○ 鶴見辰吾，澤田弘崇，中谷幸司，森 淳，宇井恭一，黒川健也，前田直秀

GTO 技術試験衛星 旋風（つむじ）

東京工業大学

発表の流れ

(1) Introduction : はじめに／背景／提案するミッション／期待される効果

(2) ミッションの概要： GPS 姿勢決定ミッション(3) 衛星の概要 : アニメーション／各サブシステム(4) まとめと課題 : ミッションのまとめ／今後の課題

はじめに

■ １次審査時のミッション

1.GPS を用いた姿勢決定技術の検証2. 内部帯電時の電荷分布の連続的測定

■ 最終審査時のミッション

GPS ミッションに絞り，その分衛星の高機能化を図った．

・内部帯電の観測を小型衛星で実現するのは難しい．　　　　（要求電力など）

・ GPS 姿勢決定技術検証ミッションは実現性が高く， 非常に興味深い．

GPS(Global Positioning System)

GPS軌道

静止軌道

GTO軌道軌道面数 ： 6 面軌道傾斜角： 55 deg軌道高度 ： 20,200 km測位波電波： L1 帯 1575.42MHz L2 帯 1227.60MHz

複数の衛星からの測距情報を同時に受信することにより，陸海空および宇宙のあらゆる移動体や乗り物に対して全天候，全世界，実時間の 3 次元測位 ( 位置，速度の測定 ) を可能にするシステムである．

背景

■ 従来の衛星の姿勢決定法・各種センサの併用

地球センサ太陽センサジャイロスコープスタートラッカ・インターフェースの複雑化

・コスト，体積，重量が大きい

■GPS を利用した位置 / 姿勢決定法・インターフェースの単純化・コスト，体積，重量の軽減・速度，姿勢角，姿勢角速度，時刻の取得

■ 従来の衛星の位置 / 軌道決定法・地上局によるレンジ及びレンジレートの観測を利用．・ INS （慣性航法システム）の利用．

背景（過去の実験結果）

■ 低軌道上での GPS 姿勢決定

GPS による位置，姿勢決定技術は確立されつつある．しかし，これらの実験はいずれも低軌道でしか行われていない．

・ GPS 衛星の軌道高度： 2 万キロ・ GPS 衛星は地球方向へ電波を送信している．

低軌道では GPS を利用できるが高軌道ではどうだろうか．

衛星 備考the Air Force RADCAL 0.5° 1.0°精度 ～

the CRISTA- SPAS STS- 66 1994（ ） 0.2° 0.3°精度 ～the REX- II 1996（ ） closed loop control にも成功

■ 低軌道上での GPS 位置 / 軌道決定日本でもすでに実証済みで，航法誘導等にも応用されている．

背景（過去の実験結果）

■EQUATOR-S （独）による GPS 信号受信実験の結果

GPS 衛星の軌道高度である２万 km以上でも GPS 電波を捕らえることができた．（アンテナ２個）

0

1

2

3

0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 1011121314 15161718192021222324Hours

Number ofVisible Satellite

高度約４万 km

背景

■ 高度２万 km以上でも GPS 電波が受信できる理由

GPS 電波のサイドローブや電離層により反射した電波は，GPS 軌道の外側まで伝播する．

GPS Satellite

GPS Satellite

Earth

Ionosphere

FromGPS

(a) サイドローブ (b) 電離層による反射

ミッション提案

中・高軌道における GPS 位置 / 姿勢決定法の有効性の検証

■GTO 軌道を用い，様々な高度において GPS 位置 / 姿勢決定実験を 行うことによって， GPS 位置 / 姿勢決定法の有効高度を明確にする．

■ 宇宙環境の GPS 位置 / 姿勢決定システムに及ぼす影響を調べる．

■ 小型衛星における GPS 位置 / 姿勢決定技術のノウハウを蓄積する．

（軌道上速度，軌道高度，ドップラーシフト等）

ミッション目的

ミッション提案

以下の実験を低・中・高軌道で行う．

上記の実験は，いずれも GPSデータを用いて行い， 地上局による測距，INS ，太陽センサ，地球センサから得られる位置及び姿勢データと比較し検証する．

1. GPS 信号の受信 ・受信可能な GPS 衛星数の連続計測2. GPS を用いた衛星の位置 / 姿勢決定 ・リアルタイム計測と精度評価3. GPS を用いた衛星の姿勢制御 ・リアクションホイールによるスピン軸の制御 ・スラスタによる角運動量ベクトルの制御

2 ， 3 の実験は高軌道では行われた例のない実験である．

期待される成果

■ 位置 / 姿勢決定システムのコスト，重量，複雑化を抑え，かつ信頼 性を向上させることが可能である．

多くの衛星に対して大きなメリットとなる．

■GPS 位置 / 姿勢決定法が利用できる高度を明確にする．より多くの衛星に， GPS 位置 / 姿勢決定システムを搭載することができる．

■ 宇宙環境が GPS 位置 / 姿勢決定に対してどのような影響を与える かを調べることができる．

GPS 位置 / 姿勢決定システムの開発に役立つデータが得られる．

GPS による姿勢決定の理論

宇宙機に搭載された複数の GPS アンテナ間の GPS搬送波（ L1 帯）の位相差を求めることでアンテナの相対位置を知ることができる．これにより宇宙機の姿勢がリアルタイムに決定できる．

位置決定の場合は，位置の 3成分と受信機の時刻の定常偏差を求めるために少なくとも 4 機の GPS 衛星が必要である．

姿勢決定の場合，必要な GPS 衛星は 2 機である．

位置決定と姿勢決定の相違点

・アンテナ間に拘束条件がある．・アンテナ間が Time Reference を共有するので， GPS 衛星間の　時間のずれを計算する必要がない．

理由

GPS による姿勢決定の理論

Unit Vector to GPS Satellite

s(3×1)

Master Antenna Slave Antenna

Baseline b(3× 1)

Integer Component k

Fractional Component Δφkr

GPS による姿勢決定の理論

定義

姿勢変換行列biA :

satelliteGPS:

baseline:

jj

ii

m

i

n

jj

TijJ

1 1

Asbr

を最小にする A を求める

各時間において A の変化は小さいと仮定できるので

00

~AAA I

0

0

0~

xy

xz

yz

θただし

これを上の式に代入して変形すると

m

i

n

jijijJ

1 10 δθbsAδr

ただし jTiijij sAbrδr 0

GPS による姿勢決定の理論

を最小にするJ δθは以下の式で表される

δrHHHδθ TT 1

ただし

iT

j bAsH~

0

ijδrδr

この結果新しい A が求まり，これを繰り返すことで，姿勢が決定できる．

本衛星の場合は，姿勢決定精度がノミナルで 0.3 度である．ただし， GPS 電波の受信状態，及び衛星数によって変動する．

位置 / 姿勢決定システム

GPS 位置 / 姿勢決定システムは，アンテナと受信機から構成される．代表的な製品としては， Trimble社製の TANS Vector や SS/Loral社製の Tensor が挙げられる．

Trimble TANS Vector

各機関がこれら製品を改良・改造して宇宙で実際に使用した実績がある

本衛星の GPS 位置 / 姿勢決定システムもこれらの製品を基本に考える．

Accuracy

1m baseline: 0.30deg.(RMS)

2m baseline: 0.15deg.(RMS)

3m baseline: 0.10deg.(RMS)

Attitude

位置 / 姿勢決定システム

TANS Vector や Tensor は 4 つの GPS アンテナを用いて位置 / 姿勢決定を行う設計になっている．しかし，本衛星の場合 4 つのアンテナでは少ないと考えられる．

理由

・本衛星はスピン安定方式を採用しているため，どの方向からも GPS 衛星からの信号を受信する必要がある．

・ GPS 衛星軌道よりも高軌道（約 20,000km以上）では，受信可能な GPS 衛星の個数が少ないと予想され，そのような場合でも baseline の本数を多く取る必要がある．

位置 / 姿勢決定システム

そこで本衛星では，合計 8個の GPS アンテナを用いることにする．

120 [deg]

GPS Antenna

・上下面にそれぞれ４つ．・パネルを 120 度展開

受信機について

本衛星は 8個のアンテナを接続できるように受信機の改良が必要であるが，その他の改良点も存在する．

Master Antenna

Slave Antenna

GPS Satellite

改良前： 4 つのアンテナが共通の GPS 衛星の信号を受信している．　　　　　　 Master Antenna は１個のみ．

改良後： Master Antenna が複数設定できる．これにより最低 2 つの　　　　　　アンテナが共通の GPS 衛星の信号を受信すればよい．

GPS 衛星選択アルゴリズムついて

受信機が処理できる GPS 衛星数には限界があり， TANS Vector では6個， Tensor では 9個までとなっている．この限界以上に GPS 衛星が見えるとき何らかのアルゴリズムにより GPS 衛星を選択する必要がある．

アルゴリズムの一例

iN i :個のアンテナから見えている GPS 衛星の数

①4 つのアンテナから見えている GPS 衛星 4,1 NiSVi を選択しそれぞれの衛星に対し一番高いエレベーション角をもつアンテナをマスターアンテナとする．

②3 つのアンテナから見えている GPS 衛星 344 ,1 NNNjSV j を選択しそれぞれの衛星に対し一番高いエレベーション角をもつアンテナをマスターアンテナとする．

③1 つのアンテナから見えている GPS 衛星 14343 ,1 NNNNNkSVk を選択する．

④2 つのアンテナから見えている GPS 衛星 2431431 ,1 NNNNNNNlSVl を選択しそれぞれの衛星に対し一番高いエレベーション角をもつアンテナをマスターアンテナとする．

電波遅延

プラズマ環境（ヴァン・アレン帯等）での GPS 電波の波長変化見積もり

][10 3)9043.33145.0( cmn Le

][9000 Hznf ep

2222 kcp

L: 軌道高度（地球半径の何倍かを表す）ne ：プラズマ密度fp: ：プラズマラズマ周波数

プラズマ中を伝播する電波（周波数 ω ）の分散関係式

c ：高速k ：波数

真空中 プラズマ中 [m]波長 0.190293712 0.19029371 [m/ s]群速度 299792458 299792456 [m/ s]位相速度 299792458 299792460

GPS 電波（ L1 波）のヴァン・アレン帯での波長の変化は，位置 / 姿勢決定精度には影響を及ぼさない程度であるといえる．

概観図

展開前 展開後

軌道

ミッション要求

・軌道高度の大きく変化する軌道・ MDS-1 に近い軌道を検討 GTO 軌道

遠地点高度 3,6000 [km]近地点高度 250 [km]離心率 0.729

軌道傾斜角 28.5 [deg]近地点引数 179.0 [deg]昇降点軽度 99.17 [deg]軌道周期 10.6 [hour]

地上局との通信範囲

各サブシステム

OBC

データレコーダ

GPS姿勢決定系

C&DH系

姿勢制御系

電源系

構体系

熱制御系

太陽電池

電力制御器

バッテリ

各サブシステム

受信機GPS × 8アンテナ

スラスタ

太陽センサ

地球センサ× 2通信系

UHF-Band× 16アンテナ

UHF-Bandカプラ

S-Band×アンテナ 8

S-Band送信機

ダイプレクサ

×アンプ 8

×位相器 8

S-Bandカプラ

リアクションホイール

× ２

姿勢制御回路

慣性航法システムS-Band

送信機

ダイプレクサ

通信系

ダウンリンク通信

アップリンク通信・ UHF 帯：地上局から衛星へのコマンド送信

・Ｓバンド帯：位置 / 姿勢測定データを地上局へ送信・カップ付き広帯域MSA （最大利得 7[dBi], 半値幅 60[deg] ）を本体側面に 8個配置

本体のスピンに同期させアンテナをスイッチングする

・ターンスタイルホイップアンテナ

通信系

回線設計の結果

マージンはどちらも３［ dB］を大幅に上回っており通信が可能であることがわかる

→衛星 地上局 →地上局 衛星周波数［GHz］ 2.52 0.4送信機の出力パワー［W］ 2.5 30送信アンテナの半値幅［deg］ 60 2.92送信アンテナのゲイン［dB］ 9.99 34.9実効放射電力［ｄBW］ 12.9 48.7受信アンテナの半値幅［deg］ 0.46 0受信アンテナのゲイン［dB］ 50.8 0データレート［Mbps］ 0.256 0.0096Eｂ/ N0［dB］ 17.5 28.9ビットエラー率 0.000001 0.00001要求Eb/ N０［dB］ 6 4.5マージン［dB］ 10.5 23.5

姿勢制御系

スピン安定方式

軌道投入 ： 超小型スラスターによる能動制御 （角運動量ベクトルとスピンレート

を制御）姿勢決定実験 ： ニューテーションダンパーによる受動制御

（スピン軸のニューテーションを吸収）姿勢制御実験 ： リアクションホイール（ロール，ヨー軸）

およびスラスターによる能動制御

スピンレート ＝ 10～ 15 ［ rpm］（ GTO 軌道におけるスピン衛星の安定条件 ： ＞ 6 ［ rpm］）

指向精度 ±２［ deg］ （定常運用時）

スピン軸制御（姿勢決定センサ：地球センサ ×２，太陽センサ × １）

姿勢制御用ハードウェア

制御用アクチュエータ

・地球センサ ×２： Horizon Crossing Indicator

（ ITHACO ）・太陽センサ × １： Fine Sun Sensor

（ Adcole ）

・リアクションホイール ×２ ： The OSSS BANTAM Series REACTION WHEEL （ One Stop Satellite Solutions ）・ニューテーションダンパー × １ ： FAST-type fluid damper （ Goddard Space Flight Center ）・姿勢変更用超小型スラスター ： Pellet-type Thruster （ Nissan Corp. ）

姿勢決定用センサ

決定精度 0.1［ deg］

慣性航法システム（ INS ）

■ 機能3軸レートジャイロおよび 3軸加速度計のデータから，衛星の 位置・姿勢・速度・角速度・加速度・角加速度を得る．

■ハードウェア

Digital Quartz IMU （ Boeing Guidance, Navigation and Sensors）

■目的・位置・速度・加速度データによる GPS 位置 / 軌道決定のリファレンス・姿勢・角速度・角加速度データによる GPS 姿勢決定のリファレンス

姿勢決定＆制御ループ

Motion Equation

Space CraftDynamics

Reaction Wheel

Reaction Wheel

Thruster

Attitude ControlActuator

InertialMeasurement

Unit

Inertial NavigationSystem

CPU

ROM

RAM

A/D Converter

Attitude ControlElectronics

GPS Reciever &Proccesor

Global PositioningSystem

+

Earth Sensor

Earth Sensor

Sun Sensor

AttitudeDetermination Sensor

NutationDamper

TelemetryData

DisturbanceTorque

Roll

Yaw

Pitch

EIA/TIA 232/422

EIA/TIA 232/422

Sensor Data

初期捕捉シーケンス

Step1 衛星分離 → Perigee近傍，初期スピン（ 50～ 150rpm ）を想定

Step2 デスピン → 初期スピンから 30 rpm ぐらいまで減速

Step3 地球捕捉 → 地球センサから姿勢およびスピン速度の情報を

得るStep4 姿勢決定テレメトリデータ送信

→ 衛星 - 地上局間通信の開通，地上系を制御に組込むStep5 スピン軸のリオリエンテーション

→ 超小型スラスターによりスピン軸を所定の方向へStep6 太陽捕捉

→ 太陽センサの情報を加え，姿勢決定システムの完成Step7 太陽電池パドル展開Step8 定常状態へ移行

熱制御系

1

23

4

5

6

78

9

1 0

断熱材太陽が衛星上面，側面からあたる場合に分けて計算した．

123

4

5

6

78 9

1 0

node ID Temp.(℃) node ID Temp.(℃)1 7.5308 1 25.90772 5.891 2 23.02143 -33.9047 3 50.08694 -33.9181 4 50.12365 -33.9374 5 50.12476 -33.9561 6 50.12587 -33.9908 7 50.11668 -52.6604 8 28.59589 -52.7 9 31.4717

10 -33.9871 10 50.1817

Case1（衛星上面から太陽が当たる場合） Case2（衛星側面から太陽が当たる場合）

ネットワーク法を用いた熱解析

搭載機器の温度許容範囲内に収まっている，

電源系

■ 電源供給 ： ボディマウントの太陽電池セル (GaAs) で行う

■ 最大要求電力 ： 56.4[W]

■ 最小総発電力 ： 64.0[W]

■バッテリー容量 ： 120[Wh] 　 (15V,8Ah のユニットが４個 )

ミッション末期（ 1ヶ月後）の総発電力：数％の減少

太陽センサ

MSA地球センサ

MSA用位相機MSA用アンプリアクションホイール

ニューテーションダンパ

スラスタ

GPSアンテナバッテリINS

GPS PU－Ｒ電源制御回路

太陽センサ電子部

地球センサ電子部

データレコーダOn-BoardComputer

TNC&MUXUHF-受信機 UHFアンテナ

太陽電池パネル展開機構

構体系（内部配置）

構体系

・衛星総重量： 47.3[kg]内訳 構造部 ： 17.4[kg] 搭載機器 ： 22.6[kg] 計装類総計＋マージン： 7.3[kg]

・打上時最大荷重等：安全係数 1.5以上を確保

・構造固有振動数概算； 81.3[Hz]

H- AⅡ ロケット搭載のためのインターフェイスを含めピギーバック衛星の条件をクリア

ミッションのまとめ

GPS 位置 / 姿勢決定技術を検証する衛星の設計を行った．

本衛星のミッション目的を以下にまとめる．

以上のミッションは今後の宇宙開発にとって非常に有意義であると考える．

1. 様々な軌道高度で GPS を用いて位置 / 姿勢決定を行い， GPS 位置 / 姿勢決定システムの有効範囲を明確にする．

2. 宇宙環境の GPS 位置 / 姿勢決定システムに対する影響を調べる．

今後の課題

■GPS 位置 / 姿勢決定システムの精度の改善・データ処理技術の開発・ハードウェアの高精度化

■ 軌道高度ごとに最適化した姿勢決定アルゴリズムの開発

■計算負荷の軽減と計算速度の高速化

今後の課題

■GPS 位置 / 姿勢決定システムと他のセンサとの融合