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 DESTINY+プロジェクトチーム 主幹研究開発員
- 学位
- 博士（工学）(2005年3月 東京大学)
- 研究者番号
- 60443280
- J-GLOBAL ID
- 202001000370405138
- researchmap会員ID
- R000014112
経歴
3-
2006年4月 - 現在
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2005年4月 - 2006年3月
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1999年4月 - 2002年3月
学歴
4-
2002年4月 - 2005年3月
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1997年4月 - 1999年3月
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1995年4月 - 1997年3月
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1993年4月 - 1995年3月
委員歴
4-
2019年4月 - 2021年3月
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2017年9月 - 2019年7月
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2014年11月 - 2017年8月
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2009年11月 - 2014年7月
受賞
9論文
63-
Journal of Evolving Space Activities 1 2023年12月 査読有り
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2023 62nd Annual Conference of the Society of Instrument and Control Engineers (SICE) 2023年9月6日
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TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN 19(2) 186-192 2021年
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Acta Astronautica 170 206-223 2020年5月© 2019 IAA This paper investigates the launch capability of the SS-520 as a CubeSat launch vehicle. The SS-520 was developed by JAXA originally as a two-stage, spin-stabilized, solid-propellant sounding rocket. With less than 2.6 tons in total mass and 10 m in length, the SS-520-5 successfully launched a single 3U-sized CubeSat into orbit on February 3, 2018. The SS-520-5 obtained its capability as a CubeSat launch vehicle by installing a 3rd stage solid motor in addition to the RCS between the 1st and 2nd stages. However, its launch capability was limited due to its rocket system configuration. In order to pursue the SS-520's launch capability, two effective modifications from the SS-520-5 are proposed: thrust enhancement of the 1st stage motor and installation of an additional RCS between the 2nd and 3rd stages. The framework of launch capability analysis is established by a multi-objective genetic algorithm (MOGA), where its two objectives are selected as the altitudes of perigee and apogee. The analysis reveals that the two proposed modifications to the SS-520-5 work effectively but differently. The 10% increase of the 1st stage enhancement is particularly effective when the target altitude of perigee is low (e.g., 200 km), whereas the installment of the additional RCS with 30 kg increases accessibility to a much higher altitude of perigee, even to circular orbit reaching altitudes of 550 km for a 1U-sized CubeSat and 280 km for a 6U-sized CubeSat. The simultaneous application of both modifications would result in launch capability able to deliver a 10-kg payload. From a more general perspective, the results in this paper suggest that it is possible for a very small launch vehicle (VSLV) of the 3-ton class and 10 m in length to deliver a 10-kg-class payload into low Earth orbit.
MISC
58-
2021年3月第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
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平成30年度宇宙輸送シンポジウム: 講演集録 = Proceedings of Space Transportation Symposium FY2018 2019年1月平成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, 神奈川県資料番号: SA6000136091レポート番号: STEP-2018-036
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平成28年度宇宙輸送シンポジウム: 講演集録 = Proceedings of Space Transportation Symposium FY2016 2017年1月平成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, 神奈川県資料番号: SA6000086011レポート番号: STCP-2016-011
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日本航空宇宙学会誌 63(5) 148-154 2015年イプシロンロケットは2013年9月14日に惑星分光観測衛星「ひさき」の打上げに成功し,目標とした軌道投入精度を達成し,新規に開発した誘導制御系の性能を遺憾なく発揮した.イプシロン開発では,惑星探査機「はやぶさ」を投入したM-Vロケットの誘導制御系の性能を継承しつつ新たな技術革新にチャレンジし,M-Vの機能,性能をさらに向上させた誘導制御系を実現した.最終段には信頼性の高い低コストなスラスタを用いた液体推進系の小型ポストブースタ(PBS)を開発し,新たに導入した誘導則とともに軌道投入精度を飛躍的に向上させた.フライトソフトにはM-Vで蓄積した各種シーケンスや姿勢マヌーバ機能をユーティリティ化して搭載し,科学衛星ユーザ等の多様な要望に容易に対応できる機能を実現し運用性を高めた.
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第47回月・惑星シンポジウム = Proceedings of the 47th ISAS Lunar and Planetary Symposium 2014年8月第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, 神奈川県形態: カラー図版あり資料番号: SA6000033030
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最適化シンポジウム：OPTIS 2014 _2109-1_-_2109-6_ 2014年DESTINY is injected to long elliptical orbit by Epsilon rocket launcher. If the apogee altitude of the injected orbit is high enough, it is achieved to ease the requirements for design and operation of the spacecraft. This paper investigates the ability of trajectory injection by means of 4-stage Epsilon rocket using the method of multi objective optimization under several flight constraints.
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平成24年度宇宙輸送シンポジウム: 講演集録 = Proceedings of Space Transportation Symposium: FY2012 2013年1月平成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 形態: カラー図版あり 形態: PDF 著者人数: 18名 Physical characteristics: Original contains color illustrations Physical characteristics: PDF Number of authors: 18 Translation title: High frequency reusable launch vehicle system: Realtime rocket enjine health check monitoring using FDIR 資料番号: AA0061856051 レポート番号: STCP-2012-051
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日本航空宇宙学会誌 61(8) 276-282 2013年本稿では,小型ソーラー電力セイル実証機IKAROSの推進系として採用した気液平衡スラスタについて,著者らが行ってきた研究開発を概説する.気液平衡スラスタとは,推進薬として液化ガスを採用し,液体状態でタンクに貯蔵し,推進薬自身の蒸気圧を利用して気体のみを噴射することで推力を得るスラスタである.タンク内に高エネルギー密度で貯蔵できるため,窒素などを使用したコールドガススラスタよりもトータルでのマヌーバ能力が高い.また常温での飽和蒸気圧が比較的低圧で,かつ不燃性,無毒の推進薬を使用することができる.結果として,信頼性・安全性が高く,開発の期間短縮・費用削減にもつながる.そのためIKAROSのような小型宇宙機に適した推進系である.IKAROSの推進系は推進薬として代替フロンであるHFC-134aを採用し,世界で初めて気液分離を含めた性能を評価した.ここでは,IKAROS推進系の開発・運用について紹介する.
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日本航空宇宙学会誌 60(8) 283-289 2012年「ソーラーセイル」は,太陽光の圧力をセイルに受けて宇宙空間を航行する宇宙帆船であり,燃料なしで推進力を得ることができる.一方,「ソーラー電力セイル」は,薄膜太陽電池をセイルの一部に貼り付けて,発電も同時に行う.ソーラー電力セイルはソーラーセイルにより燃料を節約できるだけでなく,大面積の薄膜太陽電池を利用して,太陽から遠く離れた場所でも必要電力を確保できる.この電力を用いてイオンエンジンを駆動すれば,光子加速と合わせたハイブリッド推進が可能となる.JAXAではこれを踏まえてソーラー電力セイル探査機による木星圏探査計画を提案している.この計画のリスク軽減のフロントローディングとして開発されたのが,小型ソーラー電力セイル実証機「IKAROS」であり,世界で初めてソーラー電力セイルを実証することに成功した.本稿では,IKAROSのミッションおよびシステムの概要を説明し,開発・運用について紹介する.
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日本航空宇宙学会誌 60(10) 357-363 2012年本稿では,小型ソーラー電力セイル実証機IKAROSのセイル展開方式として採用した,遠心力展開方式について, JAXAにて著者らが行ってきた研究開発を概説する. IKAROSは世界に先駆けてJAXAが実施したソーラー電力セイル技術の宇宙技術実証であり,宇宙機全体のスピンによる遠心力を利用してセイルの展開・展張をするという独特な方式を採用している.著者らは,軽量かつスケーラブルなセイル展開システムとして遠心力展開方式を採用し,研究開発を行ってきた.本活動は, 2002年にJAXA内に発足したソーラーセイルワーキンググループが中心となり,全国の多数の大学研究機関とともに行ってきたものである.最終的な目標はφ50m級のソーラー電力セイルを実現することにあり,φ20m級のセイルを搭載したIKAROSはその最終段階の宇宙技術実証試験と位置付けられたものである.ここでは,本研究開発活動の主要な柱である遠心力展開技術について紹介し, IKAROSプロジェクト発足以前に著者らが行ってきた主要な試験プロセスと数値シミュレーション技術について概説する.
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航空宇宙技術 11 123-129 2012年The performance of tank devices, such as porous metals and a metal fiber, on liquid propellant retention was evaluated under microgravity environment. IKAROS carries the gas-liquid equilibrium propulsion system which stores propellant as liquid phase in a storage tank and expels only gaseous propellant from the tank. Surface tension in pores of tank devices holds liquid propellant in them. As a result of microgravity experiments, it was found that the performance on liquid retention is higher than that estimated from results of bubble point experiment, and it strongly depends on the existence of bubbles in liquid propellant. From the results of the experiment, this paper proposes the location of porous metals in the storage tank to prevent bubbles from remaining with propellant consumption.
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年次大会 2011 _J191063-1-_J191063-5 2011年Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) successfully achieved the world's first solar power sail technology by IKAROS (Interplanetary Kite-craft Accelerated by Radiation Of the Sun) mission in 2010. It demonstrated a photon propulsion and thin film solar power generation during its interplanetary cruise. The 200m2-span sail was deployed and kept extended by centrifugal force of the spacecraft rotation. IKAROS also succeeded in accelerating and controlling the orbit by actively exploiting solar radiation pressure, and thus became the world's first actual solar sailer flying an interplanetary voyage. This paper presents the design of IKAROS solar sail system, operation results and introduces a perspective of this new technology to apply to the next generation mission toward Jupiter and Trojan asteroids.
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電子情報通信学会技術研究報告. SANE, 宇宙・航行エレクトロニクス 110(250) 155-160 2010年10月20日The Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) makes the world's first solar power sail craft IKAROS demonstration of photon propulsion and thin film solar power generation during its interplanetary cruise. The spacecraft deploys and spans a membrane of 20 meters in diameter using the spin centrifugal force. It also deploys thin film solar cells on the membrane, in order to evaluate its thermal control property and anti-radiation performance in the real operational field. The spacecraft weighs approximately 310kg, launched together with the agency's Venus Climate Orbiter, AKATSUKI on May 21, 2010. This paper presents the summary of development and operation of IKAROS.
