研究者業績
基本情報
- 所属
- 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 宇宙科学研究所 助教
- 研究者番号
- 30872444
- ORCID ID
https://orcid.org/0000-0003-1491-1940- J-GLOBAL ID
- 202001000326595612
- researchmap会員ID
- R000000445
研究キーワード
6経歴
4-
2023年8月 - 現在
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2022年12月 - 現在
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2015年10月 - 2022年11月
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2014年4月 - 2015年9月
学歴
3-
2018年9月 - 2021年9月
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2012年4月 - 2014年3月
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2008年4月 - 2012年3月
主要な委員歴
4主要な受賞
17論文
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Classical and Quantum Gravity 2025年11月 査読有りAbstract DECIGO (DECi-hertz Interferometer Gravitational Wave Observatory) is a space-based gravitational wave antenna concept targeting the 0.1--10 Hz band. It consists of three spacecraft arranged in an equilateral triangle with 1,000 km sides, forming Fabry-P{'e}rot cavities between them. A precursor mission, B-DECIGO, is also planned, featuring a smaller 100 km triangle. Operating these cavities requires ultra-precise formation flying, where inter-mirror distance and alignment must be precisely controlled. Achieving this necessitates a sequential improvement in precision using various sensors and actuators, from the deployment of the spacecraft to laser link acquisition and ultimately to the control of the Fabry-P{'e}rot cavities to maintain resonance. In this paper, we derive the precision requirements at each stage and discuss the feasibility of achieving them. We show that the relative speed between cavity mirrors must be controlled at the sub-micrometer-per-second level and that relative alignment must be maintained at the sub-microradian level to obtain control signals from the Fabry-P{'e}rot cavities of DECIGO and B-DECIGO.
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Acta Astronautica 236 47-61 2025年11月 査読有り
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Acta Astronautica 235 47-54 2025年10月 査読有り
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Publications of the Astronomical Society of Japan 77(5) 1080-1089 2025年10月 査読有りAbstract We propose a mission concept, called the space interferometer laboratory voyaging towards innovative applications (SILVIA), designed to demonstrate ultra-precision formation flying between three spacecraft separated by 100 m. SILVIA aims to achieve submicrometer precision in relative distance control by integrating spacecraft sensors, laser interferometry, low-thrust, and low-noise micro-propulsion for real-time measurement and control of distances and relative orientations between spacecraft. A 100 m scale mission in a near-circular low Earth orbit has been identified as an ideal, cost-effective setting for demonstrating SILVIA, as this configuration maintains a good balance between small relative perturbations and low risk of collision. This mission will fill the current technology gap towards future missions, including gravitational wave observatories such as the decihertz interferometer gravitational wave observatory (DECIGO), designed to detect the primordial gravitational-wave background, and high-contrast nulling infrared interferometers such as the large interferometer for exoplanets (LIFE), designed for direct imaging of thermal emissions from nearby terrestrial planet candidates. The mission concept and its key technologies are outlined, paving the way for the next generation of high-precision space-based observatories.
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Acta Astronautica 235 130-140 2025年10月 査読有り筆頭著者責任著者Precise satellite formation flying is a promising technology that enables unprecedented astronomical observations. For comprehensive astronomical missions, preliminary small satellite missions in low Earth orbit (LEO) have been proposed. However, various perturbation sources in LEO can disturb rigid and precise formation control. This study proposes an approach that combines feedforward and feedback controls to attain precise formation flying in LEO. The developed feedforward control can compensate for major gravitational perturbations, predicted from the absolute position and velocity of spacecraft. In addition, the feedback control can address uncertain and unmodeled perturbations. Consequently, the hybrid approach can yield a smaller tracking error than feedback control alone. This novel approach is reliable and robust against environmental uncertainties—including atmospheric density, high-order Earth gravitational potentials, and third-body gravity—and systematic uncertainties—including atmospheric and solar radiation coefficients and thrust errors of spacecraft. Indeed, closed-loop control simulations of a linear astronomical interferometer under such uncertainties reveal a significant reduction in tracking error and feedback controller load using feedforward control, potentially making precise and reliable formation flying in LEO much achievable.
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Acta Astronautica 234 13-25 2025年9月 査読有り
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Journal of Guidance, Control, and Dynamics 48(6) 1298-1313 2025年6月 査読有り筆頭著者責任著者
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Journal of Evolving Space Activities 2 2024年9月2日 査読有り
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Astronomy & Astrophysics 682(A38) 2024年2月 査読有り筆頭著者責任著者
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Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences 67(1) 2024年1月 査読有り
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Journal of Guidance, Control, and Dynamics 46(4) 695-708 2023年4月 査読有り筆頭著者責任著者
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Doctoral Dissertation, The University of Tokyo 2021年9月 筆頭著者
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Progress of Theoretical and Experimental Physics 2021(5) 2021年5月1日 査読有り
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Journal of Guidance, Control, and Dynamics 44(4) 854-861 2021年4月 査読有り筆頭著者責任著者
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Acta Astronautica 176 438-454 2020年11月 査読有り筆頭著者責任著者
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日本航空宇宙学会誌 68(6) 194-199 2020年6月 筆頭著者責任著者<p>本論文はSS-520 5号機のラムライン制御系開発および飛翔結果を論じる．ラムライン制御系は，第1段燃焼終了後から第2段燃焼開始前までに実施される唯一の姿勢制御期間において，第2段，第3段加速方向への姿勢変更およびニューテーション減衰制御を実施するシステムである．SS-520 5号機のスピンの高速性（ノミナル1.6 Hz）に加え，厳しい制御時間・消費燃料要求に対処するため，ラムライン制御系には，スラスタ噴射遅れの補償機能やラムライン制御中のヘディング方向の逐次修正機能による追従性向上，スラスタ印加力積を段階的に削減する制御方式による少消費燃料・短制御時間・高収束性の同時実現等，姿勢制御の高性能化に資するアイデアが取り込まれた．姿勢制御に関する飛翔結果は良好で，事前想定のノミナル結果とおおよそ一致した．SS-520 5号機で開発された姿勢制御技術が今後，高速スピンするロケットや宇宙機の高度な姿勢制御技術として活かされることに期待する．</p>
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Acta Astronautica 170 206-223 2020年5月 査読有り筆頭著者責任著者
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日本航空宇宙学会誌 68(12) 345-351 2020年<p>本稿では，観測ロケットを機体のベースとする超小型衛星打上げ機（SS-520 5号機）で実施した飛行安全について概説する．この機体は超小型であるため，搭載や重量における制約条件を受けたり通常の観測ロケットで用いている既存の地上設備を利用する上での制約条件を受けたりする中での飛行安全運用となった．そのため，本打上げ機は我が国の基幹ロケットに適用されている飛行安全基準を遵守しつつ，長年観測ロケットで培った飛行安全手法を最大限活用し，本打上げ機特有の制約条件を満足しつつ独自の飛行安全運用方法を適用し確実な飛行安全を行った．また，内之浦での軌道投入型ロケットの飛行安全運用はM-Vロケット以来となったため，新たな飛行安全管制システムが必要となった．今回新たに導入した飛行安全管制システムやシステム検証方法および実際のフライトにおいて新システムを適用した結果についても紹介する．</p>
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日本航空宇宙学会誌 68(4) 101-106 2020年<p>本稿では，観測ロケットベースの超小型衛星打上げ機による地球周回楕円軌道への軌道投入について，その飛行計画について概説する．本打上げ機による目標軌道は，遠地点高度約1,800 km，近地点高度約180 kmであり，近地点高度が低いために期待される軌道寿命は短い．飛行計画に対するミッション要求の一つとして，軌道寿命30日以上の軌道に衛星を投入することが挙げられる．機体誤差源や飛行環境の誤差が達成される軌道に対して大きく影響するため，これらの誤差が十分に小さくなるように管理しなければならない．ここでは観測ロケットをベースにして，どのように超小型衛星打上げ機としての要求を満足する軌道計画を立案したか，およびノミナル軌道に対する飛行分散や飛行安全に対する解析結果を示す．また飛行結果およびポストフライト解析を示し，将来的な能力向上の一案を紹介する．</p>
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日本航空宇宙学会論文集 68(2) 89-95 2020年 査読有り<p>A Fault Detection, Isolation, and Recovery (FDIR) algorithm for attitude control systems is a key technology to increasing the reliability and survivability of spacecraft. Micro/nano interplanetary spacecraft, which are rapidly evolving in recent years, also require robust FDIR algorithms. However, the implementation of FDIR algorithms to these micro/nano spacecraft is difficult because of the limitations of their resources (power, mass, cost, and so on). This paper shows a strategy of how to construct a FDIR algorithm in the limited resources, taking examples from micro deep space probe PROCYON. The strategy focuses on function redundancies and multi-layer FDIR. These ideas are integrated to suit the situation of micro/nano interplanetary spacecraft and demonstrated in orbit by the PROCYON mission. The in-orbit results are discussed in detail to emphasize the effectiveness of the FDIR algorithm. </p>
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日本航空宇宙学会誌 68(2) 32-37 2020年<p>本解説では，超小型衛星打上げ機（SS-520 4，5号機）の機体システム開発の概要を示す．本ロケットの開発意義は，搭載した宇宙用機器に品質の高い民生部品を活用して超小型衛星打上げシステムを作り上げたことと，従来の開発手法に加え新たに取り組んだ民生品の品質保証の考え方を構築してフライト実証したことである．また，既存の観測ロケットに衛星打上げ能力を持たせるためには，いくつかの課題を克服する必要があった．抜本的な構造軽量化，搭載機器の小型軽量化，衛星とロケット一体となった機能の最適配分，誘導制御系の工夫，飛行安全，Test as Flyをベースとした検証試験等々，限られたリソースと開発期間の厳しい制約条件のなかで随所に創意工夫を施した．本解説では，その開発におけるポイントを総括した．</p>
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IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems 55(6) 2674-2686 2019年12月 査読有り
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Acta Astronautica 152 299-309 2018年11月 査読有り筆頭著者責任著者
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航空宇宙技術(Web) 17 45-54 2018年 査読有りThanks to recent lunar exploration missions, high-resolution lunar surface observation data was obtained. In future lunar exploration, landing is being requested at a specific point having higher scientific interest than other areas. The SLIM project is demonstrating pinpoint landing technology, which entails a combination of “autonomous image-based high-precision navigation technology” and “autonomous guidance technology intended to generate a fuel-optimum landing trajectory.” This paper presents powered descending trajectory design in terms of trajectory optimization. As usually considered in general space mission development, an optimal solution in terms of minimum fuel consumption is the basis of investigation. This study addresses trajectory optimization considering specific objective functions derived from practical constraints regarding mission design, such as altitude, downrange length, and visibility from ground stations. In this paper, nominal trajectory design considering minimum fuel consumption is first presented, followed by parametric studies to identify the sensitivity to changes in initial conditions under which powered descending starts. Finally, trajectory optimization results with various types of objective functions are presented.
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Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences 60(3) 181-191 2017年 査読有り
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日本航空宇宙学会論文集 63(6) 257-264 2015年 査読有りIn this paper is presented a microgravity experiment system utilizing a high altitude balloon. The feature is a double shell structure of a vehicle that is dropped off from the balloon and a microgravity experiment section that is attached to the inside of the vehicle with a liner slider. Control with cold gas jet thrusters of relative position of the experiment section to the vehicle and attitude of the vehicle maintains fine microgravity environment. The design strategy of the vehicle is explained, mainly referring to differences from the authors' previous design. The result of the flight experiment is also shown to evaluate the characteristics of the presented system.
主要なMISC
86-
Report prepared for the W. M. Keck Institute for Space Studies (KISS), California Institute of Technology 2025年8月 招待有り
主要な講演・口頭発表等
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DLR German Space Operations Center, Oberpfaffenhofen, Germany 2025年11月 招待有りHosted by Dr. Ralph Kahle
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Science and Technology for the Era of LIFE, Barcelona, Spain 2025年11月
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2025 AIAA SciTech Forum, Orlando, The United States 2025年1月
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NASA Jet Propulsion Laboratory, Pasadena, The United States 2024年11月 招待有りHosted by Dr. Andrew E. Johnson
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In the class of "Applied Control in Astronautics," Purdue University, Online 2024年4月 招待有りHosted by Prof. Ken Oguri
担当経験のある科目(授業)
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2025年 - 現在航空宇宙工学特殊講義C：宇宙プロジェクト実践とその基礎学理 (大阪公立大学)
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2024年 - 2025年サステイナブル工学先端特論：月惑星着陸探査の最前線 (東京工科大学大学院)
主要なWorks(作品等)
7共同研究・競争的資金等の研究課題
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宇宙科学研究所 宇宙科学の技術フロントローディング 2021年4月 - 2027年3月
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日本学術振興会 科学研究費助成事業 若手研究 2023年4月 - 2026年3月
主要な学術貢献活動
7主要な社会貢献活動
24主要なメディア報道
4-
Universe Today 2025年4月16日 インターネットメディアInterferometry connects multiple telescopes into a single large telescope with higher resolution. It works on Earth, but an interferometer space telescope has always been a dream, with NASA's Terrestrial Planet Finder getting canceled decades ago. There's too much technical risk. A new research paper proposes a scaled-down, ultraprecision formation flying mission called SILVIA, which would test the key technology to enable future interferometer space telescopes.
