リンク集

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## 2019年09月分

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　[過密な電波環境下で宇宙電波受信システムの稼動に成功 ―高温超伝導フィルタにより隣接周波数の影響を除去―](https://www.nict.go.jp/press/2003/press-20030711.pdf)

　2003年7月11日付

　高温超伝導フィルタを用いて宇宙からの電波を受信するシステムの実用化に世界で初めて成功。
　デンソー製。

　2GHz帯のフィルタ。帯域内で損失0.5dB。帯域幅280MHz。帯域外10MHzで-30dB、20MHzで-60dB、30MHzで-80dB。
　これまでのフィルタとの比較。

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　[野辺山45 m望遠鏡搭載用超伝導受信機の開発 ̶世界最大のミリ波望遠鏡新たな10年へ̶](http://www.asj.or.jp/geppou/archive_open/2013_106_04/106_263.pdf)

　2013年3月

　3mm帯(100GHz帯)の受信機の話。

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　[地上デジタル放送中継局用 超電導フィルタ](https://www.toshiba.co.jp/tech/review/2006/04/61_04pdf/f05.pdf)

　2006年頃

　超伝導フィルタで急峻なスカート特性を実現することで隣接チャンネルを除去できる。
　挿入損失0.5dB以下、隣接チャンネルに対して-30dB、その次のチャンネルに対して-65dB以上。
　フィルタの外観。SMAポート?が2個。70x70x18mm。
　フィルタユニットの外観。フィルタを4個実装可能。冷凍機とかも搭載。

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　[気球VLBI](http://www2.nict.go.jp/sts/stmg/vcon/symposium2015/Presen/Doi.pdf)

　2ページ目、1.3km、5km、18kmでの電波透過率。
　5kmはALMAの高さで、ALMAは1000GHz弱まで受信するけど、それ以上の周波数は5kmではほとんど見えない。18km(気球)なら2000GHzまでフラット。

　4ページ目、気球VLBI実験機の外観。
　パラボラに同軸でスタートラッカ2個、後ろに圧力容器。

　7ページ目、方位制御。
　8ページ目、仰角制御。
　Azはリアクションホイール、ELは摩擦を減らす軸に乗せて慣性で保持、モーターでトルク補償。

　9ページ目、恒温水晶発振器(OCXO)で干渉。

　10ページ目、受信機。
　-20℃に冷却。主鏡を放熱板に使う。

　11ページ以降、地上試験。
　静止通信衛星を相手に地上アンテナと干渉。

　14ページ目、気密容器。
　大中小、それぞれ記録・システム・OCXO&姿勢。

　15ページ目、熱真空試験。

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　[気球 VLBI ミッション](http://www2.nict.go.jp/sts/stmg/vcon/symposium2015/Proc/Doi.pdf)

　2015年頃

　300GHz帯のVLBIが実験中。干渉縞見えず。水蒸気のゆらぎ。
　大陸間でのVLBIは230GHzまで推進(e.g. Event Horizon Telescope)。350GHzはほとんど実験されておらず、将来的にも限定的な規模にとどまると考えられる。
　サイエンステーマの一つにブラックホール。300GHz以上が望ましいと予想。ブラックホール周辺環境では300GHzが通過窓。300GHzの分解能があればシャドウが見える。

　成層圏VLBIの利点。設置場所が限られる地上局に追加してサンプリング空間を密に。
　南極はALMAより観測条件が良い。サブミリ波VLBIが複数建設されるのではないか。南極周回航路の気球局も重要に。

　技術課題、活動基盤、開発状況。

　VLBIでは位置精度は重要だが、絶対位置精度はキロメートルでも相関できる。ただし10秒程度以下(観測期間?)での位置安定度・あるいは変化が既知であることが必要。波長の1/20以下が要求。50um以下で姿勢変化を検知する必要がある。

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　[南極テラヘルツ望遠鏡計画](http://www.udencon.sakura.ne.jp/symp/symp2017/oral_Nario_Kuno.pdf)

　「地上最高の天文観測サイト」

　30m級テラヘルツ望遠鏡。
　200-1500GHz。

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　[成層圏気球VLBI観測の実現に向けた地上実験](http://www.isas.jaxa.jp/home/ebisawalab/ja/publications/theses/Mthesis_20190222_Shimomukai.pdf)

　2019年2月22日付

　スタートラッカと振り子の実験。
　STTは撮影部分(保温やバッフル)が主で、画像から姿勢を求めたりとかはやってない。

　// 気球実験用のSTTはGRAINEとかでも使われてるけど、全く個別に開発を進めているようだ

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　[VLBIの理論と利活用](http://www2.nict.go.jp/sts/stmg/ivstdc/siryou/2010/KokudoKotsuDai/VLBI_20100701.pdf)

　2010年7月

　VLBIの測地測量とかの話。
　いろいろ書いてあってページ数多いのでいくつかピックアップ。

　76ページ目、各周波数標準の安定度。
　水素メーザー、ルビジウム、セシウム、GPS。

　109ページ目、測地技術の比較。
　VLBI、GNSS、SLR(Satellite Laser Ranging)。

　119ページ以降、時刻。
　TAI, UTC, UT0, UT1, UT2, TT, TDB, TCB, TCG。

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　[「重力波」の初検出を目指す 大型低温重力波望遠鏡「KAGURA 」 オープンクリーンシステム「KOACH」が 「かぐら」の最先端技術に必要不可欠なクリーン環境をつくる](http://www.koken-ltd.co.jp/lp2/pdf/kagura.pdf)

　2013年1月

　かぐらに導入を検討。
　オープンクリーンシステム。一般的なクリーンルームのように覆わなくてもクリーン環境を作れる。この資料で使われてるフロアコーチEzは覆うタイプだが。
　覆わないタイプであれば設置や移動が容易。

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　[重力波観測の現状と展望](https://gwdoc.icrr.u-tokyo.ac.jp/DocDB/0067/G1706791/001/RCNS20170616.pdf)

　19ページ目、重力波形から何がわかるか？
　振幅から距離、周波数変化から2つの天体質量、変調から天体のスピン、合体後波形から合体後の質量とスピン。

　61ページ目、地上重力波望遠鏡の比較。
　KAGRA, AdVirgo, aLIGO, A+ Voyager。
　
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　[小型科学衛星 一号機 (SPRINT-A/EXCEED)](http://tamago.mtk.nao.ac.jp/decigo/viewgraph_0904/7_ueno.pdf)

　// フッターのページ番号がぐちゃぐちゃなのでPDF番号を使う

　4ページ目、標準バスシステムのイメージ。
　ある衛星はSSOで望遠鏡、別の衛星はLEOでX線、はたまたスピンの長楕円で地磁気。多様なミッションに使える。

　低コストで短期間に小型衛星を開発する。

　6ページ目、JAXA科学衛星の質量の推移。
　80年代から重量増加。多様性も増加。2005年頃では、はやぶさで500kg、かぐやで3000kg、とか。SPRINTは500kg未満のエリア。

　7ページ目、小型科学衛星シリーズの目標。
　多様な要望をタイムリーに。5年間で計3機程度を打ち上げる。
　システム仕様。ミッション部仕様確定から2年(2号機以降)。バス・ミッション込みで30億円以下(2号機以降)。ミッション部200kg以下、全体で400kg以下。ミッション部300W、全体で1kW以下。3軸・スピンの両方に対応。軌道上寿命1年。

　9ページ目、仕様のカタログ化。
　太陽電池パネルの枚数、リチウムイオン電池の容量、姿勢センサの精度、リアクションホイールのサイズ、等を選択できるように。
　パドル回転機構、GPS受信機、推進系、EMC対応、等をオプションで追加。
　従来衛星をオーダーメイドとするなら、セミオーダーメイドを狙う。仕様を固定して「既製品」とはしない。


　10ページ以降、想定する範囲。
　一部ピックアップ。
　熱制御系。バスとミッションは断熱、ミッション部は独立して熱管理。サーマルルーバやヒートパイプは使わず受動的に熱制御(バス部に限った話?)。
　構造系。1種類に限定、950x950x1100mm。支持可能なミッション部は最大200kg。
　データ処理。2GBのレコーダ。プログラムコマンドはタイムライン方式で4096程度(はやぶさでは512)。ミッションとのIFはSpaceWire。
　通信系。Sバンド。LEOでダウンリンクは2Mbps(QPSK)、アップリンクは128or256Mbps(BPKS)。(アップリンクのレートが高すぎる気がする。kbpsの間違い?)
　電源系。SAPは2枚2翼で940W@EOL以上でミッションに最大150W。オプションで3枚2翼だと1295W@EOL/300W、1枚2翼で433W@EOL/60W。50V非安定バス。バッテリは50Ah8直列、オプションで35Ah。MMOレベルの低ノイズ設計。
　姿勢制御。3軸、ノミナルで1分角。スピンにも対応。追加コストで、ミッションからのフィードバック。
　推進系。標準では搭載しない。オプションで1液の3Nx4、推薬15.6kg以下。
　その他。LEO3年orGTO1.5年でバス構造内部を100krad以下。追加コストでEMC要求。


　16ページ以降、SPRINT-Aの概要。

　51ページ目、信号系統。
　53,54ページ、光学系。
　55ページ目、極端紫外線分光観測装置。

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　[人工衛星の高精度軌道計算](http://forth.aero.cst.nihon-u.ac.jp/publication/B_2013_masafumi_morimoto.pdf)

　短期予測はGPSで軌道決定して24時間後の予測精度を100m。
　長期予測は軌道降下予測。

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　[WISHの進捗](http://1601-031.a.hiroshima-u.ac.jp/sym2013/restricted/29_yamada.pdf)

　口径1.5m、1-5umの宇宙望遠鏡。SE-L2(太陽・地球ラグランジュ2)軌道。

　3ページ以降、科学目的。

　12ページ以降、WISHの開発。

　13ページ目、外観。
　1.4トン以下、H-IIA 4/4D-LCの下段。

　15ページ目、光学系レイアウト。
　16ページ目、主鏡デザイン。
　17ページ目、結合部のモデル。熱変形吸収機構。
　18ページ目、コンポーネントの配置図。
　20ページ目、画素。2kx2kの画素4枚を1組とし、それを2個ずつ4箇所に配置。
　21ページ目、フリップ型フィルタ交換機構。
　22ページ目、機構の試作・試験。10万回往復で異常なし。

　28ページ目、まとめ。
　口径1.5m、100Kに冷却。
　広視野カメラ。広視野サーベイに特化した運用。
　望遠鏡80-100K、検出器40-50K、機械式冷凍機を使わずに冷却。
　シンプルな構造、現在利用可能な技術。

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　[ものづくり講義 飛翔体観測技術](http://www.frontier.phys.nagoya-u.ac.jp/jp/monozukuri/lecture/20140703-Kunieda-slides.pdf)

　2017年7月3日?

　2ページ以降、はやぶさ、M-V-5、イトカワ関係。

　23ページ以降、宇宙実験。
　なぜ宇宙で観測するのか、とか。

　信頼性。
　軌道上に上げると改修に行けない。失敗確率はすべての機器の失敗確率の積。高価で数年に1回のチャンス。

　35,36ページ、ASTRO-H極低温検出器冷却系。
　外側が290K、検出器が50mK。幾重にもシールドして少しずつ冷却。

　38ページ以降、ASTRO-E2の話。

　58ページ目、ASTRO-Hの鏡筒。

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　[Ｘ線観測衛星の開発と大学院教育](http://www.ioa.s.u-tokyo.ac.jp/astroinst2016/proc/y_fukazawa.pdf)

　2016年11月

　3ページ目、衛星プロジェクトの流れ。
　射場試験から定常運用がフェーズEでひとまとめなので、製造を主眼においたフェーズわけっぽい。

　4ページ目、BBM, EM, PM, FMとかの時系列。

　38,39ページ、気球実験について。
　衛星に比べて安価。ただしゴンドラや姿勢制御も実験グループだけで開発する。

　40ページ以降、衛星開発と大学院教育。

　学生の参加。
　基礎実験、メーカー試作機器の試験、フライト機器の評価、解析ソフトの開発、地上キャリブレ、環境試験、軌道上キャリブレ、解析ソフトのアップデート。
　フライト品の評価。絶対に壊してはいけない。自由度が小さく、個人の自由な発想を磨く要素がほぼない。
　環境試験。単純チェック作業が徹夜で2週間位。学生がシフトで入る。ASTRO-H SXSの場合は24時間体制が数ヶ月以上。単なるシフト要因となり、やらされていると思ってしまう。いかに学生のモチベーションを与えるか。
　すべてが文書で管理される。

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　[H-IIAロケット(高度化仕様)対応電池の開発](http://www.sjac.or.jp/common/pdf/kaihou/201603/20160307.pdf)

　2016年3月

　GYT(ジーエス・ユアサテクノロジー)。70％以上が防衛省向け。他に深海探査船等の海洋から航空機、ロケット等、幅広い用途。
　1970年代のN-1ロケットからH-I, H-II, H-IIA#7まで、酸化銀・亜鉛電池を供給、H-IIA#8からリチウムイオン電池。SRB-Aのアクチュエータ電動化でGYTの熱電池。
　高度化対応で従来の2倍の容量の電池を開発。

　従来と比べて2倍の容量の80Ah、質量は1.2倍に抑えた。

　21ページ目、図1、電池セル。
　21ページ目、図2、電池モジュール。

　80Ahの電池が8セル直列。

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　[人工衛星をやさしく包む衛星フェアリング](https://www.aluminum.or.jp/publication/alumi-age/pdf/186/18604.pdf)

　0.3-0.6mmのアルミパネルを約40mmのハニカムコアに接着して作る。

　10ページ目上段、製造中のH-IIA 4Sフェアリングのパネルの一部。
　10ページ目中段、フェアリングの製造工程。
　11ページ目、イプシロンのフェアリング。

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　[レーダ信号処理における移動目標の高精度測角に関する研究](http://iroha.scitech.lib.keio.ac.jp:8080/sigma/bitstream/handle/10721/1988/document.pdf)

　2004年

　長くて読んでない。
　アレイレーダーの測角とかに関する話らしい。

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　[タイトル不明](http://www.stp.isas.jaxa.jp/mercury/document/Mercury_proposal1.pdf)

　ベピコロンボの話。ランダーの話が出てくるので2003年以前の資料かな。多分これ以降に色々変更点も多いはず。


　図1.2-3、想定軌道。
　図1.2-4、想定軌道面。
　軌道は最新の予定と比べると若干の違いがある。
　軌道面、近日点で近水点が夜側になるように設定。

　図1.4-1、図1.4-2、トップビューとサイドビュー、寸法入り。
　表1.4-1、MMOの重量設計。
　図1.4-3、MMOのシステム構成。

　MMO探査機の基本構成。
　略称：SSM, SRD, SSC, MGA.
　初期姿勢確立・外乱トルク補正用にGN2コールドガスジェットを側面に搭載。軌道制御能力は要求されない。

　通信系。Xバンド。直径80cmのHGA、非常時テレメ・コマンド用のMGAを搭載。平均ビットレートは16kbps、1日6時間の通信と仮定すると40Mbyte/day。
　姿勢制御系。GN2スラスタ6基を考えている。ニューテーションダンパも搭載。合運用の頻度が高いので探査機が自律的に運用。
　電源系。太陽距離の大きな変化。遠日点で400Wを想定。最大2時間の日陰ではリチウムイオン電池(暫定15Ah)を使用。
　テレコマ。MUSES-Cと同様にCCSDSに準拠。データレコーダ0.5-2.0Gbyteを想定。

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　[RFワールドNo.28 ハイブリッド回路の基礎と応用 見本PDF](http://www.rf-world.jp/bn/RFW28/samples/p037-038.pdf)

　マイクロストリップラインで作られたハイブリッド回路とその説明とか。

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　[衛星運用を支える地上システム](https://jpn.nec.com/techrep/journal/g11/n01/pdf/110114.pdf)

　2011年頃

　66ページ目、図1、衛星管制システムの構成例。
　67ページ目、アンテナ、送受信設備、管制室の写真。
　68ページ目、図2、データ受信システムの構成例。
　69ページ目、表、標準地上システムの主要諸元。
　69ページ目、図4、地球観測衛星のデータ伝送レートの変遷。

　通信や軌道決定を行う。
　S帯とKu帯が一般、科学衛星ではX帯、測位衛星ではC帯も使用。テレメトリやコマンドは一般に数kbps-数百kbps程度。
　軌道決定。レンジ&レンジレートを使用した方式。数十mから1km程度の精度。ミッションデータ処理は数m以下の精度が求められるので、衛星で受信したGPSを地上で解析する。他に、SLR(Satellite Laser Ranging)による補正を併用する場合もある。国内SLR設備はNECが整備。
　ミッションデータ受信システム。X帯が一般。数百Mbpsとか。
　地上システムパッケージ化。CCSDSに準拠して国内外問わず使用できる。

　近年ではミッションデータの伝送レート向上、衛星管制の秘匿性・耐妨害性の向上の要求。
　データレート向上。受信局を高緯度地域に配置したり、静止衛星で中継したり。現在はQPSKが主流。16QAMの実用化が予定され、NECも衛星機器・地上機器を開発済み。今後は64QAMも。
　セキュリティ。


　主要諸元。
　Cross-ELを含む3軸追尾。7.6m/11m/13mをラインナップ、その他もオーダー可能。

　S帯TTC。
　コマンド送信出力200W(他オーダー可)。コマンド・テレメ、100bpsから2.048Mbps。
　レンジング。最大75000km相当以上。分解能1ns相当。精度1mRMS以下。
　レンジレート。15km/s以上。精度1cm/s以下。

　X帯データ。1Mbpsから850Mbps。

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　[鹿児島宇宙空間観測所３４ｍアンテナ科学衛星追跡局](http://www.isas.jaxa.jp/publications/hokoku/kenkyu123.pdf)

　2003年3月

　地球周回衛星と深宇宙探査機。S帯TR、X帯TR、Ka帯Rに対応。
　アンテナの構成とか、システムの構成とか、諸元とか、いろいろ。

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　[電波研究所季報 4. 衛星管制システム](http://www.nict.go.jp/publication/kiho/24/131/Kiho_Vol24_SI_No131_pp914-925.pdf)

　1978年12月

　1978年というとゆり1号が打ち上げられた年だ。その衛星の管制に関する話とか。

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　[宇宙ステーション補給機 「こうのとり」8 号機（HTV8） 【ミッションプレスキット】](http://issstream.tksc.jaxa.jp/iss2/press/htv8_presskit_B.pdf)

　2019年8月30日付(Rev B)

　リビジョンごとにURLが発行されているので、改訂版は各自探してください。


　1-3ページ目、姿勢センサの変更。
　HTV#7までは地球センサを使っていたが、HTV#8ではスタートラッカ(ドイツ製)を採用。高精度な姿勢決定が可能。HTV-XでもSTTを使う。

　1-7ページ目、各号機での搭載貨物数。
　初号機では船内貨物208CTB、速達サービス４CTB。6号で248/92CTB。8号機で316/48CTB。7号はHSRC(小型回収カプセル)を載せていた関係で92/20CTBと少ない。7号までは実績値、8号は理論値。

　1-9ページ目、物資の輸送。
　窒素/酸素と水。NORS(Nitrogen Oxygen Recharge System)の窒素と酸素をNORSタンクで輸送。水は2,4-6号機に続き5回目。これまでは日本で充填していたが、今回はNASA開発のタンクを使い、米国で充填した水を輸送。
　6,7号機に続いてISS外バッテリを6機輸送。6-9号機で計24台を輸送する計画。容量134Aのリチウムイオンセルの外観、バッテリモジュールの外観。

　1-10ページ目、産業競争力の強化や振興への貢献。
　1-10ページ目、宇宙開発利用の発展への貢献。

　2-1ページ目、打ち上げ/飛行計画概要。

　3-1ページ目、HTV#8運用スケジュール。

　4-1ページ目、運ぶ物資。
　主要な貨物。船内向け、SOLISS, HOURGLASS, CBEF-L。船外向け、バッテリー。
　主要な貨物の説明。

　4-6ページ以降、CBEF-L。
　Cell Biology Experiment Facility-Left
　CBEFの左に置くからLeft?
　テーブルが大きいので重力勾配を緩和できる。回転テーブルで月や火星の重力を模擬して生物実験が可能。CBEFと同時に運用して異なる重力環境で比較できる。

　4-8ページ以降、J-SSODとCubeSat。
　NARSSCube-1(1U)。代表、九州工業大学。エジプトと共同開発して開発や運用の確立。解像度200mカメラの実証。展開アンテナがかなり長い。
　AQT-D(3U)。代表、Space BD株。開発、東大。水を推進剤としたレジストジェットスラスタモジュールの技術実証。UHFアンテナを用いた通信。
　RWASAT-1(3U)。代表、東大。
　最近の東大の衛星は外観はだいたい決まってきたなー。

　4-10ページ目、HTVでキューブサットを打ち上げる利点。
　フェアリング、HTV、バッグ、緩衝材、と、4重に保護されている。機械環境条件に関して「自動車の荷台に乗せるのと同じくらい穏やか」

　ISS放出の利点。HTV以外の輸送手段も使えば打ち上げ機会を柔軟に設定できる。放出時期も設定しやすい。

　J-SSODは当初は6U。2020年度以降には48Uまで増やす。

　4-12ページ目、SOLLIS。

　4-13ページ以降、Hourglass。
　砂時計型とメスシリンダ型の容器に入れた模擬砂を低重力下で落とす。天体成長過程の理解への貢献。Terramechanics(テラメカニクス)、ローバーとか建築機械とか。
　CBEFのテーブルで重力を作る。0.1-2.0G。乾電池で動作。
　外観とかコンポーネント図、ターンテーブルに取り付けた様子とか、CBEFの写真とか。

　4-16ページ目、実験用ガスボトル。
　燃焼実験に使う高濃度酸素空気。
　酸素45%、窒素55%。9.73MPaA。2.2L。カラで約2.5kg。アルミ合金、炭素繊維、ガラス繊維、エポキシ樹脂。
　
　4-17ページ目、静電浮遊炉のサンプルカートリッジ。
　ELF(Electrostatic Levitation Furnace)。

　4-18ページ目、食料・生活用品関連品。

　4-19ページ目、貯水システム用新型水タンク、窒素・酸素タンク。

　4-20ページ以降、船外物資(バッテリ)。
　暴露パレットにリチウムイオンバッテリを6台搭載して打ち上げ。
　既存のバッテリ(Ni-H2)2台分を新型バッテリ1台で賄える。
　旧型12台を取り外して新型の6台に交換、外した旧型の内9台をHTVで破棄、残り3台は電気的に遮断した状態でISSに残す。

　5-1ページ以降、HTV-Xの話。

　付録1-1ページ以降、HTV全般の解説。
　付録2-1ページ以降、HTV運用の解説。

　付録2-8ページ目、バッグの各種サイズ。
　ハーブサイズ(1/2CTB)、フルサイズ(1CTB)、ダブル(2)、トリプル(3)、M02バッグ(4CTB)、M01バッグ(6)、M03バッグ(10)。

　付録2-18ページ目、こうのとり運用管制室での机の配置とか、役割とか。

　付録3、HTV/ISS関連の略語集。

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　[三菱重工名誘におけるＨ-IIA ロケットエンジンの開発](http://satcom.jp/19/SpecialReport.pdf)

　H-IIA#1打ち上げ後のインタビュー。

　LE-7、「人海戦術で芸術品を作るような作業」。LE-7で約260箇所あった溶接箇所を7Aでは60箇所に減らした。

　5ページ目、LE-5BとLE-7Aの主要諸元。

　コンタミの話。
　インタビュアーの思い出話。ESCに搭載する1本のKa帯TWTフライト品を得るのに31本の開発を行った。(歩留まり? 試作?)

　7ページ目、2段液体酸素タンク圧力調整弁の外観。
　11ページ目、バルブコントロールエレクトロニクスの外観。

　「ロケットはHeかSheか?」

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　[H-IIAロケット液体推進系の概要について](https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass1969/46/535/46_535_453/_pdf/-char/en)

　1998年8月 日本航空宇宙学会誌 第46巻 第535号

　454ページ目、表1、液体推進系主要諸元。第1段、第2段、LRB。
　454ページ目、図1、H-IIA(3ton)インボード図。1xLRB, 1xSRB-Aの構成。
　454ページ目、図2、H-IIA1段推進系スケマティック。
　455ページ目、図3、LE-7Aエンジン作動諸元。
　456ページ目、図4、H-IIA2段推進系スケマティック。
　456ページ目、図5、LE-5Bエンジン作動諸元。
　457ページ目、図6、H-IIA LRB推進系スケマティック。

　各種変更点。
　1段目。LOX加圧方式。1段LH2加圧方式。エンジンパージ。LOXフィードライン。エンジンジンバル。PSD(POGO抑制装置)。推進薬配管ジンバルベローズ。設備とのインターフェース。
　2段目。エンジン燃焼サイクル。LOX/LH2タンク。LOX/LH2加圧システム。LOX加圧ガス加温。常温ヘリウム系分離。設備とのインターフェース。エンジンジンバル。
　LRB、H-IIA2ton級コアとの違い。エンジンクラスタ化。推進系システム。加圧システム。ジンバル。

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　[タイトル不明](http://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/gijyutu/gijyutu2/059/shiryo/__icsFiles/afieldfile/2013/09/06/1338400_5.pdf)

　新型基幹ロケットの関連資料。

　32ページ目、試験機1号機の飛行経路。
　36ページ目、主要ロケットの衛星衝撃環境の比較(H-IIAかな?)。
　37ページ目、N-1からH-IIBまでの主要開発項目とか、輸入部品とかの図。
　38ページ目、政府衛星需要動向。2020年代での質量と機数の図。
　39,40ページ、商業衛星需要動向。
　41ページ目、顧客要望・意識調査。ロケット選定基準。上位4位までだと、値段、信頼性、スケジュール柔軟性、スケジュール確実性、の順。

　43ページ目、衛星の技術動向。
　静止衛星のハイパワー化は必須の要求。単純に大型化すると重量増となるので、バスを軽量化した「スマートバス化」で質量を維持しながら大電力化。
　全電化すると推進剤が劇的に減るので打ち上げ質量が従来の6割に。
　現状、発電量2.5kW/t、質量5-6tonが大型衛星のボリュームゾーン。全電化した場合、4kW/t、2.5-4tonがボリュームゾーンになる。大型衛星をスマートバス化した場合、4kW/t、5-6tonがボリュームゾーン。全電化・スマートバス化した場合、7.5kW/t、2.5-4tonがボリュームゾーン。
　
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　[タイトル不明](http://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/uchuu/reports/04062301/001/017.pdf)

　H-IIA#6の事故調査の資料。

　1ページ目、図1-2-1、H-IIA#6のコンフィグ。
　2ページ目、表1-2-1、H-IIAロケットの主要諸元。
　3ページ目、図1-3-1(1/4)、SRB-Aの構造、搭載機器の配置。
　4ページ目、図1-3-1(2/4)、SRB-Aの構造、全体概要。
　5ページ目、図1-3-1(3/4)、SRB-Aの構造、モータ概要。
　6ページ目、図1-3-1(4/4)、SRB-Aの構造、H-IIロケットSRBとの比較。
　7ページ目、表1-3-1、SRB-AとSRBの特性比較。
　8ページ目、図1-3-2、SRB-A分離概念図。
　9ページ目、図1-3-3、導爆線の構造概要。
　10ページ目、図1-3-4(1/2)、導爆線の艤装状況(SRB-A全体)。
　10ページ目、図1-3-4(2/2)、導爆線の艤装状況(ノズル部)。
　11ページ目、図1-3-5、SRB-Aノズル部の構造。
　12ページ目、SRB-Aの基本仕様の設定、H-IIAロケットのシステム要求、ノズルに対する要求要件。
　13ページ目、表1-3-3、地上燃焼試験で発生した不具合及びその対策。
　14ページ目、図1-3-6、QMにおける過大エロージョンの状況。
　15ページ目、図1-3-7、QMにおける過大エロージョンへの対策。
　16ページ目、図1-3-8、QM2におけるスローとインサート脱落の状況及び対策。
　17ページ目、図1-3-9、QM3における局所エロージョンの状況。
　18ページ目、図1-3-10、QM3における局所エロージョンに対する対策。
　19ページ目、図2-1-1、慣性速度。予測値と実測値。
　20ページ目、表2-1-1、H-IIA#6主要イベント。
　21ページ目、表2-1-1、打ち上げ延期の経緯。
　22ページ目、左上に小さくLE-7A/SRB-Aのノズルアクチュエータの配置図。
　22ページ目、図2-2-1(1/4)、SRB-A, R側No.1アクチュエータの履歴。
　22ページ目、図2-2-1(2/4)、SRB-A, R側No.2アクチュエータの履歴。
　23ページ目、図2-2-1(3/4)、SRB-A, L側No.1アクチュエータの履歴。
　23ページ目、図2-2-1(4/4)、SRB-A, L側No.2アクチュエータの履歴。
　24ページ目、図2-2-2、ノズル部周辺拡大図。パーツの配置とか。
　25ページ目、図2-2-3、SRB-A(R)ノズル周辺センサ電気配線等艤装状況。
　26ページ目、図2-2-4(1/5)、SRB-A(R)ノズル温度1。
　26ページ目、図2-2-4(2/5)、SBR-A(R)ノズル温度1(拡大)。
　27ページ目、図2-2-4、(3/5)から(5/5)、1号から6号までの温度のグラフ。
　28ページ目、図2-2-5、(1/3)から(3/3)、サーマルカーテン温度。
　29ページ目、図2-2-6、アクチュエータ駆動用電源電圧。
　30ページ目、図2-2-7、SRB-A(R)アクチュエータ駆動用パワートランジスタ温度。
　31ページ目、図2-2-8、(1/3)から(3/3)、SRBA(R)燃焼圧力センサ信号。
　32ページ目、図2-2-9、(1/2)と(2/2)、1段コントロール電池電圧。
　33ページ目、図2-3-1、SRB-A(R)未分離に関するFTA。
　34ページ目、図2-3-2(1/2)、5号機と6号機の機体カメラの取得画像。
　35ページ目、図2-3-2(2/2)、CCDカメラの機体搭載位置。
　36ページ目、図2-3-3(1/3)、SRB-A(R)、前方ブレス未切断のFTA。
　37ページ目、図2-3-3(2/3)、SRB-A(R)、導爆線異常の外部要因FTA。
　38ページ目、図2-3-3(3/3)、SRB-A(R)、導爆線異常の内部要因FTA。
　39ページ目、図2-3-4、SRB-A(R)、ノズル部からの漏れFTA。
　40ページ目、図2-3-5、ノズル外側からの加熱により漏れた場合の時系列。
　41ページ目、図2-3-6、ノズル内側からの加熱のFTA、

　42ページ目、表2-3-1、導爆線加熱試験結果。
　常温から200℃の範囲では正常に機能する。
　200-270℃の範囲では爆薬が分解反応をお越し機能喪失、伝爆不能となる。
　270℃以上では爆薬の分解ガスにより導爆線が破裂し機能喪失する。

　43ページ目、図2-3-7、表面後退の感度解析。
　44ページ目、表2-3-2、断熱材の層間剥離の評価試験。
　45ページ目、図2-3-8、表層面と加熱面のなす角度の層間剥離に対する影響評価試験(概念図)。
　45ページ目、図2-3-9、加熱幅の層間剥離に対する影響評価試験(概念図)。
　46ページ目、図2-3-10、層間剥離を伴う表面後退の評価試験。
　47ページ目、図2-3-11、層間剥離のメカニズム。
　48、49ページ、表2-3-3、(1/2)と(2/2)、サブサイズモータによる地上燃焼試験。
　50ページ目、図2-3-12、サブサイズモータによる地上燃焼試験結果概要。
　51ページ目、表2-3-4、固体ロケットブースタ探索作業期間。
　52ページ目、図2-3-13、局所エロージョンが加速するプロセス。
　53ページ目、図3-1-1、設計変更等についての考え方。

***

　[ペネトレータによる月探査計画](https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass1969/42/483/42_483_203/_pdf/-char/en)

　1994年1月10日原稿受理

　ペネトレータへの要求。月面に3本を貫入させる。貫通位置、表面赤道域、裏面赤道域(表面とほぼ対称の位置)、表裏協会の高緯度。ペネトレータの観測は1年以上。

　2ページ目、図1、ペネトレータ貫入位置の要求。

　ペネトレータの貫入条件。貫入速度280-300m/s、迎角(速度ベクトルと機軸のなす角)は8度以下。
　20cm以上潜る必要がある。データ圧縮後で7Mbps/15日・機のデータレート。

　システム要求。
　宇宙機(母機)に対する要求。運搬、分離、精度、通信。
　打上機(ロケット)に対する要求。月トランスファへ投入するキックステージはスピン安定の予定なので、ロケット3段で姿勢制御が必要。
　地上局に対する要求。ペネトレータは地上と直接通信できないので、母機がリレーする。可能であれば表面赤道域のペネトレータとは直接通信。

　制約条件。
　重量と寸法。M-Vは開発中。最終仕様はわからない。解析等により515kgが割り当てられる。キックステージを覗いて直径2.2m以下、高さ2.0m以下。
　打ち上げウインドウ。
　通信周波数。S帯・X帯が望ましい。ペネトレータと母機はVHF/UHFで考える。

　4ページ目、図2、M-Vロケット宇宙機搭載領域。
　4ページ目、図3、貫入シーケンス(0次案)。

　システム検討。
　シーケンス。
　母機はスピン安定。月超楕円軌道の遠地点でペネトレータを分離、自由落下後に減速して貫入、が有力な候補だが、検討を進めていくと実現性が厳しい(←かなり端折ったシーケンスで、原文ではもっと複雑)。月スイングバイを経て月軌道へ乗り、低い円軌道で分離させるシークエンスだとシンプルで良い。ペネトレータの制御は太陽センサとコールドガスジェットでラムライン制御が最適。ペネトレータ分離後、母機は分離軌道より高い軌道へ戻り、データリレーを行う。タイミングを見て母機からの月光学観測も実施。

　ペネトレータモジュール。
　月震計、アポロ月震計の10倍の感度。熱流計。傾斜計・ジンバル(月震計の軸合わせ)。データ処理装置(データを圧縮し記録)。通信装置(母船からのコマンド受信、母船へのデータ送信)。電池(リチウム電池)。
　軌道離脱モータ(DOM)。ペネトレータの周方向速度をキャンセルする。ΔV1730m/sが必要。燃焼後に分離。
　姿勢制御装置。DOMで軌道離脱後に姿勢を変更する。変更後に分離。太陽センサ、コールドガスジェット(GN2)、制御エレクトロニクス、電池。

　6ページ目、図4、貫入シーケンス(現案)。
　6ページ目、図5、ペネトレータモジュール概形。

　母船。
　月スイングバイ、月周回軌道投入、ペネトレータモジュール分離、ペネトレータのデータ中継、月面の光学観測、等。
　推進系。500N(OMS)。1N/20Nスラスタ。OMSはヒドラジン/NTOの2液、1N/20Nは1液。
　構体系。CFRPチューブからなる。3本のペネトレータを120度間隔で外壁に取り付ける。電子機器も3個の箱に分納してペネトレータモジュールの間を縫って配置。円柱内部は推進系。
　通信系。地上とのSバンド、ペネトレータとのVHFまたはUHF。
　軌道/姿勢制御系。太陽センサとスタースキャナ。ΔV用の加速度計。
　電源系。EOL280W以上。Ni-MH(15Ah x2)。
　月面撮像カメラ。オプション。CCD。300kmで分解能30mの見込み。

　7ページ目、図6、LUNAR-Aシステム構成図。
　8ページ目、図7、LUNAR-A概形図。

　課題。月面貫入時迎角、ラムライン制御、重心管理、ペネトレータの耐衝撃性(貫入時10,000G)、軽量化。
　現在の重量内訳。母船ドライ211kg、燃料(ヒドラジン+NTO)187kg、ペネトレータモジュール39kg x3本で117kg。ペネトレータモジュールの内でペネトレータ本体は13kg。

　開発/確認試験。
　ペネトレータ貫入試験。ペネトレータモジュールフライト試験。分離特性試験。軌道離脱モータ燃焼試験。ペネトレータ・母船間通信。

***

　[H-IIAロケットの新技術と初号機打上げ結果](https://www.jstage.jst.go.jp/article/stj/1/0/1_0_27/_pdf)

　2002年

　MHIの主要担当範囲。全段インテグレーション。1段主エンジン。1段推進系・油圧系。1段液体酸素/液体水素タンク。1段中央並びにエンジン部構造及び電力機器。2段主エンジン。2段推進系・ジンバル系。2段液体酸素/液体水素タンク。2段構造及び電力機器。誘導制御系とりまとめ。衛星分離部。射場設備・AGE(推進系、電気系、機構系の各主要部)。

　H-IIAの概要。H-IIの発展型だが、設計は大幅に異なっている。延長線上で設計されたが、共通の部品は少ない。ただし、H-IIAはH-IIの経験があって初めて実現したものであり、H-IIAはH-IIの後続機。

　27ページ目、H-IIA#1フライト結果。遠地点でσ0.1、近地点でσ0.02、軌道傾斜角でσ0.7。

　推進系。1段酸素タンク加圧を変更したり。
　ジンバル系。1段油圧の簡素化、2段油圧を電動へ置き換え。
　機体構造。タンク上下の鏡板をスピン成形で製造を容易に。2段は真空断熱の共通隔壁から別タンクへ、組み立ての容易化、充填時の温度/圧力管理の簡素化。
　SRB-Aの推力はスラストスラットを介してLE-7Aを取り付けるクロスビームに一体化した耳金で受ける。
　1段・2段の段間はアルミ合金製からCFRPへ変更し軽量化。
　アビオはデータバスを介して接続。

　28ページ目、図1、H-II/H-IIAロケットの主な改良の比較。
　28ページ目、表2、各段主要諸元。
　29ページ目、表3、世界のロケット推定打ち上げコスト。
　29ページ目、図2、構造の概要。
　29ページ目、図3、H-IIA大気中飛行荷重。
　29ページ目、図4、段間部構造概要。
　29ページ目、図5、段間部強度試験結果。
　30ページ目、図6、SRB-A分離解析結果。火炎に曝されないようなシーケンス。
　
　推進系。
　1段LOXタンク加圧システム。
　H-IIの1段LOX加圧は、LH2タンク内の高圧極低温(20K)ヘリウムを減圧しエンジンで加熱後に流量を切り替えてタンク圧制御を実施。
　H-IIAではLOXをエンジン熱交換によりガス化したあと一定流量で機体側へ導く。重量的なデメリットはあるものの、部品点数・機能部品点数を大幅に低減し、信頼性の向上、コストダウンの効果を得ている。
　30ページ目、図8、1段LOXタンク加圧システム構成図。
　30ページ目、図9、1段LOXタンク圧力履歴。

　1段油圧ブローダウンシステム。
　H-II/H-IIAでは機体操舵・姿勢制御のためにジンバル方式を採用。1段は油圧アクチュエータ。
　H-IIの油圧系はタービン、ポンプ、アキュムレータ、熱交換器等の複雑な機器が必要であった。作動油循環方式。
　H-IIAでは気蓄器に搭載したHeガスの圧力でオイルタンク内の作動油を押し出すブローダウン方式。気蓄器及びオイルタンクも新規開発は行わない。H-IIと比べて約1/2のコストダウン。作動油へのHeガスの溶解を避けるため、打ち上げ直前まで気蓄器とオイルタンクを遮断弁で分離。
　31ページ目、図10、1段油圧系システム構成。H-IIとH-IIAの比較。
　31ページ目、図11、1段油圧系作動状況。

　2段再着火。
　高真空環境と微小重力環境。特に微小重力は地上で完全な実証ができない。
　田代試験場にある50mの落下試験等で模擬落下試験を実施。しかしたかが3秒程度であり、最終的にはフライトに委ねなければならなかった。
　H-IIA初号機ではLH2タンクの頂部にモニタ窓を装着し、フライト中の液面の画像データを取得した。
　31ページ目、図12、LH2タンク内の液体水素挙動。


　電気誘導系。
　機体オンボード異常監視方式。
　H-IIではデータを地上に転送し、異常監視・制御する方式。
　H-IIAでは異常監視・制御を機体内に有するシステムとした。
　32ページ目、図13、オンボード異常監視方式。

　アンビリカルライン。
　H-IIは1信号1ライン方式。アンビリカルラインの信号数が膨大となる。
　H-IIAではシリアルデータバスによる方式に変更。アンビリカルコントローラ(UMC)は飛行中に機能する必要はないので、多くの民生部品(一般産業用シーケンサ)を採用、大幅なコストダウンを目標とし開発。
　32ページ目、図14、アンビリカル・シリアル通信方式。

　2段ジンバル電動化。
　H-IIまで採用している油圧ジンバル制御をH-IIAの2段は電動ジンバル制御に変更。

　プログラムレート再設定システム。
　打ち上げ時に遭遇する構想風に合わせて飛行迎角を小さく抑える飛行プログラムの変更を打ち上げ当日に行う再設定システムを構築。打ち上げ当日に種子島で観測した風をMHI名航に転送し、飛行プログラムを計算して、種子島のブロックハウスを経由してロケットに組み込まれる。
　H-IIAでは飛行迎角を小さくすることで荷重の低減・機体の軽量化が可能となった。
　32ページ目、図15、プログラムレート再設定システムの構成。

***

　[H-IIBロケット アビオニクスシステムの開発](https://www.jstage.jst.go.jp/article/kjsass/58/678/58_214/_pdf/-char/ja)

　2010年3月4日受理

　8ページ目、図1、H-IIBロケットアビオニクスシステム構成図。
　9ページ目、表1、H-IIBロケットアビオニクス機器の概要。

　各部の詳細の話とか。

***

　[液体ロケット極低温推進薬供給システムについて](https://www.jstage.jst.go.jp/article/tsj1973/17/9/17_9_591/_pdf)

　1989年9月

　H-Iロケット第2段の話。

　53ページ目、表1、H-Iロケット第2段推進システム主要諸元。
　54ページ目、図1、H-Iロケット第2段推進システム概要図。
　54ページ目、図2、H-Iロケット第2段推進システム系統図。
　56ページ目、表2、外国の液水ロケットの再着火実施状況。
　57ページ目、図3、初回燃焼終了時のスロッシング振幅増大に伴う問題(ATLAS-CENTAUR 4号機の例)。
　58ページ目、図4、H-Iロケット第2段LH2タンクキャピラリースクリーン。

　常温ヘリウム気蓄器、3.4MPaに調圧して使用(タンク30.4MPaA?)。空気圧動作弁の駆動、タンク過渡加圧、他。
　極低温ヘリウム気蓄器、20K、21MPaで高密度に充填。2.0MPaに調圧しエンジンの熱交換器で95Kに加温したあとにLOX加圧に使用。
　LH2タンクはエンジン燃焼室冷却ジャケット出口から抽出された145Kの水素ガスで行う。0.245MPaAに加圧?

　H-I第2段LE-5のNPSH要求。エンジン/機体インターフェース点においてLH2が43m、LOXが7.5m。
　地上で推進剤タンクを95%に充填。ベントリリーフバルブ開で冷却し、打ち上げ直前に100%に充填。

　CENTAURの話。タンク底部に過酸化水素ガスジェネで駆動するブーストポンプを付けて低NPSHでも作動する。システムが複雑で高価なので最近はブーストポンプを省略してタンク加圧をするようになっている。

　タンクのセトリング。コースト中は4個のアレッジモータの内1個を連続動作させて1.8kgfの機軸方向推力を加える。
　ターボポンプの予冷。タービン側からポンプ側へ熱が吸収されてポンプの温度が上昇する。加速度が小さいのでフィードライン中の液体はタンクへ押し戻され、ポンプへLH2を供給できない。コースト中、200秒毎に10秒間、予冷バルブを開いてポンプにLH2を流して冷却。

　コースト中の推進薬位置制御。
　ATLAS-CENTAUR4号機の再着火失敗の原因の話。H-Iでの工夫。
　再着火時の液面の落ち込み。

***

　[ロケット用誘導制御計算機の 変遷と展望](https://jpn.nec.com/techrep/journal/g11/n01/pdf/110125.pdf)

　2011年頃

　H-IIA/H-IIB用次期誘導制御計算機(新GCC)を開発中。イプシロン用としても使えるように厳しい環境条件で試験を実施。

　127ページ目、図1、H-IIAロケットのアビオニクス系構成。

　第1段と第2段に1台ずつ搭載。2段目のGCC2が主導権を取りながら分担して制御。

　GCC、H-Iロケットへの搭載を目指して国産化への挑戦。NECはNロケットから現在まで、すべてのロケット搭載計算機を担当。

　127ページ目、表、H-I, H-II, H-IIA/B用現GCC, H-IIA/B用新GCCの機能性能。
　H-I用GCC。16bit。0.26MIPS。固定小数点。OS無し。RAM32kB。
　H-II用GCC。16bit。0.34MIPS。固定小数点。OS無し。RAM64kB。
　H-IIA/B用現GCC。32bit(V70)。2MIPS。浮動小数点。RTOS(RX616)。RAM2MB/ROM128kB。
　H-IIA/B用新GCC。64bit(HR5000)。29MIPS。浮動小数点。RTOS(TOPPERS/HRP)。RAM4MB/ROM2MB)。
　その他仕様。

　新GCCの技術的特徴。
　ロケット共通MPUボード。コンパクトPCIの3U規格に準拠したサイズ。将来的にボードを冗長構成にして高信頼化も想定。
　モジュール構造。PCI規格でモジュール化。新GCCは、テレメータ、アナログ、ディスクリート、データバス、といった機能モジュールを持っている。H-IIA/Bだけでなく、イプシロン等他のロケットの要求にも対応できる。新しい要求が出た場合でも、そのモジュールの追加で柔軟に対応可能。

　128ページ目、写真1、ロケット共通MPUボード(EM)の外観。
　128ページ目、写真2、新GCC(EM)の外観。

　搭載ソフトウェア。新GCCで改修開発を実施。

　129ページ目、図2、新GCCソフトウェアの構成。

***

　[国際競争力のある H3ロケット用固体ロケットブースタの開発 ](https://www.ihi.co.jp/var/ezwebin_site/storage/original/application/5ff86c35c71127750620e91210685c86.pdf)

　2017年頃

　IAはSRB-3、H3ロケット第2段搭載姿勢制御用ガスジェットの開発に参画。

　52ページ目、図1、H3ロケット、外観とSRB-3。
　53ページ目、表1、SRB-3の開発仕様。SRB-AとSRB-3の比較。
　54ページ目、図3、モーターケース外観。
　55ページ目、図4、SRBの分離方式。
　56ページ目、図5、分離スラスタ構造および動作概要。

　内製化等で、SRB-Aで1.5としていた安全係数を1.25に下げることができた。

　分離スラスタ。
　H-IIAでは6点あった結合箇所が4点に。
　同様の機能を持つ分離スラスタはULAのAtlas Vで採用されているものなど。
　より大きなSRB-3を分離するために大きなエネルギーが必要。最大11トンのSRB-3を4-5m/sまで加速する必要がある。
　スラスタといっても、スラスト(推力)を発生させる部品という意味であって、衛星で使われるようなホットガスを吹くスラスタではない(ガスジェネで内部には高温高圧ガスを作るけど)。

***

　[イプシロンロケット H3ロケットとのシナジー対応開発の検討状況](http://www.jaxa.jp/press/2017/07/files/20170704_epsilon_j.pdf)

　2017年7月4日付

　SRB-3のモータケース、推進薬、燃焼パターン等はイプシロン第1段モータと最大限共通化する(H3の技術をイプシロンに適用)。
　SRB-3のノズルはH3では固定だが、イプシロンではTVCの開発を行う。
　強化型イプシロンの2段モータで開発した固体ロケットの新技術をSRB-3に適用する(イプシロンの技術をH3に適用)。
　イプシロンPBSはH3の姿勢制御用ガスジェット装置とコンポーネントの一部を共通化する。
　アビオ等のシナジーについても検討中。

　3ページ以降、H3とシナジー対応開発計画、検討状況。
　部品の共通化。機能集約、ネットワーク化。第2段/第3段モータ。機体構造。

　7ページ目、スケジュール。

***

　[平成１７年度 ロケット打上げ及び追跡管制計画書 陸域観測技術衛星（ＡＬＯＳ） Ｈ－IIＡロケット８号機（Ｈ－IIＡ・Ｆ８）](http://www.jaxa.jp/projects/rockets/h2a/f8/img/fy17_plan_j.pdf)

　2005年11月

　12ページ目、図1、打上げ及び追跡管制施設の配置図。
　13ページ目、表1、ロケットの飛行計画。
　14ページ目、図2、ロケットの飛行経路。
　15ページ目、表2、ロケットの主要諸元。
　16ページ目、図3、ロケットの形状。
　17-19ページ、表3、ALOSの主要諸元。
　20ページ目、図4、ALOS軌道上外観図。
　21ページ目、図5、ロケット打上げ時の警戒区域。
　22ページ目、図6、ロケット落下物の落下予想区域。
　23ページ目、表4、ALOS追跡管制局の使用計画。
　24ページ目、図7、ALOSの飛行計画。
　25ページ目、図8、ALOSの地表面軌跡。
　26ページ目、図9、ALOS追跡管制システム構成図。

***

　[三菱プレシジョンにおける宇宙機器・技術展望](http://www.sjac.or.jp/common/pdf/kaihou/201502/20150202.pdf)

　得意な製品4分野。ロケット搭載機器、衛星搭載用ホイール、ジャイロ・IRU、搭載電子機器。

　2ページ目、図1、宇宙関連技術と製品群。

　ロケット搭載機器の話。
　将来動向。
　COTS化とその課題とか。


　衛星搭載用ホイール。

　3ページ目、図2、純国産ホイールのメニュー。
　制御トルク、0.001Nmから1Nmまで。角運動量、0.4Nmsから80Nmsまで。

　3ページ目、図3、純国産ホイールの性能比較。
　Haneywell社製ホイールとの性能比較。

　将来動向。
　ボールベアリングの高速回転かつ寿命が制約条件。今後もボールベアリングホイールが主流なのは間違いない。
　磁気軸受は高速回転化等が図れるが、質量・消費電力増等の懸念。特殊用途にしか採用されないと考えられる。
　インターフェースはシステム要求のアナログ回路。SpaceWire等のデジタル化の研究中。


　ジャイロ、IRU。
　Mロケットの姿勢制御系を担当。すべてのジャイロは当社製。M-Vの光ファイバジャイロは、ロケットに使われたFOGとしては世界初。


　搭載電子機器。
　
***

　[H-IIAロケットの固体ロケットブースタについて](https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass1969/46/535/46_535_449/_pdf)

　1998年8月

　H-IIのSRBとH-IIAのSRB-Aの違いとか。

　主な変更点。CFRP製モータケース(SRBは高張力鋼製4セグメント式)。モータ燃焼圧力の高圧化(約5.6MPa→約12MPa)。電動TVC(SRBは油圧)。分離系の変更。

　24ページ目、図1、SRB-A全体外観図。
　24ページ目、表1、SRB-A主要諸元。

　推進系。
　フィラメントワインディング(FW)成形の一体型CFRP製。FWケースの製造は開発期間短縮のため、米国から製造技術を導入。
　ノズルスロートはグラファイトから3DC/Cへ。
　高圧燃焼化が達成。ノズルの小型化、フレキシブルジョイントの小型化、駆動トルクの低減、電動TVCの採用が可能となった。圧力はコストミニマム点として選定。
　推進薬は酸化鉄を加えて高燃速化。
　種子島宇宙センターに国内最大規模の固体推進剤充填設備。

　TVC系。
　稼働ノズル。SRBではヘリウムのブローダウンによる油圧アクチュエーションシステム。SRB-Aでは電動化。大幅な整備費の低減。
　課題。大出力小型電動モータ、大電力インバータ、大出力電源。
　モータ。高線積率ステータ、高エネルギー積永久磁石を用いた大型・低イナーシャなロータ。
　インバータ。IGBTと耐振動性の大容量アルミ電解コンデンサ。
　大出力電源。他の飛翔体で実績のある熱電池。信頼性を高め、高電圧化(300Vクラス)、大電流化(150Aクラス)した。動作原理とか。

　25ページ目、図2、TVCシステムの構成。
　25ページ目、図3、熱電池の構造。

　構造系。
　ノーズコーン。半頂角はSRB及びコアロケットと同じ18度、先端半径はコアロケットと同じ750mm。構造変更でコスト低減。
　その他色々。

　分離型。
　結合機構。H-IIはSRBが射点に固定され、SRBでコアロケットを支える、ホールドダウン方式。H-IIAではコアロケットが射点に固定され、SRB-Aがぶら下がるストラップオン方式。SRB-Aとコアロケットは5つの部品で結合。スラストスラットによりSRB-Aの推力(約200t)を1段エンジン部に伝達。ピッチピン/ガイド、SRB-Aの内圧による伸びを吸収する機構。
　分離方式。SRBは相対加速度1g(コアロケット-1g)で、分離モータにより斜め方向に分離。SRB-Aは相対加速度1-2gの範囲で真後ろ(真下)に分離する必要がある。プルームの影響を考慮すると分離モータは困難。棒高跳びの要領で分離。

　26ページ目、図4、SRBとSRB-Aの分離の概要。

　電装系。
　指令破壊系。
　開発計画。

　26ページ目、図5、開発スケジュール。

***

　[H-IIBロケット固体ロケットブースタ(SRB-A)系について](https://www.jstage.jst.go.jp/article/kjsass/58/681/58_323/_pdf)

　2010年10月

　SRB-A3。推進薬・圧力パターンの異なる2種、高圧燃焼モータと長秒時燃焼モータがある。H-IIAファミリではSRB-A3を2本1組で使う場合は、必要な打ち上げ能力に応じて選択。4本1組で使う場合はロケットの加速度制限等により、長秒時燃焼モータを使う。H-IIBでは長秒時燃焼モータを4本使う。

　21ページ目、表1、SRB-A3主要諸元。
　高圧燃焼モータと長秒時燃焼モータ。

　ノズル改良の変遷。
　スロート部は3DC/C、ノズル内面にはCFRPおよびSFRP。
　H-IIA#6での事故の原因はノズルのエロージョンによるもの。H-IIA#7以降、SRB-A2を運用していた。
　SRB-AからSRB-A2への違い。燃焼パターンの見直し(平均的に圧力を20%低下させた)。ノズル形状の見直し。
　SRB-A2では局所エロージョンの排除までは達成できていなかったため、発生メカニズムの救命を継続するとともに、信頼性向上と性能向上を目指してSRB-A3の開発を進めた。
　比推力を5s向上。

　21ページ目、図2、SRB-A3ノズルの模式図。

　22ページ目、図3、SRB-Aノズルのエロージョン比較図。
　SRB-A(高圧燃焼)、SRB-A2(長秒時)、SRB-A3(長秒時)。

　設計共通化による運用性向上。
　H-IIA/H-IIBファミリーに対し、機体要求で仕様が異なる部分以外は共通化を図った。
　高圧燃焼モータと長秒時燃焼モータでモータケースを共通化。ロケット本体とSRB-Aの結合構造部分を再設計し、SRB-A側の結合部分を共通化。

***

　[H-Iロケットの開発](https://www.jstage.jst.go.jp/article/sicejl1962/23/1/23_1_37/_pdf)

　1984年1月

　主力のN-IIロケット、GTO350kg。衛星利用者はより重い衛星の打ち上げを要望。
　昭和60年代前半の主力ロケットとしてH-Iの開発を進めている。

　H-Iロケット。GTO550kg。
　いくつかの改良。第2段に高性能液体ロケットを、第3段に高性能固体ロケットを。慣性誘導装置を加えた計3つが主要開発項目。第1段はN-IIのそれをほとんどそのまま用い、信頼性を受け継ぐ。

　少し歴史の話。
　N-Iロケット。GTO130kg。電波誘導。
　N-IIロケット。大型化し、慣性誘導方式へ。
　いずれも米国技術への依存がベースとなっている。国産率はいずれも50-60%。
　部分的にせよ本格的に自主開発を始めるのはH-Iロケットから。

　37ページ目、図1、ロケット開発の流れ。
　N-I, N-II,　H-Iロケット。

　「いずれのロケットにおいても第1段は技術導入によっているから、真の自主技術によるロケットは、H-Iの後続機であるH-IIロケットまで待たねばならない」


　38ページ目、2章、H-Iロケットの全体構成と性能。
　38ページ目、図2、H-Iロケットの外観(3段式)。
　38ページ目、ひょう1、H-Iロケットの諸元。

　H-Iは2段式と3段式がある。2段式は、3段式から第3段とスピンテーブルを覗いたもの。
　打ち上げ予定の衛星。静止衛星は3段式H-Iロケットで打ち上げ、いずれも550kg。地球資源衛星はLEOで2段式で打ち上げる。

　第1段はN-IIとほぼ同一。液体酸素(LOX)とケロシン(RJ-1)を推進薬に、エンジンは1機。海面上で754kN。ジンバル装置と、ロール制御の補助エンジン2機。
　第1段の周囲に固体補助ロケット(SOB)が9本。米国のライセンスにより国内生産。SOBのシーケンスの話。
　第2段。LOXと液体水素（LH2)を推進薬に。103kNを約358秒間。ジンバルとガスジェットを慣性制御。
　第3段。パーキング軌道からGTOへの増速は約2.4km/s。第2段の制御装置で100rpmのスピン安定に。発射からここまで27分、以降は衛星の仕事。衛星側で1.8km/sの増速を行いGSOに近い軌道へ。その後微調整を経て静止化。
　2段式でLEOに打ち上げる場合は、東へ発射してから南へ向きを変える。エネルギー的に不利だが、東南アジアの人口密集地帯にロケットを落とさないための安全策。3段式と同様に燃焼するが、2段式では一旦燃焼を停止したあと約42分の慣性飛行を行った後に約26秒間燃焼させる。休止期間を挟んで2回燃焼を行うので、3段式に比べると技術的困難度が増す。


　39ページ目、3章、第2段液体ロケット。
　液体酸素と液体水素はいずれも極低温で取り扱い性が悪く、液体水素は比重が0.07と極めてかさばるという大欠点がある。第2段に用いるのはひとえに比推力の高さ。比推力は443秒に達する。第1段の酸素/ケロシンや固体ロケットの比推力より50%も高い。
　液体水素は酸素の18%wtしか搭載しないにも関わらず、タンク容積は3倍。タンク軽量化のため、推進剤の供給はポンプ方式を採用。タンク内圧はポンプ内のキャビテーションを防ぐ程度の0.2-0.3MPa程度。
　LOX/LH2タンクを共通隔壁にして軽量化。He気蓄器をLH2に浸してHe容積を低下させ軽量化。

　40ページ目、図3、H-Iロケット第2段の概観。
　40ページ目、表2、H-Iロケット第2段の主要諸元。

　LE-5開発の話。ターボポンプとか、燃焼室とか。

　共通隔壁。LOXが-183℃、LH2が-253℃。温度差が大きい。ドームの上にFRPハニカムを置き、ハニカムを真空引きして断熱。


　41ページ目、4章、第3段固体ロケット。
　固体ロケットを用いる理由。N-I, N-IIで確立した技術を継続できる。第3段は球形に近い固体ロケットが最も性能が高く、安価。ミューロケットに代表される固体ロケット技術が発達している、など。
　第3段の性能はロケットの能力に極めて敏感に効いてくる。
　目標比推力288s。構造効率の目標は0.08。

　41ページ目、図4、H-Iロケット第3段の概観。


　41ページ目、5章、慣性誘導装置。
　41ページ目、図5、H-Iロケットの慣性制御系のブロック図。
　ジンバルで支えたプラットフォームに取り付けた加速度計とジャイロ。
　計算機は汎用ミニコンをベースにLSI化。ワード長16bit、主メモリ(RAM)16kW。誘導計算サイクル1.25Hz、姿勢制御計算サイクル40Hz。誘導以外に、各段やフェアリングの分離、第2段の着火・停止などのイベント信号も出す。


　42ページ目、6章、H-Iに続く大型ロケット。
　宇宙実用時代に入り、衛星は大型化、ロケット費用は低減化。
「再使用型のスペースシャトルと、それに対抗するEUの使い捨て型ロケットのアリアンの打上げ費競争は激烈である」
　質量1-2tの静止衛星を昭和60年代中期に自主技術による低コストロケットで打ち上げるのが目標。キーポイントは第1段の国産化で、H-I第2段の開発実績をベースとした大型のLOX/LH2ロケットが候補。

***

　[化薬事業について](https://www.nof.co.jp/ir/pdf/library/h23_gyoseki2.pdf)

　2010年11月17日付

　日油株式会社のロケット関係のパワポ。

　4ページ目、火薬とは。
　酸素と燃料を持っているのが火薬、燃焼して大量のエネルギー(熱・ガス・衝撃)を放出する。
　核物質を除く通常物質の中でエネルギー密度が最大。
　ガスと熱のエネルギー、宇宙ロケット・防衛用火薬類。ガスと衝撃のエネルギー、産業用爆薬。

　5ページ目、化薬事業の技術と製品。
　制御技術。爆発制御、燃焼制御。
　用途。土木・資源開発、防衛、宇宙開発、海洋開発、防犯。

　6ページ以降、宇宙ロケットについて。

　7ページ目、日本における宇宙ロケット開発の歴史。
　全固体、L-4S、M-3S、M-V。
　個体液体併用型、N-I、H-I、H-II、H-IIA、H-IIB。

　8,9ページ、固体ロケットと液体ロケットの仕組み、特徴。
　10ページ目、固体ロケットの役割(H-IIAの場合)。

　11ページ目、日油グループと固体ロケットの関わり。
　1955年のペンシルロケット以来、日本の宇宙ロケット用固体推進剤を提供する国内唯一のメーカー。

　14ページ目、日油の固体推進薬製造技術。

　18ページ目、分離用火工品の断面図。
　構造の雰囲気としてはパイロ弁とほとんど同じ感じ。

　19ページ以降、はやぶさとの関わり。

　21ページ目、はやぶさに使われた日油製加工品。
　太陽電池パドル展開に20個とか、プロジェクタやターゲットマーカーとか、計33個。

***

　[H-IIA固体ロケットブースタ(SRB-A)開発経緯](http://www.jaxa.jp/press/2003/12/20031209_srba_dvp.pdf)

　2003年12月6日付 (H-IIA#6の数日後)

　2ページ目、開発の考え方・経緯。
　3ページ目、開発スケジュール。
　4ページ目、全体概要図。
　5ページ目、SRB-AとSRBの比較。
　6ページ目、モータの概要。
　7ページ目、ノズル概要。
　8ページ目、推力方向制御(TVC)系概念図。
　9ページ目、TVC系点検(QM3)。
　10ページ目、H-IIA#1のSRB-A取り付け作業。
　10-19ページ、開発試験結果の概要。局所エロージョンの対策とか。
　20ページ目、製造の流れ。
　21-23ページ、専門家会合の助言とか、M-V#4の反映とか。

***

　[電波時計受信用LSIの開発](http://jjy.nict.go.jp/QandA/reference/Proceeding/sympo-pro5.pdf)

　内部ブロック図とか、いくつかのブロックの回路図とか。
　あくまでAM復調を行うICであって、タイムコードのデコードは外部のマイコンで行う。時計の処理とかを行うのにマイコンが必要だから、そっちの余剰能力で処理しろ、ということか。
　消費電流50uA、スタンバイ0.01uA。動作電圧3Vだけど、今後低電圧化して電池1本で動くように。

***

　[LE-7エンジンターボポンプと8号機失敗の原因](https://www.jstage.jst.go.jp/article/tsj1973/29/3/29_3_139/_pdf)

　2000年11月22日受付

　12ページ目、図1、H-IIロケット8号機概観図。
　12ページ目、図2、LE-7エンジン外観図と主要諸元。
　13ページ目、図3、液体水素ターボポンプ外観。
　14ページ目、図4、回収されたエンジン。
　15ページ目、図5、液体水素ターボポンプ入口部。
　15ページ目、図6、液体水素インデューサ破面。
　16ページ目、図7、水流し試験での旋回キャビテーション。

　いろいろな話。

　H-IIのLH2タンク。強度上、内外差圧を保つため、飛行中の大気圧の減少に合わせて減圧制御を行う。ポンプ入り口で約0.42MPaAから約0.32MPaAへ。
　インデューサ近傍の変動圧力を直近圧力センサで高周波領域まで計測。耐震性・耐寒性(LH2の-250℃)を備えた圧力センサがないので、計測に苦労した。
　地上再現試験に基づくと、疲労破壊の7割程度。得意な事象により、H-II#8では疲労破壊に至ったと推定。

　日本のロケット開発の場合、開発時には比較的多くの供試体を製造する(LE-7の最終認定エンジンで5機)。設計が凍結(確定)した後は、フライト用として年2機程度の製造数。工程を機械化・自動化するにはあまりに少量生産のため、作業者のスキルに頼っている部分が多く、製品のばらつきが避けられないことを再認識する必要がある。
　コストから認定試験に供するエンジンの台数もかぎられ、わざわざばらつかせた供試体を準備するわけにも行かない。

***

　[N-Iロケット開発の歩み](https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass1969/32/362/32_362_127/_pdf/-char/ja)

　1983年5月4日受理

　2ページ目、図2、N-Iロケット全体図。
　2ページ目、図3、第1段推進系統。
　2ページ目、図4、第1段主エンジンの概要。
　3ページ目、表1、N-Iロケット主要諸元。
　4ページ目、図5、第2段の構成。
　4ページ目、図6、LE-3エンジンの構造。
　4ページ目、図7、LE-3エンジンの外観。
　4ページ目、図8、第3段固体モータの概要。
　5ページ目、図9、誘導制御系統。
　5ページ目、図10、N-Iロケットの打ち上げ性能。
　7ページ目、表2、N-I計画(当初決定分、昭和45年10月)。
　8ページ目、図11、計画段階の作業の流れ。
　9ページ目、図13、小型ロケットおよび試験用ロケットとN-Iロケットの関係。
　10ページ目、図14、実機製作・打上げ段階の作業の流れ。
　10ページ目、図15、誘導制御システムの機能確認作業の流れ。
　11ページ目、図16、点検整備作業全体の流れ。
　11ページ目、表4、人工衛星打ち上げ表(昭和58年4月現在)。
　12ページ目、表5、静止衛星打上げの飛行計画(ETS-IIの場合)。
　13ページ目、表6、N-Iロケットによって打上げられた人工衛星の一覧(昭和58年3月現在)。
　13ページ目、表7、N-Iロケットの打上げ実績。
　14ページ目、図18、静止トランスファ軌道から静止軌道へ投入するまでの手順。
　14ページ目、図19、ヨーウェイト放出後の第3段の飛行経路。


　第1段の姿勢制御。第1段に搭載されたフライトコントローラ、および第2段に搭載された誘導装置からの信号によって動作する油圧式ジンバル装置によって行われる。主エンジン燃焼中は主エンジンのジンバリングによってピッチ・ヨーの制御が行われ、1対のバーニアエンジンのジンバリングによってロール制御が行われる。主エンジン燃焼停止後、1段・2段分離までの約6秒間は、バーニアエンジンのジンバリングによって3軸姿勢制御が行われる。
　第2段の姿勢制御。第2段の誘導装置からの信号によって動作する油圧ジンバル装置とガスジェット装置によって行われる。エンジン燃焼中はエンジンのジンバリングによってピッチ・ヨーの制御が行われ、ガスジェットによってロール制御が行われる。エンジン燃焼停止後のコースティング飛行中はガスジェットによって3軸姿勢制御が行われる。
　第3段および人工衛星は、8個のスピンモータの動作によってスピンが与えられ、それによって姿勢の安定が保持される。
　誘導はプログラム誘導と電波誘導を組み合わせた方式。予め機上のプログラマに飛行シーケンス・姿勢制御プログラムを組み込んで飛行させ、ミスアライメントや風等の外乱によって生じた飛行経路誤差と速度誤差を電波誘導によって修正する。

　ロケットの主要諸元。
　重量や推力、燃料以外に、アビオの周波数とかまで書いてあるのが面白い。
　例えば第1段の司令破壊受信装置は2.6GHz帯、第2段のテレメは2.2966GHz、といった感じ。 トラポンは2段に搭載されていて、5GHz台に2組(4周波)が書いてある。さすがに司令破壊用の周波数は100MHz単位でしか書かれてないけど。1段のテレメと3段のテレメは300MHzあたり、2段のテレメは2GHzあたり、1段と3段の司令破壊は2GHzあたり、2段のトラポンは5GHzあたり、と帯域に一貫性がない。2段は国産、1段は輸入、みたいな違いで装置の製造時期・設計思想が異なるんだろうか?

　文章中盤はそれまでの日本のロケット開発の歴史、後半はN-I開発の話とか、実績とか。

　ロケット側の責任でミッションが達成できなかった時の話。3段のモーターは固体なので、燃焼終了は推力がゆっくり低下していく。衛星分離時にも多少の推力は残っているので、バネで押し出しても、しばらくしたらモーターが加速して衛星を蹴り上げてしまう。そのために衛星分離後に横にウエイトを放出することで、モーターの飛行経路を反らす。
　このウエイトは火工品を用いた大変かんたんな方式で信頼性が高いと考えられていたので、関係者には大変大きな衝撃だった。

　打ち上げの苦労話。夏はいつも台風に襲われた。冬は種子島としては100年ぶりの大雪だったり、黄砂や落雷だったり。幸いにして人命に関わるような第事故は無く打ち上げができた。

　むすび。
　N-Iは100kg以上の人工衛星を静止軌道に打ち上げできるロケット。
　得られた技術成果。
　成果はN-Iに続くN-IIおよびH-Iに引き継がれる。
　N-IIはすでに静止衛星の打ち上げに成功。H-Iはロケットシステムと第2段・第3段を自主技術によって開発。

***

　[H-Iロケットについて](http://www.hess.jp/Search/data/12-01-021.pdf)

　大型衛星の打上げ要望への対応と、将来の技術基盤を確立することを目的として、第2段LOX/LH2ロケット、慣性誘導装置、第3段固体モータを主要開発項目としている。
　試験飛行の結果、再着火機能の確認を含めてすべての性能確認ができ、完全な成功であった。特に立ち上がり特性・定常値等は地上試験と非常にいい一致を見た。慣性誘導も完璧で、所定の軌道に乗せることに完了した。第2段推進系の開発はすべて完了、第3段の試験飛行を計画。

　21ページ目、2章、世界のロケット。
　22ページ目、図1、日本のロケットと世界の代表的ロケット。
　22ページ目、表1、世界の打ち上げロケット性能。

　21ページ目、3章、日本のロケット。
　23ページ目、図2、ロケット開発の流れ。

　24ページ目、4章、なぜ水素か。

　24ページ目、5章、H-Iロケットの概要。
　2段式、あるいは3段式のロケットで、重量550kgの静止衛星を打ち上げる能力を持っている。
　第1段は、N-I、N-IIロケットでライセンス国産した第1段をほぼそのまま採用。LOXとRJ-1で、比推力は250s(海面上)。固体補助ロケットはN-Iで国産化したものをN-IIと同じく9本。
　第2段は、推進薬にLOX/LH2を用いて、新規に国内開発(詳細は後述)。
　誘導装置も新規に国内開発。電子機器は原則としてN-II用を流用、必要な改修を加える。
　第3段は、550kg級の静止衛星打上げ用にほぼ球形の固体ロケットを新規に国内開発。

　25ページ目、図3、H-Iロケット(2段式)試験機第1号機の形状。
　3段式はペイロード部に3段目の固体モータを追加。

　26ページ目、表2、H-Iロケットの主要諸元。
　2段式は、3段式から第3段固体モータを除いてほとんど同じ。
　各段の諸元、エンジンの諸元、電装系の周波数や変調、等。

　27ページ目、表3、2段式打上げでの代表的軌道。
　28ページ目、表4、3段式打上げでの代表的軌道。
　軌道高度や衛星質量の概略値、用途。質量は衛星分離部やアポジモータ等を含んだ値。

　28ページ目、6章、第2段。
　1基のLE-5。ジンバリングで推力飛行中のピッチ・ヨー姿勢制御。ガスジェットで慣性飛行中のピッチ・ヨー姿勢制御、全期間のロール制御。

　第2段機体構造。
　ガイダンスセクション、推進薬タンク、エンジンセクション、で構成。

　第2段推進系。
　推進薬供給系。推進薬タンク、常温Heタンク、極低温Heタンク、タンク加圧システム、推進薬供給用配管類、レトロシステム等。
　常温He。約3.5MPaAに調圧して、定常燃焼前の推進薬タンクの加圧、各弁の開閉コントロール、エンジンのパージ等に使用。2段式の場合は衛星分離時の逆噴射(レトロ)推力発生にも使用。
　極低温He。約2MPaAに調圧してエンジンで加熱後、LOXタンクの加圧に用いる。LOXタンクは約0.3MPaAに保たれる。LH2タンクは約0.25MPaA、慣性飛行中は約0.16MPaA。
　ガスジェット装置。ヒドラジンを触媒で分解。2つのモジュール、それぞれ推進薬タンク、スラスタ6個、配管、弁等。エンジン始動前・停止後の一定期間推進薬をタンク底面に保つため、スラスタ各2個の動作によってわずかに加速。再着火を行う場合は慣性飛行中にも1個のスラスタの動作を行う。各4個の横方向スラスタは第2段エンジン定常燃焼中のロール制御、慣性飛行中の3軸姿勢制御に使用。
　本稿では、誘導制御・電気系・第1段・第3段の詳細については割愛。

　30ページ目、図4、第2段機体構造推進系概観。

　31ページ目、7章、LE-5エンジン。
　31ページ目、表5、LE-5エンジン主要諸元。
　32ページ目、表6、世界のLOX/LH2エンジン一覧。
　33ページ目、図5、LE-5エンジンの外観図。
　34ページ目、図6、エンジン系統図。
　35ページ目、表7、LE-5エンジンの主要部品リスト。
　36ページ目、図7、LE-5のエンジン・サイクル。水素ブリードサイクル(定常燃焼前)とガス発生器サイクル(定常燃焼時)。

　エンジンの特徴。
　新始動方式。水素ブリードスタート方式を採用。タンク圧力によってターボポンプを駆動、エンジン推力を50%まで立ち上げた後に、ガス発生器サイクルへ切り替え、定常サイクルへ移行。
　再着火能力。上段で再着火を行うことにより、ロケット段数を減らし低価格化を図ったり、軌道精度を向上させたり、フレキシビリティを持たせたり。
　高性能。このクラスでは世界最高性能。比推力はO/F5.5で450s。

　37ページ目、図8、LE-5の比推力。

　ターボポンプ。N-I、N-IIの第2段はガス加圧方式。ガス加圧方式はシステムがかんたんで信頼性はあるが、性能が劣る。

　構成要素の概要。
　推力室。点火器、LOXとLH2をガス化して燃焼、電気スパークで着火。噴射器。燃焼室。
　高膨張ノズル。
　LH2ターボポンプ。
　LOXターボポンプ。
　ガス発生機。O/F0.85、燃焼温度約580℃。
　弁類。Heで開閉を行う。主弁と始動弁は開閉速度を変えられる。
　電気系組立。コントロールボックス、ニューマティックパッケージ。
　油圧ポンプ駆動用タービン。

　39ページ目、8章、開発経過の概要。
　原型フェーズ。昭和52年度-56年度。LH2大量購入が可能になったのは53年10月から。
　実機型フェーズ。56年度-58年度。
　認定フェーズ。58年度-60年度。
　飛行による確認。昭和61年8月13日に打ち上げたH-I初号機ですべての機能・性能が確認できた。

　40ページ目、9章、水素に関連して工夫した技術事項。
　もれ対策。
　予冷。
　氷結対策。
　LH2ターボポンプの振動対策。
　その他。

　41ページ目、10章、液体水素関連試験設備。
　液体水素の購入。8.3kLのタンクローリ、7kLのトレーラ車、1.9kLのコンテナ。大部分はローリ。開発試験で使用したLH2の総量は約1万kL。

　42ページ目、図9、高空燃焼試験設備の概要図。
　43ページ目、表8、高空燃焼試験設備諸元。
　43ページ目、図10、設備の外観。
　44ページ目、図11、低空室の写真。

　44ページ目、11章、Hロケット時代へ。
　45ページ目、表9、H-IIロケットの主要諸元。
　46ページ目、図12、H-IIロケットの概要図。
　44ページ目、12章、あとがき。

***

　[H-IIAロケットの再点検について](http://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/uchuu/gijiroku/h17/chousa01/004.pdf)

　2005年2月1日付
　いくつかの資料をまとめたファイル。

　1ページ以降、H-IIAロケット再点検の状況について(その3)。
　3ページ以降、H-IIAロケット打上げ再開に向けた再点検の処置結果について。
　9ページ以降、要処置事項への回答 1) H-IIAロケットの実証度について。
　21ページ以降、要処置事項への回答 2) ヒューマンファクターへの取り組みについて。
　32ページ以降、H-IIA固体ロケットブースタ(SRB-A)改良型の開発結果について。

　40ページ目、図2、SRB-A改良型艤装設計変更の概要。
　変更前・変更後の、各部に搭載されたコンポーネント等の概要。
　飛行安全系機器を、後部アダプタから前部アダプタへ移動。電気配線・導爆線の艤装経路を分離(トンネル1本→2本)。
　後部アダプタの搭載品(変更後)。電動アクチュエータ、駆動用電池、駆動用電力分配器、音響ビーコン、シーマーカ。

***

　[再使用型宇宙輸送システムの検討状況](http://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/gijyutu/gijyutu2/059/shiryo/__icsFiles/afieldfile/2019/08/05/1419678_10.pdf)

　2019年5月30日付

　6ページ目、誘導制御技術の強み。
　CALLISTOでは、エンジン噴射中に飛行方向を大きく変更する。FalconはMECO後に姿勢変更、再着火して戻すが、噴射中に姿勢を変えれば再着火が不要で、エンジン寿命を伸ばせる。
　実時間で落下点を予測してエンジン停止タイミングを決定する。飛行中に着陸目標点を大きく変更可能で、アボート飛行などへ応用できる。
　CALLISTOで実証するPTO(Powered Tilt-Over)飛行の図。高度20km程度、ダウンレンジ1.5kmまで飛行させ、PTOでダウンレンジ1kmまで戻す弾道に入り、空力的にダウンレンジ0km付近まで戻す。
　PTO飛行の有翼ブースタへの応用例。図が大樹町から真東に打った感じのイメージだ。

　7ページ目、推進役マネジメント技術の強み。
　スロッシング対策とかいろいろ。

　8ページ目、ヘルスマネジメント技術の強み。
　100回以上使えるエンジンの設計技術を持つ。RV-X搭載エンジンは角田で142回の燃焼試験を実施。
　Falcon9ではエンジンを取り外して分解を行って検査する。
　取り外し・分解を行わずに次回飛行の信頼性を保証する。
　検査技術。制御・電気・機構・流体といったモデルを作る。正常なモデルや異常状態のモデル、実際のデータを元に、検査を行う。検査には音声認識技術を応用。
　模擬故障を正しく診断でき、再整備での意思決定やトラブルシュート時間短縮に役立つ目処を得た。JAXAで特許申請済み。

　9ページ目、キー技術の主な応用先と効果。

　10ページ目、飛行実証の概要。
　フェーズ1、RV-X。2019年度後期から。高度100mまで。JAXA単独で、能代で実施。
　フェーズ2、CALLISTO。2022年度からの想定。高度40kmまで。ギアナで実施。仏CNES、独DLRとの3期間共同で実施。

　11ページ目、RV-Xの進捗状況。

　12ページ目、CALLISTOの進捗状況。
　各機関の担当。JAXAは主に構造や推進系を担当。DLRは構造とか、CNESは地上設備やソフトウェアとか。

　13,14ページ、米国における再使用型システムの動向。
　Falcon9/Heavy。Starship/Super Heavy。New Glenn。Valcan。Experimental Spaceplane。Dream Chaser。

　15ページ目、欧州における再使用型システムの動向。
　Prometheus。Themis。Space Rider。

***

　[再使用型ロケット開発に向けた技術実証](https://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/544/544038.pdf)

　2017年頃

　RV-X: Reusable Vehicle - eXperiment

　再使用観測ロケットの概要。
　使い切り観測ロケットに比べ運用コストを大幅に低減することや、衛星では不可能な低高度での直接観測機械を繰り返し提供することを目的。

　39ページ目、図1、再使用観測ロケット、システム設計要求及び主要諸元。
　概観。着陸客とか、エンジンとか、推進薬タンクとか。
　要求。主要性能、ペイロード、100kg、Φ0.8x1.0mの円筒、到達高度100km以上。故障許容、1FO/2FS。再使用性、100回目標(点検整備・部品交換を前提)。推進薬、LH2/LOX。運用性、打上げ間隔最短24時間以内目標。
　全長13.5m、全備質量11.0t、乾燥質量4.1t、40kN4基、40-100%スロットリング、垂直離着陸。

　39ページ目、図2、再使用観測ロケット、飛行シーケンス。
　4基100%で上昇、慣性飛行で100km以上に到達。無重力状態を3分間達成した後、機首を先頭にした姿勢(ノーズファースト)で再突入、滑空で射点近傍までの帰還誘導。180度回転してエンジンを着火しスロットリングして減速。1m/sの等速降下で着陸。

　飛行中に故障が見つかった場合(エンジン1機が故障した場合とか)は、司令破壊せずに着陸させる。

　40ページ目、図3、1エンジン故障時アボートシナリオ。
　対角線上のエンジンを停止し、2機でリカバー。
　アボート時も、即座に帰還フェーズには入らず、着陸時に燃料を使い切るタイミングまでは推力上昇を行う。

　再使用観測ロケット技術実証。
　再使用エンジン。100回再使用を目標。制約となるのは、摺動部品であるターボポンプと、熱負荷の高い燃焼室の内壁。ターボポンプは数時間で復旧できる。燃焼室は冷却のLH2流量を増やして内壁温度を下げる。
　極低温推進薬マネジメント。予冷で流した推進薬を廃棄せず、タンクに戻す。推進薬が機外に出ないので安全。ポンプとかいろいろ増えるのでトレードオフ。質量軽減の観点で、リサーキュレーション搭載で効果がある。
　繰り返し使用可能な断熱材。断熱は、真空二重断熱と断熱の2方式がある。宇宙機では軽量性を有する断熱材が採用されている。特に発泡断熱材。再使用でひび割れとか、断熱性能劣化が心配。H-IIA/Bで使用している発泡断熱材(PIF)を選定し、試験を実施。LH2充填・加圧・排液を繰り返し、多数回使用に対する耐久性を確認。
　着陸脚。着陸時の衝撃吸収性、転倒防止、空力への影響、プルームによる加熱への耐性、など。いくつかの方式をトレードオフ。最終的に4本の固定クラッシャブル脚を採用。ノミナル1m/sでの衝撃を吸収するノミナルクラッシュ部と、アボート3m/sでの衝撃を吸収するアボートクラッシュ部の2段。
　ヘルスマネジメント。水素ガスの検出とか。高高度での無酸素環境下でも検出できる必要がある。

　着陸誘導技術の飛行実証。
　小型実験機OEEX。ジェットエンジンで浮上。
　誘導制御ロジック。
　機能試験。
　飛行試験。

　再使用ロケット実験機RV-Xの開発。

***

　[水素用ガスセンサの現状と課題](http://www.hess.jp/Search/data/30-02-035.pdf)

　2005年頃

　各種水素ガスセンサの仕組みとか特徴とか。

***

　[水素可視化シート](http://www.f-suiso.jp/wp-content/uploads/2015/01/bced0dc7c9a8ab67be92bfc4dbe5b29e.pdf)

　通常は金属色、水素に反応すると無色透明になるシート。
　シートなので切ったり曲げたりできる。
　配管継手のフレームにシートを貼り付けておいて、普通はミラー状態で中が見えないが、水素が漏洩している継手の部分は透明に透けて見えるので、どこから漏洩しているか一目瞭然、みたいなデモ。

　耐水性なし。水素にのみ反応。繰り返し使用10回程度。

***

　[イプシロンロケット初号機 小型液体推進系の運用結果](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/911/1/SA6000016011.pdf)

　2014年1月16日付

　2ページ目、小型液体推進系とは。
　イプシロンは全固体だが、2種類の液体推進系を搭載。2段RCSとオプションのPBS。
　メーカーはRFPで選定。2段RCSはMHI、PBSはIAが担当。ラムライン制御は機体に付随する装置として、RFPを行わずにIAが担当。

　3ページ目、小型液体推進系主要諸元。
　2段RCS。ヒドラジン1液。GN2ブローダウン。推薬18kg以上。23N6基2モジュール。wet70kg以下。1/2段分離から2/3段スピンアップまで。
　ラムライン制御。ヒドラジン1液。GN2ブローダウン。推薬1kg以上。50N1基。wet13.6kg以下。3段スピン燃焼中。
　OMS/RCS。ヒドラジン1液。GN2調圧。推薬104.7kg。50N8基。wet164.8kg以下。3段燃焼後～衛星分離、軌道離脱。

　4ページ以降、第2段RCSの話。

　4ページ目、2段RCSの外観とか。

　5ページ目、2段搭載RCSの図とか。
　新規開発要素。推進薬タンク、搭載構造、推薬弁。
　推進薬と加圧ガスを工場で充填、射場作業簡素化。

　6ページ目、20N級推薬弁。
　電磁弁。こするところがないタイプ。構造的に固着を排除。
　バルブの断面図とか。

　7ページ目、打ち上げまでの作業。
　工場での作業、射場での作業、機体への取り付け、当日の作業。それぞれの作業内容。

　8ページ目、2段RCSの動作結果。
　打ち上げ0秒から650秒あたりまでの各部の圧力の履歴。
　タンクは打ち上げ時1.97MPa程度、配管(パイロ弁下流)は0.16MPa程度(打ち上げ前に下流側をゲージ圧0.05MPaに加圧しているので、絶対圧0.16MPa程度になる)。
　X+152秒でパイロ弁開。
　X+162sからX+604sまでRCS制御を実施。
　RCS制御終了後、1.92MPa程度。

　推進薬消費量、搭載推薬の4.4%。2個のモジュール間で消費量が2倍ほど違う。

　9ページ目、2段RCSスラスタ動作結果。
　スラスタ1本あたり累積で最大10秒程度の噴射。
　噴射時間は2モジュール間の差が2割程度。

　// RCSのスラスタは1モジュールあたり6本とのことだけど、初号機では4本しか使わなかったのかな? 図だとノズル6本だけど、写真だと4本しか見えないし、噴射量もそれぞれ4つづつしか記載されてない。


　10ページ以降、PBS搭載推進系。

　10ページ目、PBS搭載推進系の主要諸元とか。

　11ページ目、3段ラムライン制御用推進系の概要。
　配管図。シンプル!

　12,13ページ、ラムライン制御試行結果。
　粗制御は1.67s周期、0.4s開(24％)。細制御は1.67s周期、0.1s開(6%)。
　粗8回、細2回の噴射。消費量35%。

　14ページ目、PBS搭載推進系。
　配管図。ソコソコ複雑。
　ALOS-2と比べると、調圧系の分で上流側が複雑、冗長系が無い分で下流側がシンプル、という感じ。

　15ページ目、打ち上げまでの作業。

　16ページ目、PBS搭載推進系OMS/RCSの動作結果。
　ところどころデータが欠損してる?

　17ページ目、熱制御の結果。
「事前の解析結果と良く一致し、各部位の許容温度範囲の真ん中あたりで動作した」

　18ページ目、PBS推薬弁作動回数/累積作動時間。
　計画地と良く一致。
　トータルで3300パルス弱、2400秒強。
　パルス数はバルブあたりの計画値が1255回、結果が942回。
　各バルブの動作モード。ピッチ、ヨー、ロール、⊿V。

　19ページ目、次号機に向けて。
　RCS作動が少なく、精度としては不十分。
　射場の危険作業の低減策。現状は高圧ガスと火工品の作業。火工品を削除すれば工数削減が可能かも。
　火工品削減の例。パイロ弁。弁自体は推進系に組み込まれているが、火薬類は射場で装着する必要がある。形状記憶合金を使ったパイロ弁代替品のイラスト。

　20ページ目、まとめ。

***

　[OMOTENASHI探査機システム検討](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/609701/1/SA6000060027.pdf)

　2018年打ち上げ予定のSLS初号機で打ち上げ予定。(宇宙開発の例に漏れず順調に遅れているわけだが)

　技術的課題。
　分離&軌道制御(DV1)。固体モータ点火(DV2)。減速&SP分離。セミハード着陸。
　軌道。制御誤差にロバストな軌道計画。
　姿勢。DV1&2の制御、RCSによるスピン安定。
　通信。超安定発振器による1wayドップラー、DDOR。
　推進。レーザによるモータ点火、小型固体燃料による急減速。
　衝撃吸収。エアバッグorクラッシャブル材料による30m/sの衝撃吸収。
　環境計測。小型センサによる放射線計測。

　システムのイメージ、コンポーネントの質量。
　固体モータとイグナイタ(KHI)。RCS(VACCO)、姿勢制御(BLUE CANYON TECHNOLOGY)。その他通信やセンサ。
　6Uサイズ、トータル14kg。本体?7kg、逆噴射6kg、プローブ1kg。それらの内訳とか。
　逆噴射モータが探査機の中心を貫く形状。その両側にRCS。モータの円筒のケースと直方体のRCSの隙間にバッテリー。


　各コンポーネントの開発状況。

　軌道計画。
　DV1、10-20m/s(RCS)。DV2、2.5km/s(Solid Motor)。

　固体モータ。
　レーザーにより着火。使用後?はモータ推力で本体から分離。
　レーザーダイオード、10x15x50mm。光ファイバで接続。
　ノズル部蓋、レンズとミラーを内蔵。点火後に分離。
　モーター(ケース?)、Φ110x365mm。推進薬、HTPB/Al/AP。8MPa。燃焼時間15-20秒。Isp255秒以上。保存温度-30 - +60℃。動作温度TDB。

　通信系。
　Orbiting Module、X帯、P帯。Surface Probe、S帯、P帯。
　X帯で128bps(TDB)、S帯で32bps(TDB)、P帯は記載なし。

　各モジュールのブロック図。

　OMは結構複雑、SPはかなり少機能。着陸時の重量とか、電力制限(内臓1次電池で夜越は想定しない?)とかで、かなり絞ってるのかな。
　P帯はAmature antennasでクロス八木スタックのイメージ。430MHzかな。

　衝撃吸収機構。
　エアバッグとクラッシャブルから検討中。

　環境計測。
　放射線計測器とか。

***

　[火星衛星サンプルリターンミッションの概要 Martian Moons eXploration (MMX)](http://www.isas.ac.jp/topics/files/MMX170410.pdf)

　2017年4月10日付

　3ページ以降、ミッションの目的と意義。
　火星探査の目的と課題。
　火星の水の起源。
　太陽系内での水の輸送。
　火星衛星。
　火星衛星の起源。
　ミッションの目的(惑星科学)。
　ISASの小天体探査戦略。
　これまでの火星衛星探査。
　ミッションの目的と意義(太陽系探査技術)。

　13ページ以降、ミッションの概要。

　ミッションプロファイル。
　往路・復路とも1年弱。全ミッション期間は約5年。24年度打ち上げをターゲットに検討。
　各ミッションの運用イメージ図。

　火星衛星近傍での運用。
　
　ミッション機器。
　サンプリング、リターンカプセル、搭載観測機器。

　探査機システム。
　往路・復路とも化学推進系。多段式の構成。
　打上質量3400kg。往路モジュール1900kg、探査モジュール150kg、帰還モジュール1350kg。
　打上げ時の外観と往路でのイメージ。パドル広げて幅14m。
　検討の一例であり、変更の可能性がある。

　18ページ以降、CNESとの協力。
　3項目で共同検討を行う。
　内容と実績。
　近赤外分光計。ExoMarsに搭載される近赤外分光計を開発。
　フライトダイナミクス。ESAのRosettaの着陸機Philaeの着陸軌道解析を担当。
　小型着陸機。はや2のMASCOTに参加。

***

　[宇宙探査用電力供給技術](https://www.gs-yuasa.com/jp/technic/vol13_2/pdf/13_02_001.pdf)

　2016年12月頃
　GSユアサテクノロジーレポート

　月探査を想定。約29.5日周期、昼夜がそれぞれ約14.8日で、大気がないので温度変化が大きい。
　アポロで設置した温度計の実測値の抜粋。夜は-200℃近く、昼は時間に応じて+50℃から+100℃くらい。
　地球低軌道では日陰は30分程度なので、その程度の時間保温できればいい。付きでは15日程度の保温が必要。

　越夜用エネルギー技術の検討。
　大きく3種類。1次電池、太陽エネルギー貯蔵、原子力。
　1次電池は実用性は高いが、電池容量で能力が決まり、質量がミッションを制限する。
　原子力は米国等では実績があるが、技術的・環境・社会受容性への配慮が必要。
　太陽エネルギー貯蔵は、課題は多いが有望であるため、JAXAではこれを主に研究。

　太陽電池+二次電池。
　リチウム型をベース。現在150Wh/kg以上、長寿命(LEO7年4万サイクル以上、GEO20年2000サイクル以上)を実現。人工衛星は長寿命が必要だが、月の越夜は当面1年以上で、1サイクルが1ヶ月なので、サイクル数の要求は低い。2週間かけて放電するので、低レート放電で済む。200Wh/kg以上を目指している。

　太陽電池+再生型燃料電池。
　燃料電池の発電効率は高くないが、発電時の発熱も、保温に使うことで有効にエネルギーを使える。二次電池と違い、複雑、質量や容積を必要とする。小型化が難しい。
　月面では360kWhが必要になる。燃料電池システムとして480Wh/kgのエネルギー密度が実現可能。規模が大きいとスケールメリットで密度が上がる。二次電池より軽量なシステムが作れる。ただし、水(H2O)を使うので、0℃以上に保温する必要がある。複雑なシステムの維持とかも課題。

　宇宙探査用LiIonの試作評価。
　軌道用の設計46Ahの電池。月用に変更。形状・寸法は同じ。設計59Ah。
　温度試験とか充放電特性とか。
　充電方式。夜になる直前に一気に充電する方式と、昼の間にゆっくり充電する方式。
　いろいろな図や表。

　充電温度が高いと長期運用が厳しい。充電時+40℃だと長寿命。
　電解液の凝固点が-30℃。夜間にこれより冷えると特性が悪化する懸念。実際には、運用に必要な0.0026Cといった低レートでは-40℃でも放電できた。

***

　[深宇宙機の軌道決定の現状と将来](https://www.jstage.jst.go.jp/article/sicejl1962/39/9/39_9_564/_pdf)

　2009年9月頃

　1章、歴史。
　2章、RARRによる軌道決定方法。
　2章1節、取得するデータ。
　2章2節、軌道決定法。
　2章3節、高精度化のために。
　3章、これからの深宇宙ミッションにおける追跡管制。
　3章1節、ΔVLBI航法。
　3章2節、GPS航法。
　3章3節、ONS(光学航法)。
　4章、おわりに。

***

　[軌道力学系システムの現場から](http://www.unisec.jp/history/lecture_series/2013/text/0323_Fujitsu.pdf)

　2013年3月23日付
　富士通株式会社 テクニカルコンピューティング・ソリューション事業本部

　1ページ目、目次。


　2ページ以降、はじめに。

　2ページ目、追跡管制システムの中の位置づけ。
　テレメ、コマンド、測距。

　3ページ目、追跡管制サイクル。
　観測・測距データ取得、軌道推定、軌道予測・アンテナ予報値作成、アンテナ補足、観測・測距データ取得。

　4ページ目、軌道力学系システムの役割。


　5ページ以降、軌道力学系の留意事項。

　5ページ目、要求される制度の例。
　アンテナ補足に必要な位置の予測精度。中高度衛星は10-20kmが目安。静止衛星は100kmオーダー。
　ミッションから要求される精度。ALOS/ALOS2で1m。WINDSで10km。QZSで1-2m。
　軌道保持の精度。

　6ページ目、軌道力学系システム開発&運用で、まず押さえるべきこと。
　時系/座標系。摂動。

　7,8ページ、現実は複雑。
　富士通のお硬い資料なのに、この2ページだけとてもコミカル。
　様々な誤差要因とか。

　9ページ目、時系の相互関係。
　UT1, UT1R, UTC, TAI, TDT, TDB, GPS。

　10ページ目、座標系の相互関係。

　11ページ目、周回衛星の主な摂動。
　地球重力非球状成分。太陽/月引力。大気抵抗。太陽輻射圧。潮汐による地球重力歪み。
　モデル化精度とか、中高度・高高度での影響とか。

　12,13ページ、中高度 極軌道の地球形状扁平の影響。

　14ページ、中高度衛星における大気抵抗の影響。

　15ページ目、中高度衛星の高度低下率比較。
　横軸が軌道高度、縦軸が影響の度合い。
　それぞれのマーカーが太陽活動(時期)の違い。
　同じマーカーで影響の度合いが異なるのは、衛星ごとの断面積/質量比の違い。

　16ページ目、準天頂軌道の摂動。

　17ページ目、太陽/月引力による年変化率のΩ依存性。

　18ページ目、QZS3機構成の場合、軌道保持に必要な推薬は?
　初号機はΩ210degに投入。12年で120→150deg。軌道保持推薬がトク。
　2,3号機を120度間隔に投入すると、軌道保持推薬は初号機の3-4倍。
　初号機は年間3m/sくらいのΔV。2,3号機は15m/sくらいのΔV。

　19ページ以降、軌道決定のエッセンス。

　19ページ目、軌道決定の基礎。

　20ページ目、バッチ方式とフィルタ方式。

　22ページ目、軌道決定に伴う誤差。

　23ページ目、軌道決定誤差低減の工夫。

　24ページ以降、軌道力学系関連システムの歴史。

　25ページ目、日本の軌道推定技術の発展。

　26ページ以降、システム事例。

　26ページ目、富士通が関与したJAXA殿システムの一部。
　GPS利用高精度軌道決定システム。準天頂衛星測位実験システム。かぐや月重力場推定。はやぶさ軌道決定。スペースデブリ関連システム。

　27ページ以降、GPS利用構成度軌道決定システム。
　32ページ以降、準天頂衛星測位実験システム。
　37ページ以降、かぐや月重力場推定。
　41ページ以降、はやぶさ軌道決定。
　44ページ以降、スペースデブリ関連システム。

　49ページ以降、おまけ、TLEの精度。
　通常1-2kmの誤差があると考えられている。
　COSMOS-1242(480km円軌道)、2日後、～20km。7日後、～90km。
　ARIANE-3-DEB(480km/15800km)、2日後、～20km。7日後、＞100km。

　52ページ以降、これからの軌道力学系。
　30年近く前、中国の大学・研究所を視察して「技術は最先端。でもハミルトニアンなんてどこにもいない！」
　軌道力学系がミッションの主役になることはありえない。空気のようなものになっていく。
　必要なこと。軌道力学系システムを、空気のように、あって当たり前のものに変えていく。一方で、ブラックボックス化させない努力。

***

　[やさしい軌道力学 - 人工衛星に作用する摂動 -](http://www.eri.u-tokyo.ac.jp/KOHO/HIGHLIGHT/KYODO/2004-W-01/ppr/eri0411-04kubo-oka.pdf)

　19ページ目、図1、各種摂動のイメージ。
　軌道に依存するものと、衛星(形状・姿勢等)に依存するもの。

　20ページ目、図2、摂動と高度の関係。
　2体(地球重力)が一番大きい。4桁くらい下にJ2項以上の重力場。さらに2桁下がって太陽・月。さらに数桁下に様々な要因。

　各種摂動のモデルの説明とか。

　24ページ以降、摂動が軌道に及ぼす影響。

　26ページ目、図5、J3項以上の有無。1日で最大5kmくらい。
　26ページ目、図6、太陽・月の引力。1日で最大100m程度。時期によって位置関係が変わるので要注意。
　27ページ目、図7、大気抵抗の有無。
　27ページ目、図8、太陽光輻射圧。
　28ページ目、図9、輻射圧に対して地球食を考慮するか否か。

***

　[宇宙機のフォーメーションフライト](https://www.jsme.or.jp/publish/kaisi/130102t_.pdf)

　2013年1月

　In-trackとGCO(General Circular Orbit)の図、考え方、例。
　その他のフォーメーション。ラグランジュ点とか。

***

　[スペース重力波アンテナDECIGO計画(99):統合試験用プラットフォームの開発](http://granite.phys.s.u-tokyo.ac.jp/knagano/presentation/180916_JPS(2018F)_nagano_Mini-DECIGO_ver3.pdf)

　2018年9月16日付

　DECIGOやその他の計画とかの話。
　LISA、KAGRAとの比較。
　CAD画面がFusion360っぽい。

　39ページ目、B-DECIGOの構成。DECIGOとの比較。

***

　[Cold Gas Micro Propulsion System – LISA Pathfinder | Spaceflight101](http://spaceflight101.com/lisa-pathfinder/cold-gas-micro-propulsion-system/)

　LISAパスファインダーで使われたマイクロスラスタ?
　31MPaのGN2、0.1-0.2MPaに調圧して噴射。1uNから500uNの推力。毎秒0.001-1ミリグラムの流量。5億回以上のサイクル、-20 - +50℃で2万時間の寿命。

***

　[火星航空機用高度計の開発](http://www.isas.jaxa.jp/j/researchers/symp/sss13/paper/P5-037.pdf)

　研究背景、要求仕様とシステム概要、高度計の方式、理論検討、ハードウェアの実現性、まとめ。

　航空機、約3.5kg。
　要求。重量100-200g。電力1W以下。分解能10m以下(観測中)、100m以下(飛行中)。レンジ200m - 10km(1-3kmを飛行中)。更新レート1Hz。
　ブロック図。FM-CWトランシーバとか、マイコンとか。

　高度計の方式。GPS、パルスレーダ、レーザー。火星ではGPSは使えない。要求性能からレーダーやレーザーは不可。
　FM-CW。小さな送信電力で高SNR。送信回路が単純。信号処理回路が用意に実現可能。
　レーダー断面積とかの話。
　パラメータとかハードウェアとか。24.15GHz、帯域1MHz。54エレマイクロストリップアレイ。TR一体。
　制御回路の外観。電源5V。クロック72MHz。サンプリングレート400kHz。ADC16bit。

　ボードの写真、インターフェース誌に付属したLPC2388に、電子工作でよく見かけるLCDとか、秋月で売ってるQFP変換基板とか、電子工作っぽい雰囲気。

***

　[スペースデブリのブレークアップ発生時刻の特定方法の確立](http://bulletin.soe.u-tokai.ac.jp/vol.44No.2_2004/p73_78.pdf)

　2004年頃

***

　[深宇宙探査技術実証機 DESTINY+](https://fanfun.jaxa.jp/jaxatv/files/20170920_dlr_j.pdf)

　2017年9月20日付

　2ページ目、概要。
　3ページ目、工学ミッションの意義・目的と期待される成果。
　4ページ目、ミッションプロファイル。
　5ページ目、システム設計。主要諸元とか外観。
　6ページ目、重要技術。
　7ページ目、小惑星フライバイ時の科学観測。
　8ページ目、理学テーマ背景。
　9ページ目、ISASの小天体探査戦略。
　10ページ目、理学テーマ背景。
　11ページ目、地球への有機物主要供給源であるダスト。
　12ページ目、科学的意義。
　13,14ページ、理学ミッションシナリオ。
　15ページ目、観測機器候補。
　16ページ目、ダストアナライザ(DDA)。
　18ページ目、まとめ。

***

　[今後のイプシロンロケットに係る検討状況について](https://www8.cao.go.jp/space/comittee/yusou-dai18/siryou3.pdf)

　2014年10月2日付

　1ページ目、経緯。
　試験機でSPRINT-A打ち上げに成功。ERGは初号機では能力が不足する。2号機で能力増強。ASNARO2を打ち上げられるように衛星包絡域拡大等に着手。ERG開発遅れで2号機の打ち上げ時期が見直されたので、包絡域拡大等を2号機から適用。

　2ページ目、イプシロン高度化開発。
　打ち上げ能力増強。現行450kg以上→高度化590kg以上(@SSO500km)。
　衛星包絡域拡大。
　初号機ではフェアリング内に2段モータを搭載。高度化は2段モータを大型化しフェアリング外に。

　3ページ目、参考図、イプシロン高度化開発内容。
　フェアリング。大型化(外径変更なし)。
　アビオ。アンテナ簡素化(1段削除)。
　2段モータ。推進薬増量。材料の低コスト化。ノズルの簡素化。パイロ弁の削減。
　推進系。1/2段搭載構造、2/3段継手の新規開発。
　2段TVC。モータ変更対応改修。

　各部の寸法とか。

　4ページ目、将来のイプシロンの在り方について。

***

　[タイトル不明](http://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/uchuu/016/004/gijiroku/__icsFiles/afieldfile/2011/07/08/1308175_2.pdf)

　あかつきのFTAとか。

　50ページ目、酸化剤移動に関する過去の不具合事例調査。
　Mars Observer, Viking-1, Intelsat-603, Mariner-9。

　51ページ以降、2液推進系長期使用衛星のガス供給配管例。
　各衛星の押しガスから推進薬タンクまでの図。JPEG圧縮で見づらいけど。
　はやぶさ、HTV、Cassini、Messenger、NEAR、Mars Observer。

　以降、OMEの履歴とか、地上試験の話とか。

***

　[観測ロケット用上段モーション・ステージ （UMS）の研究開発](http://www.isas.jaxa.jp/home/kougaku/03_report/29_senryaku/06_fukushima_senryaku29.pdf)

　サウンディングロケットの姿勢制御機器、もう入手できないしすっごく高精度。ヘキサポッドで作り直そう。みたいな話(もっと真面目に書いてあるけど)。

　1ページ目、ハイライト。
　ロケットのサイドジェットと協調させつつ、観測機器だけを姿勢制御する。S-310のミッションとして採択。他。

　3ページ目、本研究の目的。
　最近の観測ロケットでは天文館速が行われていない。理由の一つとして、要求する姿勢制御を観測ロケットが提供できていないため。
　20年ほど前までは、S-520-17/19/22において±0.3deg、±0.1deg/secレベルの制御が提供されていた。当時のサイドジェット(旧SJ)および制御系機器については入手不可能であり、大型で、調達コストが全体の3分の1に近かった。現在では技術的にも予算的にも再調達が困難。
　内部情報はメーカー技術で、全部作り直す必要がある。
　S-520-28からISASインハウスでデスパン用SJ(新SJ)の試験が始まり、これをベースに制御ソフトをISASインハウスで準備していろいろ実験中。
　新SJをベースに、旧SJを超える精度の姿勢制御機能を提供する。そのために上段モーションステージ(UMS)を開発し、新SJとUMSを協調制御してプラットフォームを構築する。
　コストは旧SJ+CNの10分の1以下で、ISASインハウス作成とし、情報・技術がメーカー撤退で失われないようにする。

　4ページ目、H28, 29, 30年度の予算と内容。

　5ページ目、29年度成果の概要。
　SS-520-3の打ち上げに影響されるが、H30年度冬にS-310-45の可能性がありえるので、そこを締め切りに。
　// いまのところSS-520-3は未定で、S-310-45の話は聞こえてこないので、順調に遅れてるんだろうなぁ。。

　6ページ目、H29年度研究費内訳。
　ここまで細かく書くのかー、ってくらい細かく書かれてる。「モノタロウでエンドミルを1本買いました」とか。

　9ページ目、観測ロケットに搭載可能な慣性プラットフォーム。
　ヘキサポッドを使う。6DOFだけど、ロケットがスピン安定なのでデスパンテーブルを追加する変則型。
　S-310へ搭載可能なサイジング。打ち上げ時の機械環境に耐えるためのロンチロック構造。

　試作モデルとか、精度の実測値とか。

***

　[GPS受信機を用いたCubeSat用自動データ送信システムの提案](https://www.jstage.jst.go.jp/article/jacc/54/0/54_0_348/_pdf)

　2011年11月

　「ISS放出だと運用期間短いよね。運用後期だと軌道の変化が大きくてコマンド通りづらいよね。衛星オンボードで可視を判断して自動的に送信させよう」という提案。
　地上局で追尾できなきゃ衛星判断で送信しても受信できないじゃん、という部分は触れられてない。あと本当に提案だけで、「GPS受信機準備しました」までしか書かれてない。

***

　[H-IIBロケット7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/2018/06/07/1405560_8.pdf)

　2018年5月

　H-IIA#37(202)とH-IIB#7の比較とか。
　H-IIA#37, GCOM-C, SLATSは以前書いたので省略。

　第2段はH-IIAとH-IIBでほぼ同様。
　A#37とB#7では第2段の常温Heの搭載量が違うけど、これはH-IIAでも号機によって(軌道設計によって)変わる。

　1段目は大きく異る。
　固体燃料は204構成と同様。
　LH2/LOXは約1.7倍。
　常温Heは、Aで84リットル3個、Bで同5個。
　作動油は2倍。

　ペイロードの搭載物。
　MMH最大870kg。MON-3最大1436kg。常温He(23.05MPaA)84リットル4個。常温He(2.75MPaA)55.2リットル4個。窒素(19.6MPaA)2.2リットル5個。

***

　[小型超音速ロケット実験機の開発](https://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/391/391028.pdf)

　2002年頃

　ロケットというか、ロケットで打ち上げて滑空させる感じの試験機。

　日本が得意なCFDの有効性を実証。MHI名誘がとりまとめ。KHI, FHI, IAの協力を得てH14年度飛行に向けて。


　図1、小型超音速ロケット実験機の3面。
　図2、打ち上げ形態。

　次世代超音速旅客機の約11%のサイズ。
　ロケットで打ち上げ後、分離して滑空飛行。パラシュートとエアバッグで回収。
　ウーメラで実験。日本の国土の約1/3の面積。

　図3、飛行実験の概要。
　図4、空力計測センサの例。
　図5、実験機の構造概要。
　図6、実験機の全機装備。

　飛行停止機能。火工品で水力と操舵装置の電力をカットする。試験場からの逸脱と、射点広報の管制センタの安全確保が目的。試験場は広いので、逸脱には比較的余裕がある。発射直後は迅速な判定が必須。X+10sまでは姿勢角による判定、以降は位置・速度ベクトルによる判定。手動と併用。

　飛行安全の評価。

　むすび。

***

　[日本のラジコンの歴史と世界の現状](https://www.jstage.jst.go.jp/article/bplus/8/3/8_158/_pdf)

　1945年終戦。模型飛行機の制作の禁止の達し。後日、風洞実験の模型が対象とわかり、趣味としての模型飛行機が再開。
　米軍軍人にも模型飛行機を趣味として楽しんでいる人が多く、その人達からUコンを知る。

　無線操縦の歴史。1897年に英国人が船の無線操縦の特許を英国で。
　実験は1898年に米国で成功しているらしい。
　航空機は、米国で飛行船を対象に(年代書いてない)。火花式発振器とコヒーラ検波器。

　1914年に三極管が発明されてから無線操縦の研究が進む。/* wikipediaによると、三極管の発明はもう少し早くて、14年は三極管を使った製品の製造開始時期 */
　日本でも軍事用として研究されていたらしい。

　周波数割当の話とか。
　1954年頃、1波。その後6+2波。
　1984年に13波(追加?)。
　1992年に10波(追加?)。
　2007年に2.4GHz帯許可。

　初期は真空管方式。ラダーとスロットルのエスケープメント。
　ラダーの図はあるけどスロットルの説明がない。
　超再生方式。無線の知識がなければ安定して動かせるのは大変。
　エンジンや着陸の振動・衝撃から守る防振構造。
　電源。送信機、A電池に1.5V、B電池に135V。受信機、A電源に1.5V、B電源に45V、操舵に6V。
　この時代、トランジスタもあったが、27MHz帯で使えるトランジスタはなかった。

　マルチチャネル送信機。
　1961年。送信機の複数のスイッチで、受信機のリレーを個別にON/OFF。
「これらのスイッチを両手で操作して飛行機を操縦するのだが、このスイッチ操作こそ神業だった」

　プロポーショナル送信機。
　1965年。スティック方式。モード1とモード2。/* 昨今だともっと増えてるが*/
　初期は振幅変調。1975年から周波数変調に変更。
　2007年から2.4GHz帯の仕様が始まる。レスポンス向上。送信機と受信機で固有のIDを持ち、記憶させることで、混信のトラブルが減少。

　車用プロポ。
　ステアリングとスロットルの2ch。初期はスティック方式。後にホイール方式が出て、現在は両方が存在。
　現在は車専用の特殊機能が装備されている。テレメとかロガーとか。
　空用と車用は存在するが、船用は存在しない。空用または車用を使う。

　世界の現状。
　初期の頃、エンジンや送受信機、機体など、アメリカやドイツ等ヨーロッパ製が優れていた。ドイツでは送信機は2種類存在し、手に持つ小型タイプと、肩から吊り下げる大型のもの。
　1960年頃になると日本製品の性能が向上してきた。

　歴史を振り返って。

　最後に。

　表1、ラジコン進歩の年表。

***

　[simulating REALITY MSC Software Magazine Summer 2012](https://files.mscsoftware.com/cdn/farfuture/M_y-fL8HgWuZ-Cjy9o65mNirtJKi0BiTXkSJ84Q96Ko/mtime:1421991846/sites/default/files/ri_ben_yu_ban_curiosity_specialedition_0.pdf)

　2012年頃

　JPLの火星探査機キュリオシティの話とか。
　開発に使ったAdamsというソフトウェアを作ったMSCソフトウェアのパンフ。

***

　[月軌道ゲートウェイの検討状況](https://fanfun.jaxa.jp/event/files/event_20190128_ws_01.pdf)

　2018年10月25日付

　5ページ目、コンフィギュレーション。各国の分担とか。

　6ページ目、スケジュール。
　2023年に4人が11日間滞在。
　2024年から、4人が30日間滞在、1年に1度。
　各年での外観とか、打ち上げロケットとか。

　7ページ目、JAXAによる機能分担の候補。
　通信や環境制御・生命維持等。

　8ページ以降、環境制御・生命維持システム。
　ECLSS: Environment Control and Life Support System
　必要なリソースとか、除去すべきものとか。
　初期・将来のアーキテクチャ、系統図、レイアウト、等。
　JEMとの空調の比較。

　19ページ目、ビデオ映像システム。
　8Kカメラ。ウェアラブルカメラ。天球カメラ。Int-Ball。
　よくあるRICOHのカメラじゃなくてELECOMのカメラだ(販売終了・撤退済み)。

　20ページ目、開発スケジュール例。

***

　[観測ロケットを利用した極超音速統合実験（HIMICO）その 1〜実験概要](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/4652/1/SA6000016023.pdf)
　2014年頃

　[S520 観測ロケットを用いた極超音速統合制御実験(HIMICO)の提案](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/897518/1/SA6000127002.pdf)
　2018年頃

　SS520でマッハ5クラスの機体を打ち上げて、再突入後にデータ取得。

　新しい方の機体が、古い方より簡素な見た目になってる。シミュレーションとかしていく上で「そこまで作り込まなくても良さそうだ」という感じでシンプルになっていったんだろうか。

***

　[科学観測用ロケットの発展の経過 9. M-3Hのシステム計画とモータの開発](https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass1969/28/319/28_319_359/_pdf/-char/en)

　1980年1月12日受理

　EXOS-A/EXOS-Bを打ち上げた機体。軌道設計とか、機体の最適化とか。

　図1、M-3Hのペイロード能力。
　軌道傾斜角31度でM-4S, M-3C, M-3H, M-3S, M-3H(4段)。
　軌道傾斜角60度でM-3C, M-3H, M-3H(4段)。

　表1、M-3H-2のパラメータ感度。
　図2、M-4S, M-3C, M-3Hの性能比較。

　表2、M-3Hロケット関連モータの性能諸元。
　SB-310, M-10, M-11, M-12, M-13, M-22, M-3A, KM-A, KM-B。

　図3、M-13モータ概略図。
　図4、M-13モータ推力・内圧曲線。
　図5、KM-B概略図。
　図6、M-3H全体図。
　表3、M-3H-2の諸元。
　表4A、M-3H飛翔シーケンス。
　表4B、衛星タイマ始動後のシーケンス。
　図7A、誘導制御系統図。
　図7B、姿勢基準装置。
　図7C、制御電子部。
　表5、M-3H実験における主要問題点。
　図8、極光によるオーロラ画像。

***

　[技術試験衛星VIII型「きく8号」の開発と運用](https://www.jstage.jst.go.jp/article/bplus/2007/3/2007_3_3_64/_pdf)

　2007年頃

　図1、きく8号外観図。
　図2、きく8号のミッション要求、技術目標、主要技術関連図。
　図3、開発スケジュール。
　表1、技術試験衛星VIII型(ETS-VIII)主要諸元。
　図4、開発モデル(電気、熱、構造)。
　図5、フライトモデル。
　図6、バス系ブロック図。
　図7、構体系の構成。
　図8、ペイロード系ブロック図。
　表2、移動体通信実験器の構成と開発分担並びに機器設計の特徴。
　表3、移動体通信実験器の主要諸元。
　図9、移動体通信実験器回線構成。
　図10、サービスリンクビーム配置。
　図11、アリアンロケットでの軌道上展開実験結果。
　図12、大型展開アンテナの開発フロー。
　図13、太陽電池パドル展開画像。
　図14、大型展開アンテナ展開画像。
　図15、実験スケジュール概要。
　図16、基本実験概要(JAXA実施分)。
　図17、S帯受信異常代替措置令。
　図18、ポータブル端末。
　図19、超小型携帯通信端末。
　図20、測位実験概要図。
　図21、将来ミッションへの展開。


　衛星バス。
　CCSDS勧告準拠。1553B採用。バス100V安定化電源。100AhNiH2。ゼロモーメンタム方式。
　テレコマ・姿勢制御・電源・熱といった管理を1つの計算機(64bitMPU)で実施。質量1/4、消費電力1/3、搭載面積1/5。衛生軽量化や、データを一元的に管理でき柔軟な運用を実現。
　ペイロード、ドライ質量比40%以上を達成(従来30%程度)。
　ヒータのON/OFFをオンボードで自動処理。
　アポジ、2液、500N。姿勢制御、2液、20N。南北制御、キセノン、20mN。


　H-IIA204で打ち上げ。
　打ち上げ質量5.8トンの内、半分近くは静止軌道に到達するまでに消費する推薬。

　打ち上げ27.5分後頃にロケットから分離。
　同37分後にETS-8からの信号を受信。直ちにコマンドでパドル展開、姿勢安定を行い電力を確保。
　遠地点で4回のアポジ噴射。3回は約90分ずつ、4回目は約10分。ドリフト軌道に投入。
　地球に正対させるように3軸制御し、大型アンテナ展開を行ってから、静止軌道へ投入。

***

　[技術試験衛星Ⅷ型（ETS-Ⅷ） の総点検について 【改訂版】](http://www.mext.go.jp/b_menu/shingi/uchuu/gijiroku/h17/chousa01/002.pdf)

　2004年12月16日付

***

　[技術 | 東京スカイツリーⓇを築いた技術 | 6. 吊荷の向きは自由自在](https://www.obayashi.co.jp/chronicle/technology/c3s6.html)

　クレーンで吊り下げた荷物を安定させる装置。
　コントロールモーメントジャイロを使っているらしい。

***

　[ETS-VIIランデブ・ドッキング用ランデブ・レーダ](https://www.jstage.jst.go.jp/article/sicejl1962/38/11/38_11_682/_pdf)

　1999年11月
　レーダというか、ライダの話。

　レンジ2mから500mまでのセンサ。チェイサ衛星に搭載するヘッド部(RVR-H)と電子回路(RVR-E)、ターゲット衛星に搭載するリフレクタ(RVR-R)から構成。810nmのレーザーを使用。測距と測角ができる。リフレクタは遠距離用と近距離用の2種類。

　測距時は15.00/14.55MHzで変調。測角時は連続発光(ON/OFF)。
　遠距離から近距離まで、5桁の受信レベルに対応する必要がある。受信レベルをソフトウェアでモニタしてゲイン切り替えを行う。CCD露光時間切り替えやNDフィルタ(太陽干渉対策)の制御も。

　測距。
　15.00MHzの変調。相対距離10mのアンビギュイティがある。14.55MHzも併用して解消。330mのアンビギュイティが生まれる。AGCで判定。
　温度によって遅延特性が異なるので、温度をモニタして試験データで補正。

　測角。
　LD発光時のCCD画像と、LD消灯時のCCD画像を比較し、2値化・ラベリング・グルーピングを経て認識。パラメータは距離に応じて自動的に設定。

　太陽干渉検知・防護。

　画像モニタ機能。


　フライト結果。
　精度。

　捕捉機能・性能。
　相対距離500mにおいて、170mと誤認した。330mのアンビギュイティ誤認。

　光回線性能。


　おわりに。

***

　[Ｈ－Ⅱロケット５号機による通信放送技術衛星 （ＣＯＭＥＴＳ）の打上げ結果の評価について （報告）](http://www.mext.go.jp/component/b_menu/shingi/giji/__icsFiles/afieldfile/2013/06/10/1335987_009_1.pdf)
　[Ｈ－Ⅱロケット５号機による通信放送技術衛星 （ＣＯＭＥＴＳ）の打上げ結果の評価について （報告）](http://www.mext.go.jp/component/b_menu/shingi/giji/__icsFiles/afieldfile/2013/06/10/1335987_009_2.pdf)
　[Ｈ－Ⅱロケット５号機による通信放送技術衛星 （ＣＯＭＥＴＳ）の打上げ結果の評価について （報告）](http://www.mext.go.jp/component/b_menu/shingi/giji/__icsFiles/afieldfile/2013/06/10/1335987_009_3.pdf)
　[Ｈ－Ⅱロケット５号機による通信放送技術衛星 （ＣＯＭＥＴＳ）の打上げ結果の評価について （報告）](http://www.mext.go.jp/component/b_menu/shingi/giji/__icsFiles/afieldfile/2013/06/10/1335987_009_4.pdf)
　[Ｈ－Ⅱロケット５号機による通信放送技術衛星 （ＣＯＭＥＴＳ）の打上げ結果の評価について （報告）](http://www.mext.go.jp/component/b_menu/shingi/giji/__icsFiles/afieldfile/2013/06/10/1335987_009_5.pdf)
　[Ｈ－Ⅱロケット５号機による通信放送技術衛星 （ＣＯＭＥＴＳ）の打上げ結果の評価について （報告）](http://www.mext.go.jp/component/b_menu/shingi/giji/__icsFiles/afieldfile/2013/06/10/1335987_009_6.pdf)

　1999年5月19日付
　ファイルが細切れになってる。

　ファイル1。
　29ページ目、図1、H-IIロケット5号機の形状。
　30ページ目、表1、H-IIロケット5号機の主要諸元。
　31ページ目、図2、H-IIロケットの標準飛行経路(静止トランスファー軌道ミッション)。
　32ページ目、図3、COMETSの形状。
　33,34ページ、表2a、COMETSのバス系主要諸元(当初の予定)。
　35-ページ、表2b、COMETSのミッション系主要諸元(当初の予定)。

　ファイル2。
　37ページ目、表2bの続き。
　38ページ目、図4、COMETS実験概要(当初計画)。
　39ページ目、表3、主要シーケンス・オブ・イベント。
　40ページ目、図5、H-IIロケット5号機　高度-地表面距離。
　41ページ目、図6、H-IIロケット5号機　機体現在位置。
　42ページ目、図7、COMETSの投入軌道。
　43ページ目、図8、COMETSの軌道変更の概要。
　44-ページ、表4、COMETS搭載機器確認結果概要。

　ファイル3。
　-48ページ、表4の続き。
　49ページ目、図9、四酸化二窒素(NTO)タンク。
　50ページ目、図10、NTOタンク温度テレメトリ異常FTA。
　51ページ目、図11、衛星間通信パイロット受信機(PILRX)の構成。
　52ページ目、図12、PILRXテレメトリ異常に関するFTA。
　53ページ目、図13、チャンネル当たりレート積分ジャイロ構成図。
　54ページ目、図14、ピックオフ励磁回路内の回路構成。
　55ページ目、表5、レート積分ジャイロ出力異常発生状況。
　56ページ目、図15、バンアレン帯通過時間率およびジャイロ異常発生状況。

　ファイル4。
　57ページ目、図16、シングルイベントノイズによる発振。
　58ページ目、図17、テレメトリ・コマンド異常に関するFTA。
　59ページ目、図18、フォトカプラの構成。
　60ページ目、図19、蓄積線量の比較。
　61ページ目、図20、プロトン照射量の比較。
　62ページ目、図21、プロトンとガンマ線によるフォトカプラCTR劣化特性の比較。
　63ページ目、図22、COMETSでのフォトカプラ劣化予測。
　64ページ目、図23、スラスタ配置。
　65ページ目、図24、1Nスラスタの構成。
　65ページ目、図26、フィードチューブ部。
　66ページ目、図25、太陽補足モードと地球補足モード。(捕捉)
　67ページ目、図27、統合推進系系統図。
　68ページ目、表6、COMETSの2液式統合推進系主要諸元。
　69ページ目、図28、COMETS1液式推薬弁改修内容。ETS-VI事故前と見直し後。
　70ページ目、図29、衛星軌道変換用推進系の性能比較。
　71ページ目、表7、COMETSの展開収納型フレキシブル太陽電池パドルの主要諸元。
　72ページ目、図30、COMETS太陽電池パドル改修内容。
　73ページ目、表8、フレキシブルパドル及び再収納可能な太陽電池パドルの国際的な実績。
　74ページ目、図31、21GHz帯200W級進行波管増幅器。外観と断面図。
　75ページ目、表9、COMETSの21GHz帯200W級進行波管増幅器の主要諸元。
　76ページ目、図32、衛星搭載用進行波管増幅器の国際比較。

　ファイル5。
　77ページ目、図33、44GHz帯20W級進行波管増幅器。外観と断面図。
　78ページ目、表10、COMETSの44GHz帯20W級進行波管増幅器の主要諸元。
　79ページ目、別添1、2月22日以前の打上げ日延期等の経緯。
　80ページ以降、別添2、軌道変更計画の検討。
　82ページ目、別添3、COMETS定常運用段階での実験実施結果。
　83ページ目、別添図3-1、COMETS実験概念図。
　84ページ目、別添表3-1、定常段階での通信・放送実験実施項目。
　85ページ目、別添4、S帯衛星間通信実験の中止。
　86ページ目、別添図4-1、Sバンドリターン回線電波干渉概念図(衛星間通信/USB)。

　以降、ファイル6も含めその他資料や議事録等。

***

　[Corporate Profile 株式会社IHIエアロスペース](https://www.ihi.co.jp/ia/download/i/info.pdf)

　2018年12月発行
　同じURLのままある程度の周期で改定されそう。

　4ページ目、会社概要、基本利点、等。
　5ページ目、組織、人員構成。
　6,7ページ、事業の歴史。
　8ページ目、売上の内訳。
　9-11ページ、技術研究。
　12-14ページ、打上げロケット。
　15,16ページ、衛星推進系。
　17-20ページ、宇宙ステーション関連。
　21ページ目、帰還システム(再突入カプセル)。
　21ページ目、航空機エンジン部品。
　22ページ目、防衛関連。
　23ページ目、所在地。

***

　[宇宙実験・観測フリーフライヤの誘導制御](https://www.jstage.jst.go.jp/article/sicejl1962/26/6/26_6_503/_pdf)

　1987年6月

　図2、SFUの構造。
　図3、SFUの打上げ、回収手順。
　図4、誘導制御システム。
　表1、軌道・姿勢の精度要求。
　図5、誘導制御オペレーション。

　スペースシャトルで回収する。
　シャトル打ち上げ後、500km弱の軌道から300km程度まで48時間以内に降りなければならない。
　NASAからの要求。高度17.6km、幅3.5km、進行方向980kmの、スペースシャトルに連動して動くボックスに入る必要がある。高度・位相制御はホーマン遷移の繰り返しでさほど困難ではないが、軌道面の変更は大変。シャトルの打ち上げ時期の調整、それを見越したH-IIの打ち上げ。

***

　[宇宙実験・観測フリーフライヤ](https://www.jstage.jst.go.jp/article/sicejl1962/26/10/26_10_913/_pdf)

　1987年10月

　通信系。S帯、全方向性。テレメ16kbps。実験機器に12kbps、バスに4kbps。レコーダのダウンリンクに100kbps以上のモード。コマンド2kbps。磁気バブルメモリ素子を用いたデータレコーダ。
　GPSを用いたオンボードでの軌道決定。ホイールでの姿勢制御。ヒドラジンでの軌道制御。

　実験の概要とか。

***

　[人工衛星姿勢制御ソフトウェアの状態遷移表ベース設計事例](https://www.zipc.com/event/uc/files/uc2011_07.pdf)

　2011年頃
　2005年に打ち上げられたINDEX(れいめい)に関する話。
　開発時の話とか、改修時の話とか。

***

　[X線天文衛星「ひとみ」運用異常で改めて認識した 宇宙開発を取り巻く状況変化と対策 ～今後に向けたメッセージ～ ](https://www.ipa.go.jp/files/000056179.pdf)

　2016年12月13日付

　前半はASTRO-Hの諸元とか、異常事象の話。
　中盤にその他のロケットや衛星の話。
　後半にソフトウェア開発・試験とかの話。

***

　[観測ロケットによるテザー宇宙ロボットの姿勢制御実験](https://www.jstage.jst.go.jp/article/astj/11/0/11_0_23/_pdf)

　2011年4月19日原稿受付

　いろいろ書いてある。

　電波干渉の話。
　H8のクロック(25MHz)が別の実験装置のGPS(1.5GHz)に干渉。クロックを20MHzに落として解決。
　ノーズコーンを閉じた状態で、別の実験装置のS帯テレメータがBluetoothに干渉。Bluetoothは打ち上げ前にリンクする必要がある。アルミテープでシールド。

　正常にテザー伸展できず。一応制御はできていた。

***

　[観測ロケットと大気球 小型飛翔体実験へのいざない](http://www.isas.jaxa.jp/missions/balloons/files/small_launch_vehicle.pdf)

　2016年3月初版
　観音折のパンフ。PDFだとちょっと見づらい。

　大気球とか観測ロケットの紹介、実績、公募に応募してね!みたいな話。

***

　[宇宙遠赤外線干渉計（FITE）プロジェクト：次回フライトに向けて](http://www.isas.jaxa.jp/j/researchers/symp/2012/image/1016_balloon_proc/isas12-sbs-032.pdf)

　CFRPでフレームを作るので、それの解析とか、校正機器とか。

***

　[気球搭載遠赤外線干渉計 FITE](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/1211/1/SA6000021025.pdf)

　図1、既存/計画中の望遠鏡の解像度比較。

　旧型のFITEの外観とか、新型のFITEのフレームとか。

***

　[Ｘ線でみる宇宙](http://wwwxray.ess.sci.osaka-u.ac.jp/~hayasida/Class/Class2008/20081005_hayasida.pdf)

　前半、広義の電磁波の話。
　11ページ以降から主にX線や蛍光X線の話。

　37ページ以降、天の川銀河系の中心のX線観測。
　ブラックホールからのX線によって、周囲の分子雲が蛍光X線を発する。数百年前に放出された強いX線が、今は観測できずとも、空間的な蛍光X線を観測することで、時間的なX線を観測できる、という話。
　電波でいうマルチパスを積極的に使おう、みたいな話。

　52ページ以降、すざくやロンチビークルの話。

　70ページ以降、大気球実験、PHENEX。
　Polarimatry for High ENErgy X-rays. 硬X線偏光観測。

***

　[ゴッホ《ドービニーの庭》に隠されていた“黒猫”の発見](https://kiui.jp/pc/bunkazai/kiyo/01.s.1-8.pdf)

　蛍光X線で油絵の下に隠された絵を再現する、みたいな話。

***

　[柔軟構造による再突入飛行体の研究開発](http://www.spss.or.jp/support/pdf/award07/yamada.pdf)

　2015年3月10日付

　3ページ目、アブレータと柔軟エアロシェルの比較。
　4ページ目、柔軟エアロシェルの歴史。
　5ページ目、著者が柔軟エアロシェルに関わるきっかけ。

　7ページ目、観測ロケットでのフライトを提案、気球を使うアドバイス。
　8ページ目、2003年に気球実験。
　9ページ目、2004年、前年にうまく行かなかったので再挑戦。
　10ページ目、観測ロケットの準備。風洞実験とか、気球実験とか。
　11ページ目、観測ロケットで実験。
　12ページ目、実験シークエンス。
　13ページ目、観測ロケット実験結果。
　14ページ目、次の目標。LEOからの再突入。2018年頃目標。

***

　[NewSpace時代の宇宙通信技術](http://www.uchuriyo.space/iss2019/assets/pdf/08.pdf)

　2019年8月5日付

　4ページ以降、光通信。
　SOTA(Small Optical TrAnsponder)。50kg級小型衛星(SOCRATES)に搭載。
　VSOTA(Very Small Optical TrAnsmitter)。50kg級小型衛星(RISESAT)に搭載。
　SOTAは5.9kg、VSOTAは700g。

　光望遠鏡。
　NICTが所有する代表的な光望遠鏡。

　6ページ、移動体搭載アンテナ。
　航空機に搭載可能な電子走査型平面アンテナ。Ka帯。性能に応じてサイズをスケーラブルに変更可能。航空機以外にも、車や船舶にも。

　7ページ目、ETS-9。
　電波と光の組み合わせ。

***

　[タイトル不明](https://www8.cao.go.jp/space/seminar/fy26-dai1/nakasuka-3.pdf)

　1ページ目、ほどよし2号(RISESAT)。
　2ページ目、3号/4号。
　3ページ目、超小型衛星で何ができるか。
　5ページ目、STORE&FORWARDミッション。

***

　[国際周波数調整 + 国内免許申請 (申請者の立場から)](http://unisec.jp/workshop/2018/files/1-6-2_from_univ.pdf)

　7ページ以降、周波数申請の必要性。
　2年前には総務省orUNISECに通知。総務省からの申請には予算が必要。枠を使い切ると次年度で。
　総務省からITUへ、6ヶ月以上。
　ITUでも6ヶ月以上。
　国内免状、3-6ヶ月。
　国際調整と国内調整はオーバーラップしてすすめる。部署が違う。

　15ページ以降、ITU申請の実例。
　22ページ以降、回線計算等。
　29ページ以降、国内調整の思想。

***

　[宙を拓くタスクフォース](http://www.soumu.go.jp/main_content/000585154.pdf)

　ALEに関する資料。

　9ページ目、開発中の衛星。
　初号機と2号機。

　10ページ目、人工流れ星の原理。

　11ページ目、発光の制御方法。
　位置と色。

　12ページ目、通信。
　東北大学とKSAT社(ノルウェー)のアンテナを使用。

　13ページ目、スケジュール。
　初号機、2号機に関しては20年春に流れ星運用。
　3号機は「開発着手」とだけ書いてある。

　14ページ目、開発予定。
　3号機、プロトタイプ開発中。流星源2000球。
　その次。巨大人工流れ星。-10等星。

***

　[イプシロンロケット3号機の打上げに係る安全対策について（調査審議結果）](http://www.mext.go.jp/component/b_menu/shingi/toushin/__icsFiles/afieldfile/2017/10/11/1396383_1.pdf)

　2017年9月5日付
　// PDFのページ番号を使う

　7ページ以降、付録1、イプシロンロケット３号機の打上げに係る地上安全計画(2017年9月付)。

　23ページ目、表1、ロケット等搭載用保安物リスト。

　24ページ目、図1、イプシロンロケット3号機搭載保安物概要(火薬類、高圧ガス、危険物)。
　ロケットの各段の固体燃料とか、ヒドラジンとか、加圧ガスとか。
　衛星。ヒドラジン45kg。他。


　33ページ以降、別紙1。保安距離の求め方とか。
　TNT換算の質量に対して、爆風圧や飛散物、ファイアボールによる放射熱等の保安距離を計算する。

***

　[平成30年度ロケット打上げ計画書革新的衛星技術実証1号機/イプシロンロケット4号機（ε-4）](http://www.jaxa.jp/press/2018/11/files/20181130_epsilon4.pdf)

　2018年11月

　9ページ目、表2、ロケットの飛行計画。
　10ページ目、図3、ロケットの飛行経路。
　11ページ目、表3、ロケットの主要諸元。
　13ページ目、表4、小型実証衛星1号機の主要諸元。
　15ページ目、表5、超小型衛星の概要。
　16ページ目、表6、キューブサットの概要。
　他、図や表など。

***

　[閃絡表示器®K型 | 日油技研工業株式会社‐示温材、RFIDソリューションの開発](https://www.nichigi.co.jp/products/densetsu/senraku_K.html)

　鉄塔とかに取り付けておいて、落雷した時の磁束を検知して発火部を点火、ガス圧で蓋が開きリボンが露出する。点検時にこのデバイスを確認し、リボンが出ていればその鉄塔が被雷したと判断できる。

***

　[ED Forums - View Single Post - F-16 A, B, C, MLU](https://forums.eagle.ru/showpost.php?p=2896453&postcount=554)

　HGU-55にScorpion HMDを追加したもの。
　F-16やA-10のキャノピーについた背骨みたいな電線は、HMCSのセンサ部らしい。

***

　[Helmet Mounted Cueing Systems | Thales Defense & Security, Inc.](https://www.thalesdsi.com/our-services/visionix-2/hmcs/)

　タレスのScorpionシステム。
　インテグレーションが簡単だよ!とのこと。
　世界初フルカラー対応、360x360ピクセル。　実績。A-10, F-16, F-18, AC-130W, AT-6, F-22, OV-10, UH-60/S-70, MD530G, H125M, H145M, H225.

　光学と慣性のハイブリッドとのこと。

***

　[タイトル不明](https://www8.cao.go.jp/space/comittee/27-kiban/kiban-dai10/siryou4-2.pdf)

　ETS-9関係の資料。前のページが抜けてる。

　７ページ目、ホールスラスタ。
　ホールスラスタとイオンエンジンの違い。

　8ページ目。
　大電力化に必要な要素技術。軽量大電力太陽電池パドル。高効率リチウムイオンバッテリ。展開ラジエータ。
　その他搭載を検討しているバス技術(例)。静止衛星用GPS受信機。

　9ページ目、バスのスケジュール。

　10ページ目、国際展開に至るロードマップ。

***

　[全電化で人工衛星も長寿命 大推力と低燃費を1台で実現 全電化衛星用ホールスラスタ](https://www.ihi.co.jp/var/ezwebin_site/storage/original/application/47ebc934d79e38e142c12b7ca1fbcca0.pdf)

　IAのETS-9向けホールスラスタの資料。

　海外で実用化されたスラスタ。300-400V程度、5kW以下。
　800V6kWを目指す。ただしETS-9は動作確実性を優先して300-400Vで動かす計画。

　米ジョージア工科大学の真空チャンバで性能確認。排気速度が世界トップクラス。

***

　[超小型衛星が拓く新しい宇宙開発利用 ～高時間分解能、低価格、新規プレーヤ～ ](http://www.soumu.go.jp/main_content/000599603.pdf)

　3ページ目、「超小型衛星による”Game Change"」
　低コスト化で、新規参入、教育ツール、挑戦的ミッション。
　ライフサイクル短縮で、大学生が研究室内で1サイクル経験、繰り返し可能、投資回収まで短縮。
　衛星がシンプルで透明。設計・運用・トラブルシュートがしやすい。全体を見ながら開発できる。

　4ページ以降、東京大学の超小型衛星の実績。
　2003年に世界初1kg衛星を打ち上げ。
　研究室の人間がその後、アクセルスペースの社長になったり、キヤノン電子で衛星を打ち上げたり、はやぶさ2のプロマネになったり、等。

　8ページ目、Nano-JASMINE。
　// 地上待機10年だとかなり陳腐化してそうな気がする。少なくとも通信系は必要があれば3-4桁は高速化できそうだ。

　9ページ目、需要。
　いくつか消されてる。

　10ページ以降、ほどよしプロジェクト。

　15ページ目、ACELSPACEによる光学コンステレーション。

　16ページ以降、ほどよしの機器搭載スペース。
　1Uスペース4個分のスペースを公募。

　18ページ目、PROCYON。
　世界初の超小型深宇宙探査機。

　19ページ目、EQUULEUS。

　20ページ目、Store & Forward。
　300bpsで8mWでの送信成功。
　TRICOM-1Rの断面図。

　21ページ目、SS-520-5の打ち上げの様子とか。

　22ページ目、ルワンダと共同開発契約。

　23ページ目、ベトナム向けMicroDragon。
　主要諸元とか。

　24ページ目、UNISEC-Global。

　25ページ目、超小型衛星で何ができるか?
　干渉、多点同時、ステレオ、コンステ。

　26ページ目、防災利用の議論。
　初動のための5時間の情報取得が大事。
　火災などはさらに即応(10分)が必要。

　27ページ目、静止リモセン。
　時間分解能が高い(10分)、常に地上とリンクできる。観測対象との相対位置が移動しないので露光時間を増やしてSNRを稼ぎやすい。
　距離が離れるので空間分解能悪化の対策。

　28ページ目、静止合成開口望遠鏡。
　撮像衛星と鏡衛星。GSD、夏で30m、冬で60m(ひまわり8/9で500m～)。

***

　[第30回宇宙安全保障部会 議事要旨](https://www8.cao.go.jp/space/comittee/27-anpo/anpo-dai30/gijiyousi.pdf)

　2018年11月12日

　MissionAssuranceの訳語。
　機能保証→任務保証。
　「将来的には「ミッション・アシュアランス」になっていくのではないか」

　静止合成開口望遠鏡。
　予算規模、5億円x衛星数+打ち上げ費用。
　/* 衛星数って鏡星と撮像衛生を一体で考えるのか、個別に考えるのか。10倍くらい変わってくるぞ。 */
　オーストラリアとの連携。

***

　[宇宙システム全体の機能保証(Mission Assurance)の強化に関する基本的考え方（案）](https://www8.cao.go.jp/space/comittee/dai57/siryo1-2.pdf)

　2017年3月頃(日付の欄が空白)

***

　[超小型深宇宙探査機 PROCYON(プロキオン)](https://www.space.t.u-tokyo.ac.jp/nlab/PROCYON_public_jp_150115.pdf)

　/* 中須賀・船瀬研のドメインにあるファイルにしては異常に情報量が多いファイル。そもそもこのドメインでPDF探すと片手(10進)で数えられるほどしか出てこないわけだが。 */

　2ページ目、東大ISSLの衛星開発。
　99年からCanSat、03年にXI-IV、05年にXI-V、09年にPRISM、14年にPROCYON。Nano-JASMINE開発中。それぞれの特徴とか。

　3ページ目、ミッション概要。

　4ページ目、ミッションの意義。
　バス実証、工学、理学。

　5ページ目、外観。
　アンテナや観測機器、スラスタの配置とか。

　6ページ目、内部構造。
　外側パネルを外したレンダリング。

　7ページ目、システム構成と開発体制。
　8ページ目、探査機主要諸元。
　9ページ目、通信系。
　10ページ目、通信系機器。

　11ページ目、イオンスラスタ・コールドガスジェット統合推進系。
　推進系wet10kg以下。推薬2.5kg。イオンスラスタIsp1000sec、推力300uN。コールド24.5sec、22mN。
　ほどよしMIPS(Miniature Ion Propulsion System)の写真。

　12ページ目、コールドガスジェットスラスタ配置。

　13ページ目、光学航法と小惑星撮像用の望遠鏡。
　口径50mm、焦点距離150mm、12等級まで。

　14ページ目、ジオコロナ観測装置LAICA。
　15ページ目、開発スケジュール。
　16ページ目、STM(熱構造モデル)試験。
　17ページ目、FM(フライトモデル)インテグレーション。
　18ページ目、イオンスラスタ動作試験。
　19ページ目、FM熱真空試験&振動試験。
　20ページ目、探査機名称の由来。

***

　[人工衛星の自律的故障診断システムの研究](https://www.space.t.u-tokyo.ac.jp/nlab/research/0421_funane.pdf)

　2003年度の卒論

***

　[Nano-JASMINEから小型JASMINEへ](http://www.asj.or.jp/geppou/archive_open/2018_111_07/111-7_452.pdf)

　2018年7月

　1章、位置天文学とは。
　2章、スペースアストロメトリへ。
　3章、超小型衛星Nano-JASMINEの誕生。
　4章、Nano-JASMINEの概要と現状。
　5章、小型JASMINEへ。
　6章、超小型・小型衛星への期待。

　図1、組み立てが完成したNano-JASMINE衛星の打ち上げ実機(フライトモデル)。
　図2、Nano-JASMINE衛星の概観図。外観と内部の概要。
　図3、小型JASMINEのイラスト図。
　図4、小型JASMINEの望遠鏡構造。
　図5、小型JASMINEの望遠鏡の試作試験用モデル(BBM相当)。STMも兼ねる。

　1999年着任。JASMINE計画を検討。当時は景気も良かった。2010年代前半には打ち上げられる見込み。主鏡2mとか4mのクラスを検討。
　2003年に超小型衛星に関する研究会。これからは小型衛星が安価になる。
　Nano-JASMINEを計画。2010年10月に完成。
　Nano-JASMINEとGaiaは同じ観測手法。先にNanoが上がる予定で、Gaiaの解析にNanoのデータを使いたい。Nano-JASMINEとJASMINEは観測手法等が異なり、ほとんど独立。

　ウクライナのサイクロン4を使って、ブラジルから2011年に打ち上げ予定。国際情勢が影響してキャンセル。GaiaチームのサポートでESAが助け舟。ESAのピギーバッグで打ち上げ予定だったが、ESA内の事情でキャンセル。軌道やロケットとの相性もあり、どのロケットでもいいというわけではない。
　小型衛星の打ち上げを専門で行うロケットの実用化が進んでいる。海外の小型ロケット会社がNano-JASMINEを好条件で打ち上げてくれる可能性が浮上、契約の締結準備を進めている。

　Nano-JASMINは、ヒッパルコスのデータと組み合わせることで、ヒッパルコスより精度が1桁以上向上。
　Giaがもっとも高精度だが、Gaiaは6等星以下程度の明るい星はサチるので、位置決定が困難になる。Nanoは比較的明るい星まで観測できる。

　小型JASMINE。銀河系中心付近をターゲットに、春季と秋季に観測。条件が悪くなる夏季と冬季は公募ミッションの予定。
　メインミッション、約1万個の星。精度悪化を許容すれば暗い星を含めて7万個程度。
　2024年度頃打ち上げを目指す。

***

　[国立天文台ニュース No.203](https://www.nao.ac.jp/contents/naoj-news/data/nao_news_0203.pdf)

　2010年6月1日付

　Nano-JASMINE打ち上げ決定!というのがトップニュース(その後、どんどんキャンセルされていくわけだが。。。)
　他にもいろいろなことが書いてあるが。

　Nano-JASMINEの説明とか、記念撮影のときの「Nano-JASMINEのポーズ」とか。99.5度離れた2点を撮影するので、腕を99.5度離したのがNano-JASMINEのポーズだそう。

***

　[Nano-JASMINE打上げ準備について](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/548680/1/SA6000034121.pdf)

　2015年1月6日付

　2ページ目、ミッション内容。
　3ページ目、フライトモデルの外観と内部。
　4ページ目、プロジェクト状況。
　5ページ目、サイクロン4の状況。

　6ページ以降、衛星保守状況。
　リコール部品の交換。電気回路の改修。新人向けに衛星構造の学習。
　ほどよし等、同じ機器搭載の軌道実証が行われた。不良品のリコール。
　長期保管による性能変動検証。
　WinXPサポート終了に伴う開発環境の調整。
　メーカーの業務撤退への対応。
　輸出手続き。EMをウクライナへ、FMをブラジルへ。

　8ページ目、地上局保守作業。
　東大管制局。RF系の性能劣化。Nano-JASMINE運用スペースをほどよしが使っている。
　水沢局。
　海外局。

　9ページ目、電波免許関連。
　国際調整周波数の有効期限が迫る。再度周波数調整を行った。
　国内の免許を一旦取り下げて再申請。

　10ページ以降、開発体制。
　Procyonとの共同開発。リソース減で引き継ぎすらままならない。「引き継ぎ作業を引き継ぐ」。新人研修・運用訓練実施できず。
　開発方針の差異で混乱。NJは自ら設計・開発・製造・試験。Proxは外注。
　かつての学生が教官として加わる。

***

　[Nano-JASMINEプロジェクトの現状](http://www.isas.jaxa.jp/j/researchers/symp/sss13/paper/P2-053.pdf)

　2013年頃

　特徴。年表。姿勢制御。打上ビークル。カタログの仕様。

　サイクロン4でアルカンタラ射場から打ち上げ。NJはサイクロン4の初号機で無料のサービスローンチ。

　姿勢制御。外乱は重力・太陽・空力は10^-9Nmオーダー。磁気は10^-6Nmオーダー。

***

　[Nano-JASMINEフライトモデル開発について](http://www.isas.ac.jp/j/researchers/symp/sss11/paper/P3-184_20110118144438.pdf)

　2011年1月5日付

　3ページ目、機能要求。
　姿勢安定度、温度制御、その他。

　4ページ目、衛星諸元。
　5ページ目、プロジェクト進捗。

　6ページ目、開発進捗。
　ブレッドボードモデル、ダンボールモデル、エンジニアリングモデル。

　7ページ目、フライトモデルの外観とパネルを外した写真。

　8ページ目、ミッションシーケンス。
　打ち上げ後、1週間で初期確認作業。3週間でミッション機器実証。その後2年観測。
　観測中、90%が観測期間。3%で姿勢安定化。6%でアンローディングや観測方向の変更。

　9ページ目、機能ブロック図。

　10ページ目、C&DH系。
　FPGAにCPUコアを実装。基本動作はロジックで頑健性確保、高度動作はOS上で動かしてプログラミングを容易に。ミッション側のデータ処理も行う。

　11ページ目、構造系。
　外乱抑圧の工夫とか。

　12ページ目、姿勢制御系。
　短期安定、中期安定、長期制御。

　13ページ目、姿勢安定化方式。
　各安定度で使う制御。

　14ページ目、新規開発姿勢制御技術。
　残留磁気対策。GPS受信機。小型ホイールを用いた微小制御。画像制御。FOG。スタートラッカ、機器間のアライメント。

　画像制御。ミッション望遠鏡を姿勢センサとして使う。
　STT。FOGバイアス除去に特化して簡素化。

　15ページ目、通信系。
　S帯。アップリンクで1kbps。ダウンリンクで100kbps(ノミナル)、10kbps(セーフモード)。アップリンクは1W、ダウンリンクは0.2W。
　搭載送受信機とアンテナの写真。

　16ページ目、電源系。

　17ページ目、熱系。
　CCD、-50℃以下。ビーム混合鏡、温度変動幅1mK。光学系フレーム熱変形1K。

　18ページ目、温度安定化方式。
　19ページ目、フライトシステム環境試験。

　20ページ目、地上局構成と設備。
　東大局、3m、テレコマ。ロケットテレメータ受信も協力。
　水沢局、10m、VLBI観測の合間にテレメ受信。
　SSCキルナ局(スウェーデン宇宙公社)。初期運用時に時間で借りる。
　各局をネットワークで繋いで三鷹等からの遠隔運用。

　21ページ目、打ち上げ機。

***

　[SKAに向けた水沢10m電波望遠鏡の対応](http://www2.nict.go.jp/sts/stmg/vcon/Event/2018/SKA-VLBI/P02.pdf)

　2018年7月22日付

　3ページ目、10mアンテナの経緯と性能。
　// 緑背景に赤文字で目がチカチカする
　開口効率とか、システム雑音とか。
　首振り性能。

　4ページ目、水沢10mアンテナの駆動制御特性について。
　1992年の資料。

　5ページ目、1992年の、水沢10mパンフレット。

　9ページ目、水沢10mブロックダイヤグラム。
　10ページ目、Nano-JASMINE衛星のダウンリンク局としての要求性能。

　11ページ目、駆動性能測定と改修の現状。
　時刻とAzElをファイルで与えて駆動。100分の1秒毎にコマンド。
　パワーメーターデータも取得。
　衛星追尾観測、VLBI観測、単一鏡観測、等を含めて連続して自動観測。トラブルなければ1週間。

　14ページ以降、アウトリーチへの使用状況。

***

　[地域道路経済戦略研究会　宇宙の交通への利用に関して](https://www.mlit.go.jp/road/ir/ir-council/keizai_senryaku/pdf01/4.pdf)

　2015年12月24日付

　3ページ目、リモセン衛星の世界情勢(概要)。
　政府専用の超高分解能衛星。空間分解能10cm程度まで来ている?
　デュアルユースの高分解能衛星。30cm-数m。
　オープン&フリー戦略。数m～。
　小型・超小型衛星による民間・大学の参入。

　4ページ目、世界の安全保障、デュアルユース衛星分野。

　7ページ目、Skybox Imaging。
　8ページ以降、東京大学の超小型衛星プログラム。
　13ページ目、S&F。

***

　[ETS-VIIランデブ・ドッキング実験地の誘導制御精度評価](https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass/51/591/51_591_175/_pdf)

　2002年9月2日現行受理

　H-IIを使った宇宙ステーション補給機(HTV)を開発している。ランデブ・ドッキング(RVD)技術の軌道上実証を目的としてETS-VIIを開発。/* ETS-VII当時はH-IIAでなくIIが運用されていた */

　ETS-VIIで実証した技術の特徴。LEOターゲットへのRVD。無人による自動・自立RVDを基本とする。有人機へのRVDを可能とするための安全性。受動的・協力的なターゲットへのRVD。秒速1cm程度の低衝撃型ドッキング。
　スペースシャトル等、米国のドッキングシステムは宇宙飛行士が直接操縦する。日本は無人型を選択。自動RVDは人間の能力に左右されず、高精度・高信頼性なシステムとすることができる。地上との通信条件が緩和されるので月・惑星宇宙機でも使える。
　ETS-VIIは実験衛星なので、地上からの遠隔操作ランデブの実験も実施する。

　ドッキング方式。衝撃型と低衝撃型。米露は衝撃型。～20cm/s程度の速度で、慣性力を利用して嵌合する。今後のRVDを考え低衝撃型を選択。構造とか、安全性とか。低衝撃型であればアボートに必要な加速も小さくて済む。

　当初の計画。6回のRVD実験を行う予定。

　図1、ETS-VII衛星システム、RVD実験関連システムの概要。

　500m以遠ではGPS相対航法、500-2mの最終接近フェーズでは3次元レーザー・レーダ、2m以近では6自由度の画像センサ。

　第1回RVD実験。1998年7月7日に実施。2mまで離れて15分程度一定距離を保持したあと、自動ドッキング。
　第2回RVD実験。同年8月7日に開始。Vバー接近(同一高度で前方から接近)を行ってドッキングを行う予定。接近中にスラスタ異常。自律的に中断し安全確保。制御ソフトを改修し27日にドッキングに成功。
　第3回RVD実験。1999年10月26日から27日にかけて実施。遠隔RVDの実証。2m地点から12mまで遠隔で離脱。相対停止したあとに6mまで遠隔で接近・停止。遠隔ランデブに成功(この時点でドッキングはせず?)。その後セイフRVDに必要な衝突回避マヌーバの確認。9km後方まで離脱。下方に入りRバー接近(HTVがISSに行う方式)の飛行実証。最後にドッキング。35m付近でスラスタ噴射異常が発生し、姿勢変動の徴候が見られたため、予定通りに地上からコマンドを送信して異常スラスタを使用しないモードに入る。接近を継続し、ドッキングに成功した。
　当初は6回のRVD実験を行う予定だったが、第2回で想定外に多くの実証ができたため、計画を変更して第3回で残りの実証を行った。

　3章2節、相対接近フェーズの誘導制御精度。
　10kmから数100mの範囲ではGPS相対航法で相対位置・速度を推定しランデブ制御を行う。GPS相対航法での自動ランデブは世界初。

　図4、相対接近。
　前方1100mから150mまで、上方200m程度まで上昇して接近。

　図6、Rバー投入結果。
　後方9km付近から下方1.4km程度を通過してターゲットやや前方へ投入。

　3章3節、最終接近フェーズの誘導制御精度。
　3章4節、ドッキングフェーズの誘導制御精度評価。
　3章5節、誘導制御精度評価のまとめ。

　4章、今後の課題。
　ETS-7で未実施のRVD技術。
　楕円軌道へのRVD。今回の誘導技術は楕円軌道に適用できない。小さいΔVでランデブする技術とか。
　LEOより高い静止軌道等へのRVD。GPSが使えないので、遠距離から使えるレーザー・レーダが必要になる。/* 2020年頃だと静止軌道でもGPSが使えるので、GEOくらいまでならETS-7の延長でRVDできそうな気がする。 */
　非協力的ターゲットへのRVD。ETS-7のターゲットはGPS情報を得られたり、ターゲットマーカーがついていたり、協力的なターゲットだった。

　5章、おわりに。

***

　[ETS-VIIランデブ・ドッキング実験の結果](https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass/50/578/50_578_95/_pdf)

　2001年5月14日現行受理

　各RVD実験での飛行経路の図とか。

　図3、第1回RVD実験(FP1)飛行経路。
　図4、ドッキングの瞬間(FP1:ドッキングカメラの画像)。
　図5、第2回RVD実験(FP2)飛行履歴。
　図6、第3回RVD実験飛行経路。
　表1、RVD実験の技術検証項目(検証実績と当初計画比較)。
　表2、ドッキング時制御精度(PXS計測値)。
　表3、ドッキング時加速度(加速度計計測値)。
　表4、分離精度。
　図7、ビューイングカメラが撮った「おりひめ」衛星の画像(10m付近を離脱中)。

***

　[試作カラーテレビジョン受信機](http://www.hitachihyoron.com/jp/pdf/1958/05/1958_05_09.pdf)

　1958年5月

　周波数単位がサイクルだったり、真空管を使っていたり、そういうところは時代を感じる。

***

　[デジタルTV対応システムLSI開発](http://www-ise2.ist.osaka-u.ac.jp/165/obsolute/165/e-files/20040109/sokawa.pdf)

　2004年1月10日付

　デジタル放送方式の規格化。
　世界のデジタル放送規格。
　日本におけるデジタル化の動き。
　デジタル放送の送信システム例(衛星)。
　デジタル放送の受信システム例(衛星)。

　デジタル放送対応テレビの構成図。
　国内地上デジタル放送。スケジュールとかサービス例とか。
　OFDMとは。
　LSI開発の背景と課題。
　妨害除去性能。
　移動受信性能。
　低消費電力化。低消費電力FFTアーキテクチャ。
　デジタル放送対応システムLSI開発の取組み。
　システムLSIのブロック図。
　32ビットマイクロプロセッサ。
　クロスバ・スイッチ。
　メディア・コア・プロセッサ。
　トランスポートデコーダ。
　システムとしての仕上げ。
　バックエンドLSIのシステムアーキテクチャ。
　映像フォーマット。
　映像表示処理。
　IP変換(De-Interlacing)技術。
　HDTV市場予測。
　デジタルTVが創る新たな世界。

***

　[アナログメモリーを使ったテレビジョン方式変換装置の開発](https://www.jstage.jst.go.jp/article/itej1997/59/7/59_7_985/_pdf)

　2005年5月2日受付

　1964年の東京オリンピックは静止衛星で米国へ中継された。日米は放送方式に互換性がある。ヨーロッパは方式が異なるので中継できない。
　ブラウン管に映して再撮像すれば変換は可能だが、フリッカやボケ等、画質が犠牲になる。

　遅延線で1フィールド分を記憶して変換する。当時の遅延線はSECAMの1ライン分程度。米軍のレーダーで大きな遅延が得られる遅延線が使われていたので、それを複数組み合わせて1フィールド分の遅延を得る。

　シミュレーションの話。印刷した写真を切って実験。

　機材の外観とか。

　70年代当時はラック14本が必要だった。
　アテネオリンピックで使われた装置は世界のすべての放送規格間の変換ができ、ラック幅で高さ9cmに収まる。

***

## 2019年11月

***

[電波天文衛星（ASTRO-G）プロジェクトの評価票の集計及び意見](http://www.mext.go.jp/component/b_menu/shingi/toushin/__icsFiles/afieldfile/2011/12/12/1313968_1.pdf)

　評価結果。状況変化への対応策、成否の要因に対する分析と今後への反映事項、プロジェクトの成果、その他、に対して、妥当、概ね妥当、疑問がある、の票数とそれぞれの意見。
　概ね「失敗は許されないんだぞ」というような意見。


[電波 文衛星 天 （ASTRO-G ） の 状況について](http://www.mext.go.jp/component/b_menu/shingi/toushin/__icsFiles/afieldfile/2011/12/12/1313968_2.pdf)

[電波 文衛星 天 （ASTRO-G ） の 状況について](http://www.mext.go.jp/component/b_menu/shingi/toushin/__icsFiles/afieldfile/2011/12/12/1313968_3.pdf)

[電波 文衛星 天 （ASTRO-G ） の 状況について](http://www.mext.go.jp/component/b_menu/shingi/toushin/__icsFiles/afieldfile/2011/12/12/1313968_4.pdf)

[電波 文衛星 天 （ASTRO-G ） の 状況について](http://www.mext.go.jp/component/b_menu/shingi/toushin/__icsFiles/afieldfile/2011/12/12/1313968_5.pdf)

　2011年9月6日付
　2011年11月17日改定
　1つのファイルが4つに別れてる。

　3ページ以降、1章、プロジェクトの概要。
　4ページ目、ASTRO-Gプロジェクトの目的。
　5ページ目、システムの全体構成。
　6ページ目、ASTRO-G衛星の概要。
　7ページ目、大型展開アンテナの概要。

　8ページ以降、2章、プロジェクトの経緯。
　9ページ目、先行的研究開発から開発移行までの経緯。
　10,11ページ、開発方針。
　12ページ目、研究段階における先行的開発。展開アンテナやデータ通信、キー要素、高速姿勢マヌーバ、等。
　13ページ目、開発スケジュール(当初予定)。
　14ページ目、課題の顕在化から中止判断までの経緯。
　15ページ目、顕在化した技術課題とその検証。
　16ページ目、技術検証の実績。
　17ページ目、大型展開アンテナ技術課題に係る検証結果。
　18ページ目、サイエンス面からのミッション再評価結果。
　19,20ページ、プロジェクトのサクセスクライテリアと再評価結果。
　21ページ目、検証結果に基づくスケジュール・資金への影響評価。
　22ページ目、スケジュール見直し結果。
　23ページ目、資金の見直し結果。
　24-27ページ、中止判断に至るプロセス。

　28ページ以降、3章、今後の対応策。
　29,30ページ、プロジェクトの今後について。

　31ページ以降、4章、成否の要因に対する分析と今後への反映事項。
　32ページ目、要因分析と反映事項検討の経緯。
　33-37ページ、成否の要因に対する分析と今後への反映事項。
　38-41ページ、宇宙科学ミッションへの反映の方向と具体的対策。
　42ページ目、プロジェクト承認プロセスと技術課題解消における改善点。
　43ページ目、成否の要因に対する分析と今後への反映事項(まとめ)。

　44ページ以降、5章、プロジェクトの成果。
　45ページ目、使用した資金について。
　46ページ目、開発成果とその効果(概要)。

　47ページ目、開発成果とその効果(大型展開アンテナ)。
　ETS-8で開発されたS帯(2GHz)のアンテナに対して、高周波での仕様を目的とした開発を実施し、22GHz帯までは使用できる9m級モジュールが開発できる見通しを得た。
　複合材等の基礎データ。
　使用例。電波天文以外にも、静止衛星の大容量通信、深宇宙通信、等。

　48ページ目、開発成果とその効果(姿勢制御技術)。
　柔軟構造物を励振せず高速姿勢変更を実現する。
　CMG EM実機を用いた評価。CMGはJAXAにおいて軌道上での本格的な使用経験がない。

　49ページ目、開発成果とその効果(高精度軌道決定)。
　長楕円軌道における精密軌道決定。世界初となるGPSとSLRを併用した精密軌道決定を検討し、要求実現の見通しを得た。
　SLR用リフレクタアレイ(SLRA)の試作試験を実施し、国産化の目途を得た。

　50,51ページ、開発成果とその効果(ミリ波帯高感度受信系)。
　52ページ目、開発成果とその効果(広帯域通信)。

　53ページ目、論文・人材育成等面での成果。

　55ページ目、プロジェクトの成果(まとめ)。

　56ページ以降、参考資料。
　57ページ目、電波天文学、干渉計、スペースVLBI。
　58ページ目、プロジェクト提案と採択のスキーム。
　59ページ目、LUNAR-Aプロジェクト中止における教訓の反映。
　60ページ目、ISASにおける審査の基本的考え方。
　61-64ページ、LUNAR-A中止時の要因分析。
　65ページ目、LUNAR-AとASTRO-Gプロジェクトにおける計画終了の過程。

　66ページ以降、フロントローディング状況。
　66ページ目、大型展開アンテナ。

　67ページ目、高速データ伝送のための変復調方式の検討。
　はるかで実現した1chQPSKによる128Mbpsの伝送に対して、QPSKとOFDMのどちらを使うかの試験。
　QPSK。技術的に延長線上。高速デバイスの実現性が問題。その後、高速デバイスの実現性に見通しがついた。
　OFDM。デバイスの速度は中程度でいい。ch数が増える分電力重量のリソースが必要。非線形デバイスを通ったあとのチャンネル間干渉が大きい。
　QPSKを採用し、技術成立性も見通しがついた。

　68ページ目、フロントエンド部の円偏波分離器、MMIC HEMTデバイスの検討。

　69ページ目、高速姿勢マヌーバ機能。CMG。
　ハネウェルの試験用CMGを用いて基本制御特性実験を実施。
　ハネウェルとアストリウムのCMGを比較し、アストリウムを選定。

　70ページ目、鏡面精度と観測可能な周波数について。
　22GHz、波長13.6mm。アンテナ精度0.91mmRMS。
　43GHz、波長6.98mm。アンテナ精度0.47mmRMS。
　1mmRMSのアンテナでは22GHzはほぼ観測可能だが、43GHzは感度が大きく低下する。

　71ページ目、理学委員会における結論(要点)。
　現状のアンテナ鏡面精度ではサイエンスの重要な部分が達成不能。

　72ページ目、運営協議会における結論(要点)。

　73ページ目、略語集。
　ALMA, ASTRO-G, BBM, Cassini, CDR, CFケーブル, CFRP, CMG, EFM, EM, ETS-VIII, FM, FPGA, Galileo, GFRP, GPS, HEMT, JAXA, Ka帯, LDR, LHCP, LNA, LUNAR-A, MDR, MMIC, MTM, NAOJ, PDR, PFM, PM, QPSK, RF, RHCP, S帯, SDR, SiOメーザ, SLR, SLRA, SRR, TTM, VERA, VLBI, VSOP, VSOP2, X～Ku帯, メーザ, 秒角。


[ ＡＳＴＲＯ－Ｇプロジェクトの 中間・事後評価質問に対する回答](http://www.mext.go.jp/component/b_menu/shingi/toushin/__icsFiles/afieldfile/2011/12/12/1313968_6.pdf)

　2011年11月17日付

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　[タイトル不明](https://www8.cao.go.jp/space/comittee/27-kiban/kiban-dai46/pdf/siryou2-1-2.pdf)

　光通信を行ういくつかの衛星の概要。

　5ページ目、RISESAT。
　超小型光送信機(VSOTA)搭載。19年1月18日イプシロン打上。
　衛星ボディーポインティング(衛星自身の姿勢変更)による地上局追尾。
　衛星バス55kg。VSOTA0.7kg。軌道500-900km(ノミナル700km)。太陽同期98度。
　追尾精度。要求0.1deg/1.7mrad(3σ)。目標0.04deg/0.7mrad(3σ)。
　波長0.98/1.55um。OOK。機器電力3.5W。
　コンポーネントの外観とか、衛星内部のイメージとか。

　6ページ目、SONYによる光衛星通信サービス(LEOコンステ)計画。2019年以降。
　光通信機の構成(量子化ノイズ。。。)
　±500mradのジンバルの試作品。800nmの300mWレーザの試作品。光ビームの構成。　LEO9機でコンステ。80Mbps。800nm。OOK。
　送信1.5W以上。ダイバージェンス200urad以下、アクセプタブル10urad以下。伝送距離4500km。受信50nW以下。受信側でビーム直径1km。
　コンステ用の衛星感リレーってことか。

　7ページ目、LEOキューブサット-GEO間光通信デモンストレーション構想(2023年以降)。
　東大とNICTの共同研究。
　6Uキューブ。バス3U、ペイロード3U。
　サクセスクライテリア。ミニマム、LEO-GEO&LEO-OGS(光学地上局)ビーコン受信。フル、LEO-OGS10Gbps。エクストラ、LEO-GEO10gbps。
　衛星の外観、光学シミュレーション、GEO-LEO間軌道計算例。

　8ページ目、TeraByte InfraRed Delivery(TBIRD)計画(2020年以降)。
　MITリンカーン研究所。100Gbps超えのLEO-地上間の光通信実証を計画。
　波長多重技術を採用している模様。
　質量2.24kg。電力120W。稼働時間5分。
　強制空冷してるあたり地上試験モデルって感じだ。真空引きしてないなら光学系も地上に合わせた設計のはず。あるいは受信局側の機材?

***

　[DESTINY+搭載小惑星追尾機構の開発：概念設計およびBBMを用いた性能
試験](https://confit.atlas.jp/guide/event-img/jpgu2019/PCG21-P16/public/pdf?type=in&lang=ja)

　2019年頃
　発表の概要。

　DESTINY+のミッション、小惑星のフライバイ観測。500kmまで接近。40秒前から9秒後まで、空間分解能3.5m/pxで1秒間隔の撮影を行う。相対速度30-40km/s。探査機の姿勢制御では追尾できない。

***

　[深宇宙探査技術実証機 DESTINY+による小惑星Phaethonフライバイ探査計画](https://www.spaceguard.or.jp/RSGC/results/sgr8pdfs/arai.pdf)

　2017年頃

　Phaethonに関する話。どういった性質の小惑星なのか。何が見えるか。何をすれば大きな成果が得られるか。

　フルサクセス。5000kmから1万kmで遠隔観測。空間分解能100m/px。
　エクストラ1。小衛星による近接観測(10cm/px)とダストのその場観測。
　エクストラ2。小衛生のPhaethonへの衝突及び母船からの放出ダストの撮影とその場分析。

　軌道計画。1.4年周期で会合するので、1回の探査で複数回のフライバイ観測が可能。

　成果とか。
　実現できれば世界初の流星群母天体、かつ彗星-小惑星遷移天体探査。他の探査機と相補的な成果をもたらす。
　地上観測、流星群、隕石分析といった太陽系科学の複数の分野を横断する。
　相対速度が大きい状態での観測ができれば、将来的に複数の天体を観測するグランドツアーミッションへ応用も。

　34ページ目、Fig3、軌道計画。
　例。2020年1月25日に地球を出発、位相を合わせて同年11月1日にフライバイ。

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　[超小型深宇宙探査機PROCYONの 1年間の深宇宙航行の成果と今後の展望](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/560433/1/SA6000046239.pdf)

　4ページ目、ミッション。
　ノミナルミッション。50kg級超小型深宇宙探査機バス技術実証。
　アドバンスドミッション。高度な深宇宙探査技術の実証。
　科学観測。ジオコロナの撮像。

　5ページ目、ミッションの概要。

　7ページ目、開発スケジュール。
　8ページ目、ほどよしプロジェクト開発のバス機器の流用・発展。

　9ページ目、軌道上成果(メインミッション)。
　コールドガスでアンローディングとか、イオンスラスタでの推進とか。
　イオンスラスタ。366±3uN。イオンビーム電流6mAくらい?

　10ページ目、軌道上成果(アドバンスドミッション)。

　12ページ目、軌道上成果。
　超小型探査機バスの実証に成功。
　サイエンスミッション(ジオコロナ観測)に成功。
　高効率アンプ、高精度DOOR実験に成功。(DDOR?)
　超小型探査機がスタンドアロンで深宇宙探査できる能力があることを実証。

　13ページ目、PROCYONの成果の意義。
　相乗り機会を最大限活用し、低コストかつ超短期に実現。
　今後の探査に使える新しい技術の実証。理学観測成果。50-100kg以下の低コスト・小型軽量な深宇宙探査手段の獲得。

　14ページ目、超小型深宇宙探査機の国際動向。
　従来取り組まれてきた領域。数百kgから数千kg。はやぶさ2やあかつき、かぐや等。
　PROCYONで数十kg級。
　米国を中心に数kg級が取り組まれている(打ち上げ例はない)。

　15ページ目、超小型探査機の様々なミッション形態。
　プリカーサーand/or単独探査。先行調査や新技術の実証。マイクロ衛星クラス(数十kg級)が適している?
　主ミッションの補助・補強、役割分担。母船/子機構成。ナノ衛星クラス(数kg級)が適している?
　「超小型の探査機であっても、使い方次第で"世界第一級の"(過去に例のない)成果は出せる」

　16ページ目、まとめ。

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　[DESTINY+ミッションにおける 小惑星Phaethon近接フライバイ観測のための 超小型探査機PROCYON miniの検討](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/560315/1/SA6000046129.pdf)

　分離前(最接近数ヶ月前)に子機の健全性確認。
　最接近1週間前に母機から分離。
　5日前に小惑星を検出。数時間前まで光学航法でフライバイ誘導。
　最接近前後数分で観測(50-100kmまで接近)。
　母機へランデブ・ドッキング、別の小惑星へ。

　光学航法。フライバイ誘導。ΔV17m/sで誘導できる。
　小惑星の追尾撮像。最接近前後5秒は空間分解能10m/px。角速度が最大で30deg/sec弱。
　ランデブ・ドッキング。磁力を用いた結合・分離機構。他。UWBで位置・姿勢決定を検討中。

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　[IKAROS 搭載カメラ画像を用いた膜面形状推定](https://www.jstage.jst.go.jp/article/astj/12/0/12_JSASS-D-12-00037/_pdf)

　2012年8月16日現行受付

　読んでない。計算とか色々書いてあるっぽい。

　カメラのスペック。画角、モニタが136x113deg、分離が102x80deg。解像度はモニタが1280x1024、分離が788x528。
　モニタカメラは膜面を15degで見下ろす。90度間隔で軸対称に取り付け。360度全周を撮影。
　分離カメラは約2rad/sのスピン安定。

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　[ソーラー電力セイル 一問一答！](http://www.hayabusa.isas.jaxa.jp/kawalab/files/documents/qanda.pdf)

　イベントか何かで寄せられた質問に対しての回答。

　ミッションについて、探査機システムについて、推進方法について、セイルについて、その他。

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　[衛星レーザ測距をとりまく世界の情勢と日本の位置](https://www.jstage.jst.go.jp/article/sokuchi/59/3/59_79/_pdf)

　2013年頃

　歴史とか現状とか、いろいろ書いてある。

　日本は海上保安庁、JAXA、NICTがそれぞれ目的を持って運用している。このようなケースは日本だけ。それぞれ独自に運用しているので、技術開発・人材育成・局運用・予算配分に関しては厳しい。省庁横断的な取り組みがされないかぎり、世界へ貢献することは困難。
　海上保安庁は30年を超えて長期運用している。世界的にも多くなく、アジアでは唯一。
　一方で、地震による変動が大きいので、地球基準座標系の構築にはあまり貢献できていない。

　レーザは、衛星搭載機器は半永久的に使える。通常の衛星ではありえない長期間に渡って運用が続く衛星もある。

　日本の衛星にも多く再帰性反射鏡を搭載。きく8号やみちびきでは静止軌道までのレーザ測距を実証。一方で、あじさい以降、グローバルな測地学に貢献できるミッションは提供できていない。
　また、一部を除いてCCRアレイは海外メーカに発注することが多く、国産化の検討が必要。
　日本のGNSSRはレーザ測距で評価することで改良が実施されて、信頼性が確保されている。

　その他、最近のトレンドとか、いろいろ。


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　[レーザによる高精度軌道計測：逆反射鏡のしくみと応用](https://www.spaceguard.or.jp/RSGC/results/sgr1pdfs/otsubo.pdf)

　2008年頃。

　2章、奥行き問題。
　衛星には複数のコーナーキューブリフレクタ(CCR)が搭載されるので、地上からレーザーを当てると複数のCCRがそれぞれ違う奥行きに見える。測地学上重要なパラメータの決定が妨げられる。

　3章、光行差補償。
　相対速度が3-8km/s程度あるので、精度良く入射方向に戻すと観測できない恐れがある。頂点角をわずかにずらして広がりを持った反射をさせる。
　シミュレーションソフトを開発。頂点角と遠方回折パターンの図。

　4章、さいごに：ASTRO-G CCRアレイへ向けて。
　長楕円軌道を採るので、レーザ距離観測を成立させるためには従来にはない光学設計が必要になる。

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　[リチウムアルミニウム合金系熱電池の エージング性能](https://www.gs-yuasa.com/jp/technic/gsnews/no63_1/pdf/063_1_07.pdf)

　2004年頃
　GSユアサの資料。

　ロケット用・航空機の緊急脱出装置用・飛しょう体用・水中用の緊急用、といった用途の電池。
　電池の特徴。極めて高出力。-55 - +75℃の広い動作範囲。コンパクトで振動や衝撃に強い。

　図1、H-IIAロケットSRB-A用の300V級熱電池の外観。

　図2、各種電池の出力密度の比較。マンガン乾電池で1-10W/kg、リチウムイオン電池で300-500W/kg。熱電池は5000W/kg以上。

　図3、熱電池の作動原理(電気点火式熱電池の場合)。

　図4、熱電池の構造。

　以降、電池の特性の図とか。

　長期間(最大13年)保存した熱電池を-40℃に冷却して試験。定格を満足する性能が得られた。寿命の予測。70年から80年。

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　[超小型人工衛星筐体、可搬型衛星通信補助システム](http://www.fklab.fukui.fukui.jp/kougi/tecinfo/results/27.pdf)

　キャリーケースを置いて開けば3エレ?くらいの2軸ジンバルが出てくる、みたいな装置。

　ほぼ写真1枚だけで情報量のない資料なので、どんな機能があるのかは不明。
　あんまり便利な感じはしないなぁ。どんな運用を想定してるんだろうか。

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　[福井から宇宙へ～県民衛星による宇宙産業への挑戦](https://www.sorakoto.space/column/uploadfiles/fukui_20171013-3%20.pdf)

　2017年10月頃

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　[福井県製造の量産型 3U 超小型人工衛星の公開について](http://www.pref.fukui.jp/doc/sinsan/fukusat/3uem_d/fil/detail.pdf)

　TRICOM-1Rをベースにダウンサイジングを行い2Uサイズでバスを作り、ユーザに1Uサイズのミッションエリアを提供する、というような衛星を開発したらしい。

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　[H-IIBロケット試験機の準備状況について](http://www.jaxa.jp/press/2009/08/20090819_sac_h2b.pdf)

　2009年8月18日付

　2ページ目、地上総合試験(GTV)計画。
　試験内容。

　試験コンフィグレーション。CFT, GTV, フライトの違い。
　CFT。フェアリング無し。CFT用エンジン。SRB-Aダミー(2本)。火工品無し。
　GTV。フェアリング無し。フライト用エンジン。SRB-A(4本)。火工品有り(未結線)。

　3ページ目、GTVにおける発射リハーサル結果。
　4ページ目、その他のGTV実施状況。

　5ページ目、HTV用フェアリング開発状況。
　最大のペイロードであるHTVに対応するため、H-IIA用5S型を3m伸ばした5S-Hを開発。
　試験でボルトが破損する不適合。対策を実施。

　6ページ目、ヘアリング分離放てき試験概要。
　分離機構正常動作。衝撃が既定値。クリアランスの確保。
　フランジブルボルト方式分離機構の図。
　分離機構配置の図。

　9ページ目、略語集。
　HTV, SRB-A, FSW, TIG, EMC, PDR, CDR, PQR, AT, BFT, CFT, GTV, L/O, SFA2, LP2, ML, VAB, RF, MDFF, LOX, LH2.

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　[板構造における衝撃伝播に関する基礎実験](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/871139/1/SA6000116013.pdf)

　「衛星分離は火工品でやるけど、衝撃がヤバイよね。試験したいけど、火工品を使うのは手間だよね。バネで衝撃を与える試験装置を作ったよ」とのこと。
　試験装置の構造がどうなってるのか書かれてない。

　レーザードップラ振動計で計測。1点しか計測できないので場所を変えながら複数回試験。グラフとか色々。

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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（案）](https://www.meti.go.jp/shingikai/sankoshin/hoan_shohi/kayaku/tokusoku_kento/pdf/005_01_01.pdf)

　2016年3月4日付

　火薬類の製造許可を受けたい。例外を認めてくれ。という話。
　特則ではこう定められており、それの目的は○○だが、××によって安全が確保されるので、認めてくれ、というのがいくつか。
　「保安距離がnメートルと定められているが、それを確保できない。しかし、実験によって飛散物の飛距離が小さく爆風が発生しない構造であり、短い保安距離でも安全が確保できる」といった感じ。

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　[衛星自動運用システムの開発](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/18896/1/61914014.pdf)

　「れいめい」(INDEX)の地上局を自動化する。
　独立した地上設備を持っている?のでテストベッドとして使いやすい。

　140ページ目、図4、自動運用システムによる自動運用シーケンス概略。

　141ページ目、図5、図6、自動運用実験結果。
　アンテナ最大仰角40度と89度。後者はアンテナ反転を行う。
　手動運用では、図中の四角枠の操作を人間が行う必要がある。

　セーフホールドといった緊急時の対応以外は人間は「自動運用の様子を見ているだけ」

　地上・衛星のシミュレータ。
　実環境だけだと検証に限界がある。小型コンピュータに地上局や衛星のモデルを組み込んでテストする。
　安価なコンピュータでシミュレートすることで、開発メンバに1台ずつ配布して開発に役立てることも。

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　[2次推進系](https://www.jstage.jst.go.jp/article/sicejl1962/23/1/23_1_123/_pdf)

　1984年1月頃

　アポジキックモータを1次推進系、その際の姿勢制御や運用段階での姿勢・軌道制御に使うものを2次推進系と呼び区別する。

　123ページ目、図1、RCSの歴史。
　年代ごとにそれぞれの推進系がどの程度使われたか。GN2等のコールドガス、過酸化水素、1液ヒドラジン、2液ヒドラジン、電熱式ヒドラジン、イオンエンジン、等。

　124ページ目、表1、RCSの比較。
　触媒式ヒドラジンスラスタ(CHT)、電熱式ヒドラジンスラスタ(EHT)、2液式スラスタ、イオンエンジン(キセノン)。

　124ページ目、図2、CHT概要図。
　125ページ目、図3、EHT開発例(HiPEHT: TRW社製)。
　125ページ目、表2、HiPEHTの概略仕様。
　126ページ目、図4、2液式スラスタ例(MBB社製)。
　126ページ目、図5、イオンエンジンの動作原理(水銀型)。

　127ページ目、図6、イオンエンジンによる重量軽減。
　初期質量2トンで南北制御に年間50m/sのΔVが必要とした場合の試算。ISP220sやISP300sでは10年で400-500kgの推進剤が必要。イオンエンジンの場合はパドルを追加したとしても推進系全体で150kg程度。運用年数3年目あたりでイオンエンジンのほうが軽くなる。

　127ページ目、表3、技術試験衛星III型イオンエンジン仕様。
　電子衝撃型水銀イオンエンジン。2mN。2200s。0.1mg/s。1kV、30mA。

　128ページ目、表4、推薬排出方式。
　表面張力、ブラダ、ダイアフラム、ベロー、ピストン、ベア。

　128ページ目、図7、気液界面形状モデル。
　128ページ目、図8、ベーン型表面張力タンク。
　128ページ目、図9、メシュ型表面張力タンク。

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　[空と宙 No.15](http://www.aero.jaxa.jp/publication/magazine/pdf/sorasora_no15.pdf)

　2006年頃

　1ページ以降、20N級推薬弁の国産開発。

　1ページ目、図2、人工衛星用推薬弁の構造。
　左側が従来のスライディングフィットタイプ。右側がサスペンディドアーマチャタイプ。
　図がイプシロン初号機の資料(SA6000016011.pdf)に出てくるものと同じなので、後にイプシロン2段RCSに使われることになる推薬弁の開発段階の話か。

　2ページ目、図3、試作品の外観。

　2ページ目、図4、20N級推薬弁開発スケジュール。
　EMバルブ、1段構成。認定試験用バルブ、2段構成。


　3ページ以降、大型イオンエンジンの開発。

　3ページ目、図1、イオンエンジンの動作原理。
　4ページ目、図2、イオンエンジン試験装置。


　5ページ目、インデューサ用キャビテーション試験設備。


　6ページ目、人工衛星の推進系。

***

　[S-310-45 号機 PI 機器準備状況](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/897524/1/SA6000127016.pdf)

　2018年頃?(参考文献の年代から推定)

　S-310-45で行う実験に関連した資料。

　2種類の実験装置。慣性プラットフォームと小型プローブ・バス。ISASインハウスで作成する。

　1章、はじめに(目的および背景)。
　プラットフォームとプローブの目的とか。

　2章、S-310-45号機実証実験概要。

　慣性プラットフォーム(UMS実験)。
　0.1度以下の指向制御を実現。マルチリンクとスピンテーブルによる3軸制御(UMS)と、小型ガスジェット(SJ)による機体制御(精度1度程度)を組み合わせる。さらに高精度な指向が必要な場合はミッション側で行うことを想定。
　ロケットの精度が1度。段階的に精度を上げていく。ロケット全体で0.1度以下の精度を実現するシステムより1/10～1/100のコスト。
　UMSの準備状況等。

　小型プローブ・バス。
　ロケットから分離して近傍を浮遊するプラットフォーム。2つの子機とロケット側の親機で構成。無線LANでデータ通信。非接触給電(放出前のバッテリー充電)とレーザ電力伝送(放出後の電力補完)で給電。
　フライト後半ではUMSとプローブバスの実証を協調して実施する。プローブをUMSで追尾。
　プローブの準備状況等。

　3章、おわりに(結論)。

***

　[イプシロンロケットの誘導制御](https://www.jstage.jst.go.jp/article/sicejl/57/4/57_216/_pdf)

　2018年4月頃

　イプシロンロケット3号機に関する話とか。

　日本の固体燃料ロケットとして初めて精密な太陽同期軌道への投入を実証した。第4ステージ(PBS)で投入精度を向上。
　日本の小型ロケットとして初めて民間衛星を打ち上げた。

　液体燃料フェーズは液体ロケットで用いている手法をイプシロン用に改良。固体燃料フェーズはM-Vをベースとして新たな要素を追加。第3段はスピン安定方式だが、ラムライン制御で機体の方向制御。衛星搭載構造に振動制御。


　2章、誘導制御系の構成。
　各種センサの設置場所。
　第1段・第2段は可動ノズル推力偏向装置(MNTVC)によるピッチ/ヨー制御(比例制御)とサイドジェットによるロール制御(燃焼終了後は3軸制御、ON/OFF制御)の組み合わせ。可動ノズルは電動モータ。第1段は熱電池、第2段はリチウム電池。第1段SJは固体燃料、第2段SJはヒドラジンの液体RCS。
　第3段はシンプルなスピン安定方式だが、角運動量方向の誤差を吸収するために点火直後にラムライン制御(RLC)を実施。燃焼終了後にニューテーション制御を行い、分離の安全化を図る。このためにラムライン制御装置(1軸ガスジェット)をPBSに搭載。
　PBSは50N級スラスタを8基搭載。H-IIAの姿勢制御用を流用。4基をピッチ/ヨー/ΔVに、4基をロールに。PBSとRLCはヒドラジン。
　制御モデルの話。液体燃料と固体燃料。固体は途中で止められないので液体と同じモデルは使えない。PBSは準ホーマン軌道だが、推力が小さいためそれを考慮した発展型。


　3章、制御系の設計と飛行結果。

　3章1節、第1段ピッチ/ヨー制御系。
　ロケットは試験飛行を繰り返してパラメータを調整する、ということができないので、ロバスト制御という概念が重要。応答性向上のためM-Vとは異なる制御。
　M-Vは初期はH∞制御、5号機以降はμ制御。M-Vは第1段燃焼終了直後に第2段の点火を行うファイア・インザ・ホール方式。重力損失を低減できるが、第2段の姿勢擾乱が大きい。イプシロンは通常の方式を採用しているので、μ制御は採用していない。

　3章2節、第2段ピッチ/ヨー制御系。
　日本で初めて防振ゴムを用いた制振機構を搭載。固有振動数(3-5Hz)が制御帯域(0.5-1Hz)と干渉する。M-Vではこの周波数はなかった。イプシロンで新たにこれに対応した制御則を再構築。制御則は第3者評価がしやすいように配慮。

　3章3節、3段ラムライン制御。
　3段はスピン安定。2段/3段分離と3段点火が軌道投入誤差に影響する。3段燃焼初期に修正することが望ましい。3段燃焼後にPBSで吸収する場合と比べて、打ち上げ能力で30kg有利。
　ラムライン制御はスピン衛星で研究が盛ん。低スピンレート(数rpm)では実績があるが、1990年代に高スピンレート(1Hz)の月惑星探査機への応用として飛躍的に精度向上。衛星打ち上げロケットに本格的に応用した世界で初めての取り組み。
　ラムライン制御は試験機で機能と性能を実証。2号機はPBS非搭載。3号機は打ち上げ能力に余裕があるのでラムライン制御を行わずPBSで吸収。
　初号機では第3段ロケット点火直後のポインティング誤差は1度以上。ラムライン制御により目標(0.40度以内)に収束。

　3章4節、PBSフェーズの誘導制御。
　第3段燃焼終了後、準ホーマン軌道に移行するフェーズA、最終軌道に移行するフェーズBからなる。PBSエンジンは低推力(200N級)なので、通常の液体ロケットより飛行時間が長い。H-IIA等で用いているVIC(Velocity Increment Cut-off)誘導の重力補正を強化したLVIC(Long-time VIC)誘導として拡張。VICはインパルス的に増速できる場合は有効性が高いが、PBSのように燃焼時間が長い場合は重力損失を大きく受けて精度が劣化する。LVICはこれを改善した。

　4章、まとめ。

***

　[小型超音速実験機(NEXST-1) 回収系 - 火工品の開発](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/26488/1/63792000.pdf)

　2008年1月

　1ページ目、1章、はじめに。

　ロケットで斜め打上げ、超音速飛行し、パラシュートで降下、エアバッグで軟着陸。
　旧3機関を含むJAXAにおいて、これど複雑な回収システムを採用した例はない。


　1ページ目、2章、回収システムの概要。

　2ページ目、図2-1、回収系システムブロック図。
　3ページ目、図2-2、回収系搭載位置。
　3ページ目、図2-3、回収シーケンス。
　3ページ目、図2-4、回収系コンポーネント詳細配置。


　4ページ目、3章、火工品の開発。
　4ページ目、3章1節、火工品点火システム。

　9つの分離シーケンス、6種類の火工品、総計33個。電気点火とパーカッション式。

　4ページ目、表3.1-1、火工品の種類と数。

　4ページ目、表3.1-2、各火工品の電気的特性値。
　パーカッションを除く4種の特性。作動電流や不作動電流、導通抵抗値。

　4ページ目、表3.1-3、各火工品の冗長性。
　A, B, Eは何らかの方式で冗長。Fはシングル。
　A、2個のカートリッジが並んでおり、どちらかに点火できれば他方も殉爆する。
　B、2個のカートリッジが個別に配置されており、どちらかに点火できれば機能できる。
　E、1個のカートリッジに2個の点火ブリッジが入っており、点火までは冗長。
　F、1個のカートリッジに1個の点火ブリッジが入っており、上流側で冗長に配慮。

　5ページ目、図3.1-1、点火系回路図。

　6ページ目、3章2節、パイロットコンテナ分離機構。

　6ページ目、図3.2-1、パイロットシュート開傘シーケンス。
　6ページ目、図3.2-2、分離機構搭載図。
　7ページ目、図3.2-3、パイロットコンテナ分離機構の作動図。
　7ページ目、図3.2-4、シアスクリューの改修前後の比較。
　7ページ目、図3.2-5、シアスクリューのP-N曲線。
　8ページ目、図3.2-6、コンテナ結合部のスペーサ挿入。
　8ページ目、表3.2-1、開発試験項目一覧。
　8ページ目、図3.2-7、パイロットコンテナ分離試験ビデオカメラ画像。

　8ページ目、3章3節、メインコンテナ分離機構。

　8ページ目、図3.3-1、メインコンテナ分離機構艤装図。
　9ページ目、図3.3-2、リーフドドローグシュート開傘シーケンス図。
　9ページ目、図3.3-3、メインコンテナ分離機構作動詳細図。
　10ページ目、図3.3-4、メインコンテナ分離機構写真。
　10ページ目、図3.3-5、メインコンテナ分離試験概要図。

　10ページ目、3章4節、パラシュート用リーフィングラインカッタ。

　10ページ目、図3.4-1、延時付きラインカッタ。
　10ページ目、図3.4-2、ラインカッタによるパラシュート全開傘。
　10ページ目、表3.4-1、リーフィングラインカッタ諸元。
　11ページ目、図3.4-3、メインシュートへの艤装状態。
　11ページ目、図3.4-4、航空機投下試験時のメインシュート。
　
　11ページ目、3章5節、バグラインカッタ。

　11ページ目、図3.5-1、リーフドメインシュート開傘シーケンス。
　11ページ目、図3.5-2、バグラインカッタ詳細。
　12ページ目、表3.5-1、バグラインカッタ諸元。

　12ページ目、3章6節、機体反転システム。

　12ページ目、図3.6-1、ライザーカバー分離およびメインシュート拘束解除機構の動作。
　12ページ目、図3.6-2、ライザーカバーの配置と火工品の数。
　12ページ目、図3.6-3、ライザー収納の様子。
　13ページ目、図3.6-4、ライザーカバー分離試験。
　13ページ目、図3.6-5、メインシュート拘束解除機構。
　14ページ目、図3.6-6、姿勢反転確認試験概要図。
　14ページ目、図3.6-7、姿勢反転時のライザーに加わる荷重。

　15ページ目、3章7節、エアバッグガス供給部。

　15ページ目、図3.7-1、エアバッグ格納位置。
　15ページ目、図3.7-2、エアバッグ格納位置。
　15ページ目、図3.7-3、ガス供給部詳細。
　15ページ目、図3.7-4(a)、初期設計段階の形状。
　16ページ目、図3.7-4(b)、改修形状。
　16ページ目、図3.7-4(c)、改修形状。
　16ページ目、図3.7-5、実際のピストンヘッドの写真。
　16ページ目、図3.7-6、ガスボンベとガス供給部の結合状態。

　16ページ目、3章8節、メインシュート分離機構。

　16ページ目、4章、結び。

***

　[PROCYON初期運用成果の詳細 (2015年4月6日時点)](https://www.space.t.u-tokyo.ac.jp/nlab/PROCYON_initial_operation_results_detail_150406.pdf)

　2ページ目、ミッション概要。

　3ページ目、打上げ後4ヶ月間の運用成果の概要。
　ノミナル、アドバンスト、科学観測。
　電源・熱・姿勢・推進・通信・軌道決定、等。科学観測はジオコロナ観測。

　4ページ目、超小型深宇宙探査機バス技術(電源・熱制御)。
　太陽電池パネルの動作曲線のプロット。

　5ページ目、超小型深宇宙探査機バス技術(姿勢制御)。
　分離後の自動制御シーケンス。3軸姿勢制御。姿勢マヌーバ。RCSによる角運動量調整。高精度姿勢安定化。
　起動シーケンスや角運動量調整、姿勢変更マヌーバのグラフ。

　6ページ目、超小型深宇宙探査機バス技術(通信系)。
　主要コンポ。X帯デジタルトラポン、GaN SSPA、VLBITX。COTS品を積極的に使用。システム総重量7.3kg、消費電力54.3W(2way)を達成。
　波及効果とか主要諸元とか。
　XTRP FM品の外観。通信系のブロック図。

　7ページ目、PROCYON通信系機器。
　各種写真。XLGA-1, XTXBPF, XSSPA, XHYB, VLBITX, XLGA-3, XMGA, XHGA, XSW, XTRP, XRXBPF, XDIP.

　8-10ページ、超小型イオン/コールドガス統合推進システム。
　I-COUPS。ウェット9.96kg、ドライ7.43kg、推進剤2.53kg。前消費電力39W未満。8系統スラスタにより3軸両回転+4方向並進制御。
　コールドガススラスタ。22mN。Isp24s。8個。2種ラスタ制御時7W。コールドガススラスタのノズル?とバルブの写真。
　イオンスラスタ。0.3mN。Isp1080s。1個。34W。
　他の衛星の推進系との比較。
　アウトプットとアウトカム。H-IIA小型副衛星で初の高圧ガス搭載。

　11ページ目、GaNを用いた高効率X帯パワーアンプによる通信。
　12ページ目、深宇宙でのVLBIによる航法。
　13ページ目、ジオコロナ撮像。

***

　[小惑星探査機はやぶさ２の 往復航行を実現するイオンエンジン](http://www.hayabusa2.jaxa.jp/topics/20160606/data/Hayabusa2talklive_VOL2.pdf)

　3ページ以降、イオンエンジンの紹介。

　4,5ページ、ロケットの原理とか、ツィオルコフスキーの公式とか。
　はやぶさ2の例。イオンエンジンの排気速度30km/sでΔV2km/sを得る場合、探査機質量の6.4%の推進剤で足りる。化学推進の場合は全体の5割近い推進剤が必要になる。

　6ページ目、化学ロケットと電気ロケットの比較。
　化学ロケットは電力換算でギガワット級の出力。電気ロケットは1N/50kWが最大規模。はやぶさは30mN/1.2kWの規模。

　7ページ目、電気ロケットの例。
　DCアークジェット、MPDアークジェット、イオンエンジン、ホールスラスタ。

　8ページ目、イオンエンジンのしくみ。
　9ページ目、イオンエンジンの研究の歴史。
　10ページ目、イオンエンジン耐久試験装置。
　11ページ目、EM耐久(1.8万時間)とPM耐久(2万時間)。
　12ページ目、カーボン複合材電極グリッド。

　13ページ以降、初代はやぶさの成果・教訓。

　18ページ目、イオンエンジンサブシステム構成。
　「はやぶさとはやぶさ2は基本的に共通」

　19ページ目、イオンエンジンサブシステム。
　NECが主担当。MHI長崎造船所がXe供給系を担当。

　20ページ目、打ち上げ。
　21ページめ、地球スイングバイ。

　22ページ目、電力。
　太陽電池発電能力と、探査機全体での電力、イオンエンジンでの電力。
　太陽から離れるに連れスロットリングしながら運転台数を順次減らす。
　通信不要なときは送信機もOFFに。

　23ページ目、遠日点通過。
　1.7au。当時、太陽から最も離れた電気推進ロケット。

　24ページ目、イトカワ到着。
　25ページ目、第1回目着陸。
　26ページ目、第2回目着陸。
　27ページ目、通信途絶。

　28ページ目、通信再開。
　ビーコン通信で一問一答。キセノンガスで姿勢制御。Xe9kgを失う。

　30ページ目、バイパスダイオード。
　31ページ目、イオンエンジンの運転履歴。

　32ページ目、イオンエンジン連続運転終了。
　再突入へのシーケンスとか。

　33ページ目、地球撮像。
　34ページ目、再突入。
　35ページ目、カプセル回収。
　36ページ目、映画化3本。

　37ページ以降、はやぶさ2イオンエンジンの開発。

　39,40ページ、はやぶさ2の外観。

　42,43ページ、はやぶさイオンエンジンの不具合と対策。
　イオン源Aのプラズマ不点火、中和器B/C/Dの寿命。

　44ページ目、EM中和器地上耐久試験。
　軌道計画では1万時間使用予定。3万時間経過。

　45ページ目、イオン源改良で推力増強。
　変更点。ガス分配やグリッドの厚み。

　46ページ目、試験設備。
　47ページ目、試験中のエンジン。

　48ページ目、はやぶさ2へのイオンエンジン組付け。
　49,50ページ、熱真空試験中のエンジン点火。
　51ページ目、打上げ。
　53ページ目、1台ずつ動作試験。
　54ページ目、3台運転。
　55ページ目、24時間2台自立運転。
　56ページ目、最初の1年の実績。
　57ページ目、速やかな巡航運用開始、初期チェックアウト期間の短縮。

　59ページ目、太陽-地球固定表示の軌道。
　マゼンタがリュウグウ。赤が往路、青が復路。緑がミッション期間。

　60ページ目、地球スイングバイ。
　61,62ページ、DNS。
　63ページ目、ESA MLG(マラルグエ アルゼンチン)局。
　64ページ目、トランスファーフェーズ。

　65ページ以降、発展型のイオンエンジン開発とイオンエンジンを用いた深宇宙探査将来構想。

　66ページ目、μ20イオンエンジン。
　口径を2倍にして推力4倍。黄道面脱出型太陽観測機、小天体探査機への応用。

　67ページ目、μ10HIspイオンエンジン。
　加速電圧を5倍にして推力2.2倍。木製トロヤ群小惑星探査計画提案中。

　68ページ目、DESTINY+。
　Demonstration and Experiment of Space Technology for INterplanetary voYage Phaethon fLyby with reUSable probe

　69ページ目、まとめ。

***

　[Arを推進剤として用いるイオンエンジンの開発](http://art.aees.kyushu-u.ac.jp/publications/2007/Mmiyoshi.pdf)

　平成19年度修論
　最初の方しか読んでない。

　最初の方に電気推進の方式とかの解説。
　中盤以降は原子炉で発電して飛行する探査機の案。

　6ページ目、図1.1、各ミッションにおけるペイロード比と比推力。
　ミッション目標に応じてどの程度のΔVが必要か、その際にある比推力ではどれだけのペイロード比になるか。推進方式の比推力の目安とかも。

***

## 2019年12月

***

　[宇宙ステーション補給機（HTV）の開発](https://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/471/471070.pdf)

　2010年頃

　70ページ目、1章、はじめに。

　70ページ目、2章、HTVの概要。
　71ページ目、図1、HTVの概要。
　71ページ目、表1、各国のISS補給機の比較。
　71ページ目、表2、HTVとスペースシャトルの輸送環境(船内物資)。
　71ページ目、図2、HTV飛行運用。

　72ページ目、3章、開発経緯と成果。
　72ページ目、表3、HTV開発スケジュール。

　72ページ目、図3、初期検討時のHTV3形態。
　与圧単型、与圧長型、与圧・非与圧混載型。
　輸送の効率化で非常にメリットがあるが、開発費が増加する。当時はスペースシャトルが活躍中で、シャトルより安価であることを示す必要があり、開発費の削減が必須。混載型に一本化。

　74ページ目、非与圧部構造。
　H-IIA/Bと同様のセミモノコック構造。暴露パレットを入れるために大開口部があり、補強が必要。スキンが弾性領域で座屈することを許容する設計。

　75ページ目、有人仕様の与圧部。
　JEMと同様の安全策、HTV固有の安全策。

***

　[特集 宇宙ステーション補給機(HTV)第6回 HTV推進系の開発](https://www.jstage.jst.go.jp/article/kjsass/58/682/58_343/_pdf)

　2010年頃

　図1、HTV推進系システムコンフィギュレーション。

　表1、HTV推進系システム主要性能。
　軌道制御・3軸姿勢制御。調圧ブローダウン2液。MMH, MON3, He。4x500N、28x110N。ドライ1380kg以下。最大でMON3が1514kg、MMHが918kg。高圧系23.1MPa、低圧系2.75MPa。

　図2、HTV推進系システム系統図(概略図)。
　図3、推薬遮断弁下流圧の低下・回復メカニズム。
　図4、配管昇温法によるリプライミング試験結果例(ヘリウムガス溶け込み有ケースのMMHライン圧力)。
　図5、SFTで確認された連成振動による推力低下現象。
　表2、HTV1推進系システム運用結果。
　図6、ISS最終接近(Rバー接近)方法。
　図7、HTV1Rバー上H9温度(上図)、噴射Duty(下図)データ。
　図8、HTV用国産RCSスラスタ(左)、国産メインスラスタ(右)。

　ISS付近では推進剤(有毒)の漏洩を防止するためにバルブを閉じるが、温度変化によって圧力が変化してバルブを開けたときに危険な場合がある。ATVの方式では、運用は容易だがシステムは複雑。HTVは温度管理で解決。システムの簡素化・軽量化を実現。
　Rバー接近中に地球指向側のスラスタの温度が上昇。主従を切り替えて運用。
　他、いろいろな話が書いてある。

***

　[BSにおけるスラスタ姿勢制御精度の検討](https://www.jstage.jst.go.jp/article/nictkenkyuhoukoku/32/3/32_135/_pdf/-char/en)

　1986年1月

　BS衛星、ホイールが停止したのでスラスタで姿勢制御、精度の評価とか。

　図1、姿勢制御系構成図。
　図2、離散系状態測定器。
　図3、スラスタ制御領域の概略。
　図4、各制御時の地球センサ誤差出力。
　図5、各制御時のアンテナポインティング誤差と主局受信レベル。
　図6、スラスタ制御でのパルス噴射回数。
　図7、ホイール制御でのピッチ軸ホイールモーメンタム変化。
　図8、軌道上のBSの位置。
　図9、リミットサイクルの軌跡。

***

　[二液式インジェクターにおける衝突角と混合度の関係](https://www.cst.nihon-u.ac.jp/research/gakujutu/60/pdf/K2-37.pdf)

　2016年頃

　DEM/亜酸化窒素の燃焼が目的。高圧ガス・危険物に該当するので、密度と粘度が近いサラダ油・水を模擬流体に使う。
　混合度を、エマルジョン化した乳化物の量で評価。

***

　[「はやぶさ」バス系新規技術](https://www.jstage.jst.go.jp/article/kjsass/53/618/53_210/_pdf)

　2005年2月1日受理

　図1、システムブロック図。
　図2、SAP VIカーブと各電源方式の動作点。
　図3、電源系ブロック図。
　図4、通信系ブロック図。
　図5、テレメトリの流れ。
　図6、RCS配管系統図。
　図7、HCEの動作例。
　表1、はやぶさバス仕様。

***

## 2020年1月

***

　[はやぶさ2](http://www.isas.jaxa.jp/j/researchers/symp/sss13/paper/S3-005.pdf)

　2013年1月9日 // はや2打上げの約2年前

　5ページ目、概要。
　6ページ目、意義・なぜ2号機が必要か。

　7ページ目、経緯。
　1号機の構想や運用状況、2号機の構想とかの流れ。

　8ページ目、ミッション要求とサクセスクライテリア。
　理学2個、工学2個。往路＋ミッションでミニマム、地球に帰還してようやくフルサクセス。

　9ページ目、軌道計画(E-S Fixed)。
　10ページ目、ミッションシーケンス。
　11,12ページ、探査機外観。
　13ページ目、仕様。

　14-16、はや1との違い。
　構造。高さを+15cm、搭載機器増加に対応。質量+90kg。
　AOCS。TD運用の改良と最適化、自立の見直し。冗長度向上。
　RCS。O/Fの完全独立化(あかつき不具合に対する対処)。熱制御の緻密化、冗長性向上。
　IES。推力+20%、Ispははや1水準を維持。
　データ処理系。自動化・自立化機能の強化ビーコンモードの機能強化。
　通信系。X帯完全二重冗長化。Ka帯追加でテレメ高速化(32kbps)。フルスペックDDORをサポート。
　電源系。高電力容量化(880W→1200W)。
　16ページ目、ミッション機器の違いの詳細。

　17ページ目、タッチダウン・サンプリング運用シーケンス。
　18ページ目、衝突装置運用シーケンス。
　19ページ目、小惑星近傍運用の計画例(自転軸=Mullerモデルの場合)。

　20ページ目、電源系(EPS)開発進捗状況。
　太陽電池パドル。3接合。33直x100並。1400W@帰還軌道遠日点(1.42AU)。展開試験の写真。
　バッテリ。13.2Ah(はや1と同じ)。セル外観。劣化シミュレーション。

　21ページ目、NIRS3(近赤外分光計)の開発状況。
　22ページ目、ONCの開発状況。
　23ページ目、LIDARの状況報告。
　24ページ目、DCAM3-D(DCAM3デジタル系)の進捗状況。
　25ページ目、衝突装置の開発状況。
　26ページ目、サンプリング機構の開発状況。

　27ページ目、サイエンステーマ。
　28ページ目、太陽・小惑星・地球の歴史。
　29,30ページ、探査対象天体、1999JU3。
　31ページ目、2011年から現在までの観測好機に行った観測とその結果。
　32ページ目、国際協力。
　33ページ目、HJST(はや2 Joint Science Team)会議。
　34ページ目、打ち上げまでのスケジュール。

　35ページ目、あらたなる発見へ。
　「はやぶさでは微小NEOの概念が変わった。はやぶさ2は?」

***

　[H-IIロケット8号機のエンジンの捜索と回収](http://www.godac.jamstec.go.jp/catalog/data/doc_catalog/media/shiken43_11.pdf)

　2001年3月

　どんな機材を使ったか、どんな技術をつかったか、どのように捜索するか、どのように回収するか、といったような話。

***

　[H-IIロケット8号機の打上げ失敗時にとられた安全措置の妥当性について(報告)](https://www.mext.go.jp/component/b_menu/shingi/giji/__icsFiles/afieldfile/2013/06/10/1335990_001.pdf)

　1999年12月15日

　「指令破壊は我が国で初めて行われた」

　4ページ目、表1、主要シーケンス・オブ・イベント。
　5ページ目、図1、地上距離vs飛行高度。
　6ページ目、図2、機体現在位置。
　7ページ目、図3、機体対地速度。
　8ページ目、図4、落下予測点。

***

　[H-IIAロケット6号機/情報収集衛星2号機の打上げ失敗について](https://www8.cao.go.jp/cstp/tyousakai/cosmo/haihu16/siryo16-1.pdf)

　2003年12月12日

　2ページ目、打ち上げ結果概要。
　3ページ目、飛行状況。横軸に時間、縦軸に慣性速度。
　4ページ目、SRB-A関連異常事象の発生フロー。
　5ページ目、SRB-A下部の異常発生フロー。
　6ページ目、機体搭載カメラ画像データ。5号機と6号機の比較。

　9ページ目、参考1、H-IIAロケット概要。
　10ページ目、参考2、固体ロケットブースタ分離機構概念図。
　11ページ目、参考3、固体ロケットブースタ分離用火工品フロー図。

　12ページ目、1960年から2003年までの世界の主要ロケットの打ち上げと失敗状況。
　国別の打ち上げ状況。NASDA、欧州、米国(アトラス・デルタ・タイタン)、中国、ロシア。

　13ページ目、世界の宇宙機関の予算の比較。
　14ページ目、世界の宇宙機関の人員の比較。
　日本は予算で米国の8分の1、欧州の1分の1。人員で米国の13分の1、欧州の4分の1。アメリカはNASAとDoDが半分くらい。

***

　[X線天文衛星ひとみ（ASTRO-H）へのFRAM適用](https://www.ipa.go.jp/files/000063363.pdf)

　2017年11月8日

　FRAM分析。

　2ページ目、概要。
　3ページ目、FRAM分析の流れ。

　4ページ以降、Step1、機能の把握。
　6ページ目、Safety-IとSafety-II。なぜ失敗するのか、なぜ成功するのか。
　7ページ目、悪いところに着目した機能の整理。
　8ページ目、良いところに着目した機能の整理。
　9ページ目、機能の把握の目的。

　10ページ以降、ASTRO-H不具合の概要。
　11ページ目、姿勢制御系機器。
　12,13ページ、姿勢制御概要。
　14ページ目、不具合シナリオ。

　15ページ以降、Step1、FRAMモデルの作成。
　16ページ目、FRAMの6要素(5入力+1出力)。
　17ページ目、姿勢制御系のFRAMモデル。

　18ページ以降、Step3、特徴の識別。
　19-22ページ、特徴1、同種の複数入力。
　23-27ページ、特徴2、大きなループ構造。

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　[HTV技術実証機の運用準備及び運用結果](https://www.mss.co.jp/technology/report/pdf/21-01.pdf)

　1ページ目、1章、はじめに。
　1990年代に開発開始。同時に運用検討も開始。
　当時、ランデブ技術はETS-7が唯一。有人機へは初。高い安全性が必要。NASAには安全要求の審査を専門に行う部門がある。
　運用手順書の数は約1800件、実施した訓練は100を超える。


　2ページ以降、2章、運用手順書の整備。

　2章1節、運用手順の検討。
　HTVは地上とは直接的な通信手段を持たない。米国TDRSやISS経由で通信。過去、SFUやETS-7でTDRSを使用。SFUは回収時に使用。ISS経由の場合、HTV運用設備→ISS運用設備→TDRS運用設備→TDRS→ISS(JEM)→HTV、という経路。
　HTVの特徴とか、漏れのない手順の効率の手法とか。
　運用手順書は約1800件。通常の衛星では多くてもこの3分の1。

　2章2節、運用手順書の作成。
　テレメトリ・コマンドシーケンス構築ツール。データベースを使ってコマンドを作れる。手入力によるミスを防止。
　ノミナル手順は設計者ではなく運用者が原案の検討と作成を行う。オフノミナルも一部同様。レビューにおいては設計まで踏み込んだ確認を行う。

　2章3節、運用手順書の検証。
　運用の妥当性の検証の話とか。

　2章4節、運用手順書の維持改定。
　当初は表計算ソフトで管理。大量の運用手順書があり、訓練や調整、実機の試験結果の反映等で頻繁に修正が発生。煩雑で、人為的ミスの可能性。
　ソフトウェア開発部門で実績のあるフリーの管理ソフト、SubversionとTracを導入。作業の効率化を実現。


　4ページ以降、3章、運用訓練。
　3章1節、運用訓練の目的。
　3章2節、運用訓練の分類。
　3章3節、訓練実施までの作業。

　3章4節、訓練で採用された新しい取り組み。
　分散シミュレーション(DIS: DIstributed Simulation)を採用。複数の場所をネットワークで接続して一つのシミュレータとして見せる仕組み。宇宙分野では初めて実用化。日米で一つのシミュレータを使って訓練が可能になる。


　5ページ以降、4章、運用結果。
　今後の展望。


　6ページ目、5章、おわりに。
　運用の成功の要因とか。

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　[宇宙電波監視施設](https://www.toshiba.co.jp/tech/review/2000/05/a09.pdf)

　2000年頃

　郵政省の電波監視業務を静止軌道にも適用する。そのための施設。
　役割。登録されている衛星の監査、登録されていない(不法に電波を出している)衛星の探査、混信等があった場合の調査、それらの報告。

　表1、受信帯域と偏波。L, S, C, Ku, Ka(1525-1710MHz, 2120-2690MHz, 3400-4800MHz, 10.7-12.75GHz, 17.7-21.2GHz)、それぞれ円偏波(右旋、左旋)と直線偏波(水平、垂直)の4偏波。
　表2、測角精度。Lの0.1degRMSからKaの0.01degRMSまで。衛星は±0.1degの維持が義務、実際は0.05degの範囲。それを計測できる精度が必要。
　スケジューリング、測定、分析、較正、といった機能。

　4章、ハードウェアの特徴。
　図2、アンテナ系統図。
　図3、RF受信系系統図。
　図4、システム構成。電波で監視するが、大気による電波の屈折を補正するために光学も併用する。
　図5、光学観測のデータ例。

　5章、ソフトウェアの特徴。
　図7、画面表示例。

　6章、あとがき。

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　[静止衛星・静止デブリの光学観測](http://www.nict.go.jp/publication/kiho/45/003-004/Kiho_Vol45_No003-004_pp175-180.pdf)

　1999年頃

　静止衛星は、衛星からの電波を受信して軌道決定する。光学では、直接物体の位置を見るのでバイアス誤差が少ない。背景の恒星で大気ゆらぎをキャンセルできる。電波を出さないデブリも観測できる。

　2章、観測装置の仕様。
　架台、撮像部、画像処理部。
　カメラ。160万画素(1536x1024)。口径350mm、焦点距離1248mm。視野角0.422x0.634deg。直径1m程度の反射光を捉えられる。静止衛星の割当範囲(0.2x0.2deg)を1画面で撮影できる。
　架台。赤道儀。衛星直下LatLngかAziEleを指定して指向させる。
　シャッタ。撮影時刻を記録する。GPSでUTCに対して10msecの精度で制御。
　10^-3degの精度で同定できる。
　後にバッチ処理による制御機能が追加された。

　3章、静止軌道サーベイ。
　1999年1月12日から37日間、東経68-190degまでをスキャン。アジアやオーストラリアの衛星が集中。比較的密な軌道。短辺を南北方向にして東西方向にスキャン。北緯0.2度から南緯0.2度の範囲が撮影できる。0.25度刻みでスキャンして、1物体が少なくとも2回写るように。都度20秒露光して捜索。
　軌道傾斜角が大きい衛星は工夫して撮影する。赤経90度前後で固定撮像を行う。静止軌道近傍の衛星は太陽重力や地球J2で昇交点赤経が90度付近になるため。軌道傾斜角が大きいデブリの捜索にも有効と思われる。
　69天体を捕捉した。NORADのリストで軌道傾斜角が0.1度以内の衛星はすべてサーベイで観測できた。リストにない物体が2個。ドリフトレートは小さく、デブリとは言い難い。

　4章、デブリの追跡。
　サーベイ中に偶然発見したデブリを追尾、軌道決定を行った。1日(1回)分のデータでは誤差が大きい。2日分のデータから決定すると良い精度で決定できる。
　経度変化を直線でフィッティングできないので、多数の観測が必要。多数のデブリの同時捜索が困難。効率の良い方法を確立する必要がある。

　5章、むすび。
　光学観測にいい場所とは言えない、太平洋沿岸でシーイングが悪い。それでもNORADリストにある仰角数度以上のすべての衛星を捉えることができた。デブリの初期捜索から軌道決定までの手順も提案できた。光学観測は有効。

***

　[静止軌道の宇宙状況監視技術の開発-小型光学望遠鏡での挑戦](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/546844/1/AA1530025032.pdf)

　2014年12月19日

　IHI社内に口径50cm以下の望遠鏡を設置。固定型と可搬型。観測対象を設定後、自動で観測できる。降雨等の安全化措置や朝の収納・ドーム閉じも自動。インド洋上空から太平洋上空まで約120度の観測幅を有する。

　3ページ目、IHIの観測アプローチ、小型光学望遠鏡の活用。
　口径1m前後で価格が飛躍的に増加。導入コストを低減するために50cm級以下を活用。

　4ページ目、設置場所。
　IHI相生の山の上に固定局、IHI富岡に可搬局。

　5ページ目、装置と観測範囲。
　相生の装置。口径40cm、視野角1.0x1.0deg。観測範囲の図。

　6ページ目、観測範囲の確認。
　西経162.7degと東経75degの衛星を確認。120度以上の範囲。

　7ページ目、相生装置の特徴。
　社内LANに接続、遠隔で制御できる。

　8ページ目、相生実証運用。
　9ページ目、相生観測状況。

　10-12ページ、再帰観測。
　軌道決定を行って伝搬させ、一定期間後に誤差を評価。

　13ページ目、まとめ。
　軌道上物体を観測可能であることを確認。自動運用で、天候が悪い条件でも高い観測率を達成。
　再帰観測対象の2物体、数週間から数カ月後の位置を精度よく予測できた。

　14ページ目、今後の予定。

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　[軌道上スペースデブリ観測システムの検討](https://www.mss.co.jp/technology/report/pdf/26_04.pdf)

　静止軌道上に配置した衛星によって、他の静止衛星の軌道決定を行う。

　軌道上に複数の衛星を配置し、立体観測で軌道決定を行うシステム。
　光学観測で測角、複数方向から観測して位置を推定。

　単独の衛星で軌道決定を行うシステム。
　光学観測で測角、太陽電波の干渉計で測距して位置を推定。

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　[多重モードを利用する新しい自動追尾方式](http://www.nict.go.jp/publication/kiho/11/056/Kiho_Vol11_No056_pp230-241.pdf)

　1965年9月

　ホーン1個でアンテナに対する方向誤差を得る方法。

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　[原子核乾板ガンマ線望遠鏡による宇宙ガンマ線観測計画 GRAINE](https://www.jstage.jst.go.jp/article/photogrst/78/4/78_228/_pdf)

　2015年頃

　GRAINEの初期から15年実験直後くらいまでをまとめた話。

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　[GRAINE2018:γ線事象解析](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/899456/1/SA6000128012.pdf)

　15年実験では、天体の検出については未達成だった。
　18年実験では、15年実験の不具合に対する対策・改良を実施し、Velaパルサーの検出を目指す。現在データの解析中。

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　[GRAINE計画と2018年気球実験](http://heapa.astro.isas.jaxa.jp/activity/2018/HEAPA18th/20190318/takahashi.pdf)

　フェルミとGRAINEの比較とか、各実験の概要とか。
　後半から18年実験の話。

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　[GRAINE 2018 : 姿勢モニターおよびそれを併せたフライトデータ解析](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/943348/1/SA6000140034.pdf)

　スターカメラに関する話とか。

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　[電波応用機器における信号処理技術](https://www.toshiba.co.jp/tech/review/2000/05/a12.pdf)

　2000年頃

　気象レーダの信号処理技術、CDMA復調器の技術、通信用アンテナのデジタルビーム形成技術。
　2000年頃の話なので、「従来は半導体集積化はできないと言われていたけど、やってみたらできました」といった感じの内容(もう少し踏み込んでいるが)。

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　[高分解能気象レーダーの開発](https://sei.co.jp/technology/tr/bn173/pdf/sei10562.pdf)

　2008年頃

　大型のレーダーでは、遠方は上空しか観測できないため、地上の気象と異なる状態を観測してしまう。小型のレーダーを開発した。種子島に設置し観測を実施。
　レンジ分解能2m程度。帯域幅80MHz以上が必要。KuかKaが候補。カバレッジ20km程度が必要。半導体パワーデバイスでKa帯は出力不足。Kuを採用。
　仰角スキャンをフェーズドアレーで行うと高仰角が見えない、コスト的に厳しい。耐久性が必要なので小型軽量なアンテナが必要。電波レンズを採用。
　レドーム。気象レーダはアンテナが濡れると困る。レドームが必須。Dual偏波で使う。特性が良い一体型レドームを採用。
　送信装置。数W級GaAsパワーデバイスを並列で出力10W。Ku帯ではGaAsだと数Wが限界。GaAs/GaNの分岐点。GaNは携帯基地局で実用化、X帯では数十Wデバイス。GaN採用が今後の課題。ロータリージョイントまで2GHzで伝送してアンテナ直下でKuへ。損失を抑える。
　信号処理。10kポイントのサンプリングが必要。パルス圧縮・マッチドフィルタ・FFT等を使うには16kないし32kのFFTを実行する必要がある。汎用DSPを32個で並列処理。柔軟性とコストメリットが良い。FPGAと組み合わせて構成。線形周波数チャープを使っているが、今後を考えて、任意信号を出せるように170MHz,14bit,2ch(IQ)のDAC/ADCで構成。
　初期観測結果の話とか。

　表1、主要諸元。
　図1、システム構成。
　図2、Luneberg Lensの原理図。
　図3、Φ450mm Luneberg Lensアンテナの指向性。
　図4、スペクトルデータ。高度対相対風速。
　図5、レーダーエコー強度。
　図6、視線方向ドップラー速度。

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　[レーダ技術 ～見えない目標を探知するための挑戦～](https://www.mod.go.jp/atla/research/dts2012/R5-2p.pdf)

　防衛装備庁の資料。

　3ページ目、防衛用レーダ技術研究の足跡。
　4ページ目、アクティブフェーズドアレイアンテナ(APAA)の研究。

　5ページ目、APAAの研究経緯。
　1次元、2次元、火器管制用、曲面形状適合型、広帯域多機能。

　6ページ目、APAAの研究成果の反映。
　艦載型、戦闘機用、地上設置型、砲弾探知、地対空ミサイル管制用。

　7ページ目、現在及び今後の研究。
　分散型、航空機搭載型、植生透過。

　8ページ目、分散型レーダ(研究目的)。
　9ページ目、分散型レーダ(運用構想図)。
　10ページ目、分散型レーダ(研究試作の概要)。
　11ページ目、レーダ技術の動向。
　12ページ目、今後のレーダ技術研究。

　13ページ目、基盤技術の発展。
　出力と周波数、各デバイスの図。
　Si, GaAs, InP, SiC, GaN, C, AlGaN。

　14ページ目、今後のレーダ技術研究。
　15ページ目、まとめ。
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## 2020年02月

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　[静止衛星聞の衝突の確率及びその回避法](http://www.nict.go.jp/publication/kiho/26/139/Kiho_Vol26_No139_pp621-628.pdf)

　1980年9月

　1章、緒言。

　2章、静止衛星間の相互干渉。

　地球重力の不均一性による東西方向の加速度。7.14e-8m/sec^2以下。
　月引力による南北方向の加速度は1.43e-6m/sec^2以下とか。
　衛星間の引力。質点間の距離が10m以上であれば無視できる。

　3章、静止衛星間の衝突の確率。

　衛星の衝突確率。1年辺り9.16e-5。同じ範囲(0.1x0.1度)に11個の衛星がある場合、0.006。
　SSPSのような大型の衛星がいる場合は、半日間で0.01くらい。数日間で衝突する可能性。

　4章、静止衛星間の衝突の回避法。

　1)空間的に分離。2)互いに衝突しないよう制御。3)東西制御の周期を同期。
　1は空間使用率が悪く最悪の方法。2は非常に困難。3は簡単に実施できる。

　5章、静止衛星と放棄された静止衛星の衝突確率。

　放棄された衛星との衝突確率。
　放棄された衛星が安定する軌道。
　1年で衝突する確率は2.3e-9。放棄された衛星が1万個ある場合、10年で0.0002。年数十個のペースで放棄が続くと無視できない確率になる。
　SSPSの大きさの場合、1000個の放棄された衛星に対して、1年での衝突確率が0.4。放棄を続けると大型衛星は数十年後には運用できなくなる。

　6章、静止衛星と放棄された静止衛星との衝突の回避法。

　1)数百km高い軌道に移動させる。2)軌道計算を行って回避。3)他の衛星によって軌道変更。
　1は、南北制御1ヶ月分の燃料で達成できる増速量。衛星が制御できなくなった場合は運用できない。2は、制御できている衛星同士での回避運用以上に困難。3は将来可能になるであろう。

　7章、静止軌道投入時の衝突回避方法。
　100km低いドリフト軌道に投入する。高度差によって衝突確率がほとんどゼロ。目的の経度に来たときに、時間を選んで静止軌道へ投入。他の衛星の軌道が既知であれば容易。

　8章、結言。


　/* これが書かれた当時、東西制御は化学推進によって行われるものだったので、それに応じた運用が提案されている。電気推進だと確率の計算や運用の方法に違いがあるかもしれない。 */

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　[技術試験衛星VI型(ETS-VI)イオンエンジン装置の開発](https://www.jstage.jst.go.jp/article/jjsass1969/46/530/46_530_168/_pdf/-char/en)

　1998年頃

　1章、はじめに。

　衛星の推進剤。
　気象衛星。ひまわり5号。静止軌道上初期345kg。設計寿命5年。搭載推進薬45kg。南北制御にその内14kgを割り当て(東西制御に2kg?)。
　放送衛星。ゆり2号a。350kg。5年。推進薬51kg、内35kg。ゆり3号a。550kg。7年。推進薬100kg、内60kg。
　ゆり3号aでは、南北制御に高性能な電熱式ヒドラジンスラスタ(EHT)を使用。

　大型化・長寿命化で必要な推進薬が増える。2トン・10年のひまわりで南北制御に160kg、放送衛星では400kg、EHTを使っても300kg以上が必要。
　推進薬を節約できればミッション機器を多く搭載できる。

　ETS-VIでは2トン・10年の静止バス開発の一環として、南北制御にイオンエンジンを搭載。
　1982年のきく4号(ETS-III)にイオンエンジンを搭載。水銀、2mN、2台、100時間ずつ。
　ETS-VIでは大推力化(20mN)、長寿命化、推進剤変更(Hg→Xe)。バス機材である南北制御に使うので信頼性向上にも重点を。


　2章、エンジン装置の概要。

　北向きに搭載。昇交点で吹いて傾斜角増加を抑える。
　東西面に主従系2台ずつ搭載。東西1台を噴射して合成推力を得る。

　コンポーネント。1)スラスタ制御器(TCU)。2)電源装置(PPU)。3)イオンスラスタ(ITRS)。4)推進薬貯蔵供給装置(PMU)。5)バルブ駆動回路(IVDE)。6)コンタミネーションシールド(ICNS)。

　単体推力23.3mN、合成推力40.3mN。比推力2906秒以上(単体)。総消費電力1570W。機器重量98.7kg以下。推進剤38.7kg。動作時間6500時間以上。動作回数2920回以上。


　3章、軌道上評価結果。

　各運用モード。1)予熱モード。2)活性化モード。3)中和器動作モード。4)主放電動作モード。5)ビーム噴射モード。


　4章、結論。

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　[JAXA 静止衛星における低推力軌道制御運用](https://repository.exst.jaxa.jp/dspace/bitstream/a-is/41422/1/63739002.pdf)

　南北軌道保持。年間40-50m/sの速度補正で達成。
　DRTSのDCアークジェット、ETS-VIIIのイオンエンジンによる保持について。

　静止衛星の軌道制御。
　打ち上げからリオービット(墓場軌道への移動)までのシーケンス。

　DRTS、DCアークジェットの運用状況。
　2本同時噴射で0.5N、1回25分に制限。各回約0.5m/sの増速。北面に配置。

　ETS-VIII、イオンエンジンの運用状況。
　推力0.02N。南北に取り付けて1日2回の噴射タイミング。1回6時間程度の噴射で0.1m/sの増速。
　半径方向の推力が大きいので1日2回の制御で互いに打ち消す。
　東側に加速する成分もあるので、軌道半径を0.5kmほど大きくする。

　おわりに。
　WINDSもDCアークジェットで保持を計画。