澤井 秀次郎

令和3年度宇宙科学に関する室内実験シンポジウム（2022年2月28日-3月1日. オンライン開催) 2022 Symposium on Laboratory Experiment for Space Science (February 28-March 1, 2022. Online Meeting) 資料番号: SA6000178032 レポート番号: 32

第31回アストロダイナミクスシンポジウム (2021年7月26-27日. オンライン開催)資料番号: SA6000167049レポート番号: ASTRO-2021-B023 The 31th Workshop on JAXA Astrodynamics and Flight Mechanics 2021 (July 26-27, 2021. Online Meeting)

第3回観測ロケットシンポジウム（2021年3月24-25日. オンライン開催)著者人数: 14名資料番号: SA6000162017レポート番号: Ⅴ-3

第2回観測ロケットシンポジウム（2019年8月5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, 神奈川県資料番号: SA6000142004レポート番号: Ⅰ-4

第29回アストロダイナミクスシンポジウム (2019年7月22-23日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所), 相模原市, 神奈川県資料番号: SA6000153027レポート番号: B-1

第34回宇宙構造・材料シンポジウム（2018年12月4日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所 (JAXA)(ISAS)), 相模原市, 神奈川県資料番号: SA6000137026レポート番号: B04

© 2017 International Astronautical Federation IAF. All rights reserved. This paper proposes a guidance law that is suitable for the terminal phase of a precise lunar landing. During this phase, as a spacecraft continues its vertical descent for a few minutes until touchdown, such preparatory actions for landing as vertical braking, terrain relative navigation, position correction maneuver, and obstacle detection and avoidance must be taken continuously or simultaneously. The developed guidance law can produce a vertical descent trajectory with low calculation resources, where the fuel consumption and maneuver time for horizontal position correction are minimized. Moreover, the developed law is designed to output two indexes ( and ) that indicate the feasibility of vertical braking and horizontal position correction prior to trajectory computation, in order to prevent any divergence. The simulation results verify that the proposed law performs effectively in evaluating the feasibility of a trajectory based on the discriminants and , in addition to computing trajectories for minimizing fuel consumption and maneuver time when both discriminants are greater than or equal to zero.

大気球シンポジウム 平成28年度（2016年11月1-2日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所 (JAXA)(ISAS)）, 相模原市, 神奈川県資料番号: SA6000057016レポート番号: isas16-sbs-016

大気球シンポジウム 平成27年度（2015年11月5-6日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所 (JAXA)(ISAS)）, 相模原市, 神奈川県資料番号: SA6000044003レポート番号: isas15-sbs-003

© 2014, The Author(s). HISAKI (SPRINT-A) satellite is an earth-orbiting Extreme UltraViolet (EUV) spectroscopic mission and launched on 14 Sep. 2013 by the launch vehicle Epsilon-1. Extreme ultraviolet spectroscope (EXCEED) onboard the satellite will investigate plasma dynamics in Jupiter’s inner magnetosphere and atmospheric escape from Venus and Mars. EUV spectroscopy is useful to measure electron density and temperature and ion composition in plasma environment. EXCEED also has an advantage to measure spatial distribution of plasmas around the planets. To measure radial plasma distribution in the Jovian inner magnetosphere and plasma emissions from ionosphere, exosphere and tail separately (for Venus and Mars), the pointing accuracy of the spectroscope should be smaller than spatial structures of interest (20 arc-seconds). For satellites in the low earth orbit (LEO), the pointing displacement is generally caused by change of alignment between the satellite bus module and the telescope due to the changing thermal inputs from the Sun and Earth. The HISAKI satellite is designed to compensate the displacement by tracking the target with using a Field-Of-View (FOV) guiding camera. Initial checkout of the attitude control for the EXCEED observation shows that pointing accuracy kept within 2 arc-seconds in a case of “track mode” which is used for Jupiter observation. For observations of Mercury, Venus, Mars, and Saturn, the entire disk will be guided inside slit to observe plasma around the planets. Since the FOV camera does not capture the disk in this case, the satellite uses a star tracker (STT) to hold the attitude (“hold mode”). Pointing accuracy during this mode has been 20–25 arc-seconds. It has been confirmed that the attitude control works well as designed.

大気球シンポジウム 平成26年度（2014年11月6-7日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所 (JAXA)(ISAS)）, 相模原市, 神奈川県資料番号: SA6000021011レポート番号: isas14-sbs-011

大気球シンポジウム 平成26年度（2014年11月6-7日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所 (JAXA)(ISAS)）, 相模原市, 神奈川県著者人数: 18名資料番号: SA6000021014レポート番号: isas14-sbs-014

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, 神奈川県形態: カラー図版あり形態: PDF資料番号: AA0061856060レポート番号: STCP-2012-060

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, 神奈川県現在、再使用型宇宙輸送システムには様々なコンセプトが提案されているが、二段式スペースプレーンが候補に挙がっている。二段式スペースプレーンは揚力飛行をするが、その場合、揚抗比の高さが飛行効率の良さと関係している。しかし一般に、超音速飛行時には造波抵抗の発生により、高い揚抗比の確保は難しい。そこで超音速飛行時で高揚抗比を得る空力形状として二段式スペースプレーンの一段目にウェーブライダーを適用することを考えた。スペースプレーンは基本的に巡航点がないため明確な設計マッハ数を持たない。しかし、ウェーブライダーは設計マッハ数がピンポイントで決まるため、スペースプレーンに適用するウェーブライダーを設計する際には設計マッハ数等の設計点をどこに設定するかが大きな問題となる。しかしウェーブライダーに関する先行研究の多くは設計マッハ数周りのものであり、広いマッハ数に対する研究例は少ない。そこでスペースプレーンに適したウェーブライダーを明らかにするため、設計点の異なる複数のウェーブライダー形状を設計し、CFD解析を用いて設計マッハ数だけでなく、主流マッハ数2～6での空力特性を評価した。その結果、本研究で対象としたウェーブライダーの中では設計マッハ数3の形状が最も良好な揚抗比が得られた。また風洞実験にて空力特性を取得し、CFD解析の結果と比較することでCFD解析の妥当性を評価した。形態: カラー図版あり形態: PDF資料番号: AA0061856061レポート番号: STCP-2012-061

"Small space science Platform for Rapid INvestigation and Test", aka SPRINT - project is a new satellite series for scientific applications of Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (ISAS/JAXA). The design concept of the satellite bus is based on flexibility with alternative, and selectable options. SPRINT-A is the first satellite of the series, which aims to make scientific observations of planetary atmosphere at extreme-ultraviolet wavelength.

現在JAXA では,高々度気球からの自由落下を利用した微小重力実験装置の開発が進められている.この装置の特徴は,独特の二重殻構造を持つ点にあり,気球からの自由落下中に,内側の実験部を機体内部で浮遊させることで,30 秒から60 秒の良質な微小重力環境が得られる.落下中の機体姿勢制御,および実験部と機体内壁の隙間制御用に,合計16 基の50N 級コールドガスジェットスラスタが搭載されている.本稿では,微小重力実験装置用に開発されたガスジェットスラスタの設計と,その地上性能試験結果,飛行試験による実証結果について示す.

宇宙航空研究開発機構(JAXA)・宇宙科学研究本部(ISAS)では,小型科学衛星の新たなシリーズを立ち上げ,これに供する標準バスの開発に着手している.本シリーズに提案されている各ミッションの多様な要求に対応するため,標準バスの柔軟性を高める工夫が必要となる.本稿では,階層的標準化の定義,コアとオプション仕様を峻別した「セミオーダメイド」コンセプトの概要,統合化/モジュール化などのアーキテクチャのトレードオフスタディ,などについて述べる.

The Japan Aerospace Exploration Agency, JAXA, announced a long-term vision recently. In the vision, JAXA aims to develop hypersonic aircrafts. A pre-cooled turbojet engine has great potential as one of newly developed hypersonic airbreathing engines. We also expect the engine to be installed in space transportation vehicles in the future. For combustion test in the real flight conditions of the engines, JAXA has an experimental plan where a small test vehicle is released from a high-altitude balloon. This paper applies numerical analysis and optimization techniques to conceptual designs of the test vehicle in order to obtain the best configuration and trajectory for the flight test. The results show helpful knowledge for designing prototype vehicles.

比較的安価な小型月着陸実験機でピンポイントに月面の目標地点に着陸し，科学探査を行う小型ミッションを検討している．観測機器の重量制限，ミッション期間が最長で月の昼間に限定，月の表側のみに着陸可能など，制約は多い．しかし，単目的でも小回りの利く探査は，大型で高価な周回衛星や着陸機と相補的な役割を果たすことができ，さらに将来の惑星表面探査への技術ステップとしても重要性は高い．本研究では、小型月着陸機による探査構想とミッション候補の検討、搭載機器の可能性を検討した結果を報告する。

Japan Aerospace Exploration Agency, JAXA announced a long-term vision recently. In the vision, JAXA aims to develop hypersonic aircrafts. A pre-cooled turbojet engine has great potential as one of newly developed hypersonic air-breathing engines. We also expect the engine to be installed in space transportation vehicles in future. For combustion test in real flight condition of the engines, JAXA has an experimental plan with a small test vehicle falling from a high-altitude balloon. This paper applies numerical analysis and optimization techniques to conceptual designs of the test vehicle in order to obtain the best configuration and trajectory that can achieve the flight test. The results show helpful knowledge when we design prototype vehicles.

One of newly developed hypersonic engines is a pre-cooling turbojet engine, which we expect to be installed in reusable space transportation vehicles in the future. For combustion test in real flight condition of the engines, Japan Aerospace Exploration Agency, JAXA has experimental plans with two types of small test vehicles: vehicles falling from stratospheric balloons and vehicles accelerated with auxiliary propulsion systems. This paper applies numerical analysis and optimization techniques to conceptual designs of these vehicles to obtain the best configuration and trajectory that can achieve the flight test. The results show helpful knowledge when we design prototype vehicles.