヤが導爆線。中央のイラスト、黄色が成形爆薬。
8,9ページ目、コマンド局(従系)の不具合
コマンド送信時にテレメにノイズが混入する。ハイブリッド回路の終端を変更。打ち上げまでに対策が完了できなかった場合は送信出力を下げて(5kW→1kW)運用。
ダウンレンジ局も同一設計だが、H-IIB#2では使わないので、従局の対策を踏まえて対処。
対策を行い、検討試験にてノイズ混入は認められなくなった。
一方で、制御落下のコマンドは、従来想定していた方向とは違う方向に放射するため、従局は一般道路に対する電波防護基準を遵守できない。そのため、従局は1kWで運用し、基準を遵守する運用を行う。
H-IIB#2では主局5kW、従局1kWともノイズがなかったことを確認。
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[H-IIBロケット試験機プロジェクトに係る事後評価について](http://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/uchuu/015/002/gijiroku/__icsFiles/afieldfile/2010/11/01/1298091_4.pdf)
2010年9月21日付
2,3ページ目、H-IIBロケットの政策的位置づけ
4ページ目、開発経緯
6ページ目、H-IIBとH-IIA204の比較
7ページ目、開発スケジュール
略語。PDR, CDR, PQR, BFT, CFT, GTV, L/P。
8ページ目、打ち上げ時期設定経緯
スペースシャトル打ち上げ中断でHTV/H-IIBの打ち上げ時期も移動。
9ページ目、H-IIB＃1のシーケンス
オンタイムで打ち上げ。
10ページ以降、要求条件の達成状況
13ページ目、開発目標の評価
14ページ目、開発方針の評価
15,16ページ目、サクセスクライテリアの評価
17ページ目、効果
低軌道に16.5tonの打ち上げ能力。オンタイム打ち上げを可能とする運用信頼性。昼夜を問わない打ち上げ時刻。
スペースシャトル退役後、ISSへ大型カーゴを輸送する唯一の輸送手段がHTV。
18ページ目、輸送系ラインナップ
H-IIA202 / H-IIA204 / H-IIBで、GTO4.1トン、GTO5.8トン、GTO8トン、のラインアップ。
5.8トン以下ならH-IIAで打ち上げ可能。8トン以下ならH-IIBで打ち上げ可能。4トン以下ならH-IIBでデュアルロンチ可能(打ち上げコスト半減)。
19ページ目、開発能力の維持
20ページ目、液体エンジンクラスタ化
21ページ目、大型軽量タンク製造技術
22ページ目、信頼性向上
23ページ目、海外からの評価
24ページ目、広報効果
25ページ目、経済波及効果
26ページ目、地域への波及効果
27,28ページ目、成否に対する分析
29ページ目、開発スケジュール
30ページ目、開発期間とか
アリアンV、デルタIV、アトラスV、H-IIA、H-IIBの開発期間(初期設定と延長)。不具合件数の推移。
31ページ目、開発経費
32ページ目、シリーズ開発の比較(デルタ、アトラス、H-II)
33ページ目、アリアンVとH-IIシリーズの開発費比較
34ページ目、費用とか
35ページ目、各国のロケットの打ち上げ能力・費用比較
36,37ページ目、開発体制の獲得
38,39ページ目、官民分担
40ページ目、フェアリングの変更
41ページ目、まとめ
45ページ目、略語集
HTV, SRB-A, FSW, GTO, OTP, PDR, CDR, PQR, ISS, BFT, CFT, GTV, L/O, LP2, ML, VAB, RF, MDFF, LOX, LH2, CM.
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[火薬類製造施設の保安距離の短縮等 に係る特則承認について 特則検討WG説明資料 ](https://www.meti.go.jp/shingikai/sankoshin/hoan_shohi/kayaku/tokusoku_kento/pdf/005_01_03.pdf)
2016年3月4日付
川崎重工が扱ってる衛星フェアリング(H-IIA / H-IIB / イプシロン)は各種の火工品を搭載。現在、全て射点で取り付け。作業に時間がかかる。短い頻度で打ち上げると作業時間が確保できずリスクが生じる。
火工品の取り付けを工場で行えば、打ち上げ機数の増加に対応できる、作業時間が十分確保できる、治具や人員を射点に輸送する必要がないため大幅なコストダウンが可能。
工場の配置とか防犯・防火・防爆に関係する話。
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[H-IIBロケット３号機 解説資料](http://www.jaxa.jp/countdown/h2bf3/pdf/h2bf3_presskit_j.pdf)
4,5ページ目、第2段制御落下
ファーストパスに入った段階で期待の健全性を確認し、問題なければ燃焼禁止を解除、制御落下マヌーバを実施する。第2段のターボポンプは使用せず、ガス押しで推進剤を供給。燃焼時間は60秒程度。
6ページ目、極低温点検(F-O)の省略
H-IIAでは12号機まで実施、H-IIBでは2号機まで実施。
その他いろいろ
23ページ目、H-IIB#2搭載カメラの配置
4台のカメラを搭載。搭載位置と用途、撮影画像の例。
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[M―V 型ロケットにおけるダウンレンジ局](http://www.isas.jaxa.jp/publications/hokokuSP/hokokuSP47/351-358.pdf)
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[M―V 型ロケットにおけるダウンレンジ局](http://www.isas.jaxa.jp/publications/hokokuSP/hokokuSP47/351-358.pdf)
2003年3月付 (M-V-4(打ち上げ失敗)の数年後、M-V-5号機打ち上げ数ヶ月前)
ダウンレンジ局の目的。射点(KSC)局ではロケットの噴煙による電波の衰退がある。これを軽減するため、ロケットを横から見ることのできる地点で受信する。また、KSCからでは不可視になるような領域を飛翔中のテレメを受信する。
M-V-1,3,4で使ったダウンレンジ局。1は宮崎と小笠原、3は宮崎と小笠原とクリスマス、4は宮崎とクリスマス。2号機は打ち上げ中止。
システムの構成。号機によって変化してるのでM-V-4での構成。
アンテナの指向はKSC新精測レーダーからの指令値。アンテナの方位決定は太陽雑音を利用(太陽に向けて一番雑音が多い向きが、その時点で太陽がある方位)。
352ページ目、図1、M-V-4時点でのシステム構成。
Sバンド2系統、VHF2系統の4系統。2.3GHzあたりと0.3GHzあたり。
SバンドBPSK 204.8kbps。SバンドQPSK 8704kbps。VHF帯BPSK 102.4kbps、VHF帯BPSK 102.4kbps。
GPSから時刻を受け取る。
受信したデータは各種レコーダーに渡したり、INS64回線でKSCへ伝送したり。
352ページ目、図2、M-V-3時点での可搬アンテナの外観。
353ページ目、図3、M-V-1の受信レベル。
アンテナの選択の関係で受信レベルが低い(KSC側に利得の高いアンテナを選択していたため)。
354ページ目、図4、M-V-3の受信レベル。
355ページ目、図5、M-V-4の受信レベル。
356ページ目、トラブルとか。
コネクタの接触不良。多数の人間が動き回るのでその対策をどうするか。
ソフトウェアにバグが有った。今後どうやってバグを見つけていくか。
357ページ目、図6、M-V-3のクリスマス局での受信レベル。
クリスマス局の追尾は、KSCからFAXと口頭で6軌道要素を伝達し、位置を推定してアンテナを制御していた。
前半は6要素の計算に問題があったため正常に追尾できず。後半はマニュアル追尾を行い、良好に追尾。
今後の改善事項とか。
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[タイトル不明](https://www8.cao.go.jp/space/comittee/yusou-dai7/siryou2-2.pdf)
22,23ページ目、新型基幹ロケットの地上系とか。
現行では地上局でレンジングして軌道を推定し飛行中断を決定している。新型基幹ではオンボードで軌道決定を行い、地上ではテレメの受信のみを行う。大型レーダーが不要になる(受信のみできればいい)。
テレメの統廃合とか。現行ではP帯131kbps、S帯131kbps、S帯768kbps、S帯64.5kbps、の4系統で、復調器も多数。次期基幹では大容量(例、768kbps)を2系統のみ(主従?)を使い、復調器もシンプルに。
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[車載ミリ波レーダによる 合成開口イメージングに関する基礎検討](https://www.denso-ten.com/jp/gihou/jp_pdf/Vol01/Vol01-5.pdf)
車の斜め前方、横断歩道を渡ろうとしてる人間とかを探すことを目的としたSAR。
SARの解析法とか、シミュレーションしたときのピクチャとか、実際にテストしたピクチャとか。
FMCW, fc76.5GHz, bw0.9GHz, PW0.5msec、みたいなパラメーター。
シミュレーターのSARイメージングで、一番高精度な手法では2時間20分、一番制度が悪い手法では5秒、精度良く高速に処理できる手法では41秒、とのこと。
実用化する上で、車の不安定性(速度とか)の解決と、計算の高速化が課題、とのこと。
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[SAR 衛星による地表面変位測量 （面的かつ広範囲な変位測量の有効性を実証）](https://www.okumuragumi.co.jp/technology/engineering/pdf/s20.pdf)
シールド工法での地面の変化をSARで調べる。
従来の方法(レベル測量)は、ある程度の間隔の点として測量していた。SARでは高密度な面として計測ができる。
従来手法と比較して、SARでも同じ傾向(変化量)が得られた。
ただ、SARは計測頻度が低そうな感じ。回帰日数11日の衛星なので、11日毎でしか計測できない。「何も起こっていないことの確認」には十分だろうけど、「なにか起こったときの速報」には使えなさそう。何らかのブレイクスルーが必要そうだ。
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[総合宇宙利用システムの普及を 促進する小型SAR衛星技術](https://jpn.nec.com/techrep/journal/g11/n01/pdf/110113.pdf)
2011年頃
NECのNEXTARバスを使ったSAR衛星。
ASNARO-2もNEXTARのSARだけど、これはMELCOのSARを搭載。
NECは70年台からSARの研究を開始したらしい。社外のSARを買うのは苦汁をなめさせられた、という感じなんだろうか。
63ページ目、図2、衛星の外観。展開型のパラボラアンテナを搭載。
63ページ目、図3、大まかなブロック図。
63ページ目、表、諸元。
64ページ目、図4、観測モードの例。
Xバンド(9GHz帯)を使用。このバンドは、アンテナが小型化でき、かつ天候に影響されず観測できる。Ku(13GHz)やKa(35GHz)では天候の影響が大きく、光学に対するSARの優位性、全天候観測能力が失われる。(Xバンドも影響を受けるはずだけど、トレードオフでこのバンドを選んだってことか)
ダウンリンクにもSARアンテナを使用。800Mbps以上とのこと。
左右視線切り替えができる。観測イメージだと次々と対象を切り替えていくけど、そこまでのアジリティがあるかな?
観測幅の記載はなし。
小型SAR衛星を作る。アンテナを小型化するにはパラボラアンテナが有利。安価なSAR衛星にはニーズが有る。
ASNARO-1のダウンリンクがXバンドで16QAMを使って800Mbps。おそらく同じ通信モジュールを使うんだろう。衛星側のアンテナがでかい分、伝送には余裕があるのかな? 地上側の小型化とかできるかも?
ASNARO-1のアジリティは平均1deg/secらしい。オフナディア角30度として、左右視線切り替えだと倍で60度、姿勢変更に60秒かかる。およそ500km離れた対象であれば、左右視線切り替えが可能。
個人的には面白そうだと感じる衛星だけど、11年にこの話が出て、18年にMELCOのSARを載せたASNARO-2が上がったってことは、NEC製SARの話はポシャったってこと?
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[ケドルスキーさんのツイート: "NECブースにはASNAROの模型が。バスの内部透視模型は初めて見た。バスを持ってかれた1号機の光学系は相変わらず反射鏡付で再現度ぱない。 #KD_ISTS30 @kedrskie http://t.co/5uSLfKs54y"](https://twitter.com/kedrskie/status/618447643522433024)
2015年7月7日のツイート
上記小型SAR衛星のイメージ図にそっくりなモックアップ。一応、ポシャらずに続いてるのかな。
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[イージス・アショアについて](https://www.city.hagi.lg.jp/uploaded/attachment/10885.pdf)
2018年6月
防衛省が配布した資料を地元市がPDF化して公開してる資料。
1ページ目、イージス・アショアが必要な理由。
2ページ目、候補地に必要な条件。
3ページ目、レーダーの人体への影響。
4ページ目、その他への影響。
5ページ目、参考資料、電波防護指針について。
防衛省の他のレーダーも人体や通信に影響を与えないように運用している。イージス艦レーダーも同様に運用している。アショアも同様に運用する。
イージス艦は、レーダー照射中でもヘリコプター発着艦が可能(ヘリコプターへ照射しない)。アショアでも同様の運用が可能。ドクターヘリ等が緊急時に飛行する場合はその間停波するとかも。
騒音対策とか、警備とか。
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[超マルチビーム技術の検討とビーム形成実験](http://www.nict.go.jp/publication/shuppan/kihou-journal/houkoku-vol61no1/K2015S-03-05.pdf)
2015年頃
STICS向けの衛星側光学系の話。
周波数1.9951GHz(λ15.02cm)、開口27m。ビーム数83、素子数127、素子間隔15cm。
シミュレーションしたり、サブモデルを作って実測したり。
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[NECのMassive MIMO基地局への取り組み](https://www.nttdocomo.co.jp/binary/pdf/corporate/technology/rd/tech/5g/5GTBS2016_TECH_WORKSHOP_NEC.pdf)
2016年5月25-27日
5G関係の機材。
11ページ目、超多素子AAS(Active Antenna System)のイメージ。
12ページ目、AASの組み合わせ例。
14ページ目、実験システムの諸元。
キャリア5.2GHz(λ5.8cm)。
15ページ目、実験システムの構成。
21ページ目、デジタルビームフォーミングのユースケース。
直接波だけでなく、回折・反射等も積極的に使う。
22ページ目、DBFのイメージ。
アナログだと隣接した端末にビームを絞れず干渉する。
DBFでも完全に干渉を防ぐことはできない。マルチパスを使って干渉を防ぐ。
23ページ目、デモの概要。
遮蔽物が間にある状態での通信。回折や反射波を使う。
***
[ADS-B – Altitude Coverage](https://www.faa.gov/nextgen/programs/adsb/ICM/)
全米のADS-Bカバレッジマップ。最終更新が2014年なのでちょっと古いけど。
高度500ft以上だと、米本土の東側はほぼすべてカバー。西側は若干隙間がある。アラスカの西側沿岸部はカバー済み。グアムとプエルトリコもほぼカバー済み。ハワイは無し。
メキシコ湾洋上にも受信局が多数ある。
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[F-16 and dual missiles pylon - Key Publishing Ltd Aviation Forums](https://forum.keypublishing.com/forum/modern-military-aviation/126265-f-16-and-dual-missiles-pylon)
「なんでF-16は1箇所のハードポイントに2発のミサイルを積むパイロンが無いの？」という話。#1の写真例の最後に、初期のF-16(72-1568、YF-16の2号機)が行った、ホイールドア(主脚ドア)にAIM-7を積んで試射した時の写真。
***
[トピックス - 小惑星探査機“はやぶさ”搭載DYNACAP | エルナー株式会社](http://www.elna.co.jp/capacitor/topics/hayabusa.html)
「はやぶさ(初代)のミネルバにウチのEDLCが採用されたよ」という紹介。
ミネルバの内部写真とか。
充電が簡単、低温でも性能低下が少ない、充放電を繰り返しても劣化しない、といった特徴が採用された理由。
2.5V50Fが2個直列(5V25F)で使われてるそうだ。
***
[ISASニュース2019/2 No.455](http://www.isas.jaxa.jp/outreach/isas_news/files/ISASnews455.pdf)
SARパドル展開の小型衛星コンステレーション。ImPACTのやつ。
それ以外の話題もいくつか。
表紙、パドルを格納した状態と展開した状態の写真。
2ページ目、図1、ミッション系のブロック図や地上系。
航空機用のSAR処理部を転用。パドルにはサーキュレーターを介してSSPA(GaN)とLNAを接続。データは768GB以上のNANDフラッシュに保存(観測時1.5Gbps)。X帯64APSK2偏波多重でトータル3Gbpsの伝送能力。地上は10mのパラボラで受信。復調と画像処理を行った上で人工知能で解析し顧客へ情報を販売。
2ページ目、図2、パドルの構造とか、導波管の引き回しとか。
3ページ目、信号処理コンポーネントの写真。
衛星構体を放熱に利用。X帯1kW増幅器。航空機搭載装置を改修したSAR信号発生処理装置。NANDを搭載した768GB、2Gbpsのデータレコーダ。1.3Gbps x2chのX帯送信機。
可動部を持つ導波管をどうやって実現するか。
大電力を送信するので発熱をどうするか。主要都市上空を通過するのは5分程度。5分の観測で発生する熱で加熱しすぎないように、かつ100分程度(次のパスまで)の間に放熱できるように熱設計。
三菱電機の航空機搭載用SARシステムを衛星用に改修。
この小型SAR衛星を打ち上げる事業会社を設立。19年、20年に実証1,2号機を打ち上げ、その後にコンステレーションを実現する計画。情報ソリューションを販売。
***
[「はやぶさ」探査機の状態について](http://www.hayabusa.isas.jaxa.jp/j/%E3%80%8C%E3%81%AF%E3%82%84%E3%81%B6%E3%81%95%E3%80%8D%E8%AA%AC%E6%98%8E%20051213.pdf)
2005年12月9日以降の状況報告とかの資料。
4ページ目、外乱発生時の、レンジレート(RR O-C)とAGCの図。
スピン運動中は姿勢変化に応じてアンテナ利得も変化するので、AGC値が正弦波状に変化する。異なる運動が加わると安定した波形に乱れが生じる。
大きな運動があるとRR O-Cが変動する。通常の運用であれば、RR O-Cからスラスタの噴射量が正しかったかを速報値として得られたり、IKAROSだとソーラーセイルの加速を調べたり。液体がリークしたりしても運動が発生するのでRR O-Cに変化が生じる。
はやぶさ2のインパクタ運用の際はAGCのグラフが使われていたらしい。破片が探査機にぶつかったりすると探査機の姿勢が乱されるのでAGCにも乱れが出る、それが出ずAGCが安定していれば、少なくとも探査機の姿勢を乱すような破片の衝突はなかった、と判断できる。
***
[ISASニュース 2003.5 No.266 安全性重視の大学教育プログラム用ロケット
-実用ブースタなどへの応用も視野に入れて-](http://www.isas.jaxa.jp/ISASnews/No.266/ken-kyu.html)
LN2/H2Oの2液コールドロケット。
ペットボトルロケットやモデルロケットのようなおもちゃではなく、大学が研究するに資するロケットを、安全・手軽に。
酸素は比重が大きいので漏出すると拡散しない。水素は上昇していくが、酸素はそうならないため、水素より酸素のほうが危険。タンクや配管の洗浄が必要。
性能は劣っていても安全で環境への配慮がなされたロケットを研究しよう。
LN2は安価、水のコストはほぼゼロ。
推進剤は液体で運んで気体で吹きたい。水は気化させるのが大変。LN2を使う。
LN2の加熱には、化学反応は使えない(異常燃焼すると危険)。H2Oは熱容量が大きいので、H2OでLN2を加熱する。
H2Oは加圧すると沸点が上昇する。1.5MPaまで加圧すれば200℃(473K)まで液体。この温度・圧力は大学で扱える。
配管図。LN2とH2Oのタンク。それらをGN2で押す。
押しガスは20MPa程度で貯蔵しレギュレーターで1.5MPaに減圧してH2OとLN2を押す。
性能とか。比推力75秒が達成可能。
用途。
推進剤が安価で密度が高い(c.f. LH2)。高い安全性により、打ち上げ時の爆発事故が避けられる。比推力は小さいが推力は大きい。ブースターとして有望。質量比5前後で増速1km/sが達成できる。
無重力実験用の弾道飛行ロケットとか。
エンジン冷却が不要なので再使用型とすることも容易。
加熱源として小型固体ロケットとかも使える。
この方式(LN2/H2O)のロケットは、現在でも大阪府立大学で行われていて、だいぶ上の方にリンクが有る(CEES)。
***
[科学観測用ロケットの発展の経過 3. 制御系](https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass1969/24/270/24_270_323/_pdf)
1975年12月16日受理
(ページ上部と下部に独立したページ番号があるが、上部の番号を使用)
15ページ目、2. サイドジェット
過酸化水素(H2O2)を使う1液式エンジン。
16ページ目、図2、過酸化水素エンジンの実験装置の図
16ページ目、図3、過酸化水素エンジンの実験の写真
M-4S姿勢制御用のエンジン。MHIの協力で作成。M-4S-1までに、K, L, Mで合計10回打ち上げ。推力は大気中で0.3kg、2.3kg、8kgが標準。0.9kg、3.2kg、4.5kgも少数用いられた。M-4S型とM-3C型。
17ページ目、図4、M-4SとL-4Sのサイドジェットの配管図。
20ページ目、図7、小型モーターによる二次流体噴射TVCの実験装置とデータ
小型モーターの燃焼時間は2秒。手動で2次流体のタイミングを与える。
二次流体噴射(SI)TVCは、過酸化水素とフレオンの2種類があった。ロケット側の開発チームはロケットの推進剤と共有できる過酸化水素、メーカー側は単体で使えるフレオン(過酸化水素は別メーカーの担当？)。過酸化水素のリークでランチャ上で2段目が着火してしまい、フレオンを使うように。
最初は調圧系だった。過酸化水素の大本がこの方式のため。フレオンになってからは、推進剤タンクに押しガスを入れるブローダウン方式に変更。ブローダウン方式は推進剤の消費とともに推力が減少する。押しガスと推進剤の比率で変化率はある程度決定できる。燃焼終盤はロケットも軽くなって慣性モーメントが減るので、トータルでは角加速度は減少しない。
ブラダーは取り扱いが厄介なのでピストン隔壁を採用。
21ページ目、図8、2種類の首振りノズル
21ページ目、図9、K-10C-2の配管図と全体図。
21ページ目、図10、TVC噴射方式(調圧系とブローダウン)
21ページ目、図11、ピストン隔壁を用いたM-3Cの2段目TVCの配管図
通常のバルブをSITVCに使うと追加でノズルが必要で制御特性が悪くなる。ノズル一体型のバルブが製作されているとのことで仕様書を書いて発注した。
アルミとSUSと銅が組み合わされた部分で腐食が起きた。電蝕だろうと思われたが、噴射液と洗浄剤の混合液がアルミを著しく腐食させる作用がある。フレオン自体が洗浄液として使えるので他の洗浄液を使うのはおかしいが、フレオンの膨潤が心配で他の洗浄液を使っていた。これ以降は乾燥機の中で保管。
M-3C-1ではフレオンの消費量は10%に過ぎない。タンクを8個から4個に減らした。経験的には1個でもいいが、噴射弁がオープンでロックした場合に足りなくなる。
23ページ目、図13、K-9M-23用ガスジェットの配置と外観
コールドガスジェット。
観測ロケットの天文観測では望遠鏡の姿勢を制御する必要がある。サイドジェットは重量と価格の点で使いづらいのでコールドガスジェットを開発。
スピン安定の場合、バルブ1個で制御できる。K-9M-23で太陽観測に使用。ノズルが粗・密の2個。それぞれ推力1kg、0.3kg。窒素ガスを150気圧充填。比推力44秒(本来の性能ではないらしい)。
K-10-8ではスピン安定でない対象の3軸制御が要求された。スピン安定だと一旦姿勢を変更すればそれが維持されるが、スピンしていない場合は全観測時間で姿勢制御が必要。ジェットが増えて長秒時動作、かつ重量を増やさない、という要求。
推力100gと15g。供給圧は6kg/cm^2(約0.6MPa)。比推力は69秒で理論値70秒に近い。
機械的構造の少ない固体ロケットの中で、制御用エンジンは比較的複雑な部分。ロケットエンジンだけど、電気や制御やメカ的や真空中のノズル流れの常識や、様々な知識が必要。
2,3箇所、軍用ミサイル等との比較が出てきて興味深い。僕の世代(?)から見た当時のロケットは、軍事面に対する忌避感が非常に強い印象だけど、それほどでもなかったのかな。
***
[高性能なアンテナを軽量かつ低コストで実現「樹脂成形導波管スロットアレーアンテナ」を開発](http://www.mitsubishielectric.co.jp/news/2019/pdf/0125-a.pdf)
2019年1月25日付
樹脂を射出成形してメッキ処理して導波管を生成。両偏波アレイアンテナとして使える。
パッチアンテナはコストや重量の点で有利だが、効率が悪い。導波管は効率は良いもの、金属を切削して作るので、コストや重量が弱点。
樹脂成形導波管は安価に量産できて効率もよく軽量。
3ページ目に導波管の外観と内部の写真。
***
[JEM ペイロードアコモデーションハンドブック - Vol. 8 - 超小型衛星放出インターフェース管理仕様書](http://iss.jaxa.jp/kiboexp/equipment/ef/jssod/images/jx-espc-101132-c.pdf)
2013年1月付(初版)
2017年12月付(C版)
アドレス的に改定でURL変わって旧版は削除っぽいのでリンク切れしてたら各自で探してね。
***
[宇宙開発 最前線! Vol. 6 2015 Spring スペースデブリ特集](http://www.kenkai.jaxa.jp/publication/pamphlets/pdf/saizensen6.pdf)
表紙、2ページ目にHTVを使ったテザー実験。
3ページ目に接近技術。
4ページ目にデブリ計測。
テザー。
除去衛星が、デブリのPAF(Payload Attachment Fitting、衛星分離部)等にテザーを取り付けていく。数百mから数kmのテザーを伸ばして軌道を下げる。最終的には大気圏の摩擦熱で燃やす。スラスタを使うシステムと比較して、テザーであれば推進剤の消費が必要ないのが利点。
HTV6で実証する予定。小型衛星を使う案もあったが、HTVをバスモジュールとして使える(通信や電源等)、ISS接近用のセンサをミッションの観測に使える、といった利点がある。東京理科大学のカメラも搭載(IKAROS等で使われているもの)。
JAXAの広報誌が摩擦熱?
接近技術。
ある程度の距離までは、デブリの軌道決定を地上施設で行い、除去衛星はGPS航法で接近。200km程度まで近づいた段階でカメラを使用し、デブリの方向だけを観測して接近する。1km未満では画像解析でデブリの位置や姿勢を推定する。カメラは可視光以外に、夜間も使える熱赤外線カメラやLiDARも検討。接近時はデブリと衝突する危険性を減らせる軌道で接近。
右上の図、接近軌道。パッシブアボートってどういうことだろう? 想像が正しければ1.2km未満ではかなり燃費が悪そう。
左下の図、各種光学機器。可視光、赤外線、LIDAR、LED(広角と狭角)。LED積んだ衛星だと、ある分野の市民天文ファンには相当文句言われそうだな。
右下の図、各種光学系で見たデブリ(ロケット上段)の模擬。
デブリ計測。
100umから数mmのデブリを検出する。フレキ基板の技術を応用。100umのピッチで直線のパターンを大量に並べる。デブリが当たったら切れるので、ある瞬間に切れた本数でデブリの直径を推定する。
HTV5のKASPER(宇宙環境観測装置)の一つとして搭載予定。HTVは400km程度の低軌道だが、今後600kmや800kmにも。
右上の写真、HTV4の写真にKASPERの搭載位置を書き込んだもの。
右下の写真、微小でブリ計測センサの試作モデル。
左下の図、各軌道と大きさのデブリの情報。ある程度以上であればレーダー・光学で観測できる。それ以外はほとんど情報がない。一部は衛星の回収とかで情報がある。
***ダウンレンジ局の目的。射点(KSC)局ではロケットの噴煙による電波の衰退がある。これを軽減するため、ロケットを横から見ることのできる地点で受信する。また、KSCからでは不可視になるような領域を飛翔中のテレメを受信する。
M-V-1,3,4で使ったダウンレンジ局。1は宮崎と小笠原、3は宮崎と小笠原とクリスマス、4は宮崎とクリスマス。2号機は打ち上げ中止。
システムの構成。号機によって変化してるのでM-V-4での構成。
アンテナの指向はKSC新精測レーダーからの指令値。アンテナの方位決定は太陽雑音を利用(太陽に向けて一番雑音が多い向きが、その時点で太陽がある方位)。
352ページ目、図1、M-V-4時点でのシステム構成。
Sバンド2系統、VHF2系統の4系統。2.3GHzあたりと0.3GHzあたり。
SバンドBPSK 204.8kbps。SバンドQPSK 8704kbps。VHF帯BPSK 102.4kbps、VHF帯BPSK 102.4kbps。
GPSから時刻を受け取る。
受信したデータは各種レコーダーに渡したり、INS64回線でKSCへ伝送したり。
352ページ目、図2、M-V-3時点での可搬アンテナの外観。
353ページ目、図3、M-V-1の受信レベル。
アンテナの選択の関係で受信レベルが低い(KSC側に利得の高いアンテナを選択していたため)。
354ページ目、図4、M-V-3の受信レベル。
355ページ目、図5、M-V-4の受信レベル。
356ページ目、トラブルとか。
コネクタの接触不良。多数の人間が動き回るのでその対策をどうするか。
ソフトウェアにバグが有った。今後どうやってバグを見つけていくか。
357ページ目、図6、M-V-3のクリスマス局での受信レベル。
クリスマス局の追尾は、KSCからFAXと口頭で6軌道要素を伝達し、位置を推定してアンテナを制御していた。
前半は6要素の計算に問題があったため正常に追尾できず。後半はマニュアル追尾を行い、良好に追尾。
今後の改善事項とか。
***
[タイトル不明](https://www8.cao.go.jp/space/comittee/yusou-dai7/siryou2-2.pdf)
22,23ページ目、新型基幹ロケットの地上系とか。
現行では地上局でレンジングして軌道を推定し飛行中断を決定している。新型基幹ではオンボードで軌道決定を行い、地上ではテレメの受信のみを行う。大型レーダーが不要になる(受信のみできればいい)。
テレメの統廃合とか。現行ではP帯131kbps、S帯131kbps、S帯768kbps、S帯64.5kbps、の4系統で、復調器も多数。次期基幹では大容量(例、768kbps)を2系統のみ(主従?)を使い、復調器もシンプルに。
***
[車載ミリ波レーダによる 合成開口イメージングに関する基礎検討](https://www.denso-ten.com/jp/gihou/jp_pdf/Vol01/Vol01-5.pdf)
車の斜め前方、横断歩道を渡ろうとしてる人間とかを探すことを目的としたSAR。
SARの解析法とか、シミュレーションしたときのピクチャとか、実際にテストしたピクチャとか。
FMCW, fc76.5GHz, bw0.9GHz, PW0.5msec、みたいなパラメーター。
シミュレーターのSARイメージングで、一番高精度な手法では2時間20分、一番制度が悪い手法では5秒、精度良く高速に処理できる手法では41秒、とのこと。
実用化する上で、車の不安定性(速度とか)の解決と、計算の高速化が課題、とのこと。
***
[SAR 衛星による地表面変位測量 （面的かつ広範囲な変位測量の有効性を実証）](https://www.okumuragumi.co.jp/technology/engineering/pdf/s20.pdf)
シールド工法での地面の変化をSARで調べる。
従来の方法(レベル測量)は、ある程度の間隔の点として測量していた。SARでは高密度な面として計測ができる。
従来手法と比較して、SARでも同じ傾向(変化量)が得られた。
ただ、SARは計測頻度が低そうな感じ。回帰日数11日の衛星なので、11日毎でしか計測できない。「何も起こっていないことの確認」には十分だろうけど、「なにか起こったときの速報」には使えなさそう。何らかのブレイクスルーが必要そうだ。
***
[総合宇宙利用システムの普及を 促進する小型SAR衛星技術](https://jpn.nec.com/techrep/journal/g11/n01/pdf/110113.pdf)
2011年頃
NECのNEXTARバスを使ったSAR衛星。
ASNARO-2もNEXTARのSARだけど、これはMELCOのSARを搭載。
NECは70年台からSARの研究を開始したらしい。社外のSARを買うのは苦汁をなめさせられた、という感じなんだろうか。
63ページ目、図2、衛星の外観。展開型のパラボラアンテナを搭載。
63ページ目、図3、大まかなブロック図。
63ページ目、表、諸元。
64ページ目、図4、観測モードの例。
Xバンド(9GHz帯)を使用。このバンドは、アンテナが小型化でき、かつ天候に影響されず観測できる。Ku(13GHz)やKa(35GHz)では天候の影響が大きく、光学に対するSARの優位性、全天候観測能力が失われる。(Xバンドも影響を受けるはずだけど、トレードオフでこのバンドを選んだってことか)
ダウンリンクにもSARアンテナを使用。800Mbps以上とのこと。
左右視線切り替えができる。観測イメージだと次々と対象を切り替えていくけど、そこまでのアジリティがあるかな?
観測幅の記載はなし。
小型SAR衛星を作る。アンテナを小型化するにはパラボラアンテナが有利。安価なSAR衛星にはニーズが有る。
ASNARO-1のダウンリンクがXバンドで16QAMを使って800Mbps。おそらく同じ通信モジュールを使うんだろう。衛星側のアンテナがでかい分、伝送には余裕があるのかな? 地上側の小型化とかできるかも?
ASNARO-1のアジリティは平均1deg/secらしい。オフナディア角30度として、左右視線切り替えだと倍で60度、姿勢変更に60秒かかる。およそ500km離れた対象であれば、左右視線切り替えが可能。
個人的には面白そうだと感じる衛星だけど、11年にこの話が出て、18年にMELCOのSARを載せたASNARO-2が上がったってことは、NEC製SARの話はポシャったってこと?
***
[ケドルスキーさんのツイート: "NECブースにはASNAROの模型が。バスの内部透視模型は初めて見た。バスを持ってかれた1号機の光学系は相変わらず反射鏡付で再現度ぱない。 #KD_ISTS30 @kedrskie http://t.co/5uSLfKs54y"](https://twitter.com/kedrskie/status/618447643522433024)
2015年7月7日のツイート
上記小型SAR衛星のイメージ図にそっくりなモックアップ。一応、ポシャらずに続いてるのかな。
***
[イージス・アショアについて](https://www.city.hagi.lg.jp/uploaded/attachment/10885.pdf)
2018年6月
防衛省が配布した資料を地元市がPDF化して公開してる資料。
1ページ目、イージス・アショアが必要な理由。
2ページ目、候補地に必要な条件。
3ページ目、レーダーの人体への影響。
4ページ目、その他への影響。
5ページ目、参考資料、電波防護指針について。
防衛省の他のレーダーも人体や通信に影響を与えないように運用している。イージス艦レーダーも同様に運用している。アショアも同様に運用する。
イージス艦は、レーダー照射中でもヘリコプター発着艦が可能(ヘリコプターへ照射しない)。アショアでも同様の運用が可能。ドクターヘリ等が緊急時に飛行する場合はその間停波するとかも。
騒音対策とか、警備とか。
***
[超マルチビーム技術の検討とビーム形成実験](http://www.nict.go.jp/publication/shuppan/kihou-journal/houkoku-vol61no1/K2015S-03-05.pdf)
2015年頃
STICS向けの衛星側光学系の話。
周波数1.9951GHz(λ15.02cm)、開口27m。ビーム数83、素子数127、素子間隔15cm。
シミュレーションしたり、サブモデルを作って実測したり。
***
[NECのMassive MIMO基地局への取り組み](https://www.nttdocomo.co.jp/binary/pdf/corporate/technology/rd/tech/5g/5GTBS2016_TECH_WORKSHOP_NEC.pdf)
2016年5月25-27日
5G関係の機材。
11ページ目、超多素子AAS(Active Antenna System)のイメージ。
12ページ目、AASの組み合わせ例。
14ページ目、実験システムの諸元。
キャリア5.2GHz(λ5.8cm)。
15ページ目、実験システムの構成。
21ページ目、デジタルビームフォーミングのユースケース。
直接波だけでなく、回折・反射等も積極的に使う。
22ページ目、DBFのイメージ。
アナログだと隣接した端末にビームを絞れず干渉する。
DBFでも完全に干渉を防ぐことはできない。マルチパスを使って干渉を防ぐ。
23ページ目、デモの概要。
遮蔽物が間にある状態での通信。回折や反射波を使う。
***
[ADS-B – Altitude Coverage](https://www.faa.gov/nextgen/programs/adsb/ICM/)
全米のADS-Bカバレッジマップ。最終更新が2014年なのでちょっと古いけど。
高度500ft以上だと、米本土の東側はほぼすべてカバー。西側は若干隙間がある。アラスカの西側沿岸部はカバー済み。グアムとプエルトリコもほぼカバー済み。ハワイは無し。
メキシコ湾洋上にも受信局が多数ある。
***
[F-16 and dual missiles pylon - Key Publishing Ltd Aviation Forums](https://forum.keypublishing.com/forum/modern-military-aviation/126265-f-16-and-dual-missiles-pylon)
「なんでF-16は1箇所のハードポイントに2発のミサイルを積むパイロンが無いの？」という話。#1の写真例の最後に、初期のF-16(72-1568、YF-16の2号機)が行った、ホイールドア(主脚ドア)にAIM-7を積んで試射した時の写真。
***
[トピックス - 小惑星探査機“はやぶさ”搭載DYNACAP | エルナー株式会社](http://www.elna.co.jp/capacitor/topics/hayabusa.html)
「はやぶさ(初代)のミネルバにウチのEDLCが採用されたよ」という紹介。
ミネルバの内部写真とか。
充電が簡単、低温でも性能低下が少ない、充放電を繰り返しても劣化しない、といった特徴が採用された理由。
2.5V50Fが2個直列(5V25F)で使われてるそうだ。
***
[ISASニュース2019/2 No.455](http://www.isas.jaxa.jp/outreach/isas_news/files/ISASnews455.pdf)
SARパドル展開の小型衛星コンステレーション。ImPACTのやつ。
それ以外の話題もいくつか。
表紙、パドルを格納した状態と展開した状態の写真。
2ページ目、図1、ミッション系のブロック図や地上系。
航空機用のSAR処理部を転用。パドルにはサーキュレーターを介してSSPA(GaN)とLNAを接続。データは768GB以上のNANDフラッシュに保存(観測時1.5Gbps)。X帯64APSK2偏波多重でトータル3Gbpsの伝送能力。地上は10mのパラボラで受信。復調と画像処理を行った上で人工知能で解析し顧客へ情報を販売。
2ページ目、図2、パドルの構造とか、導波管の引き回しとか。
3ページ目、信号処理コンポーネントの写真。
衛星構体を放熱に利用。X帯1kW増幅器。航空機搭載装置を改修したSAR信号発生処理装置。NANDを搭載した768GB、2Gbpsのデータレコーダ。1.3Gbps x2chのX帯送信機。
可動部を持つ導波管をどうやって実現するか。
大電力を送信するので発熱をどうするか。主要都市上空を通過するのは5分程度。5分の観測で発生する熱で加熱しすぎないように、かつ100分程度(次のパスまで)の間に放熱できるように熱設計。
三菱電機の航空機搭載用SARシステムを衛星用に改修。
この小型SAR衛星を打ち上げる事業会社を設立。19年、20年に実証1,2号機を打ち上げ、その後にコンステレーションを実現する計画。情報ソリューションを販売。
***
[「はやぶさ」探査機の状態について](http://www.hayabusa.isas.jaxa.jp/j/%E3%80%8C%E3%81%AF%E3%82%84%E3%81%B6%E3%81%95%E3%80%8D%E8%AA%AC%E6%98%8E%20051213.pdf)
2005年12月9日以降の状況報告とかの資料。
4ページ目、外乱発生時の、レンジレート(RR O-C)とAGCの図。
スピン運動中は姿勢変化に応じてアンテナ利得も変化するので、AGC値が正弦波状に変化する。異なる運動が加わると安定した波形に乱れが生じる。
大きな運動があるとRR O-Cが変動する。通常の運用であれば、RR O-Cからスラスタの噴射量が正しかったかを速報値として得られたり、IKAROSだとソーラーセイルの加速を調べたり。液体がリークしたりしても運動が発生するのでRR O-Cに変化が生じる。
はやぶさ2のインパクタ運用の際はAGCのグラフが使われていたらしい。破片が探査機にぶつかったりすると探査機の姿勢が乱されるのでAGCにも乱れが出る、それが出ずAGCが安定していれば、少なくとも探査機の姿勢を乱すような破片の衝突はなかった、と判断できる。
***
[ISASニュース 2003.5 No.266 安全性重視の大学教育プログラム用ロケット
-実用ブースタなどへの応用も視野に入れて-](http://www.isas.jaxa.jp/ISASnews/No.266/ken-kyu.html)
LN2/H2Oの2液コールドロケット。
ペットボトルロケットやモデルロケットのようなおもちゃではなく、大学が研究するに資するロケットを、安全・手軽に。
酸素は比重が大きいので漏出すると拡散しない。水素は上昇していくが、酸素はそうならないため、水素より酸素のほうが危険。タンクや配管の洗浄が必要。
性能は劣っていても安全で環境への配慮がなされたロケットを研究しよう。
LN2は安価、水のコストはほぼゼロ。
推進剤は液体で運んで気体で吹きたい。水は気化させるのが大変。LN2を使う。
LN2の加熱には、化学反応は使えない(異常燃焼すると危険)。H2Oは熱容量が大きいので、H2OでLN2を加熱する。
H2Oは加圧すると沸点が上昇する。1.5MPaまで加圧すれば200℃(473K)まで液体。この温度・圧力は大学で扱える。
配管図。LN2とH2Oのタンク。それらをGN2で押す。
押しガスは20MPa程度で貯蔵しレギュレーターで1.5MPaに減圧してH2OとLN2を押す。
性能とか。比推力75秒が達成可能。
用途。
推進剤が安価で密度が高い(c.f. LH2)。高い安全性により、打ち上げ時の爆発事故が避けられる。比推力は小さいが推力は大きい。ブースターとして有望。質量比5前後で増速1km/sが達成できる。
無重力実験用の弾道飛行ロケットとか。
エンジン冷却が不要なので再使用型とすることも容易。
加熱源として小型固体ロケットとかも使える。
この方式(LN2/H2O)のロケットは、現在でも大阪府立大学で行われていて、だいぶ上の方にリンクが有る(CEES)。
***
[科学観測用ロケットの発展の経過 3. 制御系](https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass1969/24/270/24_270_323/_pdf)
1975年12月16日受理
(ページ上部と下部に独立したページ番号があるが、上部の番号を使用)
15ページ目、2. サイドジェット
過酸化水素(H2O2)を使う1液式エンジン。
16ページ目、図2、過酸化水素エンジンの実験装置の図
16ページ目、図3、過酸化水素エンジンの実験の写真
M-4S姿勢制御用のエンジン。MHIの協力で作成。M-4S-1までに、K, L, Mで合計10回打ち上げ。推力は大気中で0.3kg、2.3kg、8kgが標準。0.9kg、3.2kg、4.5kgも少数用いられた。M-4S型とM-3C型。
17ページ目、図4、M-4SとL-4Sのサイドジェットの配管図。
20ページ目、図7、小型モーターによる二次流体噴射TVCの実験装置とデータ
小型モーターの燃焼時間は2秒。手動で2次流体のタイミングを与える。
二次流体噴射(SI)TVCは、過酸化水素とフレオンの2種類があった。ロケット側の開発チームはロケットの推進剤と共有できる過酸化水素、メーカー側は単体で使えるフレオン(過酸化水素は別メーカーの担当？)。過酸化水素のリークでランチャ上で2段目が着火してしまい、フレオンを使うように。
最初は調圧系だった。過酸化水素の大本がこの方式のため。フレオンになってからは、推進剤タンクに押しガスを入れるブローダウン方式に変更。ブローダウン方式は推進剤の消費とともに推力が減少する。押しガスと推進剤の比率で変化率はある程度決定できる。燃焼終盤はロケットも軽くなって慣性モーメントが減るので、トータルでは角加速度は減少しない。
ブラダーは取り扱いが厄介なのでピストン隔壁を採用。
21ページ目、図8、2種類の首振りノズル
21ページ目、図9、K-10C-2の配管図と全体図。
21ページ目、図10、TVC噴射方式(調圧系とブローダウン)
21ページ目、図11、ピストン隔壁を用いたM-3Cの2段目TVCの配管図
通常のバルブをSITVCに使うと追加でノズルが必要で制御特性が悪くなる。ノズル一体型のバルブが製作されているとのことで仕様書を書いて発注した。
アルミとSUSと銅が組み合わされた部分で腐食が起きた。電蝕だろうと思われたが、噴射液と洗浄剤の混合液がアルミを著しく腐食させる作用がある。フレオン自体が洗浄液として使えるので他の洗浄液を使うのはおかしいが、フレオンの膨潤が心配で他の洗浄液を使っていた。これ以降は乾燥機の中で保管。
M-3C-1ではフレオンの消費量は10%に過ぎない。タンクを8個から4個に減らした。経験的には1個でもいいが、噴射弁がオープンでロックした場合に足りなくなる。
23ページ目、図13、K-9M-23用ガスジェットの配置と外観
コールドガスジェット。
観測ロケットの天文観測では望遠鏡の姿勢を制御する必要がある。サイドジェットは重量と価格の点で使いづらいのでコールドガスジェットを開発。
スピン安定の場合、バルブ1個で制御できる。K-9M-23で太陽観測に使用。ノズルが粗・密の2個。それぞれ推力1kg、0.3kg。窒素ガスを150気圧充填。比推力44秒(本来の性能ではないらしい)。
K-10-8ではスピン安定でない対象の3軸制御が要求された。スピン安定だと一旦姿勢を変更すればそれが維持されるが、スピンしていない場合は全観測時間で姿勢制御が必要。ジェットが増えて長秒時動作、かつ重量を増やさない、という要求。
推力100gと15g。供給圧は6kg/cm^2(約0.6MPa)。比推力は69秒で理論値70秒に近い。
機械的構造の少ない固体ロケットの中で、制御用エンジンは比較的複雑な部分。ロケットエンジンだけど、電気や制御やメカ的や真空中のノズル流れの常識や、様々な知識が必要。
2,3箇所、軍用ミサイル等との比較が出てきて興味深い。僕の世代(?)から見た当時のロケットは、軍事面に対する忌避感が非常に強い印象だけど、それほどでもなかったのかな。
***
[高性能なアンテナを軽量かつ低コストで実現「樹脂成形導波管スロットアレーアンテナ」を開発](http://www.mitsubishielectric.co.jp/news/2019/pdf/0125-a.pdf)
2019年1月25日付
樹脂を射出成形してメッキ処理して導波管を生成。両偏波アレイアンテナとして使える。
パッチアンテナはコストや重量の点で有利だが、効率が悪い。導波管は効率は良いもの、金属を切削して作るので、コストや重量が弱点。
樹脂成形導波管は安価に量産できて効率もよく軽量。
3ページ目に導波管の外観と内部の写真。
***
[JEM ペイロードアコモデーションハンドブック - Vol. 8 - 超小型衛星放出インターフェース管理仕様書](http://iss.jaxa.jp/kiboexp/equipment/ef/jssod/images/jx-espc-101132-c.pdf)
2013年1月付(初版)
2017年12月付(C版)
アドレス的に改定でURL変わって旧版は削除っぽいのでリンク切れしてたら各自で探してね。
***
[宇宙開発 最前線! Vol. 6 2015 Spring スペースデブリ特集](http://www.kenkai.jaxa.jp/publication/pamphlets/pdf/saizensen6.pdf)
表紙、2ページ目にHTVを使ったテザー実験。
3ページ目に接近技術。
4ページ目にデブリ計測。
テザー。
除去衛星が、デブリのPAF(Payload Attachment Fitting、衛星分離部)等にテザーを取り付けていく。数百mから数kmのテザーを伸ばして軌道を下げる。最終的には大気圏の摩擦熱で燃やす。スラスタを使うシステムと比較して、テザーであれば推進剤の消費が必要ないのが利点。
HTV6で実証する予定。小型衛星を使う案もあったが、HTVをバスモジュールとして使える(通信や電源等)、ISS接近用のセンサをミッションの観測に使える、といった利点がある。東京理科大学のカメラも搭載(IKAROS等で使われているもの)。
JAXAの広報誌が摩擦熱?
接近技術。
ある程度の距離までは、デブリの軌道決定を地上施設で行い、除去衛星はGPS航法で接近。200km程度まで近づいた段階でカメラを使用し、デブリの方向だけを観測して接近する。1km未満では画像解析でデブリの位置や姿勢を推定する。カメラは可視光以外に、夜間も使える熱赤外線カメラやLiDARも検討。接近時はデブリと衝突する危険性を減らせる軌道で接近。
右上の図、接近軌道。パッシブアボートってどういうことだろう? 想像が正しければ1.2km未満ではかなり燃費が悪そう。
左下の図、各種光学機器。可視光、赤外線、LIDAR、LED(広角と狭角)。LED積んだ衛星だと、ある分野の市民天文ファンには相当文句言われそうだな。
右下の図、各種光学系で見たデブリ(ロケット上段)の模擬。
デブリ計測。
100umから数mmのデブリを検出する。フレキ基板の技術を応用。100umのピッチで直線のパターンを大量に並べる。デブリが当たったら切れるので、ある瞬間に切れた本数でデブリの直径を推定する。
HTV5のKASPER(宇宙環境観測装置)の一つとして搭載予定。HTVは400km程度の低軌道だが、今後600kmや800kmにも。
右上の写真、HTV4の写真にKASPERの搭載位置を書き込んだもの。
右下の写真、微小でブリ計測センサの試作モデル。
左下の図、各軌道と大きさのデブリの情報。ある程度以上であればレーダー・光学で観測できる。それ以外はほとんど情報がない。一部は衛星の回収とかで情報がある。
[H3ロケット 基本設計結果について](http://fanfun.jaxa.jp/jaxatv/files/20160720_h3.pdf)
2016年7月20日付
2ページ目
「いかなるものも、輸送手段なくして宇宙へは行けない。」
3ページ目、日本のロケットの時系列と、H-II/H-IIAの信頼性の図。
H-IIは5機目までは成功率1を維持していたが、2回連続の失敗で0.83、0.71と急落。
H-IIAは5機目までは成功率1を維持していたが、6機目の失敗で0.83に。その後成功を続けて0.95以上まで回復。
N-I, N-II, H-I, H-II, H-IIA, H-IIBの開発・運用期間。
4ページ目、輸送した宇宙機の一例。
ALOS, QZS, HIMAWARI-8, HTV, HAYABUSA-2, Telstar 12 VANTAGE。それぞれの高度と打ち上げ質量。
5ページ目、基幹ロケットの課題。
衛星の大型化で打ち上げ能力の不足。国際的な価格競争。設備の老朽化。打ち上げ器械の不足(技術者の離散・技術力低下)。打ち上げ機数の不足。
右側の図、各国の大型ロケット(次ページに拡大)。
左側の図、2012年までの衛星の打上数と将来の予測(凡例無し)。大型衛星は増加傾向。
7ページ目、運用中の各国のロケット。
アトラス5、アリアン5、ファルコン9、プロトンM。
8ページ目、将来運用予定の各国のロケット。
バルカン、アリアン6、ファルコン9R/ファルコンヘビー、アンガラ。
9ページ目、ロケット技術の継承。
ある会社とJAXAのそれぞれのロケットの年齢別の人数。
Nシリーズは50代後半が多い。H-I, H-II, H-IIAと時代が進むに連れピーク年齢が下がっていて、H-IIAでは40代後半が人数のピーク。H-IIBは比較的平坦なピーク。維持・研究開発では40代後半にピークがある一方で、20代後半も多い。
12ページ目、H-3ロケットの特徴。
利用者の声を第一に。
柔軟性、高信頼性、低価格。
13ページ目、システム概要。
各形態。H-IIA202/204, H-IIBをH-3で置き換えられますよ、という感じの図。
最小構成だとSSOで50億円(H-IIAの半額程度)、最大構成でGTO6.5トン以上。
14ページ目、開発体制。
各システムと、それを開発する会社。
15ページ目、基本設計結果。
20年間の運用、年間6機の打ち上げに対応。
たSSOへ4トン以上、50億円程度の実現性を確認。
静止衛星における需要予測では2.5-6.5トンで幅広く分布。H-3のレンジで対応可能。
16ページ目、各形態でのGTO打ち上げ能力。
(後に統合された形態が残っている当時の図)
17ページ目、機体諸元。
18ページ目、インターフェース。
フェアリング包絡域の図。プロトン、ファルコン9、アリアン6のおおよその形。H-IIAの5Sと4Sの図。H-3のロングとショートの図。
19ページ目、LE-9の基本仕様。
各諸元の、LE-7との比較とか。LE-9の外観。
真空中推力150t、63%スロットリング(連続制御?)。Isp425s。
20ページ目、SRB-3の基本仕様。
SRB-Aとの比較。
真空中推力マシマシ、Isp落とさず、推進薬1トン弱の増、全長若干短縮、直径変わらず、燃焼時間微減、TVC無し、機体との結合簡素化。
21ページ目、射点の基本構想。
22ページ目、新移動発射台のイメージ。
23ページ目、イプシロンとのシナジー。
H-3のアビオをイプシロンに適用することを考えているが、今後検討。
SRBをイプシロンと共通化。モーターケース、推進薬、燃焼パターン、など。
固有の点としては、H-3ではSRBはTVC無し(コアだけでロールできるから?)。イプシロンはTVCが付く。
24ページ目、コスト半減への取り組み。
民生品の積極的な使用とか。
25ページ目、システム簡素化の例。
SRBの削除(最小構成の場合)。2段燃焼からエキスパンダブリードへ(コンポーネント20%減)。LE-9のTVCを電動へ(LE-7は油圧)、バルブを電動へ(同空圧)。
26、27ページ目、製造・運用コンセプトの例。
機器・部品の共通化。ライン生産。モジュール化。
第2段、SRB等はミッションに依存せず同一仕様。
射場整備工程の短縮。SRBの結合簡素化、点検の自動化・点検装置の簡素化。
28ページ目、運用コンセプト。
H-IIAの場合、受注から打ち上げまで2年、打ち上げ間隔2ヶ月、組立作業1ヶ月。大幅に短縮させる。
30ページ目、開発スケジュール。
***
[H3ロケットの開発状況について](http://www.jaxa.jp/press/2018/11/files/20181129_h3.pdf)
2018年11月29日付
2ページ目、制作・試験フェーズの進捗。
H-3-30Sで、SSO4トン以上、50億円程度(定常運用段階)、が可能。GTO2.5-6.5トンにH-3で対応可能。
打ち上げ市場は全電化衛星や小型コンステレーション等により需要の多様化が進んでおり、たゆまぬ競争力向上が不可欠。
H-3-32形態を廃止し22に統合。2段の複数着火による複数軌道への投入、複数衛星搭載用アダプタ等の発展性を検討中。
試験機用の部品は調達期間の長いものから製造に着手済み。
3ページ目、各形態。
22形態と32形態では能力差が少ないので32を廃止して22に統合。
静止衛星の重量はある程度両極化する予想なので22と32をラインナップするよりは、統合して低コスト化、不足能力分は衛星側で頑張ってもらう、という判断かな。
4ページ目、投入軌道の調整による対応例。
通常、衛星側では1500m/sのΔVがデファクトスタンダードだった。近年では、衛星側のΔVを増やして小型の(安価な)ロケットで打ち上げる傾向が発展。
ファルコン9の図。縦軸が打ち上げ質量、横軸がΔV。3トンの衛星なら1.5km/sの増速で静止化できるが、7トンの衛星だと2.3km/sの増速が必要。
5ページ目、開発計画。
6ページ目、開発試験の実施状況。
「抜本的なコスト削減を目指した3D造形製造法の広範な適用」
3D造形したLE-9の噴射器の写真。
7ページ目、実機型エンジンの燃焼試験の結果。
8ページ目、SRB-3の実機大地上燃焼試験の結果。
9ページ目、SRB-3の基本仕様。
10ページ目、BFT準備状況。
11ページ目、地上設備の開発状況。
12ページ目、射点系施設設備。
16ページ目、H-3ロケットの概要。
***
[H－ⅡAロケット11号機 解説資料](http://www.jaxa.jp/countdown/f11/presskit/h2a-f11_guide.pdf)
ETS-8打ち上げビークル。
表紙のネズミみたいなのはETS-8のマスコット? うまく特徴が出てる。
3ページ目、フェアリングとPAFの種類。
フェアリング、4S, 5S-H, 5S, 4/4D-LS, 4/4D-LC, 5/4Dの包絡域。Dは2機打ちのもの。
PAF、937Mスピン, 937MスピンA, 937M, 937MH, 1194M, 1666M, 1666MA, 1666S, 2360SA, 3470S。数字は衛星側のリングの直径。
H-IIA#11当時の資料なので、諸元とかは最近とは変わってるところも多いはず。ということで打ち上げ能力とかの数値は除外した。フェアリングやPAFの値は簡単には変化しないだろうから記載。
***
[基幹ロケット高度化 H-IIAロケットのステップアップ](http://fanfun.jaxa.jp/jaxatv/files/20151030_f29.pdf)
2015年11月30日付
H-IIA#29, #30での計画。
7ページ目、開発項目。
#29で静止衛星打ち上げ性能の向上と地上レーダ不要化に向けたデータ取得。
#30で衛星搭載環境の緩和に向けたデータ取得。
8ページ目、大型ロケット技術のステップアップ。
いくつかのマイルストーン。IIAで信頼性とコスト、IIBでクラスタ化、等。
10ページ目、静止衛星の打ち上げ。
射点やロケットによってGTO→GSOのΔVが異なる。増速が少ないほど燃料が少なくて済むのでミッション機器を増やせる、もしくは燃料に余裕が出てミッション期間が伸びる。
H-IIAでのΔVは1830m/s。
11ページ目、世界の打ち上げロケット。
アリアン5(低増速量、高信頼性)は1500m/s以下。ファルコン9(低価格)は1800m/s以下。プロトンM(低増速量、多くの実績)は1500m/s以下。
12ページ目、静止衛星の打ち上げ実績。
2003年から2015年までの商業衛星打ち上げ実績。縦軸が打ち上げ質量、横軸が必要な増速量。世界標準は1500m/s。
H-IIA202、204でカバーできる範囲。1トン程度で1500m/s、202では4トンで1800m/s程度、204では6トン程度で1800m/s程度。
世界の商業衛星の多くは1500m/sを前提として設計。H-IIAでは1830m/sを想定。H-IIAで商業衛星の打ち上げは困難。
13ページ目、打ち上げ性能の向上(1)。
GTOの低軌道側を300kmから3000kmまで上げて、軌道傾斜角を30度から20度に下げることで、衛星側の増速量を1500m/sに低減。
14ページ目、打ち上げ性能の向上(2)。
いままでは、近地点付近での2段エンジン2回目燃焼終了後に衛星を分離していた。
高度化では、さらに長時間の慣性飛行を行い、遠地点で3回目の燃焼を行った後に衛星を分離。
そのためには、長時間飛行技術の取得、第2段再々着火技術の取得、が必要。
16ページ目、主要開発内容。
長時間飛行技術(ロングコースト技術)。太陽光が当たると極低温の推進剤が蒸発する、エンジンの温度が上昇する。蒸発を抑えるとともにエンジンを適温に保つ。遠地点側36000kmまで飛行するので、長距離の通信が必要。
再々着火技術。60%にスロットリング機能を追加してエンジン燃焼を行う。フルパワーでは推力が高すぎて投入精度が悪化する。
17ページ目、長時間飛行技術に必要な要素が必要な部位。
18ページ目、熱制御。
回転させてある方向に熱が集中するのを防ぐ。熱解析の時の写真と解析画面。
19ページ目、LH2タンクの遮熱コーティング。
特殊な白色の塗料を塗ることで太陽光を反射させ、蒸発を30%減らす。
20ページ目、エンジン冷却機能の改良。
エンジンを着火する際はターボポンプを冷やしておく必要がある。そのためには慣性飛行中にもLH2/LOXを消費している。
新たな予冷方式(トリクル予冷)を開発し、LOXの消費量を大幅に減らす。
従来方式とトリクル予冷系の配管イメージ図。
21ページ目、推進薬液面保持機能の改良。
慣性飛行中は機体に微小な加速度を発生させ、液体をタンク底面にとどめておく必要がある。従来は姿勢制御用のヒドラジンを吹いて加速を与え続けていたが、GH2(LH2蒸気)を機体後方に吹くことで加速を発生させる。
22ページ目、搭載機器改良。
長時間飛行のために大容量LiIon電池を開発。
静止軌道付近でも機体の状況を確認できるよう、高性能アンテナを搭載。
LiIonの外観(圧力容器)の写真、高利得アンテナの写真。
23ページ目、再々着火技術。
LE-5B-2の配管図とか。
LOX/LH2の配管にオリフィスを追加して流量を制限、フルパワーの場合はオリフィスを避けるバルブを開いて必要な流量を流す、60%の場合はバルブを閉じて流量を制限、という感じ。
24ページ目、打ち上げカバレッジ。
高度化202で2トンが1000m/s、3トン弱が1500m/s。高度化204で4トン弱が1000m/s、5トン弱が1500m/s。
100m/sは衛星寿命換算で数年程度。
26ページ目、衛星搭載環境の緩和(1)。
H-IIAの分離衝撃は4000G、他国では、ソユーズが4000G、ファルコン9が3000G、それ以外が2000G。
1000Gを目指す。
27ページ目、衛星搭載環境の緩和(2)。
分離方式。従来は火工品を使っていた。新方式ではラッチ機構をゆっくりと開放する。
29ページ目、地上レーダ不要化。
H-IIAはトラポンと地上レーダ局で位置情報を得て飛行安全管制を行っている。地上レーダ局は老朽化しており、運用を継続するためには大規模な更新・維持が必要になる。
地上レーダに変わる追尾手段として、複合航法によるセンサ(RINA)を開発。H-IIA#29を含めた複数の飛行機会を利用してデータ取得を行い、実用につなげていく。
レーダとRINAのイメージ。レーダーは不要になる。ただしテレメ受信系は相変わらず必要。
31ページ目以降、#29,#30での計画。
#29の計画。TELESATの通信放送衛星を打ち上げ。#29のシーケンス。第2段エンジン第3回燃焼は46秒ほど。
#30の計画。ASTRO-Hを嵩上げして搭載、嵩上げした部分にダミーを載せて低衝撃PAFの実証。分離後に飛び出さないような構造。正常に動作しなくても衛星に影響が出ないように、衛星分離後に低衝撃PAFを試す。
***
[H-IIAロケット37号機の打上げに係る地上安全計画の 過去号機との比較概要](http://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/gijyutu/gijyutu2/060/shiryo/__icsFiles/afieldfile/2017/10/12/1396928_11.pdf)
2017年9月付
火がつくとヤバそうな物リスト。
2ページ目、37号機と35号機の諸元
#37は202型のSSO(GCOM-C しきさい)とLEO(SLATS つばめ)。
#35は204型のGTO(みちびき3)。
6ページ目、主な保安物の比較
#35。
SRBが4本で固体燃料が最大265.5トン。
1段目、LH2が最大15.7トン、LOXが最大87.1トン、作動油が84リットル、常温ヘリウムが84リットルx3個(30.8MPaG)。
2段目、LH2が最大3.1トン、LOXが最大14.1トン、ヒドラジンが最大108kg、極低温ヘリウムが35.5リットルx3個(13.0MPaG)。
ペイロードにMMHが最大1202kg、MON3が最大1982kg、常温ヘリウムが166リットルx1個(27.6MPaG)、400リットルx2個(1.05MPaG)。
その他固体推進剤が最大206.3kg、火工品が最大18.4kg。
#37。1段目/2段目は#35と同じなので省略。
SRBが2本で固体燃料が最大132.8トン。
GCOM-Cにヒドラジンが最大260.0kg、常温ヘリウムが427リットル(2.157MPa)。
SLATSにヒドラジンが最大35.0kg、常温ヘリウムが18リットル(2.21MPaA)、常温キセノンが9リットル(15.0MPaA)。
その他固体推進剤が最大103.2kg、火工品が最大11.0kg。
7ページ目、ガス拡散に係わる通報連絡の範囲の比較。
両号機とも警戒区域は半径3kmだが、通報連絡範囲は#35が+2km、#37が+0.7km。ガス拡散というと、ヒドラジンぶちまけたときかな? #35のほうがヒドラジン搭載量が多いので通報範囲も広い?
***
[H-IIAロケット１４号機 打上げの延期について](http://www.jaxa.jp/press/2008/02/20080213_sac_f14.pdf)
2008年2月13日付
WINDSの打ち上げのとき。
2ページ目、準備状況
Y-2の推進薬充填作業においてヒドラジン漏洩が判明したため延期。
4ページ目、第2段ガスジェットスラスタ装置の概要
LOXタンク底面、LE-5の横にガスジェットモジュールが2組取り付けられている。GJモジュールの写真とか。
5ページ目、作業時の配管図。
タンク1個にダイヤフラムで分離して推進薬と加圧ガスを充填する構造。加圧管を開放してヒドラジンを注入していた際に、加圧ガス側の配管から液体が漏洩。
***
## 2019年06月分
***
[自動車基準の国際調和、認証の相互承認等に関する「道路運送車両の保安基準」、「装 置型式指定規則」及び「道路運送車両の保安基準の細目を定める告示」の一部改正に ついて](http://www.mlit.go.jp/common/000132162.pdf)
いろいろ書いてある。
制動灯(ブレーキランプ)の点灯要件。減速度が0.7m/ss以下は点灯禁止、0.7m/ssを超え、1.3m/ss以下の場合は任意、1.3m/ssを超える場合は点灯義務。
***
[小型月着陸実証機（SLIM）の 計画見直しについて](http://www.jaxa.jp/press/2018/08/files/20180802_SLIM.pdf)
2018年8月2日付
4,5ページ目、ミッションの概要
諸外国の月着陸精度はkmオーダー。SLIMでは100mオーダーを目指す。
その他。
6,7ページ目、ASTRO-H運用異常を踏まえた計画見直し
ASTRO-Hを踏まえて変更した結果、探査機の重量が増加。イプシロンでの打ち上げにリスクが生じた。XRISMを開発する方針となったので、SLIMはXRISMの相乗りで打ち上げ。イプシロン単独と比べて、打ち上げ時期が遅れるデメリットはあるが、確実なSLIMの開発が可能となる。相乗り打ち上げのタイミングでも、SLIMと競合するミッションは無い。
変更前は打ち上げ600kg、ドライ130kg程度、変更後は打ち上げ730kg、ドライ200kg程度。2021年度打ち上げ予定。
9,10ページ目、探査機構成の変更
重量増に拮抗するため、メインスラスタを1本→2本に増強、スラスタも8本→12本へ増強。着陸方式を見直し。着陸後のミッションを拡充。ロケットインターフェースを変更。
11ページ目、着陸目標地点の選定結果
12ページ目、まとめ
15ページ目、着陸方式
斜面で意図せぬ転倒をすることなく、狙った方向に寝た姿勢となる。
16,16ページ目、サクセスクライテリア
***
[小型月着陸実証機](https://www.giho.mitsubishielectric.co.jp/giho/pdf/2019/1902114.pdf)
2019年頃
52ページ目、運用シーケンスと着陸シーケンスの図
動力降下は月面高度15kmから開始。水平距離800km、約16分間。最後の4分で垂直降下。
53ページ目、図2、運用計画
1ヶ月ほど地球周回、4日かけて月遷移、1ヶ月ほど月周回した後に着陸。
53ページ目、図3、システム構成
制御システム、通信系、姿勢制御系、等。
54ページ目、表1、主要諸元
推進系はブローダウン式。燃料にヒドラジン(酸化剤は書いてない)。メインエンジンは500N級2液式が2本。スラスタは20N級2液式が12本。
通信系はSバンドで最大32kbps。
電源は、SPA発生電力が最大240W。電池は公称10Ahが8直列。
54ページ目、図4、SLIMの外観
54ページ目、図5、システムのブロック図
55ページ目、図6、電源系の構成
55ページ目、図7、着陸シーケンスの動力降下フェーズ
55ページ目、図8、着陸シーケンスの垂直降下フェーズ
燃料と酸化剤を一体で搭載するタンクを中心として、両側に電気系コンポーネントを搭載。タンク上部(スラスタの反対側)にPAFリングを配置。
太陽電池パネルは片側に配置。軌道変更以外はパネルを太陽に向けたスピン姿勢。
制御系。
SMU(統合化計算機)、STT(スタートラッカ)、CSS(粗太陽センサ)、IMU(慣性センサ)、CAM(航法カメラ)、RAV(着陸レーダ)、LRF(レーザーレンジファインダ)、から構成。
ロケット分離から月周回まではSTT, CSS, IMUを用いて制御、着陸フェーズではCAM, RAV, LRFを用いて月に対する相対位置、速度を検出して誘導。
CAMで取得した画像はFPGAで処理し、クレーターデータベースとマッチング。
電源系。
ピークパワートラッキングで電力制御。電池の充放電制御。SMUからの指令に基づいて推進系のバルブを駆動。ヒーターの制御、温度センサのインターフェース等も。
SAPは薄膜太陽電池シートを面ファスナでパネルに固定、重量を軽減。
バッテリーは、ラミネート型のセルをCFRPを主としたブラケットで挟み込む構造。
構造系。
MELCOの通常の設計では、CFRPの円筒を中央に配置し、それで強度を確保する。
SLIMではドライ質量軽減のため、推進系の円筒状のタンク自体を構造材として使う。
推進系。
500N級メインエンジン(OME)と20N級補助スラスタ(THR)から構成。共にヒドラジン(N2H4)と酸化窒素混合物(MON3)を用いる2液式のブローダウン式。
着陸フェーズではホバリングを実現するために、1-2秒周期でデューティー比30-80%のパルス噴射を行う。
***
[小型月着陸実証機（SLIM）用 ステンレスラミネート型リチウムイオン電池の開発](https://www.furukawadenchi.co.jp/research/tech/pdf/fbtn74/fbtn74_03.pdf)
2018年11月付
様々な条件での特性の試験とか。
***
***
[自動車基準の国際調和、認証の相互承認等に関する「道路運送車両の保安基準」、「装 置型式指定規則」及び「道路運送車両の保安基準の細目を定める告示」の一部改正に ついて](http://www.mlit.go.jp/common/000132162.pdf)
いろいろ書いてある。
制動灯(ブレーキランプ)の点灯要件。減速度が0.7m/ss以下は点灯禁止、0.7m/ssを超え、1.3m/ss以下の場合は任意、1.3m/ssを超える場合は点灯義務。
***
[小型月着陸実証機（SLIM）の 計画見直しについて](http://www.jaxa.jp/press/2018/08/files/20180802_SLIM.pdf)
2018年8月2日付
4,5ページ目、ミッションの概要
諸外国の月着陸精度はkmオーダー。SLIMでは100mオーダーを目指す。
その他。
6,7ページ目、ASTRO-H運用異常を踏まえた計画見直し
ASTRO-Hを踏まえて変更した結果、探査機の重量が増加。イプシロンでの打ち上げにリスクが生じた。XRISMを開発する方針となったので、SLIMはXRISMの相乗りで打ち上げ。イプシロン単独と比べて、打ち上げ時期が遅れるデメリットはあるが、確実なSLIMの開発が可能となる。相乗り打ち上げのタイミングでも、SLIMと競合するミッションは無い。
変更前は打ち上げ600kg、ドライ130kg程度、変更後は打ち上げ730kg、ドライ200kg程度。2021年度打ち上げ予定。
9,10ページ目、探査機構成の変更
重量増に拮抗するため、メインスラスタを1本→2本に増強、スラスタも8本→12本へ増強。着陸方式を見直し。着陸後のミッションを拡充。ロケットインターフェースを変更。
11ページ目、着陸目標地点の選定結果
12ページ目、まとめ
15ページ目、着陸方式
斜面で意図せぬ転倒をすることなく、狙った方向に寝た姿勢となる。
16,16ページ目、サクセスクライテリア
***
[小型月着陸実証機](https://www.giho.mitsubishielectric.co.jp/giho/pdf/2019/1902114.pdf)
2019年頃
52ページ目、運用シーケンスと着陸シーケンスの図
動力降下は月面高度15kmから開始。水平距離800km、約16分間。最後の4分で垂直降下。
53ページ目、図2、運用計画
1ヶ月ほど地球周回、4日かけて月遷移、1ヶ月ほど月周回した後に着陸。
53ページ目、図3、システム構成
制御システム、通信系、姿勢制御系、等。
54ページ目、表1、主要諸元
推進系はブローダウン式。燃料にヒドラジン(酸化剤は書いてない)。メインエンジンは500N級2液式が2本。スラスタは20N級2液式が12本。
通信系はSバンドで最大32kbps。
電源は、SPA発生電力が最大240W。電池は公称10Ahが8直列。
54ページ目、図4、SLIMの外観
54ページ目、図5、システムのブロック図
55ページ目、図6、電源系の構成
55ページ目、図7、着陸シーケンスの動力降下フェーズ
55ページ目、図8、着陸シーケンスの垂直降下フェーズ
燃料と酸化剤を一体で搭載するタンクを中心として、両側に電気系コンポーネントを搭載。タンク上部(スラスタの反対側)にPAFリングを配置。
太陽電池パネルは片側に配置。軌道変更以外はパネルを太陽に向けたスピン姿勢。
制御系。
SMU(統合化計算機)、STT(スタートラッカ)、CSS(粗太陽センサ)、IMU(慣性センサ)、CAM(航法カメラ)、RAV(着陸レーダ)、LRF(レーザーレンジファインダ)、から構成。
ロケット分離から月周回まではSTT, CSS, IMUを用いて制御、着陸フェーズではCAM, RAV, LRFを用いて月に対する相対位置、速度を検出して誘導。
CAMで取得した画像はFPGAで処理し、クレーターデータベースとマッチング。
電源系。
ピークパワートラッキングで電力制御。電池の充放電制御。SMUからの指令に基づいて推進系のバルブを駆動。ヒーターの制御、温度センサのインターフェース等も。
SAPは薄膜太陽電池シートを面ファスナでパネルに固定、重量を軽減。
バッテリーは、ラミネート型のセルをCFRPを主としたブラケットで挟み込む構造。
構造系。
MELCOの通常の設計では、CFRPの円筒を中央に配置し、それで強度を確保する。
SLIMではドライ質量軽減のため、推進系の円筒状のタンク自体を構造材として使う。
推進系。
500N級メインエンジン(OME)と20N級補助スラスタ(THR)から構成。共にヒドラジン(N2H4)と酸化窒素混合物(MON3)を用いる2液式のブローダウン式。
着陸フェーズではホバリングを実現するために、1-2秒周期でデューティー比30-80%のパルス噴射を行う。
***
[小型月着陸実証機（SLIM）用 ステンレスラミネート型リチウムイオン電池の開発](https://www.furukawadenchi.co.jp/research/tech/pdf/fbtn74/fbtn74_03.pdf)
2018年11月付
様々な条件での特性の試験とか。
***
## 2019年07月分
***
[CAD/CAM - 開発事例 | 株式会社フォース・ソフトウェア Force Software Inc.](https://www.force1.co.jp/sc/cadcam.html)
開発事例2、"2軸ポケット加工～3軸荒取り加工用の経路計算プログラムの開発"で使用ライブラリにOpenCV, OpenMP, MPICHとのこと。
***
[新しい熱制御機能材料：放射率可変素子（SRD）](https://www.jsme.or.jp/publish/kaisi/031106t.pdf)
2003年11月付
惑星探査機は出発地点(地球)と目標地点で太陽からの距離が大きく変動する。火星だと地球の3分の1とか。従来の探査機は窓のブラインドのようなサーマルルーバという機構を使用していた。惑星探査機だと質量の制限が厳しく、電力の制限も厳しい。
温度に対して自発的に放射率が変化する、自己温度調整機能を持つ放射率可変素子(SRD: Smart Radiation Device)を開発した。
熱移動の放射・伝導・対流の内、真空中での放熱は放射に頼っている。放射率は電気伝導度と密接な関係があり、良導体の放射率は一般に低く、絶縁体の放射率は一般に高い。常温付近で構造相転移し、高温側では絶縁体、低温側では導電体として働く材料を使った。
薄板状の成形技術を確立し、宇宙の過酷な放射線・紫外線・熱サイクルなどで劣化が生じないことも検証。
300Kで放射率0.6以上、220Kでは0.3に半減。厚さは70umの薄板状で、サーマルルーバに比べて体積が1000分の1、質量が5分の1。組成選択により転移温度を設定できる。
はやぶさ(初号機)に搭載。発熱量が間欠的に変化する送信機の温度制御に使用。今後は建物への応用とかも。
現状のSRDは黒色で太陽光を吸収しやすい。太陽光が当たる面では性能を発揮できない。コーティングで改良を図る。
スピンオフとして広く省エネに応用されることを望む。
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[H3 ロケット１段用 LE-9 エンジンの燃焼安定性向上 ](https://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/534/534036.pdf)
2016年頃
図1、LE-9の図、噴射機とかのイメージ、燃焼室内壁の構造
表1、LE-9エンジン諸元。LE-7A, 5Bとの比較
図2、エキスパンダブリードサイクルと2段燃焼サイクルのイメージ図
以降実験に関する図とかいろいろ
振動の対策とかの話が主。
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[光データ中継システムの検討](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/22241/1/AC1400040.pdf)
2014年頃
2020年頃の光データ中継システムのイメージと、その後続の検討。
2020年頃には2.5Gbaud/1.8Gbps程度が求められる。2030年頃には10Gbps以上への高速化が必要であると考える。
ESA(EDRS)やNASA(LCRD)は相互運用性を有せず、JAXAの構想に合致しないため、独自の光データ中継システムが必要。
リスクを減らすため光部品を除いた電子部品は既存品を使う、中継衛星ではデジタルデータ処理は行わない(設計寿命が15年と長いため)。
フィーダリンク(中継衛星-地上間)はKa帯を使う。2Gbpsへの高速化が必要なため、16QAMの開発実績を踏まえて実現する考え。
さらなる高速化の検討。
1) BPSKのまま高速化、 2) 多変調化、 3) 波長多重化
BPSKの高速化は、高出力増幅器などに課題。多変調可は地上ではQPSKが使われ、16QAMも実用化途上にあるが、衛星搭載には課題。波長多重化は既存の技術の応用で作れる。
結論としては、現時点では波長多重方式が有利。中継衛星内でのデータ処理が不要、新しいデバイスの開発が不要、など。一方で、同じ装置を複数積んで並列化するため、重量が増える。
フィーダリンクは引き続きRFで行う。2GbpsのKa帯を偏波多重・マルチビーム化で対応。フィーダリンクの光化は大きな課題があると考えている。
波長多重化の課題とか。増幅器の高効率化とかいろいろ。
82ページ目、表1、ESA、NASA、JAXAの光データ中継システムの比較。
ESAはフィーダリンクにKa帯、NASAはフィーダリンクにも光を使用(ホワイトサンズに地上局)。
83ページ目、表2、高速化のトレードオフ。
他、図とか。
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2011年11月17日付
3ページ目、Compact InfraRed Camera(CIRC)の概要
小型、軽量、低消費電力。非冷却赤外線検出器(MELCO製SOIダイオード方式)。民生カメラの技術を極力利用し低コスト化。
重量3kg、電力20W以下、波長8-12um、解像度VGA、レンジ180-400K、その他スペック。
地球観測用の非冷却としては過去最大の解像度。
4ページ目、スケジュール
5ページ目、プロトフライトモデルの状況
電気噛み合わせ試験の様子とか外観とか。
6ページ目、真空中校正試験。
7ページ目、観測イメージ。
分解能200m、1シーンあたり直行方向128km、進行方向96kmの範囲。
衛星に対して斜めに搭載してあり、衛星を傾けることで真下を観測可能(ALOS-2/PALSAR-2は傾けて使う前提の衛星)。
ノミナルで16シーンを連続撮影。10kmのオーバーラップで128x1500kmの範囲(←ちょっと計算合わない)。
8ページ目、観測シナリオ案
森林火災の多いエリアや活発な火山、ヒートアイランド等。
9ページ目、観測シミュレーション
1ヶ月で観測するエリアのマップ。
火山等は、平均で1週間に1回撮影。
今後はPALSAR-2のシナリオも含めてシミュレーション。
10ページ目、地上システム
CIRCの一部はALOS-2とは独立。
1日毎にCIRCの運用計画をALOS-2へ送信(ALOS-2地上システムへコマンド?)。
ダウンリンクはCIRCに対して一定のウインドウが割り当てられる予定。
地上側で処理した上でJAXA外にも公開。
11ページ目、まとめ
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[水星探査計画 BepiColombo 水星磁気圏探査機 MMO](http://www.jaxa.jp/projects/sas/bepi/pdf/mmo.pdf)
2ページ目、水星の概要。
3ページ目、プロジェクトの概要。参加国、プロジェクト期間、命名の由来。
4ページ目、MMOの概要。
MMO: Mercury Magnetospheric Orbiter
JAXA開発の探査機。観測機器の種類、観測内容。探査機の概要。スピン安定(4sec/rev)。各部寸法。255kg。
5ページ目、MPOの概要。
MPO: Mercury Planetary Orbiter
ESA開発の探査機。観測機器の種類、観測内容。探査機の概要。3軸制御。各部寸法。1230kg。
6,7ページ、水星への投入の話とか。
2018年10月に打ち上げ。
20年4月6日に地球スイングバイ。
20年10月12日、21年8月11日に金星スイングバイ。
21年10月2日、22年6月23日、23年6月20日、24年9月5日、同年12月2日、25年1月9日に水星スイングバイ。
25年12月5日に水星周回軌道へ投入。
合計9回の惑星スイングバイ。探査機としては史上最多。
水星と地球は最も近いときで約0.5AU、最も遠いときでも約1.5AUで、木星までが4-6AUであることと比べてもそれほど遠いわけではない。が、たどり着くには時間がかかる。
8,9ページ、観測の概要。
MPOは水星の地学的な観測、MMOは電磁波的な観測を主に行う。
MPO/MMOは同じ軌道平面、異なる軌道高度に投入される。
水星内部を知るには地場の分布を精密に観測することが重要だが、太陽による影響が大きいため、2箇所で同時観測することにより太陽由来と水星由来を分離する。
10,11ページ、サイエンス分野の目標。
***
[ベピコロンボ（BepiColombo）国際水星探査計画](https://fanfun.jaxa.jp/jaxatv/files/mmo_20170706.pdf)
2017年頃
2ページ目、目次。
4ページ目、ベピコロンボの由来。
イタリアの数学者。
覚えにくければ、略して「ベッピー」と。
5ページ目、軌道。
18年度にフランス領ギアナから打ち上げ、25年に水星周回軌道へ投入。
MPO(ESA)は480x1500km/2.3hの軌道へ、MMO(JAXA)は590x11600km/9.3hの軌道へ投入。
6ページ目、軌道投入のシナリオ。
電気推進モジュール(MTM: Mercury Transfer Module)で水星まで接近。MTMを分離。MMOで水星周回軌道へ投入。MMOを分離。MMOサンシールドも分離。
9ページ目、MTM概要。
1870kg(wet)。最大145mNのイオンエンジンを2基。
10ページ目、MPOの概要。
1840kg(wet)。各センサの配置図。
11ページ目、MMOの概要。
280kg。
12ページ目以降、熱設計とか。
12ページ目、外部の工夫。
鏡を多用して太陽光の熱入力を小さくし、放熱効率を上げる。
鏡が使えない場所は特別に開発した導電性の塗料を使用。
高利得アンテナ(常に地球指向)の裏面は予想最高温度400℃。チタンを用いた特別な断熱材を使用。
13ページ目、内部の工夫。
太陽電池は230℃、鏡は180℃。
14ページ目、MPOの工夫。
水星からの赤外線は弾きつつ、内部からの赤外線を放出する構造。
15-17ページ、最近の状況、今後の予定、試験時の写真。
輸送後の試験、音響試験や振動試験の写真。
18ページ目以降、サイエンス。
惑星の成り立ちとか。
磁場。溶けた金属核と熱対流が必要。磁場の非対称性の謎。すぐ冷えるはずの水星になぜ地場が? 宇宙由来の磁場と水星の地場を切り分けて観測する必要がある。MPO/MMOの2点観測の独壇場。
その他色々。
40ページ目以降、MMOからJUICEへ。
JUICE: JUpiter ICy moons Explorer
次期国際協力大型ミッション。
22年打ち上げ、30年に木星到着、32年にガニメデ軌道へ投入、を予定。
50ページ目、JUICE探査機の主要諸元。
3軸姿勢制御。EOMで800Wの太陽光発電。ハイゲインアンテナ3.2m、X/Ka帯。ダウンリンク1.4Gbit/day以上。ΔV2.7km/s。ドライ2200kg、ウェット2900kg。ペイロード219kg、180W。
51ページ目、JUICE搭載の観測機器と日本の参加項目。
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[NICTにおける宇宙に関する取組 −安心・安全な未来社会のために−](http://www.soumu.go.jp/main_content/000600093.pdf)
2019年2月5日付
2ページ目、NICTの概要。
3ページ目以降、宇宙に関する取り組み。
3ページ目、衛星側フェーズドアレイ。
衛星通信のキー技術はアレイアンテナとビーム形成。LEOメガコンステに展開。複数衛星間でのネットワーク化。
NICTの衛生用アレイアンテナの実績。ETS-8のアナログビーム形成回路(2.5GHz)。WINDSアクティブフェーズドアレイアンテナ(20-30GHz)。その他。
4ページ目、地上側アンテナ。
フルオート可搬型地上局で災害時に専門家がいなくても運用可能。
小型車載地上局で移動しながら24Mbps通信。
大型車載地上局で被災地のハブとなりうる地上局。
海上用アンテナ、航空機用アンテナ。
5ページ目、光通信。
1994年にETS-6で1Mbps。2005年にOICETSで50Mbps。2014年に小型衛星で10Mbps。他。
6ページ目、時空標準。
VLBIに参加。地球に関する様々な観測。
7ページ目、VLBIを使った静止衛星の軌道決定。
ダウンリンクをVLBI観測技術で計測することにより衛星の軌道決定を実現。地上から送信しないのでトランスミッタや送信免許にかかる運用コストを削減。
8ページ目以降、宇宙環境計測。
宇宙天気予報とか。
11ページ目、将来的に出てくる課題例・求められる技術例。
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[光衛星通信システム等の研究開発の動向](https://www8.cao.go.jp/space/comittee/27-kiban/kiban-dai46/pdf/siryou2-1-1.pdf)
2019年4月24日付
1ページ目、光衛星通信の世界動向
縦軸にビットレート、横軸に衛星の打ち上げ年。
2ページ目、世界における光通信衛星の動向
アジア・米国・欧州の、過去の実績と将来の計画。打上年や通信経路(何対何)、波長、変調方式等。
3,4ページ目、小型衛星の光通信の例。
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[捕えろ粒子・感じろ電磁波 ジオスペース探査衛星“あらせ”ミッション部の開発](https://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/544/544048.pdf)
2017年頃
49ページ目あたり、ミッション機器の種類や配置。
50ページ目あたり、データレコーダーの話とか。
日本の科学衛星の搭載メモリ容量としては最大となる32GBの不揮発性メモリを装備。レコーダーの故障=全ミッション喪失となるため、2基で完全冗長となるシステム。
***
[あらせ衛星搭載ミッションデータレコーダの機能と運用状況](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/876463/1/SA6000118058.pdf)
ミッションデータレコーダのブロック図、外観。
フラッシュメモリの管理。
運用例。
実績。稼働時間319日目時点で保存データサイズのトータルが250.4GB、読み出しデータサイズのトータルが140.4GB、保存レートは平均で112kbps、最大で7.52Mbps。
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[人工衛星搭載用の小型ハイブリッドマイクロスラスタの研究](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/617104/1/SA6000086018.pdf)
2016年頃
液体スラスタはバルブやタンク等が必要で小型衛星には不適。固体燃料は構造が簡素だが可変推力や燃焼停止・再着火が困難。ハイブリッドは酸化剤流量の調整でスロットリングが可能だが、場所によってOF比が高かったり低かったり、効率が悪い。
固体燃料の代わりに燃料を粉末とし、酸化剤気体中に分散させて燃焼させる方式を提案。0.4N級を試作し評価。
酸化剤にN2Oを使う。毒性がなく、36wt%の酸素を含み、空気より酸素含有率が高い。常温の蒸気圧が3.18MPaなので液体として貯蔵可能であり、容易に気化が可能。蒸気圧による自己加圧が可能。
燃料にはセルロースを使用。研究が立ち上げ段階なので安全性を最優先。燃焼試験でもN2Oではなく乾燥空気を使用。
2ページ目、実験装置の概略とか燃焼器の外観とかの写真。
3ページ目、粉体供給装置の仕組み、点火器の外観、セルロース粒子の画像、その他表とか。
当初の設計では燃焼せず。スロート径を増やして燃焼室圧を下げたら点火。粉末燃料と気体酸化剤の燃焼は可能と言える。
添加器にハイブリッドロケットを使っていたり、粉体の供給が複雑だったり重力に依存していたり、今の段階では従来の液体とかのほうが簡素な気がする。今後どこまでシンプルにしていけるか。
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[超高速インターネット衛星（WINDS）特集 3 衛星システムの開発](http://www.nict.go.jp/publication/shuppan/kihou-journal/kihou-vol53no04/03-01.pdf)
2007年頃
10ページ目、図1、WINDSミッションの位置づけ。
縦軸にビットレート、横軸にサービスエリア。
光ファイバは数Mbpsから数Gbpsまで幅広く提供できるが、サービスエリアは狭い。IRIDIUM等はビットレートは広いが、離島等でも使用可能。WINDSは数十Mbpsから1Gbpsで広いサービスエリアを目指す。
11ページ目、表1、JAXAとNICTの分担。
11ページ目、表2、主要諸元。
11ページ目、図3、軌道上での外観。
11ページ目、図4、システム構成。
12ページ目、図5、構造。
12ページ目、図6、RF放射試験の様子。
12ページ目、図7、開発スケジュール。
13ページ目、図8、バスシステム系統図。
14ページ目、図9、太陽電池パドルの写真。
15ページ目、図10、推進系システム燃焼試験の写真。
15ページ目、図11、構体系分解図。
16ページ目、図12、モニタカメラ搭載位置。
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[レーザ加熱によりスロットリングを実現する 0.1 N 級固体マイクロスラスタの性能評価](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/617127/1/SA6000086014.pdf)
2016年頃
外部からのエネルギーを入れると燃焼し、エネルギーを止めれば燃焼が停止する固体燃料を使い、レーザーで加熱してスロットリングや再着火を実現する。
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[タイトル不明](https://www8.cao.go.jp/space/comittee/27-kagaku/kagaku-dai25/siryou3-3-3.pdf)
35ページ目、深宇宙に投入するキューブサットとか。
36ページ目、新宇宙探査機アビオの小型化とか。
37ページ目、火星用ドローン。
38ページ目、X線パルサーによる軌道決定。
従来方式では視線方向の位置精度が1m程度、速度制度が1mm/s程度だった。一方で視線方向と鉛直な面内では数百km@1AU程度の誤差があった。DDORで精度が向上し100m@1AU程度に。
パルサーをGPS衛星のように使用して精度10km未満を目標。地球の設備を使わず、自律的に位置決定が可能となる。
必要な技術。X線光学系とか時刻構成技術とか小型化とかオンボードのX線データベースやマッチング。
39ページ目、深宇宙大容量通信。
既存RFは4-8kbps@2AUくらい。
地上局アレイ化で受信品質を向上させ、8-32kbps@2AU程度へ。
光回線・光中継衛星で100kbp以上@2AUへ。
40ページ目、JAXA深宇宙局のネットワーク化。
国内1局体制であったため、深宇宙ミッションではJPL/ESA局の支援が必須だった。各国の将来的な深宇宙ミッションの増加により我が国が使える枠が制限される。
41ページ目、小型ロケット。
小型衛星投入ロケットの下段を単体で観測ロケットとして使う。観測ロケットと軌道投入ロケットの一部共通化で打上数を維持しラインナップを簡素化して低コスト化。
42ページ目、大電力ホールスラスタとか。
43ページ目、月極域の話とか。
44ページ目、重力天体着陸技術とか。
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[観測衛星「いぶき」を支えた 光学センサ技術と展望](https://jpn.nec.com/techrep/journal/g11/n01/pdf/110119.pdf)
2011年頃
TANSO(いぶき)、OPS(ASNARO)、HISUI、SGLI。
91ページ目～、ASNARO-OPS。
504kmの周回軌道から任意の地表面10km四方の撮像が可能。白黒のパンクロとカラーのマルチスペクトル。パンクロは50cm以下、マルチは2m以下の分解能で同一地点を同時に撮影可能。
TMA(Three Mirror Anastigmatic: 非球面3枚鏡)方式。1次鏡(PM)、2次鏡(SM)、3次鏡(TM)、2枚の折返し平面鏡、で構成。1次鏡には比剛性と形状安定性に優れ、鏡の材質として理想的な先進素材であるNTSIC(New Technology Silicon Carbide)を使用。
画質向上のためCCDにTDI駆動を採用してSNRを確保。
光学系の外観イラスト、1次鏡の外観、取得画像のシミュレーションイメージ。
92ページ目～、HISUI。
HISUI: Hyper-spectral Imager SUIte
マルチスペクトルセンサ。空間分解能5m。観測幅90km。4バンド。
ハイパースペクトルセンサ。空間分解能30m。観測幅30km。185バンド。
93ページ目～、SGLI。
GCOM-C1に搭載のセンサ。
94ページ目～、TANSO。
「いぶき」搭載の温室効果ガス観測センサ。
フーリエ干渉計で温室効果ガスの吸収スペクトルを検出しガス濃度を決定する。
2009年時点で286の地上観測点があるが、衛星からなら3日で56000点を観測できる。
観測点が乏しい地域での誤差を大きく低減できる。
***
[ハイパースペクトルセンサ等の研究開発 (HISUIセンサ) 開発状況について](https://www.eorc.jaxa.jp/ALOS/conf/workshop/alos3_ws3/ALOS3_1_3_Tanii_Jun.pdf)
2011年11月18日付
取扱注意とか書いてあるので気になる人は各自どーぞ。いかにもやばそうな資料、という感じじゃないし、事細かに書いてあるわけでもない。
12ページ目、海外のセンサとの比較。
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[HISUI開発の現状とデータの利用可能性](https://www.eorc.jaxa.jp/ALOS/conf/workshop/alos2-3ws4/ALOS3_1_3_KashimuraOsamu.pdf)
2012年12月13日付
2ページ目、目次。
3ページ目、HISUI各センサの概要。
ハイパースペクトルセンサとマルチスペクトルセンサの主要諸元、内部構造のイラスト。
4ページ目、海外の状況。
5ページ目～、生データからのデータ処理の流れとか。
10ページ目～、長期観測シミュレーション例。
12ページ目～、データ利用方法。
***
[超小型衛星「ほどよし4号」用高速ダウンリンクシステムの軌道上評価](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/549163/1/SA6000034276.pdf)
ALOS-2(2.5t)では800Mbpsで高速伝送が可能。一方で小型衛星は数十Mbpsと遅く、観測能力を制限。ほどよし4号で348Mbpsの通信実験に成功。
右上、ほどよし4号の外観、主な機器の配置、主要諸元。
中段、衛星側・地上側の通信系のブロック図。
CCSDS準拠の通信フォーマット。
QPSK/16QAMで100Msps。8GHz/2Wで送信。FPGAでIQにマッピングしてDACでアナログ化、フィルタを通して合成しアプコンでRFに移動してからGaNアンプで増幅、アンテナから放射。
3.8mのアンテナで受信し、アンテナ背面でLNAとダウンコンバータを通して光に変調し運用室へ。運用室で再びRFに戻してAGCを通してからADCに通す。SSD8本で記録。
PCでIQ分離とか同期とか復調とか。
左下、GaNパワーアンプ。
ゲインや効率、位相シフトとか。右の図は実線がゲイン、破線が位相シフトかな。
左下、アンテナ。
小型軽量。MGAが69g、ISO fluxが150g。
MGAは指向性10度くらいか?
ISO fluxは60度付近で利得がピークになる。衛星が直下を指向して飛行する際に、地上局直上(最接近時)はゲインを下げて、地上局から離れる位置では利得が高くなる。
右下、16QAM・348Mbpsの通信実験。
誤り訂正無しで400Mbps、BER1.2x10^-3。有りで348Mbps、BER<1.7x10^-9。
QAMのコンステレーションイメージ。
右下、まとめ。
50kg級衛星に搭載可能な高速通信システムを開発した。今後は64APSKで500Mbpsクラスを目指す。
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[革新的衛星技術実証 1号機について](http://www.jaxa.jp/press/2018/12/files/20181219_kakushin.pdf)
2018年12月19日付
3ページ目、位置づけと目的。
ITARフリー化とかその他色々。
4ページ目、テーマ選定の基準とか。
5ページ目、RAPIS-1の概要。
RAPIS-1: RAPid Innovative payload demonstration Satellite 1
搭載衛星。RAPIS-1(200.5kg)、MicroDragon(50.5kg)、RISESAT(59.3kg)、ALEe(ALE-1、68.0kg)、OrigamiSat-1(4.1kg)、AOBA VELOX-IV(2.6kg)、NEXUS(1.3kg)。
イプシロンに搭載したときのイメージ図。
6ページ目、RAPIS-1の概要。
推進系、展開物、電子部品、といった、相乗りでは実証機会が少なかった対象を選定。JAXAがプラットフォームを開発(ユーザーはコンポーネントに専念)。
7ページ以降、RAPIS-1の実証テーマ。
革新的FPGA。同等のFPGAと比較し、サイズが3分の1、電力が10分の1、放射線エラーが100分の1。
粒子エネルギースペクトロメータ(SPM)。民生部品の使用で小型・軽量・低コスト・短納期を実現。
軽量太陽電池パドル機構。従来比3分の1の軽量化。オール電化衛星等のニーズに合致。効率30%の薄膜太陽電池シートを使用。
グリーンプロペラント推進系(GPRCS)。ヒドラジンのような防毒設備・防護服が不要で運用性良好。安価な材料を使用して3分の1の低価格化。低融点のためヒーター電力を削減。
X帯2-3Gbpsダウンリンク。64APSKおよび左右円偏波の活用。375MHzの帯域幅。約10リットルの体積、6.6kgの重量。(ほどよし4号で64APSK、505Mbpsが実証済み)
深層学習を応用した地球センサ・スタートラッカ。現行スタートラッカ比で1桁低価格。
超小型・低省電力GNSS受信機。TRICOM-1Rで動作確認済みだが、詳細な評価はRAPIS-1が初。
8ページ以降、超小型衛星のテーマ。
MicroDragon。ベトナムからの留学生に対し衛生開発で教育支援を実施。ベトナムの漁業・養殖業への貢献を目指したミッション。マルチスペクトル観測、大気補正のリモセン。
RISESAT。解像度5mのマルチスペクトルセンサを実現。リモセン市場へのビジネス展開を見込む。420-1050nmの範囲の630バンドの中から10バンド程度を選択して観測。
ALEe。人工流れ星の実験。高層大気の科学的分析ミッションも。
12ページ以降、キューブサット。
OrigamiSat-1。膜展開。5.8GHzアマチュア帯の通信実験。
AOBA VELOX-IV。パルスプラズマスラスタ(PPT)と超高層大気撮像高感度カメラの実証。
NEXUS-1。アマチュア無線用トラポンの実証。π/4 shift QPSK送信機、FSK送受信機、その他。
14ページ以降、複数衛星打上げ構造。
RAPIS-1とPAF-937M-E2で結合(Ep側も?)。
E-SSOD: Epsilon Small Satellite Orbital Deployer
ISSで実績のあるJ-SSODを元に1U3機搭載可能な機構として開発。2個搭載。
16ページ以降、スケジュールとか。
各種試験の写真とか。
18ページ目、2号機の公募・選定状況。
***
[超小型衛星を用いた理学観測ミッションの国際動向](http://heapa.astro.isas.jaxa.jp/activity/2018/HEAPA18th/20190319/20190319_%E4%BA%94%E5%8D%81%E9%87%8C_%E9%AB%98%E5%AE%87%E9%80%A3.pdf)
2019年3月19日付
2,3ページ目、東大中須賀・船瀬研の紹介
8機の衛星を打ち上げ。15年の運用実績。104人の学生を輩出。
XI-IV(2003)、XI-V(2005)、PRISM(2009)、HODOYOSHI1,3,4(2014)、PROCYON(2014)、TRICOM-1R(2017)、Nano-JASMIN、EQUULEUS、等。
衛星ミッションの概念設計とか。フォーメーションフライト他。
4ページ以降、超小型衛星とは。
5ページ目、分類。
500cm級(40-70kgくらい)がMicro-satellite、10cm立方1kgを基準としたCubeSat。
打ち上げ機会とかの話。
6ページ以降、超小型衛星の需要と予測、現状。
13年頃から右肩上がり。
米国で活発化。
宇宙ベンチャーの紹介。
9ページ以降、中須賀・船瀬研の活動。
12ページ目、XIが撮影した写真。
13ページ目、PRISMの外観。
14ページ目、PRISMの特徴。
15ページ目、PRISMの広角カメラが撮影した写真。
16ページ目、PRISMの望遠カメラが撮影した写真。
17ページ以降、Nano-JASMINの概要。
18ページ目、概要。
1989年のHIPPARCOS衛星(2t)レベルのミッションを33kgの超小型衛星で行う。
19ページ以降、Hodoyoshi。
20ページ目、搭載機器カタログ。
21-23ページ目、撮影した写真。
24ページ以降、PROCYON。
24ページ目、概要。
25ページ目、はや2との比較。質量・体積が10分の1、コストが100分の1、開発期間が3.5分の1。
26ページ目、写真とか図とかごちゃごちゃ。
27ページ目、撮影した画像とか実績。
28ページ以降、EQUULEUS。
29ページ目、軌道。
30ページ目、理学ミッション。
31-33ページ目、写真。
34ページ以降、国際動向。
35,36ページ目、小型衛星カンファレンス2018。
参加者3050人、42の国、900の組織。200の商業と16の大学の展示。72のポスターと158の口頭プレゼンテーション。次回2019年8月3-8日に開催。
発表内容。工学(姿勢制御、光通信、編隊飛行、他)が61。理学(地球リモセン、電離層、磁気圏、X線、他)が37。その他(信頼性、教育、打ち上げ手段、他)が47。
右下の図、トピックの分類。リモセンが最多。電離層、X線、深宇宙、と続く。
37ページ目、3UキューブでX線ミッション。
10-400keVを測定。EXACTとSOCRATESという2大学のキューブサットに観測装置(CITIES)を乗せる。EXACTは太陽が主眼。SOCRATESはパルサーやX線天体による深宇宙航法のコンセプト実証。
38ページ目、HaloSat。
18年6月13日にISSから放出されたX線キューブサット。6Uサイズ。
ミッションとかバスのスペックとか。
39ページ目、CubeX。
50kg級のX線衛星。イメージングと航法の両方に使える望遠鏡。
X線でクレーターのレイヤー構造を調べる。
機器の配置、スペックとかの図。
40ページ目、SSAXI。
SSAXI: SmallSat Solar Axion X-ray Imager
未発見素粒子を見つける。
CubeXの検出器と同じものを搭載。
41ページ目、ASTERIA。
6Uで系外惑星探査。超高精度な姿勢・熱制御。
42ページ目、キヤノン電子50kg級衛星。
内部配置の図。
EOS 5D Mk.IIIで撮影。X帯で2Mbpsのダウンリンク。
43ページ以降、超小型衛星でできること・できないこと。
44ページ目、制約。
サイズ、電力、熱、通信、姿勢、軌道。
45ページ目、サイズ・質量。
CubeSatで1U1kg程度から12U20kg程度まで。他。
Micro-Satで50kg程度。
ミッションペイロードは3割から5割り程度。
サイズによって打ち上げ機会が変わる。
46ページ目、電力。
サイズが小さいので発電面積も小さい。
ボディマウント式。展開物がないので信頼性が高い。面積が限定されるので発電量は小さい。Nano-JASMINE(30kg)で30W程度。
パネル式。発電量は大きいが可動部が動かないとミッション失敗。PROCYON(60kg)で300W程度。EQUULEUS(12kg)で50W程度。
47ページ目、熱。
発電量が増えてもサイズは変わらない。体積の割に消費電力が大きい。冷やすのが難しい。
Micro-Satクラスだと設計次第。Nano-JASMINEでは望遠鏡を-50度に冷やす。
小型冷凍機の開発や実証が進んでいる。
48ページ目、通信。
通信速度は消費電力に依存。Nano-JASMINEで100kbps、ほどよしで20-348Mbps。
軌道上で選別。必要な情報だけ下ろす。
光通信も使えるようになるかも。3Uで500Mbpsが目標。
地上局を増やす。
免許を忘れずに。
49ページ目、姿勢制御。
Blue Canyon technologyのXACTユニット。0.5U、0.9kg、1σ10秒角。実績あり。
衛星が小さいほど磁気外乱が大きくなる。Nano-JASMINEだと10周に1回のアンローディング。
10秒角以上だとミッションペイロードとの協調が重要。Nano-JASMINEでは望遠鏡画像をフィードバック。
50ページ目、軌道。
相乗りなので自由に設定できない。
軌道制御の実績は少ない。スラスタも少ない。安全審査の問題も。
51ページ目、課題。
特に大学衛生の成功率が低い。
中須賀・船瀬研は8機すべてフルミッション達成(ロケット失敗除く)。
バス技術の共通化、再利用、Open化。
52ページ以降、ミッション要求の整理。
ミッションを1つづつ、複数機に分けて。要求を明確に、齟齬が無いように。歩み寄り。協力・強調。タフさ。相互理解。
ミッション側に見積もってほしい事項。理想的な最大値、妥協できる最小値。
意思疎通ミスの例。姿勢制御の例、温度の例。
57ページ目、まとめ。
超小型衛星を作るだけの時代は終わり。どう使うか。
商業化は活発。
理学ミッションも進んでいる。
***
[ASIC・FPGA設計向けC言語ベース行為合成ツール CyberWorkBench(R)](https://jpn.nec.com/cyberworkbench/pdf/cwb.pdf)
NECのツールのパンフ。
携帯電話、基地局、通信、制御、CNN推論、機械学習、高速証券取引、ロボット、医療、車載、いろいろ使える。SpaceCube2やはやぶさ2にも。
***
[X 線分光撮像衛星 XRISM 搭載 Xtend 用試作 CCD の性能評価](http://wwwxray.ess.sci.osaka-u.ac.jp/OskXrayTlabHP/home/papers/mthesis/FY2018/iwagaki_mth_20190325.pdf)
2019年3月25日付
評価に関する部分が大部分だけど、最初の方にX線天文学やCCDの仕組みとかいろいろ。
***
[地下室から宇宙をのぞく - 望遠鏡ものがたり - 東京大学 大学院理学系研究科・理学部](https://www.s.u-tokyo.ac.jp/ja/story/newsletter/telescope/04.html)
axion heliscope
"望遠鏡が完成して間もないころ、他の分野の先輩の教授にこの望遠鏡をご披露したことがある。ちゃんと説明した積もりであるが、地下室にある望遠鏡というものがどうも不審に思われたのか、「これと同じような装置は日本の他の大学や研究所にもありますか」と尋ねられた。そこで私は誇らしげに「いいえ、日本はもちろん世界のどこにも類似の装置はなく、ここにしかありません」と答えると、ほがらかに笑いながら言われた「あなたはそんなつまらない研究をしているのですか」と。何かの冗談ではないかと訝ったのを覚えているが、いまだにその真意はわからない。"
***
[次世代衛星放送の周波数有効利用促進技術の研究開発](https://www.tele.soumu.go.jp/resource/j/fees/purpose/pdf/H27_RD03.pdf)
8k衛星放送の21GHz帯に使うフィルタや反射鏡の試作と評価。
21.4-22GHzを放送に使うが、22.21GHzから電波天文に使われているので急峻なフィルタが必要。放送波の高調波も電波天文に使われている部分に被る。帯域幅300MHzシングルキャリアを通せるフィルタ。BPF、BRF、LPFの3種類で構成。フィルタやTWTAの写真、スペクトルグラフ、その他。
32素子アレーアンテナ。地域によって降水の影響を補正したりとか。アレー部の写真、MMIC移相器・衰退器の写真?
その他色々。
***
[P2-178 DESTINY用イオンエンジンμ20](http://www.isas.jaxa.jp/j/researchers/symp/sss14/paper/P2-178.pdf)
μ10の口径を倍にして推力が4倍。DESTINY搭載検討中。
探査機のイメージ図。PLANET-Cとはや2を混ぜてパネル面積をはや2の倍にしたようなデザイン。MUSES-Cベースに平面アンテナ載せてパネル増やしたような系統かな。
様々な写真。イオン源、中和器、進行波管、高圧電源、制御器。
ブロック図。
検討項目。
はや2ベースの制御器。SpaceWire対応。
直流電源。2400V。
電源のトレードオフ。50/120V。はやぶさ2は120V。MOSFETの選択では有意な差は無し。50Vだと50A超になるのでコネクタや配線に特別なケアが必要。120Vだと23A程度と低リスク。電圧を上げて電流を下げたほうが有利。
マイクロ波供給系の検討。160WのTWTがあればいいけど、国内メーカーは開発しない方針。海外メーカーではラインナップなし。80Wを合成する。
各種TWTやGaNの組み合わせの案。
試験設備の写真。
***
[SpaceWireネットワーク高信頼化プロジェクトの成果物](http://www.isas.jaxa.jp/j/researchers/symp/sss13/paper/P5-061.pdf)
SDS-1/SWIM、BepiColombo/MMO、SPRINT-A、ASTRO-HでSpWを全面採用。ASTRO-Hではフル冗長のネットワークでリンクが100を超える。
SpaceWire-to-GigabitEthernetの概要。
SpWトラフィックジェネレータの概要。
SpWネイティブ対応のRTOS。H-IIB等で採用されているTOPPERSのHRP2カーネルを移植して機能追加。
SpWベースの試験環境。衛星側まで模擬できるので、コンポーネント開発の現場で幅広いテストが行える。
***
[BepiColombo/MMOにおけるSpaceWire](http://www.astro.isas.jaxa.jp/SpaceWire/users/090121/Taeda_BepiColomboMMO.pdf)
2009年1月21日付
MHIはMMOのミッションデータプロセッサ他を担当。
SpWの通信速度を初期リンク時も含めて2MHzに落とすMMO特殊仕様。
合計16機器。
デバッグの様子。SpaceCubeでペイロードを模擬。
噛み合せ試験の様子。
***
[イノベーションの発露としてのJAXA「深宇宙探査船団」計画](http://www.ihub-tansa.jaxa.jp/files/event_20190131_kuninaka.pdf)
2019年1月31日付
2ページ目～、SLIM。
4ページ目～、BepiColombo/MMO。
6ページ目～、はやぶさ/はやぶさ2。
8ページ目、MMX。
9ページ目～、DESTINY+。
11ページ目、JUICE。
12ページ目、小天体着陸/サンプルリターンカプセル(SRC)技術。
13ページ目、ISASの小天体探査戦略。
15ページ目、各惑星等を目指す探査機の一覧。
17ページ目、土星の話。
18ページ目、次に目指す場所。
超小型探査機。50kgならイプシロンで土星に行ける。
待機電力、RTG、太陽電池。充電、1Wで100分発電して100W相当を1分。
19ページ目、超小型探査機。EQUULEUSとかPROCYONとか。
20ページ目、アビオの小型軽量高性能化、応用。
21ページ目、展開型柔軟エアロシェル。
22ページ目、火星探査用ドローン。
23ページ目、月軌道プラットフォームゲートウェイ。
24ページ目、位置決定。
イオンエンジン運転中に高精度軌道決定を行ったのははやぶさ2が世界初。52分の観測で1.28km(1σ)。軌道決定のためにイオンエンジンを停止する必要がなく、稼働率100%を達成できる。
アメリカ・ゴールドストーンと臼田間で東西方向に、オーストラリア・キャンベラと臼田間で南北方向に長い基線長を確保できる。
途中のDESTINY+の挿絵、ソーラーパドルがRAPIS-1で実証したやつだ。MMXも似てるけど、湾曲方向が異なる。
***
[SpaceCube2, NIC08等、科学衛星におけるSpaceWire化の推進](http://www.astro.isas.jaxa.jp/SpaceWire/users/090121/Hihara_ScienceSatellites.pdf)
2009年1月21日付
SpW化の目的と背景。迅速に観測機器を搭載しいち早くミッションを行う。ミッションごとに最適な衛星を低コスト・短期間で開発する。従来衛星では、各機器のリソースをメモリマップドI/Oとしてアクセス可能で、FPGAとバッファで構築していた。SwPと同様な特徴があった。
SpWを導入することにより、公開された世界標準プロトコルを使って、一般に入手可能な部品で開発ができる。
4ページ以降、SpWコンポーネントの例とか。
NECのSpaceCube2。SpWを3ch、追加可能。UARTでPCと接続、開発に使える。いくつかのメモリ(用途別)。机に置ける大きさ。
SpaceCube2/C。民生品部品で低価格化。ブロック図。
ICとか開発環境とかの話、プログラムの話、とか。
***
[二液式スラスタ開発における 推進薬・反応性熱流動研究の適用と期待](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/885364/1/AA1830003015.pdf)
2017年頃
173ページ目上、MHIの製品ラインナップ。
衛星用、RCS(Reaction Control System)、OEM(Orbit Manuver Engine)。ロケット用、SJ(Side Jet)、RCS。
タンク、チタン製とCFRP製。スラスタ、1液の150N、23N、3N、2液の20N、500N。
173ページ目下、動作原理。
1液は触媒で分解、2液はハイパゴリックの自己着火で燃焼。
174ページ目上、推進系の配置。
1液、「ひので」の配置(3N/22N)。2液、「はやぶさ」の配置(20N)。コールドガス、MMOの配置(0.4N)。電気推進、「はやぶさ」の配置。
174ページ目下、フライト実績。分類と時系列。
175ページ目上、現状の開発プロセス。
要求が衛星ごとに異なる。化学反応計算が複雑で解析が困難。スラスタは物が小さくてセンシングが困難。燃焼試験と設計反映を繰り返すため高コスト。
175ページ目下、目指す開発プロセス。
CFDで設計を修正、水流し試験で供試体を修正。低コスト化、高性能化。
次世代商用衛星向け10Nスラスタを開発中。このクラスで世界最高性能(Isp300S)。
176ページ目上、解析技術。
噴霧状況やフィルムクーリング等の影響を考慮した性能予測が可能となった。
Excelのスクリーンキャプチャ。数式バーに関数が入ってるってことはExcelで計算してるのかな。
176ページ目下、霧化CFD。
解析と実際の噴射が一致。最適なO/FになるようにCFDで評価。
177ページ目上、燃焼CFD。
500Nセラミックスラスタの温度分布や反応、生成物を解析。燃焼器の最適形状の効率的な設計。燃焼負荷を改善したり。
177ページ目下、水流し試験。
水流しで燃焼試験結果を予想できる見込みを得た。
178ページ目、今後期待すること。
現状と課題。
***
[水星探査計画(BepiColombo)プロジェクトについて](http://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/uchuu/gijiroku/h20/suishin/__icsFiles/afieldfile/2009/07/06/001.pdf)
2008年1月15日付
3ページ以降、水星計画の背景。
6ページ目、計画とかシステムの変更。
7ページ以降、プロジェクトの目的、科学的・技術的・社会的な意義。
12ページ目、ESAとJAXAの分担。
13ページ目、ミッションシナリオ(途中で想定されていたもの)。
14ページ以降、目標。磁気、大気、ダスト、惑星間環境。
23ページ目、サクセスクライテリア。
24ページ目、の開発方針。
25,26ページ目、システム要求、観測要求。
27ページ目、システム構成。
28ページ目、探査機システム。
29ページ目、搭載科学観測機器。
30,31ページ目、各仕様の検討、比較対象、選定理由。
32ページ目、熱設計。
33ページ以降、フロントローディング状況。
33ページ目、高効率太陽電池。熱衝撃サイクル。高温連続動作。製造性。
34ページ目、高利得アンテナ。スケールモデルの作成。構造部材の選定。フルスケールモデルの作成。ヘリカルアレイ。固定位相のREESAみたいな感じ。
35ページ目、中利得アンテナ。送受信兼用で幅広い周波数特性が必要。フルスケールモデルの作成。
36ページ目、トランスポンダ、TWT。トラポン、デジタル化、再生型測距方式で測距精度向上(衛星側でビット列までデコードしてから再エンコード・放射することでノイズを減らし、積分時間が従来比で10分の1程度)。20W送信機に最適化したTWT(容積5分の1程度、質量6割弱)。
37ページ目、SpaceWire。
38ページ目、スピン分離機構。「かぐや」小衛星の分離機構を採用。
39ページ目、白色塗料、MLI。
40ページ以降、科学観測機器関連のフロントローディング状況。
5m進展マスト。折りたたみブームを検討。構造が複雑、高温耐性に課題。経験豊富なマスト方式を採用。「のぞみ」のマストの伸展中の模式図。
磁気計測器(MERMAG-M)。回路を一部デジタル化しダイナミックレンジを1桁以上改善。レンジ切り替えを行わず観測が可能。
プラズマ波動計測器(PWI)。
水星ダストモニター(MDM)。「のぞみ」等で用いられた方式は水星周辺環境には不適。ピエゾ素子を用いたセンサを開発。
水星プラズマ粒子計測器(MPEE)。
水星ナトリウム大気スペクトル撮像器(MSASI)。高い波長分解能を要求。ファブリペロー干渉光学系を採用。地上では広く用いられているが、惑星探査機への搭載は初。
43ページ以降、開発計画。
43ページ目、スケジュール(当時のもの)。
44ページ目、留意点。
45ページ目、資金計画。
46ページ目、他ミッションとのコスト比較。のぞみで200億、PLANET-Cで250億、BepiColombo/MMOで150億。NASAやESAは200億から340億くらい。BepiのESA負担は800億(大型計画に位置づけ)。カッシーニだと4000億、ロセッタだと840億とか。国によって含まれる予算範囲が異なるので参考に。
47ページ目、JAXAでの開発体制。
48ページ目、国内・国際協力体制。
49ページ目、運用体制、ESA-JAXA運用インターフェース。MPOはNASAとESAのDNSを使用(ESAがメイン?)、MMOは臼田を使用。非常時はESA/臼田でクロスサポート。
50ページ以降、リスク管理。
リスク項目、そのシステム、対処や計画。
58ページ以降、参考資料。
58,59ページ、搭載機器と関連する科学。MMOとMPO。
60,61ページ、MMO科学観測機器開発体制。
62,63ページ、MPO科学観測機器開発体制。
64ページ目、実施体制。
65ページ目、文書体系。
66ページ目、ESA関連情報。
打ち上げロケットはEUを使うことがESAからの要求。ソユーズはアリアンスペースが提供しているのでEUのロケットとみなされる。バックアップでアリアン5。
67ページ目、科学的意義、内層・表層(MPO)。
68ページ目、MESSENGER計画とBepiColombo計画。
69ページ目、MESSENGERの概観と搭載機器。
70ページ目、用語。太陽風、プラズマ、AO, BepiColombo, CDR, Definition phase, EMC, ESA, FM, ISAS, ITT, JAXA, Mariner 10, MESSENGER, MMO, MLI, MPO, MTM, OSR, PDP, PM, PRR, QR, Solar, Soyuz, SSM, STM, TRL.
***
[展開型エアロシェル軌道崩壊実証衛星 EGGの軌道予測及び姿勢推定](http://gd.isas.jaxa.jp/~kzyamada/MAAC/2014/Publication/2014_Koko_004_Watanabe.pdf)
2014年頃
EGG: re-Entry satellite with Gossamer aeroshell and GPS/Iridium
空力加熱を大幅に緩和。ISS等のサンプルを安全に回収。
高温環境にさらされない(安全)、大気圏突入前に展開(信頼性向上)、高価な耐熱材料が必要ない(低コスト)。
低軌道では太陽活動により大気条件が顕著に変化。
放出後の軌道等の解析が必須、できれば安全な場所で突入させたい。
摂動の影響とか。
膜展開のタイミングと軌道崩壊の様子。
展開しない場合は579日後に突入。放出直後に展開すると12日で突入。
展開のタイミングで落下地点をある程度操作できる可能性。
空気力が支配的。展開し次第急激に落下する。落下時期と地点をある程度選択できる可能性あり。
***
[ASTRO-H（「ひとみ」）特集 X線天文衛星ASTRO-H（「ひとみ」）プロジェクト](http://www.asj.or.jp/geppou/archive_open/2019_112_05/112-5_274.pdf)
2019年5月
ASTRO-Hの概要とか。
276ページ目、表1、観測機器の諸元。
276ページ目、表2、観測した天体。
***
[熱い宇宙の中を観る X線天文衛星 ASTRO-H](http://astro-h.isas.jaxa.jp/wp-content/uploads/2013/02/astro_h_presskit.pdf)
打ち上げ前のパンフ?
1ページ以降、科学目標とか。
3ページ目、下の図、日本のX線衛星の一覧。横軸に打ち上げ年、縦軸に衛星質量。
4ページ目、中段の図、すざくとASTRO-Hのスペクトル比較。
7ページ目、上の図、衛星の透視図。各機器の配置。
7ページ目、下の図、フェアリング内の様子。
8ページ目、観測機器の外観、観測帯域。
9,10ページ目、観測機器の詳細。
11ページ目、諸元とか。
12ページ目、衛星内部配置の詳細。
13ページ目、観測機器の諸元、感度とか、スケジュールとか。
14ページ目、打ち上げシーケンス、軌道。
15,16ページ目、システムブロック図。
17ページ目、地上局の配置とか。
18ページ目、協力機関。
// ALOS-2もそうだけど、実用的な科学衛星のコンポーネント接続図はパンフ見るのが一番わかり易いな
***
[高精度変位計測装置の実証計画について](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/899459/1/SA6000128029.pdf)
高精度構造物の計測手段。
CAMS(Canadian Astro-h Metrology System)、受光素子にCCDを使っている。
PSDを使って簡素化・小型化・低コスト化を目指す。
動作原理とか。
2ページ目、図2、フラットミラーとコーナーキューブミラーを使って計測できること・できないこと・
2ページ目、図3、使用例。
3ページ目、図4、気球実験用の構成例。
宇宙に持っていく前に気球(ピギーバック)で実験したい。低圧環境で動かしたいので高度20km以上が望ましい。温度変化で構造物を変形させて計測するので、温度環境が15分以上、できれば30分以上安定していることが望ましい。
// 低圧環境で使えるか試すだけなら真空槽でも良さそうな気がする。チャンバ借りるよりピギーバックのほうが安い?
***
[超低高度を利用する観測衛星"つばめ"](https://www.giho.mitsubishielectric.co.jp/giho/pdf/2018/1802109.pdf)
2018年頃
31ページ目、概要。
31ページ目、SLATSのイラスト。
太陽電池パドルは固定(静止衛星みたいな回転と比較した「固定」であって、固定した状態で打ち上げられるわけではない)。
32ページ目、まえがき、SLATSの概要。
超低高度の利点、課題と対策。
超低高度では600kmと比べて大気抵抗が1000倍。化学推進ではすぐに推進剤が枯渇するのでイオンエンジンを使う。大気抵抗の少ない機体形状とか。
32ページ以降、SLATSの開発。
主要諸元、構成、小型化、イオンエンジン、原子状酸素対策、ミッション機器、軌道保持、運用。
32ページ目、表1、SLATSの主要諸元。
原子状酸素対策。
バンパでAOが直接当たることを防ぐ。デブリ対策とか放熱面の保護とか。
アンテナにはゲルマニウムコーティングを施したレドームをつける。
太陽電池パドルのセル間はAOに強い接着剤で目地。裏面はSLI(Single Layer Insulation)と呼ばれる熱防護材、ITO(Indium Tin Oxide)コーティング。
33ページ目、図2、SLATSの機器構成。
33ページ目、図3、統合化制御系。
33ページ目、図4、イオンエンジン(化学スラスタも)。
34ページ目、図5、軌道保持制御のイメージ。
34ページ目、図6、SLATSの軌道運用。
34ページ目、図7、SLATS特有の軌道制御モード。
***
[小特集 電気推進ロケットエンジン技術の現状と展望 ２．電気推進ロケットエンジンを用いたミッションの現状と今後](http://www.jspf.or.jp/Journal/PDF_JSPF/jspf2018_02/jspf2018_02-60.pdf)
60ページ以降、国内外の電気推進ミッション。
60ページ目、図1、各国の宇宙作動の履歴。
61ページ以降、これまでの国内ミッション。「はやぶさ」と「はやぶさ2」、「きく8号」、超小型衛星。
62ページ以降、将来ミッション。全電化衛星、超低高度衛星、深宇宙、超小型衛星。
DESTINY+、深宇宙でも使える軽量な太陽電池パドルが必要。100W/kg以上。
はやぶさ2では総増速2km/s、DESTINY+では4km/s以上。同時運転台数を3→4、長寿命化。
DESTINY+はイプシロンで230x50000kmの長楕円軌道に投入、イオンエンジンで高度を上昇させて2年ほどかけて月スイングバイで地球圏離脱。
ソーラー電力セイル。スピン安定で膜を広げるので太陽電池パドルの桁違いな軽量化が可能(DESTINY+の軽量パドル100W/kgに対して1000W/kg)。
はやぶさ2のイオンエンジンをベースに、ビーム加速電圧を5倍の7500Vに高めて比推力を従来比2倍以上の7000秒に。これを6台搭載してスピンレートやスピン軸の制御を行う。イオンエンジンを姿勢制御として使う(IKAROSはコールドガスを吹いて制御)。
超小型衛星、EQUULEUSとか、水レジストとか。
64ページ以降、まとめ。
短期間での軌道間輸送では1000秒台が最適とされる比推力も、木星以遠の往復を目指す上では7000秒程度が必要。
電力規模では数Wから数kWまで広がりがある。
課題とかの話がいろいろ。
***
[地球環境計測特集 3-5 航空機搭載 3次元高分解能映像レーダ(PiSAR)システムの開発](http://cobalt.cneas.tohoku.ac.jp/users/sato/Pi-SAR.pdf)
2002年頃
X/Lバンドの合成開口レーダー。分解能1.5/3m。ガルフストリームIIに搭載。
航空機搭載レーダーの利点。
衛星ではある程度の間隔で、一定の方向からしか見えない場合が多い。航空機なら観測に合わせて頻度や方向、分解能や入射角を選べる。
100ページ目、表1、Pi-SARシステムの主要諸元。
9.55GHz、6.3kW、BW100MHz。1.27GHz、3.0kW、BW50MHz。
101ページ目、図5、Xバンドレーダのブロック図。
101ページ目、図6、アンテナの配置。
104ページ目、表3、オペレーションフロー。
観測開始前は秒単位で作業が詰まってる。
105ページ目、図7、SAR処理システムの構成。
地上で解析するシステム。テープドライブとか、HDDが180GBとか、そういう時代。
データ量は3分でXバンドで12GB程度、Lバンドで6GB程度になるらしい。256Mbpsまで転送できるテープレコーダで記録。カセット1本あたり90GBで、50分で一杯になる。
***
[ALOS‐2運用に向けた取り組み](https://www.restec.or.jp/ja/wp-content/uploads/2013/07/fy25gijyutsu_7.pdf)
2013年7月11日付
ALOS-2の運用準備作業とか、校正作業とかを受託。
3ページ目、地上局の図、RESTEC担当範囲。
4ページ目、観測計画の策定とか。
5ページ目、無遅延ARCの開発。
ARC: Active Radar Calibrator
遅延の大きいARCでは幾何学補正に使うのは難しい。コーナーリフレクタを使う場合、作業負荷が大きい。無遅延ARCで現地作業が容易になる。
6ページ目、無遅延ARCの概観、諸元。
送受信アンテナと電子機器をひとまとめに。後ろに生えてるアームの先端が点像位置。
RCS50dBm^2以上、位置精度1cm以内。内蔵バッテリで3時間以上。
7ページ目、Pi-SAR-L2で実証。
9ページ目、Pi-SAR-L2から見た80cmCR、3mCR、GCの画像。
GC: Geometric Calibrator
GCの位置ズレの評価。CRと一直線上に並べてズレがないことを確認。
***
[TRMM降雨レーダ能動型校正装置の開発](http://www.nict.go.jp/publication/shuppan/kihou-journal/kihou-vol42no3/03.pdf)
1996年頃
いろいろな計算とか、プロトタイプのブロック図とか、プロトタイプの外観とか。
***
[ALMAを支える相関器制御システム](https://www.fujitsu.com/downloads/JP/archive/imgjp/jmag/vol59-5/paper04.pdf)
2008年頃
高度5000mでサポート要員が常駐しない地域で安定運用する必要がある。
相関器と制御システムを担当。
保守日を除き24時間連続運転。障害時は速やかな復旧が要求される。
HDDは浮力を利用しているので、気圧が平地の半分ほどの場所では障害多発リスクが生じる。ALMA計画のシステムでは5000m地点でのHDDの使用を禁止している。
チリは日本のほぼ真裏、成田からALMAまでの移動時間は35時間。安全基準で高度5000mでは作業時間10時間が上限、かつ夜間の作業は禁止。
事前に同シリーズのサーバーを5000m相当の減圧チャンバで動作確認。CPU使用率が常時100%になるように稼働(気圧が低いと放熱性が悪いのでその確認)。
運用機は事前試験のサーバーと異なるので、同様に耐久試験を行う。運用機はXeonデュアルコア機。
HDDレス運用。PXE(Preboot eXecution Environment)を採用。3000m拠点にOSサーバを設置。5000m地点に35台のLinuxサーバがあるが、1台のサーバでシステム更新とかを管理できる。
サーバの設定とか。CD/DVDは非効率、転送速度の問題。USBメモリは廉価だが容量や書き込み速度の問題。SSDは検討段階では市販されておらず、現在でも容量単価が高い。Network File Systemを使う。OS標準機能なので扱いやすい。
高原施設では酸素濃度が薄いので思考が緩慢になる。作業ミスを防ぐために別の場所で作業したい。
高原施設の作業時間(現地昼間)は日本時間で22-04時、山麓施設の作業時間は日本時間で22-10時。
Webカメラで筐体の監視、リモートでシステムの操作。
事前にリモートでの実験。応答が長いとハングアップなのか遅延なのか判断が難しい。コマンドはストレスを感じる程度だが、マウス操作は大変。
***
[ALMA の大規模データ処理](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/13925/1/65236010.pdf)
山頂施設から山麓施設、サンチャゴ事務所へ送られ、そこから米国・ヨーロッパ・日本へミラーリング。各国ではバックアップは取らず、データが破損した場合は別の拠点からコピー。
サイエンスアーカイブは年間200TBのデータになる予定。
1データセットあたり25-250GB程度と予想。1時間から10時間に相当。
データ解析パッケージ。C++でライブラリを作ってPythonでラップ。
***
[宇宙電波の観測](http://astro.sci.yamaguchi-u.ac.jp/kenta/radioastro/radioastro-2.pdf)
天体電波の性質。
天体電波は雑音的な性質。
単位。
アンテナとか。
受信機とか。
山口32mの例。受信機の写真。
システムノイズ。仰角が低いと大気放射が増えるのでノイズも増える。高仰角で41K、低仰角で70K、とか。
26ページ以降、干渉計。
46ページ目、結合型干渉計観測システム。
基線長10kmを超えることは難しい。
47ページ目、VLBI観測システム。
個別に原子時計を持ち、大容量レコーダで記録・運搬することで基線長の制限を無くす。
48ページ目、必要な安定度。
10GHzで精度3.6度、10秒として10^-13の安定度が必要。
各クロックの安定度の図。
ルビジウムやセシウムでは足りない。通常は水素メーザーを用いる。
50ページ目、大容量レコーダ。
1960年代、VLBI技術が確立した頃、300kbpsくらい。70年代、80年代、...と経るごとに4Mbps、64Mbps、256Mbps、2000年代では1024Mbpsまで。
磁気テープでは限界に近づく。ハードディスク、ネットワークへ進化。
53ページ以降、ネットワーク。
JVN(Japanese VLBI Network)、10局45基線、50-2500km。
East-Asian VLBI Network(将来計画)。
スペースVLBI。
他。
***
[超小型衛星による 新しい宇宙開発利用への挑戦](http://www.city.nishinoomote.lg.jp/material/files/group/15/2019nakasuka.pdf)
2ページ目下、H-IIA,Bのラインナップ(2B書かれてないけど)。
A202, A2022, A2024, A204の構成とか、諸元とか。4S,4/4D-LC,5Sフェアリングの形状。
3ページ目上、イプシロンのラインナップ。
実績が4機ということはかなり最近の資料か。
諸元とかコストとか。
3ページ下以降、衛星の基礎。
5ページ上以降、衛星の大きさ。
横軸が年、縦軸が重量。大型化の一途。莫大なコスト、長期開発、超保守設計、国が顧客、広がらない宇宙利用、技術革新が遅い。
6ページ目上、小型衛星の例。
6ページ目下、小型衛星の特徴。
超低コスト(200M$→5M$)。
短期のライフサイクル(5年→1-2年)。大学生が1サイクルを経験できる。ミッション終了が早いので投資回収が短期化、ビジネスに有利。
システムがシンプルで透明。
7ページ以降、東大の衛星。
XI-IV & XI-V
開発2年、部品費300万円。民生品でも15年以上の寿命。地上局、周波数、ロケットまで自前で調達。
XI-IV, XI-V, PRISM, Nano-JASMINE(打上待ち), PROCYON。
ほどよし(1,3,4)、TRICOM-1R、MicroDoragon。
8ページ以降、缶サット。
1999年から。2001年からはカムバックコンペティション。
2016年大会、日本から12の大学。韓国とエジプトから1大学、アメリカから2大学。約40機のロケットを打ち上げ。
13ページ上、宇宙の環境。
真空、放射線、熱、打ち上げ環境、長距離通信。
14ページ上、衛星輸送中の写真。成田空港から、手荷物で。
16ページ目、PRISM。
初期運用中(←打上から10年経ってまだ初期運用?)。
分解能20-30m、重量8kg。
PRISMの外観とか。
撮影した画像。
17ページ下、Nano-JASMINE。
89年のHIPPARCOS衛星レベルの性能。打上待ち。
18ページ下、ほどよしプロジェクトの全体像。
あちこち撮影した写真。
22ページ下、AXELSPACEの近況。
GRUS。2018年打ち上げ、22年までに30機。スペック、パンクロ2.5m、マルチ5m、パンクロ450-900nm、マルチは450-505、515-585、620-685、705-745、770-900。再帰1日、オフナディア40度。
WINSAT-1R。2017年。海氷光学観測、GNSS、光通信。カメラ4台。パンクロ450-650、マルチ535-607、620-680、695-1005。2048x2048ピクセル、12bit。緑とパンクロは分解能200m、赤と近赤は400m。
23ページ上以降、PROCYON。
24ページ上、EQUULEUS。
NASAのSLS初号機で打ち上げる13機のうちの1機。6Uキューブ。
月の裏のラグランジュ点を目指して、できるだけ少ない燃料で。
24ページ下、火星ランダー。
70-100kgのランダーを送り込む計画。予算待ち。22-24年打ち上げを目指す。
25ページ上以降、TRICOM。
Store & Forward。海上や移動体のデータを衛星が集めてまとめてダウンリンク。300bpsで8-100mWで伝送成功。
TRICOM-1Rの構造図。
上部にカメラ、その直下にリアクションホイールと磁気トルカ、サブカメラやGNSS、コンピューターやミッション機器、リチウム電池、送受信関連。
27ページ上以降、MicroDragon。
***
[小は大を兼ねる？ -超小型衛星による新しい宇宙開発 超小型衛星による新しい宇宙開発 の挑戦 へ -](https://www.t.u-tokyo.ac.jp/eng/opencampus/pdf/130808_nakasuka.pdf)
大型衛星、1機200億円以上。500kg以上くらいだと1機30-60億、50kg以下くらいだと1機3億以下。
缶サットとかキューブサットの話。
21ページ目、XIの概要。
メインCPU、PIC16F877。4MHz、ROM8k、RAM368バイト。記憶装置が32k+224k。
通信系。ダウンリンクにUHF、FSK、800mW。アップリンクにVHF、FSK。ビーコンにUHF、CW、100mW。
電源、リチウムイオンを8並列。太陽電池が単結晶シリコン60セル、バス5V。
姿勢制御は永久磁石の受動制御。
32ページ以降、PRISM。
外観とか、撮影した写真とか。
36ページ以降、Nano-JASMINE。
2013年打ち上げ予定とのことなので、この資料はその頃かな。
40ページ以降、AXELSPACEの話。
42ページ以降、ほどよし。
1,2,3,4号の諸元とか。
3,4号は標準化を追求。
49ページ目、さいごに。
オープンキャンパスの資料なので高校生向けにいろいろ。
***
[CAD/CAM - 開発事例 | 株式会社フォース・ソフトウェア Force Software Inc.](https://www.force1.co.jp/sc/cadcam.html)
開発事例2、"2軸ポケット加工～3軸荒取り加工用の経路計算プログラムの開発"で使用ライブラリにOpenCV, OpenMP, MPICHとのこと。
***
[新しい熱制御機能材料：放射率可変素子（SRD）](https://www.jsme.or.jp/publish/kaisi/031106t.pdf)
2003年11月付
惑星探査機は出発地点(地球)と目標地点で太陽からの距離が大きく変動する。火星だと地球の3分の1とか。従来の探査機は窓のブラインドのようなサーマルルーバという機構を使用していた。惑星探査機だと質量の制限が厳しく、電力の制限も厳しい。
温度に対して自発的に放射率が変化する、自己温度調整機能を持つ放射率可変素子(SRD: Smart Radiation Device)を開発した。
熱移動の放射・伝導・対流の内、真空中での放熱は放射に頼っている。放射率は電気伝導度と密接な関係があり、良導体の放射率は一般に低く、絶縁体の放射率は一般に高い。常温付近で構造相転移し、高温側では絶縁体、低温側では導電体として働く材料を使った。
薄板状の成形技術を確立し、宇宙の過酷な放射線・紫外線・熱サイクルなどで劣化が生じないことも検証。
300Kで放射率0.6以上、220Kでは0.3に半減。厚さは70umの薄板状で、サーマルルーバに比べて体積が1000分の1、質量が5分の1。組成選択により転移温度を設定できる。
はやぶさ(初号機)に搭載。発熱量が間欠的に変化する送信機の温度制御に使用。今後は建物への応用とかも。
現状のSRDは黒色で太陽光を吸収しやすい。太陽光が当たる面では性能を発揮できない。コーティングで改良を図る。
スピンオフとして広く省エネに応用されることを望む。
***
[H3 ロケット１段用 LE-9 エンジンの燃焼安定性向上 ](https://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/534/534036.pdf)
2016年頃
図1、LE-9の図、噴射機とかのイメージ、燃焼室内壁の構造
表1、LE-9エンジン諸元。LE-7A, 5Bとの比較
図2、エキスパンダブリードサイクルと2段燃焼サイクルのイメージ図
以降実験に関する図とかいろいろ
振動の対策とかの話が主。
***
[光データ中継システムの検討](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/22241/1/AC1400040.pdf)
2014年頃
2020年頃の光データ中継システムのイメージと、その後続の検討。
2020年頃には2.5Gbaud/1.8Gbps程度が求められる。2030年頃には10Gbps以上への高速化が必要であると考える。
ESA(EDRS)やNASA(LCRD)は相互運用性を有せず、JAXAの構想に合致しないため、独自の光データ中継システムが必要。
リスクを減らすため光部品を除いた電子部品は既存品を使う、中継衛星ではデジタルデータ処理は行わない(設計寿命が15年と長いため)。
フィーダリンク(中継衛星-地上間)はKa帯を使う。2Gbpsへの高速化が必要なため、16QAMの開発実績を踏まえて実現する考え。
さらなる高速化の検討。
1) BPSKのまま高速化、 2) 多変調化、 3) 波長多重化
BPSKの高速化は、高出力増幅器などに課題。多変調可は地上ではQPSKが使われ、16QAMも実用化途上にあるが、衛星搭載には課題。波長多重化は既存の技術の応用で作れる。
結論としては、現時点では波長多重方式が有利。中継衛星内でのデータ処理が不要、新しいデバイスの開発が不要、など。一方で、同じ装置を複数積んで並列化するため、重量が増える。
フィーダリンクは引き続きRFで行う。2GbpsのKa帯を偏波多重・マルチビーム化で対応。フィーダリンクの光化は大きな課題があると考えている。
波長多重化の課題とか。増幅器の高効率化とかいろいろ。
82ページ目、表1、ESA、NASA、JAXAの光データ中継システムの比較。
ESAはフィーダリンクにKa帯、NASAはフィーダリンクにも光を使用(ホワイトサンズに地上局)。
83ページ目、表2、高速化のトレードオフ。
他、図とか。
***
## 2019年0８月分
***
[三菱電機 ニュースリリース サーマルダイオード赤外線センサー「MelDIR（メルダー）」発売のお知らせ](http://www.mitsubishielectric.co.jp/news/2019/0806.html)
2019年8月6日付
MelDIR：Mitsubishi Electric Diode InfraRed sensor
ALOS-2に搭載したセンサ技術の活用により、高画素化・高温度分解能化を実現。
80x32px、温度分解能100mK、画角78x29°、サンプル価格8000円(税抜)。11月1日発売。
***
[地球観測用小型赤外カメラ
(CIRC)の開発の現状](https://www.eorc.jaxa.jp/ALOS/conf/workshop/alos2_ws3/ALOS2_1_2_Katayama_Haruyoshi.pdf)***
[三菱電機 ニュースリリース サーマルダイオード赤外線センサー「MelDIR（メルダー）」発売のお知らせ](http://www.mitsubishielectric.co.jp/news/2019/0806.html)
2019年8月6日付
MelDIR：Mitsubishi Electric Diode InfraRed sensor
ALOS-2に搭載したセンサ技術の活用により、高画素化・高温度分解能化を実現。
80x32px、温度分解能100mK、画角78x29°、サンプル価格8000円(税抜)。11月1日発売。
***
2011年11月17日付
3ページ目、Compact InfraRed Camera(CIRC)の概要
小型、軽量、低消費電力。非冷却赤外線検出器(MELCO製SOIダイオード方式)。民生カメラの技術を極力利用し低コスト化。
重量3kg、電力20W以下、波長8-12um、解像度VGA、レンジ180-400K、その他スペック。
地球観測用の非冷却としては過去最大の解像度。
4ページ目、スケジュール
5ページ目、プロトフライトモデルの状況
電気噛み合わせ試験の様子とか外観とか。
6ページ目、真空中校正試験。
7ページ目、観測イメージ。
分解能200m、1シーンあたり直行方向128km、進行方向96kmの範囲。
衛星に対して斜めに搭載してあり、衛星を傾けることで真下を観測可能(ALOS-2/PALSAR-2は傾けて使う前提の衛星)。
ノミナルで16シーンを連続撮影。10kmのオーバーラップで128x1500kmの範囲(←ちょっと計算合わない)。
8ページ目、観測シナリオ案
森林火災の多いエリアや活発な火山、ヒートアイランド等。
9ページ目、観測シミュレーション
1ヶ月で観測するエリアのマップ。
火山等は、平均で1週間に1回撮影。
今後はPALSAR-2のシナリオも含めてシミュレーション。
10ページ目、地上システム
CIRCの一部はALOS-2とは独立。
1日毎にCIRCの運用計画をALOS-2へ送信(ALOS-2地上システムへコマンド?)。
ダウンリンクはCIRCに対して一定のウインドウが割り当てられる予定。
地上側で処理した上でJAXA外にも公開。
11ページ目、まとめ
***
[水星探査計画 BepiColombo 水星磁気圏探査機 MMO](http://www.jaxa.jp/projects/sas/bepi/pdf/mmo.pdf)
2ページ目、水星の概要。
3ページ目、プロジェクトの概要。参加国、プロジェクト期間、命名の由来。
4ページ目、MMOの概要。
MMO: Mercury Magnetospheric Orbiter
JAXA開発の探査機。観測機器の種類、観測内容。探査機の概要。スピン安定(4sec/rev)。各部寸法。255kg。
5ページ目、MPOの概要。
MPO: Mercury Planetary Orbiter
ESA開発の探査機。観測機器の種類、観測内容。探査機の概要。3軸制御。各部寸法。1230kg。
6,7ページ、水星への投入の話とか。
2018年10月に打ち上げ。
20年4月6日に地球スイングバイ。
20年10月12日、21年8月11日に金星スイングバイ。
21年10月2日、22年6月23日、23年6月20日、24年9月5日、同年12月2日、25年1月9日に水星スイングバイ。
25年12月5日に水星周回軌道へ投入。
合計9回の惑星スイングバイ。探査機としては史上最多。
水星と地球は最も近いときで約0.5AU、最も遠いときでも約1.5AUで、木星までが4-6AUであることと比べてもそれほど遠いわけではない。が、たどり着くには時間がかかる。
8,9ページ、観測の概要。
MPOは水星の地学的な観測、MMOは電磁波的な観測を主に行う。
MPO/MMOは同じ軌道平面、異なる軌道高度に投入される。
水星内部を知るには地場の分布を精密に観測することが重要だが、太陽による影響が大きいため、2箇所で同時観測することにより太陽由来と水星由来を分離する。
10,11ページ、サイエンス分野の目標。
***
[ベピコロンボ（BepiColombo）国際水星探査計画](https://fanfun.jaxa.jp/jaxatv/files/mmo_20170706.pdf)
2017年頃
2ページ目、目次。
4ページ目、ベピコロンボの由来。
イタリアの数学者。
覚えにくければ、略して「ベッピー」と。
5ページ目、軌道。
18年度にフランス領ギアナから打ち上げ、25年に水星周回軌道へ投入。
MPO(ESA)は480x1500km/2.3hの軌道へ、MMO(JAXA)は590x11600km/9.3hの軌道へ投入。
6ページ目、軌道投入のシナリオ。
電気推進モジュール(MTM: Mercury Transfer Module)で水星まで接近。MTMを分離。MMOで水星周回軌道へ投入。MMOを分離。MMOサンシールドも分離。
9ページ目、MTM概要。
1870kg(wet)。最大145mNのイオンエンジンを2基。
10ページ目、MPOの概要。
1840kg(wet)。各センサの配置図。
11ページ目、MMOの概要。
280kg。
12ページ目以降、熱設計とか。
12ページ目、外部の工夫。
鏡を多用して太陽光の熱入力を小さくし、放熱効率を上げる。
鏡が使えない場所は特別に開発した導電性の塗料を使用。
高利得アンテナ(常に地球指向)の裏面は予想最高温度400℃。チタンを用いた特別な断熱材を使用。
13ページ目、内部の工夫。
太陽電池は230℃、鏡は180℃。
14ページ目、MPOの工夫。
水星からの赤外線は弾きつつ、内部からの赤外線を放出する構造。
15-17ページ、最近の状況、今後の予定、試験時の写真。
輸送後の試験、音響試験や振動試験の写真。
18ページ目以降、サイエンス。
惑星の成り立ちとか。
磁場。溶けた金属核と熱対流が必要。磁場の非対称性の謎。すぐ冷えるはずの水星になぜ地場が? 宇宙由来の磁場と水星の地場を切り分けて観測する必要がある。MPO/MMOの2点観測の独壇場。
その他色々。
40ページ目以降、MMOからJUICEへ。
JUICE: JUpiter ICy moons Explorer
次期国際協力大型ミッション。
22年打ち上げ、30年に木星到着、32年にガニメデ軌道へ投入、を予定。
50ページ目、JUICE探査機の主要諸元。
3軸姿勢制御。EOMで800Wの太陽光発電。ハイゲインアンテナ3.2m、X/Ka帯。ダウンリンク1.4Gbit/day以上。ΔV2.7km/s。ドライ2200kg、ウェット2900kg。ペイロード219kg、180W。
51ページ目、JUICE搭載の観測機器と日本の参加項目。
***
[NICTにおける宇宙に関する取組 −安心・安全な未来社会のために−](http://www.soumu.go.jp/main_content/000600093.pdf)
2019年2月5日付
2ページ目、NICTの概要。
3ページ目以降、宇宙に関する取り組み。
3ページ目、衛星側フェーズドアレイ。
衛星通信のキー技術はアレイアンテナとビーム形成。LEOメガコンステに展開。複数衛星間でのネットワーク化。
NICTの衛生用アレイアンテナの実績。ETS-8のアナログビーム形成回路(2.5GHz)。WINDSアクティブフェーズドアレイアンテナ(20-30GHz)。その他。
4ページ目、地上側アンテナ。
フルオート可搬型地上局で災害時に専門家がいなくても運用可能。
小型車載地上局で移動しながら24Mbps通信。
大型車載地上局で被災地のハブとなりうる地上局。
海上用アンテナ、航空機用アンテナ。
5ページ目、光通信。
1994年にETS-6で1Mbps。2005年にOICETSで50Mbps。2014年に小型衛星で10Mbps。他。
6ページ目、時空標準。
VLBIに参加。地球に関する様々な観測。
7ページ目、VLBIを使った静止衛星の軌道決定。
ダウンリンクをVLBI観測技術で計測することにより衛星の軌道決定を実現。地上から送信しないのでトランスミッタや送信免許にかかる運用コストを削減。
8ページ目以降、宇宙環境計測。
宇宙天気予報とか。
11ページ目、将来的に出てくる課題例・求められる技術例。
***
[光衛星通信システム等の研究開発の動向](https://www8.cao.go.jp/space/comittee/27-kiban/kiban-dai46/pdf/siryou2-1-1.pdf)
2019年4月24日付
1ページ目、光衛星通信の世界動向
縦軸にビットレート、横軸に衛星の打ち上げ年。
2ページ目、世界における光通信衛星の動向
アジア・米国・欧州の、過去の実績と将来の計画。打上年や通信経路(何対何)、波長、変調方式等。
3,4ページ目、小型衛星の光通信の例。
***
[捕えろ粒子・感じろ電磁波 ジオスペース探査衛星“あらせ”ミッション部の開発](https://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/544/544048.pdf)
2017年頃
49ページ目あたり、ミッション機器の種類や配置。
50ページ目あたり、データレコーダーの話とか。
日本の科学衛星の搭載メモリ容量としては最大となる32GBの不揮発性メモリを装備。レコーダーの故障=全ミッション喪失となるため、2基で完全冗長となるシステム。
***
[あらせ衛星搭載ミッションデータレコーダの機能と運用状況](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/876463/1/SA6000118058.pdf)
ミッションデータレコーダのブロック図、外観。
フラッシュメモリの管理。
運用例。
実績。稼働時間319日目時点で保存データサイズのトータルが250.4GB、読み出しデータサイズのトータルが140.4GB、保存レートは平均で112kbps、最大で7.52Mbps。
***
[人工衛星搭載用の小型ハイブリッドマイクロスラスタの研究](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/617104/1/SA6000086018.pdf)
2016年頃
液体スラスタはバルブやタンク等が必要で小型衛星には不適。固体燃料は構造が簡素だが可変推力や燃焼停止・再着火が困難。ハイブリッドは酸化剤流量の調整でスロットリングが可能だが、場所によってOF比が高かったり低かったり、効率が悪い。
固体燃料の代わりに燃料を粉末とし、酸化剤気体中に分散させて燃焼させる方式を提案。0.4N級を試作し評価。
酸化剤にN2Oを使う。毒性がなく、36wt%の酸素を含み、空気より酸素含有率が高い。常温の蒸気圧が3.18MPaなので液体として貯蔵可能であり、容易に気化が可能。蒸気圧による自己加圧が可能。
燃料にはセルロースを使用。研究が立ち上げ段階なので安全性を最優先。燃焼試験でもN2Oではなく乾燥空気を使用。
2ページ目、実験装置の概略とか燃焼器の外観とかの写真。
3ページ目、粉体供給装置の仕組み、点火器の外観、セルロース粒子の画像、その他表とか。
当初の設計では燃焼せず。スロート径を増やして燃焼室圧を下げたら点火。粉末燃料と気体酸化剤の燃焼は可能と言える。
添加器にハイブリッドロケットを使っていたり、粉体の供給が複雑だったり重力に依存していたり、今の段階では従来の液体とかのほうが簡素な気がする。今後どこまでシンプルにしていけるか。
***
[超高速インターネット衛星（WINDS）特集 3 衛星システムの開発](http://www.nict.go.jp/publication/shuppan/kihou-journal/kihou-vol53no04/03-01.pdf)
2007年頃
10ページ目、図1、WINDSミッションの位置づけ。
縦軸にビットレート、横軸にサービスエリア。
光ファイバは数Mbpsから数Gbpsまで幅広く提供できるが、サービスエリアは狭い。IRIDIUM等はビットレートは広いが、離島等でも使用可能。WINDSは数十Mbpsから1Gbpsで広いサービスエリアを目指す。
11ページ目、表1、JAXAとNICTの分担。
11ページ目、表2、主要諸元。
11ページ目、図3、軌道上での外観。
11ページ目、図4、システム構成。
12ページ目、図5、構造。
12ページ目、図6、RF放射試験の様子。
12ページ目、図7、開発スケジュール。
13ページ目、図8、バスシステム系統図。
14ページ目、図9、太陽電池パドルの写真。
15ページ目、図10、推進系システム燃焼試験の写真。
15ページ目、図11、構体系分解図。
16ページ目、図12、モニタカメラ搭載位置。
***
[レーザ加熱によりスロットリングを実現する 0.1 N 級固体マイクロスラスタの性能評価](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/617127/1/SA6000086014.pdf)
2016年頃
外部からのエネルギーを入れると燃焼し、エネルギーを止めれば燃焼が停止する固体燃料を使い、レーザーで加熱してスロットリングや再着火を実現する。
***
[タイトル不明](https://www8.cao.go.jp/space/comittee/27-kagaku/kagaku-dai25/siryou3-3-3.pdf)
35ページ目、深宇宙に投入するキューブサットとか。
36ページ目、新宇宙探査機アビオの小型化とか。
37ページ目、火星用ドローン。
38ページ目、X線パルサーによる軌道決定。
従来方式では視線方向の位置精度が1m程度、速度制度が1mm/s程度だった。一方で視線方向と鉛直な面内では数百km@1AU程度の誤差があった。DDORで精度が向上し100m@1AU程度に。
パルサーをGPS衛星のように使用して精度10km未満を目標。地球の設備を使わず、自律的に位置決定が可能となる。
必要な技術。X線光学系とか時刻構成技術とか小型化とかオンボードのX線データベースやマッチング。
39ページ目、深宇宙大容量通信。
既存RFは4-8kbps@2AUくらい。
地上局アレイ化で受信品質を向上させ、8-32kbps@2AU程度へ。
光回線・光中継衛星で100kbp以上@2AUへ。
40ページ目、JAXA深宇宙局のネットワーク化。
国内1局体制であったため、深宇宙ミッションではJPL/ESA局の支援が必須だった。各国の将来的な深宇宙ミッションの増加により我が国が使える枠が制限される。
41ページ目、小型ロケット。
小型衛星投入ロケットの下段を単体で観測ロケットとして使う。観測ロケットと軌道投入ロケットの一部共通化で打上数を維持しラインナップを簡素化して低コスト化。
42ページ目、大電力ホールスラスタとか。
43ページ目、月極域の話とか。
44ページ目、重力天体着陸技術とか。
***
[観測衛星「いぶき」を支えた 光学センサ技術と展望](https://jpn.nec.com/techrep/journal/g11/n01/pdf/110119.pdf)
2011年頃
TANSO(いぶき)、OPS(ASNARO)、HISUI、SGLI。
91ページ目～、ASNARO-OPS。
504kmの周回軌道から任意の地表面10km四方の撮像が可能。白黒のパンクロとカラーのマルチスペクトル。パンクロは50cm以下、マルチは2m以下の分解能で同一地点を同時に撮影可能。
TMA(Three Mirror Anastigmatic: 非球面3枚鏡)方式。1次鏡(PM)、2次鏡(SM)、3次鏡(TM)、2枚の折返し平面鏡、で構成。1次鏡には比剛性と形状安定性に優れ、鏡の材質として理想的な先進素材であるNTSIC(New Technology Silicon Carbide)を使用。
画質向上のためCCDにTDI駆動を採用してSNRを確保。
光学系の外観イラスト、1次鏡の外観、取得画像のシミュレーションイメージ。
92ページ目～、HISUI。
HISUI: Hyper-spectral Imager SUIte
マルチスペクトルセンサ。空間分解能5m。観測幅90km。4バンド。
ハイパースペクトルセンサ。空間分解能30m。観測幅30km。185バンド。
93ページ目～、SGLI。
GCOM-C1に搭載のセンサ。
94ページ目～、TANSO。
「いぶき」搭載の温室効果ガス観測センサ。
フーリエ干渉計で温室効果ガスの吸収スペクトルを検出しガス濃度を決定する。
2009年時点で286の地上観測点があるが、衛星からなら3日で56000点を観測できる。
観測点が乏しい地域での誤差を大きく低減できる。
***
[ハイパースペクトルセンサ等の研究開発 (HISUIセンサ) 開発状況について](https://www.eorc.jaxa.jp/ALOS/conf/workshop/alos3_ws3/ALOS3_1_3_Tanii_Jun.pdf)
2011年11月18日付
取扱注意とか書いてあるので気になる人は各自どーぞ。いかにもやばそうな資料、という感じじゃないし、事細かに書いてあるわけでもない。
12ページ目、海外のセンサとの比較。
***
[HISUI開発の現状とデータの利用可能性](https://www.eorc.jaxa.jp/ALOS/conf/workshop/alos2-3ws4/ALOS3_1_3_KashimuraOsamu.pdf)
2012年12月13日付
2ページ目、目次。
3ページ目、HISUI各センサの概要。
ハイパースペクトルセンサとマルチスペクトルセンサの主要諸元、内部構造のイラスト。
4ページ目、海外の状況。
5ページ目～、生データからのデータ処理の流れとか。
10ページ目～、長期観測シミュレーション例。
12ページ目～、データ利用方法。
***
[超小型衛星「ほどよし4号」用高速ダウンリンクシステムの軌道上評価](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/549163/1/SA6000034276.pdf)
ALOS-2(2.5t)では800Mbpsで高速伝送が可能。一方で小型衛星は数十Mbpsと遅く、観測能力を制限。ほどよし4号で348Mbpsの通信実験に成功。
右上、ほどよし4号の外観、主な機器の配置、主要諸元。
中段、衛星側・地上側の通信系のブロック図。
CCSDS準拠の通信フォーマット。
QPSK/16QAMで100Msps。8GHz/2Wで送信。FPGAでIQにマッピングしてDACでアナログ化、フィルタを通して合成しアプコンでRFに移動してからGaNアンプで増幅、アンテナから放射。
3.8mのアンテナで受信し、アンテナ背面でLNAとダウンコンバータを通して光に変調し運用室へ。運用室で再びRFに戻してAGCを通してからADCに通す。SSD8本で記録。
PCでIQ分離とか同期とか復調とか。
左下、GaNパワーアンプ。
ゲインや効率、位相シフトとか。右の図は実線がゲイン、破線が位相シフトかな。
左下、アンテナ。
小型軽量。MGAが69g、ISO fluxが150g。
MGAは指向性10度くらいか?
ISO fluxは60度付近で利得がピークになる。衛星が直下を指向して飛行する際に、地上局直上(最接近時)はゲインを下げて、地上局から離れる位置では利得が高くなる。
右下、16QAM・348Mbpsの通信実験。
誤り訂正無しで400Mbps、BER1.2x10^-3。有りで348Mbps、BER<1.7x10^-9。
QAMのコンステレーションイメージ。
右下、まとめ。
50kg級衛星に搭載可能な高速通信システムを開発した。今後は64APSKで500Mbpsクラスを目指す。
***
[革新的衛星技術実証 1号機について](http://www.jaxa.jp/press/2018/12/files/20181219_kakushin.pdf)
2018年12月19日付
3ページ目、位置づけと目的。
ITARフリー化とかその他色々。
4ページ目、テーマ選定の基準とか。
5ページ目、RAPIS-1の概要。
RAPIS-1: RAPid Innovative payload demonstration Satellite 1
搭載衛星。RAPIS-1(200.5kg)、MicroDragon(50.5kg)、RISESAT(59.3kg)、ALEe(ALE-1、68.0kg)、OrigamiSat-1(4.1kg)、AOBA VELOX-IV(2.6kg)、NEXUS(1.3kg)。
イプシロンに搭載したときのイメージ図。
6ページ目、RAPIS-1の概要。
推進系、展開物、電子部品、といった、相乗りでは実証機会が少なかった対象を選定。JAXAがプラットフォームを開発(ユーザーはコンポーネントに専念)。
7ページ以降、RAPIS-1の実証テーマ。
革新的FPGA。同等のFPGAと比較し、サイズが3分の1、電力が10分の1、放射線エラーが100分の1。
粒子エネルギースペクトロメータ(SPM)。民生部品の使用で小型・軽量・低コスト・短納期を実現。
軽量太陽電池パドル機構。従来比3分の1の軽量化。オール電化衛星等のニーズに合致。効率30%の薄膜太陽電池シートを使用。
グリーンプロペラント推進系(GPRCS)。ヒドラジンのような防毒設備・防護服が不要で運用性良好。安価な材料を使用して3分の1の低価格化。低融点のためヒーター電力を削減。
X帯2-3Gbpsダウンリンク。64APSKおよび左右円偏波の活用。375MHzの帯域幅。約10リットルの体積、6.6kgの重量。(ほどよし4号で64APSK、505Mbpsが実証済み)
深層学習を応用した地球センサ・スタートラッカ。現行スタートラッカ比で1桁低価格。
超小型・低省電力GNSS受信機。TRICOM-1Rで動作確認済みだが、詳細な評価はRAPIS-1が初。
8ページ以降、超小型衛星のテーマ。
MicroDragon。ベトナムからの留学生に対し衛生開発で教育支援を実施。ベトナムの漁業・養殖業への貢献を目指したミッション。マルチスペクトル観測、大気補正のリモセン。
RISESAT。解像度5mのマルチスペクトルセンサを実現。リモセン市場へのビジネス展開を見込む。420-1050nmの範囲の630バンドの中から10バンド程度を選択して観測。
ALEe。人工流れ星の実験。高層大気の科学的分析ミッションも。
12ページ以降、キューブサット。
OrigamiSat-1。膜展開。5.8GHzアマチュア帯の通信実験。
AOBA VELOX-IV。パルスプラズマスラスタ(PPT)と超高層大気撮像高感度カメラの実証。
NEXUS-1。アマチュア無線用トラポンの実証。π/4 shift QPSK送信機、FSK送受信機、その他。
14ページ以降、複数衛星打上げ構造。
RAPIS-1とPAF-937M-E2で結合(Ep側も?)。
E-SSOD: Epsilon Small Satellite Orbital Deployer
ISSで実績のあるJ-SSODを元に1U3機搭載可能な機構として開発。2個搭載。
16ページ以降、スケジュールとか。
各種試験の写真とか。
18ページ目、2号機の公募・選定状況。
***
[超小型衛星を用いた理学観測ミッションの国際動向](http://heapa.astro.isas.jaxa.jp/activity/2018/HEAPA18th/20190319/20190319_%E4%BA%94%E5%8D%81%E9%87%8C_%E9%AB%98%E5%AE%87%E9%80%A3.pdf)
2019年3月19日付
2,3ページ目、東大中須賀・船瀬研の紹介
8機の衛星を打ち上げ。15年の運用実績。104人の学生を輩出。
XI-IV(2003)、XI-V(2005)、PRISM(2009)、HODOYOSHI1,3,4(2014)、PROCYON(2014)、TRICOM-1R(2017)、Nano-JASMIN、EQUULEUS、等。
衛星ミッションの概念設計とか。フォーメーションフライト他。
4ページ以降、超小型衛星とは。
5ページ目、分類。
500cm級(40-70kgくらい)がMicro-satellite、10cm立方1kgを基準としたCubeSat。
打ち上げ機会とかの話。
6ページ以降、超小型衛星の需要と予測、現状。
13年頃から右肩上がり。
米国で活発化。
宇宙ベンチャーの紹介。
9ページ以降、中須賀・船瀬研の活動。
12ページ目、XIが撮影した写真。
13ページ目、PRISMの外観。
14ページ目、PRISMの特徴。
15ページ目、PRISMの広角カメラが撮影した写真。
16ページ目、PRISMの望遠カメラが撮影した写真。
17ページ以降、Nano-JASMINの概要。
18ページ目、概要。
1989年のHIPPARCOS衛星(2t)レベルのミッションを33kgの超小型衛星で行う。
19ページ以降、Hodoyoshi。
20ページ目、搭載機器カタログ。
21-23ページ目、撮影した写真。
24ページ以降、PROCYON。
24ページ目、概要。
25ページ目、はや2との比較。質量・体積が10分の1、コストが100分の1、開発期間が3.5分の1。
26ページ目、写真とか図とかごちゃごちゃ。
27ページ目、撮影した画像とか実績。
28ページ以降、EQUULEUS。
29ページ目、軌道。
30ページ目、理学ミッション。
31-33ページ目、写真。
34ページ以降、国際動向。
35,36ページ目、小型衛星カンファレンス2018。
参加者3050人、42の国、900の組織。200の商業と16の大学の展示。72のポスターと158の口頭プレゼンテーション。次回2019年8月3-8日に開催。
発表内容。工学(姿勢制御、光通信、編隊飛行、他)が61。理学(地球リモセン、電離層、磁気圏、X線、他)が37。その他(信頼性、教育、打ち上げ手段、他)が47。
右下の図、トピックの分類。リモセンが最多。電離層、X線、深宇宙、と続く。
37ページ目、3UキューブでX線ミッション。
10-400keVを測定。EXACTとSOCRATESという2大学のキューブサットに観測装置(CITIES)を乗せる。EXACTは太陽が主眼。SOCRATESはパルサーやX線天体による深宇宙航法のコンセプト実証。
38ページ目、HaloSat。
18年6月13日にISSから放出されたX線キューブサット。6Uサイズ。
ミッションとかバスのスペックとか。
39ページ目、CubeX。
50kg級のX線衛星。イメージングと航法の両方に使える望遠鏡。
X線でクレーターのレイヤー構造を調べる。
機器の配置、スペックとかの図。
40ページ目、SSAXI。
SSAXI: SmallSat Solar Axion X-ray Imager
未発見素粒子を見つける。
CubeXの検出器と同じものを搭載。
41ページ目、ASTERIA。
6Uで系外惑星探査。超高精度な姿勢・熱制御。
42ページ目、キヤノン電子50kg級衛星。
内部配置の図。
EOS 5D Mk.IIIで撮影。X帯で2Mbpsのダウンリンク。
43ページ以降、超小型衛星でできること・できないこと。
44ページ目、制約。
サイズ、電力、熱、通信、姿勢、軌道。
45ページ目、サイズ・質量。
CubeSatで1U1kg程度から12U20kg程度まで。他。
Micro-Satで50kg程度。
ミッションペイロードは3割から5割り程度。
サイズによって打ち上げ機会が変わる。
46ページ目、電力。
サイズが小さいので発電面積も小さい。
ボディマウント式。展開物がないので信頼性が高い。面積が限定されるので発電量は小さい。Nano-JASMINE(30kg)で30W程度。
パネル式。発電量は大きいが可動部が動かないとミッション失敗。PROCYON(60kg)で300W程度。EQUULEUS(12kg)で50W程度。
47ページ目、熱。
発電量が増えてもサイズは変わらない。体積の割に消費電力が大きい。冷やすのが難しい。
Micro-Satクラスだと設計次第。Nano-JASMINEでは望遠鏡を-50度に冷やす。
小型冷凍機の開発や実証が進んでいる。
48ページ目、通信。
通信速度は消費電力に依存。Nano-JASMINEで100kbps、ほどよしで20-348Mbps。
軌道上で選別。必要な情報だけ下ろす。
光通信も使えるようになるかも。3Uで500Mbpsが目標。
地上局を増やす。
免許を忘れずに。
49ページ目、姿勢制御。
Blue Canyon technologyのXACTユニット。0.5U、0.9kg、1σ10秒角。実績あり。
衛星が小さいほど磁気外乱が大きくなる。Nano-JASMINEだと10周に1回のアンローディング。
10秒角以上だとミッションペイロードとの協調が重要。Nano-JASMINEでは望遠鏡画像をフィードバック。
50ページ目、軌道。
相乗りなので自由に設定できない。
軌道制御の実績は少ない。スラスタも少ない。安全審査の問題も。
51ページ目、課題。
特に大学衛生の成功率が低い。
中須賀・船瀬研は8機すべてフルミッション達成(ロケット失敗除く)。
バス技術の共通化、再利用、Open化。
52ページ以降、ミッション要求の整理。
ミッションを1つづつ、複数機に分けて。要求を明確に、齟齬が無いように。歩み寄り。協力・強調。タフさ。相互理解。
ミッション側に見積もってほしい事項。理想的な最大値、妥協できる最小値。
意思疎通ミスの例。姿勢制御の例、温度の例。
57ページ目、まとめ。
超小型衛星を作るだけの時代は終わり。どう使うか。
商業化は活発。
理学ミッションも進んでいる。
***
[ASIC・FPGA設計向けC言語ベース行為合成ツール CyberWorkBench(R)](https://jpn.nec.com/cyberworkbench/pdf/cwb.pdf)
NECのツールのパンフ。
携帯電話、基地局、通信、制御、CNN推論、機械学習、高速証券取引、ロボット、医療、車載、いろいろ使える。SpaceCube2やはやぶさ2にも。
***
[X 線分光撮像衛星 XRISM 搭載 Xtend 用試作 CCD の性能評価](http://wwwxray.ess.sci.osaka-u.ac.jp/OskXrayTlabHP/home/papers/mthesis/FY2018/iwagaki_mth_20190325.pdf)
2019年3月25日付
評価に関する部分が大部分だけど、最初の方にX線天文学やCCDの仕組みとかいろいろ。
***
[地下室から宇宙をのぞく - 望遠鏡ものがたり - 東京大学 大学院理学系研究科・理学部](https://www.s.u-tokyo.ac.jp/ja/story/newsletter/telescope/04.html)
axion heliscope
"望遠鏡が完成して間もないころ、他の分野の先輩の教授にこの望遠鏡をご披露したことがある。ちゃんと説明した積もりであるが、地下室にある望遠鏡というものがどうも不審に思われたのか、「これと同じような装置は日本の他の大学や研究所にもありますか」と尋ねられた。そこで私は誇らしげに「いいえ、日本はもちろん世界のどこにも類似の装置はなく、ここにしかありません」と答えると、ほがらかに笑いながら言われた「あなたはそんなつまらない研究をしているのですか」と。何かの冗談ではないかと訝ったのを覚えているが、いまだにその真意はわからない。"
***
[次世代衛星放送の周波数有効利用促進技術の研究開発](https://www.tele.soumu.go.jp/resource/j/fees/purpose/pdf/H27_RD03.pdf)
8k衛星放送の21GHz帯に使うフィルタや反射鏡の試作と評価。
21.4-22GHzを放送に使うが、22.21GHzから電波天文に使われているので急峻なフィルタが必要。放送波の高調波も電波天文に使われている部分に被る。帯域幅300MHzシングルキャリアを通せるフィルタ。BPF、BRF、LPFの3種類で構成。フィルタやTWTAの写真、スペクトルグラフ、その他。
32素子アレーアンテナ。地域によって降水の影響を補正したりとか。アレー部の写真、MMIC移相器・衰退器の写真?
その他色々。
***
[P2-178 DESTINY用イオンエンジンμ20](http://www.isas.jaxa.jp/j/researchers/symp/sss14/paper/P2-178.pdf)
μ10の口径を倍にして推力が4倍。DESTINY搭載検討中。
探査機のイメージ図。PLANET-Cとはや2を混ぜてパネル面積をはや2の倍にしたようなデザイン。MUSES-Cベースに平面アンテナ載せてパネル増やしたような系統かな。
様々な写真。イオン源、中和器、進行波管、高圧電源、制御器。
ブロック図。
検討項目。
はや2ベースの制御器。SpaceWire対応。
直流電源。2400V。
電源のトレードオフ。50/120V。はやぶさ2は120V。MOSFETの選択では有意な差は無し。50Vだと50A超になるのでコネクタや配線に特別なケアが必要。120Vだと23A程度と低リスク。電圧を上げて電流を下げたほうが有利。
マイクロ波供給系の検討。160WのTWTがあればいいけど、国内メーカーは開発しない方針。海外メーカーではラインナップなし。80Wを合成する。
各種TWTやGaNの組み合わせの案。
試験設備の写真。
***
[SpaceWireネットワーク高信頼化プロジェクトの成果物](http://www.isas.jaxa.jp/j/researchers/symp/sss13/paper/P5-061.pdf)
SDS-1/SWIM、BepiColombo/MMO、SPRINT-A、ASTRO-HでSpWを全面採用。ASTRO-Hではフル冗長のネットワークでリンクが100を超える。
SpaceWire-to-GigabitEthernetの概要。
SpWトラフィックジェネレータの概要。
SpWネイティブ対応のRTOS。H-IIB等で採用されているTOPPERSのHRP2カーネルを移植して機能追加。
SpWベースの試験環境。衛星側まで模擬できるので、コンポーネント開発の現場で幅広いテストが行える。
***
[BepiColombo/MMOにおけるSpaceWire](http://www.astro.isas.jaxa.jp/SpaceWire/users/090121/Taeda_BepiColomboMMO.pdf)
2009年1月21日付
MHIはMMOのミッションデータプロセッサ他を担当。
SpWの通信速度を初期リンク時も含めて2MHzに落とすMMO特殊仕様。
合計16機器。
デバッグの様子。SpaceCubeでペイロードを模擬。
噛み合せ試験の様子。
***
[イノベーションの発露としてのJAXA「深宇宙探査船団」計画](http://www.ihub-tansa.jaxa.jp/files/event_20190131_kuninaka.pdf)
2019年1月31日付
2ページ目～、SLIM。
4ページ目～、BepiColombo/MMO。
6ページ目～、はやぶさ/はやぶさ2。
8ページ目、MMX。
9ページ目～、DESTINY+。
11ページ目、JUICE。
12ページ目、小天体着陸/サンプルリターンカプセル(SRC)技術。
13ページ目、ISASの小天体探査戦略。
15ページ目、各惑星等を目指す探査機の一覧。
17ページ目、土星の話。
18ページ目、次に目指す場所。
超小型探査機。50kgならイプシロンで土星に行ける。
待機電力、RTG、太陽電池。充電、1Wで100分発電して100W相当を1分。
19ページ目、超小型探査機。EQUULEUSとかPROCYONとか。
20ページ目、アビオの小型軽量高性能化、応用。
21ページ目、展開型柔軟エアロシェル。
22ページ目、火星探査用ドローン。
23ページ目、月軌道プラットフォームゲートウェイ。
24ページ目、位置決定。
イオンエンジン運転中に高精度軌道決定を行ったのははやぶさ2が世界初。52分の観測で1.28km(1σ)。軌道決定のためにイオンエンジンを停止する必要がなく、稼働率100%を達成できる。
アメリカ・ゴールドストーンと臼田間で東西方向に、オーストラリア・キャンベラと臼田間で南北方向に長い基線長を確保できる。
途中のDESTINY+の挿絵、ソーラーパドルがRAPIS-1で実証したやつだ。MMXも似てるけど、湾曲方向が異なる。
***
[SpaceCube2, NIC08等、科学衛星におけるSpaceWire化の推進](http://www.astro.isas.jaxa.jp/SpaceWire/users/090121/Hihara_ScienceSatellites.pdf)
2009年1月21日付
SpW化の目的と背景。迅速に観測機器を搭載しいち早くミッションを行う。ミッションごとに最適な衛星を低コスト・短期間で開発する。従来衛星では、各機器のリソースをメモリマップドI/Oとしてアクセス可能で、FPGAとバッファで構築していた。SwPと同様な特徴があった。
SpWを導入することにより、公開された世界標準プロトコルを使って、一般に入手可能な部品で開発ができる。
4ページ以降、SpWコンポーネントの例とか。
NECのSpaceCube2。SpWを3ch、追加可能。UARTでPCと接続、開発に使える。いくつかのメモリ(用途別)。机に置ける大きさ。
SpaceCube2/C。民生品部品で低価格化。ブロック図。
ICとか開発環境とかの話、プログラムの話、とか。
***
[二液式スラスタ開発における 推進薬・反応性熱流動研究の適用と期待](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/885364/1/AA1830003015.pdf)
2017年頃
173ページ目上、MHIの製品ラインナップ。
衛星用、RCS(Reaction Control System)、OEM(Orbit Manuver Engine)。ロケット用、SJ(Side Jet)、RCS。
タンク、チタン製とCFRP製。スラスタ、1液の150N、23N、3N、2液の20N、500N。
173ページ目下、動作原理。
1液は触媒で分解、2液はハイパゴリックの自己着火で燃焼。
174ページ目上、推進系の配置。
1液、「ひので」の配置(3N/22N)。2液、「はやぶさ」の配置(20N)。コールドガス、MMOの配置(0.4N)。電気推進、「はやぶさ」の配置。
174ページ目下、フライト実績。分類と時系列。
175ページ目上、現状の開発プロセス。
要求が衛星ごとに異なる。化学反応計算が複雑で解析が困難。スラスタは物が小さくてセンシングが困難。燃焼試験と設計反映を繰り返すため高コスト。
175ページ目下、目指す開発プロセス。
CFDで設計を修正、水流し試験で供試体を修正。低コスト化、高性能化。
次世代商用衛星向け10Nスラスタを開発中。このクラスで世界最高性能(Isp300S)。
176ページ目上、解析技術。
噴霧状況やフィルムクーリング等の影響を考慮した性能予測が可能となった。
Excelのスクリーンキャプチャ。数式バーに関数が入ってるってことはExcelで計算してるのかな。
176ページ目下、霧化CFD。
解析と実際の噴射が一致。最適なO/FになるようにCFDで評価。
177ページ目上、燃焼CFD。
500Nセラミックスラスタの温度分布や反応、生成物を解析。燃焼器の最適形状の効率的な設計。燃焼負荷を改善したり。
177ページ目下、水流し試験。
水流しで燃焼試験結果を予想できる見込みを得た。
178ページ目、今後期待すること。
現状と課題。
***
[水星探査計画(BepiColombo)プロジェクトについて](http://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/uchuu/gijiroku/h20/suishin/__icsFiles/afieldfile/2009/07/06/001.pdf)
2008年1月15日付
3ページ以降、水星計画の背景。
6ページ目、計画とかシステムの変更。
7ページ以降、プロジェクトの目的、科学的・技術的・社会的な意義。
12ページ目、ESAとJAXAの分担。
13ページ目、ミッションシナリオ(途中で想定されていたもの)。
14ページ以降、目標。磁気、大気、ダスト、惑星間環境。
23ページ目、サクセスクライテリア。
24ページ目、の開発方針。
25,26ページ目、システム要求、観測要求。
27ページ目、システム構成。
28ページ目、探査機システム。
29ページ目、搭載科学観測機器。
30,31ページ目、各仕様の検討、比較対象、選定理由。
32ページ目、熱設計。
33ページ以降、フロントローディング状況。
33ページ目、高効率太陽電池。熱衝撃サイクル。高温連続動作。製造性。
34ページ目、高利得アンテナ。スケールモデルの作成。構造部材の選定。フルスケールモデルの作成。ヘリカルアレイ。固定位相のREESAみたいな感じ。
35ページ目、中利得アンテナ。送受信兼用で幅広い周波数特性が必要。フルスケールモデルの作成。
36ページ目、トランスポンダ、TWT。トラポン、デジタル化、再生型測距方式で測距精度向上(衛星側でビット列までデコードしてから再エンコード・放射することでノイズを減らし、積分時間が従来比で10分の1程度)。20W送信機に最適化したTWT(容積5分の1程度、質量6割弱)。
37ページ目、SpaceWire。
38ページ目、スピン分離機構。「かぐや」小衛星の分離機構を採用。
39ページ目、白色塗料、MLI。
40ページ以降、科学観測機器関連のフロントローディング状況。
5m進展マスト。折りたたみブームを検討。構造が複雑、高温耐性に課題。経験豊富なマスト方式を採用。「のぞみ」のマストの伸展中の模式図。
磁気計測器(MERMAG-M)。回路を一部デジタル化しダイナミックレンジを1桁以上改善。レンジ切り替えを行わず観測が可能。
プラズマ波動計測器(PWI)。
水星ダストモニター(MDM)。「のぞみ」等で用いられた方式は水星周辺環境には不適。ピエゾ素子を用いたセンサを開発。
水星プラズマ粒子計測器(MPEE)。
水星ナトリウム大気スペクトル撮像器(MSASI)。高い波長分解能を要求。ファブリペロー干渉光学系を採用。地上では広く用いられているが、惑星探査機への搭載は初。
43ページ以降、開発計画。
43ページ目、スケジュール(当時のもの)。
44ページ目、留意点。
45ページ目、資金計画。
46ページ目、他ミッションとのコスト比較。のぞみで200億、PLANET-Cで250億、BepiColombo/MMOで150億。NASAやESAは200億から340億くらい。BepiのESA負担は800億(大型計画に位置づけ)。カッシーニだと4000億、ロセッタだと840億とか。国によって含まれる予算範囲が異なるので参考に。
47ページ目、JAXAでの開発体制。
48ページ目、国内・国際協力体制。
49ページ目、運用体制、ESA-JAXA運用インターフェース。MPOはNASAとESAのDNSを使用(ESAがメイン?)、MMOは臼田を使用。非常時はESA/臼田でクロスサポート。
50ページ以降、リスク管理。
リスク項目、そのシステム、対処や計画。
58ページ以降、参考資料。
58,59ページ、搭載機器と関連する科学。MMOとMPO。
60,61ページ、MMO科学観測機器開発体制。
62,63ページ、MPO科学観測機器開発体制。
64ページ目、実施体制。
65ページ目、文書体系。
66ページ目、ESA関連情報。
打ち上げロケットはEUを使うことがESAからの要求。ソユーズはアリアンスペースが提供しているのでEUのロケットとみなされる。バックアップでアリアン5。
67ページ目、科学的意義、内層・表層(MPO)。
68ページ目、MESSENGER計画とBepiColombo計画。
69ページ目、MESSENGERの概観と搭載機器。
70ページ目、用語。太陽風、プラズマ、AO, BepiColombo, CDR, Definition phase, EMC, ESA, FM, ISAS, ITT, JAXA, Mariner 10, MESSENGER, MMO, MLI, MPO, MTM, OSR, PDP, PM, PRR, QR, Solar, Soyuz, SSM, STM, TRL.
***
[展開型エアロシェル軌道崩壊実証衛星 EGGの軌道予測及び姿勢推定](http://gd.isas.jaxa.jp/~kzyamada/MAAC/2014/Publication/2014_Koko_004_Watanabe.pdf)
2014年頃
EGG: re-Entry satellite with Gossamer aeroshell and GPS/Iridium
空力加熱を大幅に緩和。ISS等のサンプルを安全に回収。
高温環境にさらされない(安全)、大気圏突入前に展開(信頼性向上)、高価な耐熱材料が必要ない(低コスト)。
低軌道では太陽活動により大気条件が顕著に変化。
放出後の軌道等の解析が必須、できれば安全な場所で突入させたい。
摂動の影響とか。
膜展開のタイミングと軌道崩壊の様子。
展開しない場合は579日後に突入。放出直後に展開すると12日で突入。
展開のタイミングで落下地点をある程度操作できる可能性。
空気力が支配的。展開し次第急激に落下する。落下時期と地点をある程度選択できる可能性あり。
***
[ASTRO-H（「ひとみ」）特集 X線天文衛星ASTRO-H（「ひとみ」）プロジェクト](http://www.asj.or.jp/geppou/archive_open/2019_112_05/112-5_274.pdf)
2019年5月
ASTRO-Hの概要とか。
276ページ目、表1、観測機器の諸元。
276ページ目、表2、観測した天体。
***
[熱い宇宙の中を観る X線天文衛星 ASTRO-H](http://astro-h.isas.jaxa.jp/wp-content/uploads/2013/02/astro_h_presskit.pdf)
打ち上げ前のパンフ?
1ページ以降、科学目標とか。
3ページ目、下の図、日本のX線衛星の一覧。横軸に打ち上げ年、縦軸に衛星質量。
4ページ目、中段の図、すざくとASTRO-Hのスペクトル比較。
7ページ目、上の図、衛星の透視図。各機器の配置。
7ページ目、下の図、フェアリング内の様子。
8ページ目、観測機器の外観、観測帯域。
9,10ページ目、観測機器の詳細。
11ページ目、諸元とか。
12ページ目、衛星内部配置の詳細。
13ページ目、観測機器の諸元、感度とか、スケジュールとか。
14ページ目、打ち上げシーケンス、軌道。
15,16ページ目、システムブロック図。
17ページ目、地上局の配置とか。
18ページ目、協力機関。
// ALOS-2もそうだけど、実用的な科学衛星のコンポーネント接続図はパンフ見るのが一番わかり易いな
***
[高精度変位計測装置の実証計画について](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/899459/1/SA6000128029.pdf)
高精度構造物の計測手段。
CAMS(Canadian Astro-h Metrology System)、受光素子にCCDを使っている。
PSDを使って簡素化・小型化・低コスト化を目指す。
動作原理とか。
2ページ目、図2、フラットミラーとコーナーキューブミラーを使って計測できること・できないこと・
2ページ目、図3、使用例。
3ページ目、図4、気球実験用の構成例。
宇宙に持っていく前に気球(ピギーバック)で実験したい。低圧環境で動かしたいので高度20km以上が望ましい。温度変化で構造物を変形させて計測するので、温度環境が15分以上、できれば30分以上安定していることが望ましい。
// 低圧環境で使えるか試すだけなら真空槽でも良さそうな気がする。チャンバ借りるよりピギーバックのほうが安い?
***
[超低高度を利用する観測衛星"つばめ"](https://www.giho.mitsubishielectric.co.jp/giho/pdf/2018/1802109.pdf)
2018年頃
31ページ目、概要。
31ページ目、SLATSのイラスト。
太陽電池パドルは固定(静止衛星みたいな回転と比較した「固定」であって、固定した状態で打ち上げられるわけではない)。
32ページ目、まえがき、SLATSの概要。
超低高度の利点、課題と対策。
超低高度では600kmと比べて大気抵抗が1000倍。化学推進ではすぐに推進剤が枯渇するのでイオンエンジンを使う。大気抵抗の少ない機体形状とか。
32ページ以降、SLATSの開発。
主要諸元、構成、小型化、イオンエンジン、原子状酸素対策、ミッション機器、軌道保持、運用。
32ページ目、表1、SLATSの主要諸元。
原子状酸素対策。
バンパでAOが直接当たることを防ぐ。デブリ対策とか放熱面の保護とか。
アンテナにはゲルマニウムコーティングを施したレドームをつける。
太陽電池パドルのセル間はAOに強い接着剤で目地。裏面はSLI(Single Layer Insulation)と呼ばれる熱防護材、ITO(Indium Tin Oxide)コーティング。
33ページ目、図2、SLATSの機器構成。
33ページ目、図3、統合化制御系。
33ページ目、図4、イオンエンジン(化学スラスタも)。
34ページ目、図5、軌道保持制御のイメージ。
34ページ目、図6、SLATSの軌道運用。
34ページ目、図7、SLATS特有の軌道制御モード。
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[小特集 電気推進ロケットエンジン技術の現状と展望 ２．電気推進ロケットエンジンを用いたミッションの現状と今後](http://www.jspf.or.jp/Journal/PDF_JSPF/jspf2018_02/jspf2018_02-60.pdf)
60ページ以降、国内外の電気推進ミッション。
60ページ目、図1、各国の宇宙作動の履歴。
61ページ以降、これまでの国内ミッション。「はやぶさ」と「はやぶさ2」、「きく8号」、超小型衛星。
62ページ以降、将来ミッション。全電化衛星、超低高度衛星、深宇宙、超小型衛星。
DESTINY+、深宇宙でも使える軽量な太陽電池パドルが必要。100W/kg以上。
はやぶさ2では総増速2km/s、DESTINY+では4km/s以上。同時運転台数を3→4、長寿命化。
DESTINY+はイプシロンで230x50000kmの長楕円軌道に投入、イオンエンジンで高度を上昇させて2年ほどかけて月スイングバイで地球圏離脱。
ソーラー電力セイル。スピン安定で膜を広げるので太陽電池パドルの桁違いな軽量化が可能(DESTINY+の軽量パドル100W/kgに対して1000W/kg)。
はやぶさ2のイオンエンジンをベースに、ビーム加速電圧を5倍の7500Vに高めて比推力を従来比2倍以上の7000秒に。これを6台搭載してスピンレートやスピン軸の制御を行う。イオンエンジンを姿勢制御として使う(IKAROSはコールドガスを吹いて制御)。
超小型衛星、EQUULEUSとか、水レジストとか。
64ページ以降、まとめ。
短期間での軌道間輸送では1000秒台が最適とされる比推力も、木星以遠の往復を目指す上では7000秒程度が必要。
電力規模では数Wから数kWまで広がりがある。
課題とかの話がいろいろ。
***
[地球環境計測特集 3-5 航空機搭載 3次元高分解能映像レーダ(PiSAR)システムの開発](http://cobalt.cneas.tohoku.ac.jp/users/sato/Pi-SAR.pdf)
2002年頃
X/Lバンドの合成開口レーダー。分解能1.5/3m。ガルフストリームIIに搭載。
航空機搭載レーダーの利点。
衛星ではある程度の間隔で、一定の方向からしか見えない場合が多い。航空機なら観測に合わせて頻度や方向、分解能や入射角を選べる。
100ページ目、表1、Pi-SARシステムの主要諸元。
9.55GHz、6.3kW、BW100MHz。1.27GHz、3.0kW、BW50MHz。
101ページ目、図5、Xバンドレーダのブロック図。
101ページ目、図6、アンテナの配置。
104ページ目、表3、オペレーションフロー。
観測開始前は秒単位で作業が詰まってる。
105ページ目、図7、SAR処理システムの構成。
地上で解析するシステム。テープドライブとか、HDDが180GBとか、そういう時代。
データ量は3分でXバンドで12GB程度、Lバンドで6GB程度になるらしい。256Mbpsまで転送できるテープレコーダで記録。カセット1本あたり90GBで、50分で一杯になる。
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[ALOS‐2運用に向けた取り組み](https://www.restec.or.jp/ja/wp-content/uploads/2013/07/fy25gijyutsu_7.pdf)
2013年7月11日付
ALOS-2の運用準備作業とか、校正作業とかを受託。
3ページ目、地上局の図、RESTEC担当範囲。
4ページ目、観測計画の策定とか。
5ページ目、無遅延ARCの開発。
ARC: Active Radar Calibrator
遅延の大きいARCでは幾何学補正に使うのは難しい。コーナーリフレクタを使う場合、作業負荷が大きい。無遅延ARCで現地作業が容易になる。
6ページ目、無遅延ARCの概観、諸元。
送受信アンテナと電子機器をひとまとめに。後ろに生えてるアームの先端が点像位置。
RCS50dBm^2以上、位置精度1cm以内。内蔵バッテリで3時間以上。
7ページ目、Pi-SAR-L2で実証。
9ページ目、Pi-SAR-L2から見た80cmCR、3mCR、GCの画像。
GC: Geometric Calibrator
GCの位置ズレの評価。CRと一直線上に並べてズレがないことを確認。
***
[TRMM降雨レーダ能動型校正装置の開発](http://www.nict.go.jp/publication/shuppan/kihou-journal/kihou-vol42no3/03.pdf)
1996年頃
いろいろな計算とか、プロトタイプのブロック図とか、プロトタイプの外観とか。
***
[ALMAを支える相関器制御システム](https://www.fujitsu.com/downloads/JP/archive/imgjp/jmag/vol59-5/paper04.pdf)
2008年頃
高度5000mでサポート要員が常駐しない地域で安定運用する必要がある。
相関器と制御システムを担当。
保守日を除き24時間連続運転。障害時は速やかな復旧が要求される。
HDDは浮力を利用しているので、気圧が平地の半分ほどの場所では障害多発リスクが生じる。ALMA計画のシステムでは5000m地点でのHDDの使用を禁止している。
チリは日本のほぼ真裏、成田からALMAまでの移動時間は35時間。安全基準で高度5000mでは作業時間10時間が上限、かつ夜間の作業は禁止。
事前に同シリーズのサーバーを5000m相当の減圧チャンバで動作確認。CPU使用率が常時100%になるように稼働(気圧が低いと放熱性が悪いのでその確認)。
運用機は事前試験のサーバーと異なるので、同様に耐久試験を行う。運用機はXeonデュアルコア機。
HDDレス運用。PXE(Preboot eXecution Environment)を採用。3000m拠点にOSサーバを設置。5000m地点に35台のLinuxサーバがあるが、1台のサーバでシステム更新とかを管理できる。
サーバの設定とか。CD/DVDは非効率、転送速度の問題。USBメモリは廉価だが容量や書き込み速度の問題。SSDは検討段階では市販されておらず、現在でも容量単価が高い。Network File Systemを使う。OS標準機能なので扱いやすい。
高原施設では酸素濃度が薄いので思考が緩慢になる。作業ミスを防ぐために別の場所で作業したい。
高原施設の作業時間(現地昼間)は日本時間で22-04時、山麓施設の作業時間は日本時間で22-10時。
Webカメラで筐体の監視、リモートでシステムの操作。
事前にリモートでの実験。応答が長いとハングアップなのか遅延なのか判断が難しい。コマンドはストレスを感じる程度だが、マウス操作は大変。
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[ALMA の大規模データ処理](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/13925/1/65236010.pdf)
山頂施設から山麓施設、サンチャゴ事務所へ送られ、そこから米国・ヨーロッパ・日本へミラーリング。各国ではバックアップは取らず、データが破損した場合は別の拠点からコピー。
サイエンスアーカイブは年間200TBのデータになる予定。
1データセットあたり25-250GB程度と予想。1時間から10時間に相当。
データ解析パッケージ。C++でライブラリを作ってPythonでラップ。
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[宇宙電波の観測](http://astro.sci.yamaguchi-u.ac.jp/kenta/radioastro/radioastro-2.pdf)
天体電波の性質。
天体電波は雑音的な性質。
単位。
アンテナとか。
受信機とか。
山口32mの例。受信機の写真。
システムノイズ。仰角が低いと大気放射が増えるのでノイズも増える。高仰角で41K、低仰角で70K、とか。
26ページ以降、干渉計。
46ページ目、結合型干渉計観測システム。
基線長10kmを超えることは難しい。
47ページ目、VLBI観測システム。
個別に原子時計を持ち、大容量レコーダで記録・運搬することで基線長の制限を無くす。
48ページ目、必要な安定度。
10GHzで精度3.6度、10秒として10^-13の安定度が必要。
各クロックの安定度の図。
ルビジウムやセシウムでは足りない。通常は水素メーザーを用いる。
50ページ目、大容量レコーダ。
1960年代、VLBI技術が確立した頃、300kbpsくらい。70年代、80年代、...と経るごとに4Mbps、64Mbps、256Mbps、2000年代では1024Mbpsまで。
磁気テープでは限界に近づく。ハードディスク、ネットワークへ進化。
53ページ以降、ネットワーク。
JVN(Japanese VLBI Network)、10局45基線、50-2500km。
East-Asian VLBI Network(将来計画)。
スペースVLBI。
他。
***
[超小型衛星による 新しい宇宙開発利用への挑戦](http://www.city.nishinoomote.lg.jp/material/files/group/15/2019nakasuka.pdf)
2ページ目下、H-IIA,Bのラインナップ(2B書かれてないけど)。
A202, A2022, A2024, A204の構成とか、諸元とか。4S,4/4D-LC,5Sフェアリングの形状。
3ページ目上、イプシロンのラインナップ。
実績が4機ということはかなり最近の資料か。
諸元とかコストとか。
3ページ下以降、衛星の基礎。
5ページ上以降、衛星の大きさ。
横軸が年、縦軸が重量。大型化の一途。莫大なコスト、長期開発、超保守設計、国が顧客、広がらない宇宙利用、技術革新が遅い。
6ページ目上、小型衛星の例。
6ページ目下、小型衛星の特徴。
超低コスト(200M$→5M$)。
短期のライフサイクル(5年→1-2年)。大学生が1サイクルを経験できる。ミッション終了が早いので投資回収が短期化、ビジネスに有利。
システムがシンプルで透明。
7ページ以降、東大の衛星。
XI-IV & XI-V
開発2年、部品費300万円。民生品でも15年以上の寿命。地上局、周波数、ロケットまで自前で調達。
XI-IV, XI-V, PRISM, Nano-JASMINE(打上待ち), PROCYON。
ほどよし(1,3,4)、TRICOM-1R、MicroDoragon。
8ページ以降、缶サット。
1999年から。2001年からはカムバックコンペティション。
2016年大会、日本から12の大学。韓国とエジプトから1大学、アメリカから2大学。約40機のロケットを打ち上げ。
13ページ上、宇宙の環境。
真空、放射線、熱、打ち上げ環境、長距離通信。
14ページ上、衛星輸送中の写真。成田空港から、手荷物で。
16ページ目、PRISM。
初期運用中(←打上から10年経ってまだ初期運用?)。
分解能20-30m、重量8kg。
PRISMの外観とか。
撮影した画像。
17ページ下、Nano-JASMINE。
89年のHIPPARCOS衛星レベルの性能。打上待ち。
18ページ下、ほどよしプロジェクトの全体像。
あちこち撮影した写真。
22ページ下、AXELSPACEの近況。
GRUS。2018年打ち上げ、22年までに30機。スペック、パンクロ2.5m、マルチ5m、パンクロ450-900nm、マルチは450-505、515-585、620-685、705-745、770-900。再帰1日、オフナディア40度。
WINSAT-1R。2017年。海氷光学観測、GNSS、光通信。カメラ4台。パンクロ450-650、マルチ535-607、620-680、695-1005。2048x2048ピクセル、12bit。緑とパンクロは分解能200m、赤と近赤は400m。
23ページ上以降、PROCYON。
24ページ上、EQUULEUS。
NASAのSLS初号機で打ち上げる13機のうちの1機。6Uキューブ。
月の裏のラグランジュ点を目指して、できるだけ少ない燃料で。
24ページ下、火星ランダー。
70-100kgのランダーを送り込む計画。予算待ち。22-24年打ち上げを目指す。
25ページ上以降、TRICOM。
Store & Forward。海上や移動体のデータを衛星が集めてまとめてダウンリンク。300bpsで8-100mWで伝送成功。
TRICOM-1Rの構造図。
上部にカメラ、その直下にリアクションホイールと磁気トルカ、サブカメラやGNSS、コンピューターやミッション機器、リチウム電池、送受信関連。
27ページ上以降、MicroDragon。
***
[小は大を兼ねる？ -超小型衛星による新しい宇宙開発 超小型衛星による新しい宇宙開発 の挑戦 へ -](https://www.t.u-tokyo.ac.jp/eng/opencampus/pdf/130808_nakasuka.pdf)
大型衛星、1機200億円以上。500kg以上くらいだと1機30-60億、50kg以下くらいだと1機3億以下。
缶サットとかキューブサットの話。
21ページ目、XIの概要。
メインCPU、PIC16F877。4MHz、ROM8k、RAM368バイト。記憶装置が32k+224k。
通信系。ダウンリンクにUHF、FSK、800mW。アップリンクにVHF、FSK。ビーコンにUHF、CW、100mW。
電源、リチウムイオンを8並列。太陽電池が単結晶シリコン60セル、バス5V。
姿勢制御は永久磁石の受動制御。
32ページ以降、PRISM。
外観とか、撮影した写真とか。
36ページ以降、Nano-JASMINE。
2013年打ち上げ予定とのことなので、この資料はその頃かな。
40ページ以降、AXELSPACEの話。
42ページ以降、ほどよし。
1,2,3,4号の諸元とか。
3,4号は標準化を追求。
49ページ目、さいごに。
オープンキャンパスの資料なので高校生向けにいろいろ。
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