Hitoshi Kuninaka

令和3年度宇宙輸送シンポジウム（2022年1月13日-14日. オンライン開催) Space Transportation Symposium FY2021 (January 13-14, 2022. Online Meeting) 非化学推進優秀学生賞 資料番号: SA6000173064 STEP-2021-025

令和二年度宇宙輸送シンポジウム（2021年1月14日-15日. オンライン開催) Space Transportation Symposium FY2020 (January 14-15, 2021. Online Meeting) PDF再処理の為、2023年2月27日に差替 資料番号: SA6000160089 レポート番号: STEP-2020-053

平成30年度宇宙輸送シンポジウム（2019年1月17日-18日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所（JAXA)(ISAS)）, 相模原市, 神奈川県 Space Transportation Symposium FY2018 (January 17-18, 2019. Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS)), Sagamihara, Kanagawa Japan 資料番号: SA6000136059 レポート番号: STEP-2018-003

平成30年度宇宙輸送シンポジウム（2019年1月17日-18日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所（JAXA)(ISAS)）, 相模原市, 神奈川県 Space Transportation Symposium FY2018 (January 17-18, 2019. Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS)), Sagamihara, Kanagawa Japan 資料番号: SA6000136077 レポート番号: STEP-2018-021

平成30年度宇宙輸送シンポジウム（2019年1月17日-18日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所（JAXA)(ISAS)）, 相模原市, 神奈川県 Space Transportation Symposium FY2018 (January 17-18, 2019. Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS)), Sagamihara, Kanagawa Japan 資料番号: SA6000136058 レポート番号: STEP-2018-002

日本の宇宙技術は、1955年ペンシルロケット水平発射から始まった。不断の努力により技術は洗練化されて、2003年に打ち上げた「はやぶさ」小惑星探査機は2010年に地球帰還を果たした。そして今、その後継「はやぶさ2」が宇宙活動を行っている。その先に日本は、独自の技術で海外と協力しながら20機近い探査機を太陽系宇宙に散りばめて、深宇宙探査船団の実現を目指している。単機ではなく複数探査機を群として使いこないし、太陽系46億年の歴史を調べ上げる。このような事業実施に当たり、多額の費用と優秀な人材と長期間を要することに国民の理解を求める努力を厭わない。

平成29年度宇宙輸送シンポジウム（2018年1月18日-19日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所（JAXA)(ISAS)）, 相模原市, 神奈川県 Space Transportation Symposium FY2017 (January 18-19, 2018. Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS)), Sagamihara, Kanagawa Japan 資料番号: SA6000210104 レポート番号: STEP-2017-047

平成28年度宇宙輸送シンポジウム（2017年1月19日-20日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所（JAXA)(ISAS)）, 相模原市, 神奈川県 Space Transportation Symposium FY2016 (January 19-20, 2017. Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS)), Sagamihara, Kanagawa Japan 資料番号: SA6000086053 レポート番号: STEP-2016-015

平成28年度宇宙輸送シンポジウム（2017年1月19日-20日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所（JAXA)(ISAS)）, 相模原市, 神奈川県 Space Transportation Symposium FY2016 (January 19-20, 2017. Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS)), Sagamihara, Kanagawa Japan 資料番号: SA6000086067 レポート番号: STEP-2016-029

平成28年度宇宙輸送シンポジウム（2017年1月19日-20日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所（JAXA)(ISAS)）, 相模原市, 神奈川県 Space Transportation Symposium FY2016 (January 19-20, 2017. Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS)), Sagamihara, Kanagawa Japan 資料番号: SA6000086095 レポート番号: STEP-2016-058

平成27年度宇宙輸送シンポジウム（2016年1月14日-15日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所（JAXA)(ISAS)）, 相模原市, 神奈川県 Space Transportation Symposium FY2015 (January 14-15, 2016. Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS)), Sagamihara, Kanagawa Japan 資料番号: SA6000050093 レポート番号: STEP-2015-029

平成27年度宇宙輸送シンポジウム（2016年1月14日-15日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所（JAXA)(ISAS)）, 相模原市, 神奈川県 Space Transportation Symposium FY2015 (January 14-15, 2016. Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS)), Sagamihara, Kanagawa Japan 資料番号: SA6000050138 レポート番号: STEP-2015-074

平成27年度宇宙輸送シンポジウム（2016年1月14日-15日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所（JAXA)(ISAS)）, 相模原市, 神奈川県 Space Transportation Symposium FY2015 (January 14-15, 2016. Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS)), Sagamihara, Kanagawa Japan 資料番号: SA6000050084 レポート番号: STEP-2015-020

平成27年度宇宙輸送シンポジウム（2016年1月14日-15日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所（JAXA)(ISAS)）, 相模原市, 神奈川県 Space Transportation Symposium FY2015 (January 14-15, 2016. Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS)), Sagamihara, Kanagawa Japan 資料番号: SA6000050122 レポート番号: STEP-2015-058

平成27年度宇宙輸送シンポジウム（2016年1月14日-15日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所（JAXA)(ISAS)）, 相模原市, 神奈川県 Space Transportation Symposium FY2015 (January 14-15, 2016. Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS)), Sagamihara, Kanagawa Japan 資料番号: SA6000050126 レポート番号: STEP-2015-062

平成27年度宇宙輸送シンポジウム（2016年1月14日-15日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所（JAXA)(ISAS)）, 相模原市, 神奈川県 Space Transportation Symposium FY2015 (January 14-15, 2016. Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS)), Sagamihara, Kanagawa Japan 資料番号: SA6000050096 レポート番号: STEP-2015-032

宇宙技術にあって米欧ロに対する劣勢は、新たなイノベーションを起こす契機と信じ、大いなる挑戦として切磋琢磨してきた。たとえ、周回遅れにされたとしても絶対に諦めない、別の視点では先頭集団の前を走っているのだから。その証拠の端的な例は、イオンエンジンの高性能推進に支えられて「はやぶさ」にて実現した、地球～小惑星間往復航行と小惑星サンプルリターン観測法（２００３年～２０１０年）である。科学や技術を越えて、より大きな世界観を得ることができた。さらに続けて「はやぶさ２」小惑星探査ミッション（２０１４年～）が進行中である。ここまで培った挑戦的スキームを宇宙のみならず地上活動に展開し、イノベーションを巻き起こす新たな施策「宇宙探査イノベーション・ハブ」事業を仕掛けている。

平成26年度宇宙輸送シンポジウム（2015年1月15日-16日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所（JAXA)(ISAS)）, 相模原市, 神奈川県 Space Transportation Symposium FY2014 (January 15-16, 2015. Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS)), Sagamihara, Kanagawa Japan 資料番号: SA6000036077 レポート番号: STEP-2014-019

平成26年度宇宙輸送シンポジウム（2015年1月15日-16日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所（JAXA)(ISAS)）, 相模原市, 神奈川県 Space Transportation Symposium FY2014 (January 15-16, 2015. Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS)), Sagamihara, Kanagawa Japan 資料番号: SA6000036061 レポート番号: STEP-2014-003

欧米ロに対する劣勢を敢えて好機と捉え、大いなる挑戦として宇宙技術の発展に切磋琢磨してきた。その成果の端的な例は、イオンエンジンの高性能推進に支えられて「はやぶさ」にて実現した地球〜小惑星間往復航行（２００３年〜２０１０年）である。科学や技術を越えて、より大きな世界観を得ることができた。さらに続けて「はやぶさ２」小惑星探査ミッション（２０１４年〜）が進行中である。ここまで培った挑戦的スキームを宇宙のみならず地上活動に展開し、イノベーションを巻き起こす新たな施策「宇宙探査イノベーションハブ」事業を仕掛けている。

第47回月・惑星シンポジウム (2014年8月4日-6日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)), 相模原市, 神奈川県 47th ISAS Lunar and Planetary Symposium (August 4-6, 2014. Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS)), Sagamihara, Kanagawa Japan 形態: カラー図版あり 資料番号: SA6000033027

平成25年度宇宙輸送シンポジウム（2014年1月16日-17日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所（JAXA)(ISAS)）, 相模原市, 神奈川県 Space Transportation Symposium FY2013 (January 16-17, 2014. Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS)), Sagamihara, Kanagawa Japan 資料番号: SA6000016079 レポート番号: STEP-2013-006

我が国の宇宙開発は、世界と切磋琢磨しながらその技術の洗練化に務めてきた。特に「はやぶさ」小惑星探査機の地球帰還は、科学や技術分野での成功をはるかに越えて、社会的にも大きな反響を得た。現在さらにその先を目指して、「太陽系科学の探求」、「宇宙を自在に往来する独自能力の維持発展」と「人類の活動領域の宇宙への拡大」という宇宙理学・宇宙工学・宇宙探査に跨る目標を担い、２０１４年の打ち上げを目指し「はやぶさ２」小惑星探査ミッションが開発中である。

平成24年度宇宙輸送シンポジウム (2013年1月17日-1月18日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所(JAXA)(ISAS)), 相模原市, 神奈川県 Space Transportation FY2012 (January 17-18, 2013. Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS)), Sagamihara, Kanagawa Japan マイクロ波放電式イオンスラスタの内部現象解明のためには、プラズマ生成に直結するスラスタ内部のマイクロ波電場測定が非常に重要である。本研究では電気光学素子ファイバプローブ（EOプローブ）をイオンスラスタの電場測定に適用することを提案した。EOプローブは金属を含まず微小なため、内部状態に擾乱を与えず非破壊で放電室に挿入することが可能である。本研究では（1）EOプローブを用いたビーム加速下のプラズマ中電場測定技術の確立と（2）未解明現象である高流量時の推力低下メカニズムおよび推進剤投入位置による性能変化メカニズムの解明を目標に研究を行った。電場測定結果は、FDTD解析結果と一致した。またプローブ挿入によるスラスタへの影響は8% 以下、加速プラズマ下でのプローブ感度変動は10% 以下であった。現象解明では中心軸上およびECR領域の電場分布を測定し考察を行った。その結果、導波管投入の際、高流量時に導波管内でマイクロ波の反射が起こり、電子加熱が行われるECR領域の電場強度が低下することがわかった。また推進剤を放電室より投入することは導波管内で反射が起きる流量をより高流量側へシフトさせる効果があり、その結果ECR領域での電場強度が最大になる流量がより高流量側へシフトし、推力増強につながったことがわかった。 形態: カラー図版あり 形態: PDF Physical characteristics: Original contains color illustrations Physical characteristics: PDF 資料番号: AA0061856123 レポート番号: STEP-2012-040

The electron cyclotron resonance microwave discharge ion thruster μ10, which was installed in Hayabusa, has experienced an autonomous stop in the final phase of Hayabusa project by the degradation of the neutralizer. It was shown that the neutralizer is a critical element that limits the thruster lifetime. To understand the mechanism of performance degradation, we presupposed a degradation mechanism by studying the neutralizer which had gone through a 20,000-hour endurance test and whose degradation had already occurred. According to this mechanism, degradation is triggered off by divalent ion sputtering against yokes of inside neutralizer. The objective of this study is to evaluate degradation in quantitative form by measuring net ion current distribution of the neutralizer and find out the method to improve endurance of the neutralizer. © 2012 by the American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. All rights reserved.

DECIGO, a Deci-hertz Interferometer Gravitational Wave Observatory, is a space gravitational wave antenna. The purpose of DEC1GO is to observe gravitational waves at the frequency band mainly between 0.1-1.0 Hz, and to open a novel window of gravitational wave astronomy. DECIGO will consist of three spacecrafts flying in a triangular formation with a side length of 1,000 km. The position of each satellite with respect to its two counterparts has to be controlled to ensure sufficient accuracy of the scientific measurements. Therefore, the propulsion system which can satisfy stringent requirements for drag-free control is indispensable. To accomplish this control by some propulsion systems, these thrust must be controlled precisely to counteract non-gravitational forces such as residual aerodynamic drag or solar radiation pressure. DECIGO Pathfinder (DPF) is the precursor mission to DECIGO designed to validate the core technologies. One of the enabling technologies in DPF mission is the precise micro-propulsion system necessary to achieve the unique propulsion requirements. The objective of this study is to develop a miniature microwave discharge ion thruster for this micro-propulsion system. In drag-free control, the thrust must be actively-controllable with fast response (&gt 10 Hz). It is different from a conventional ion thruster system, where the thrust is constant for a long time. In this experiment, the thrust dynamic range was between 7-100 %, and the thrust noise was less than 0.02 μN/Hz1/2 in the frequency range of 0.1-1.0 Hz. In addition, the thrust control with fast response was realized by the feedback control of the ion beam current.©2012 by the International Astronautical Federation.

Japanese deep space spacecraft Hayabusa is the first spacecraft using an electron cyclotron resonance (ECR) microwave discharge ion thruster as the primary propulsion system. A discharge cathode to generate primary electrons to generate plasma is not necessary for the microwave discharge ion thruster. Hence the cathode erosion is not able to occur, which is one of a typical breakdown of ion thruster. In fact, the total accumulated operation time of Hayabusa's four ion thrusters named "10" thruster almost reached 40,000 hours, setting the world record. However, μ10 experienced an autonomous stop in the final phase of Hayabusa project by the degradation of the neutralizer. It was shown that the neutralizer is a critical element that limited the thruster lifetime. Therefore it is necessary to enhance the endurance of neutralizer to make the lifetime of the spacecraft longer. To understand the mechanism of performance degradation, we presupposed a degradation mechanism by studying the neutralizer which had gone through a 20,000-hour endurance test and whose degradation had already occurred. According to this mechanism, degradation is triggered off by divalent ion sputtering against walls of inside neutralizer. To prevent the degradation, to decrease sputtering voltage which related to applied neutralizer voltage to emit electrons and to decrease numbers of the ions are effective. The objective of this study is to evaluate degradation in quantitative form by measuring current distribution of the neutralizer and find out the method to improve endurance of the neutralizer. When ECR neutralizer emits electrons, the same charge of xenon ions hit inside of the neutralizer as a counterpart. This hit is necessary to emits electrons but also it triggers off the performance degradation. Therefore measuring the charge of the xenon ions is proper for improving endurance of the neutralizer. This positive charge flows to the earth ground in laboratory experiment. We measured this current by insulating each parts of the neutralizer and investigated current distribution when running the neutralizer. We found out that there are parts which the ions hit dominantly and the parts which the electrons hit dominantly. This knowledge enable us to understand what part is intimately related to decreasing numbers of ions which sputter inside neutralizer and decreasing sputtering voltage. In this paper, we report the results of net ion current distribution measurement and floating the antenna is effective to suppress the neutralizer voltage.©2012 by the International Astronautical Federation.

Drag-free control systems have been studied to detect gravitational waves by measuring distortions in the fabric of space-time. The purpose of drag-free control is to counteract non-gravitational forces such as residual aerodynamic drag or solar radiation pressure. The objective of this study is to use miniature microwave discharge ion thruster, μ1, for this propulsion system. In this experiment, the thrust dynamic range was between 7-100 %, and the thrust noise was less than 0.02 μN/Hz1/2 in the frequency range of 0.1-1.0 Hz. Although the design of μ1 thruster has not yet been optimized, we can expect that the μ1 thruster will be feasible for DPF thruster after optimization. © 2012 by the American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. All rights reserved.

To achieve the inter-planetary or orbital large scale transfer missions, high power electric propulsion device is necessary. The objective of our study is to develop such the high power electric propulsion system with an applied-field 2D MPD thruster. We made the applied-field 2D MPD thruster with adjustable inter-electrode geometry to investigate the effect of the thruster geometry on the performance. This paper shows the results of the thrust performance by several inter-electrode geometries. © 2012 by the American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. All rights reserved.

Some numerical wear tests are conducted for the carbon/carbon ion optics of a microwave ion thruster μ10 engineering model to evaluate the accuracy and precision of JAXA's ion optics code (JIEDI). Through comparisons with experiment, the JIEDI code showed good agreement with a real-time 18,000-hrs life test when incorporating the motion of eroded grid materials and a low-energy sputtering yield model for the energy below 300 V. Numerical error caused by the uncertainty of physical model is also studied and it is found that uncertainty in beam current and plasma parameters cause 10% or less error to estimate grid hole erosion profiles. The grid erosion profile is most sensitive to the uncertainty in sticking factor, which indicates what percentage of eroded grid material arriving at a grid surface will re-deposit onto the grid surface. © 2011 by the American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. All rights reserved.

「はやぶさ」小惑星探査機は、将来の本格的な惑星サンプルリターン探査に必要な基本的な技術習得を目的とする工学実験である．近地球型小惑星の一つに近づき表面から採取した試料を地球に持ち帰るという往復ミッションを行なう中で、主要な工学技術１）イオンエンジン、２）自律航法、３）試料採集、４）惑星間空間からの直接地球帰還等の宇宙実証を行なった。探査機は総重量約500kgで、その上面に直径1.6mのパラボラアンテナと、太陽距離１天文単位にて2.6kWを発生する２翼の太陽電池を両側面に搭載し、主構体側面に４台のマイクロ波放電式イオンエンジンを備える（図１）。2003年５月９日にM-Vロケット５号機により深宇宙投入され、イオンエンジンによる動力航行が開始された。2004年５月１９日に地球に再び接近しスイングバイを行い、イオンエンジン加速と合わせて合計約4km/sの増速を得て小惑星への遷移軌道に乗り換え、さらに以降もイオンエンジン噴射が続けられた。2005年９月１２日に小惑星とのランデブーに成功し、小惑星の遠隔観測の後、２回の着陸を敢行した。しかし、姿勢制御用リアクションホィール３台のうち２台の機能を喪失し、さらに2005年１２月８日に化学推進用燃料が漏洩して姿勢制御を失い行方不明となった。幸運にも2006年１月２３日に通信が回復し、４つのイオンエンジンから電力を用いずキセノンガスをそのまま噴射することにより、スピン姿勢安定の状態で探査機の復旧に成功した。2006年前半までの詳細な経緯は、参考文献１を参照されたい。本稿では、地球帰還に至るその後の経過報告と、主に工学的側面から本事業の意義／意味を考察したい。

The asteroid explorer Hayabusa, which is the spacecraft for asteroid sample return mission of Japan, came back to the Earth on June 13, 2010, seven year after the launch. It is the first spacecraft in the world that went to a solar system body farther than the moon, touched down on its surface, took off, and came back to the earth. Hayabusa has many new challenges; some of them were successful but others were unsuccessful. As the results, Hayabusa revealed the strange nature of a small near earth asteroid, Itokawa. In this paper, we describe the whole mission of Hayabusa.