HTV 搭載小型回収カプセル（HSRC）の航法・誘導モジュールの機能紹介と実運用結果
Introduction and Flight Operation Results of the Guidance and Navigation Software of HSRC

小林 聡＊ 川嶋 一誠＊ 春木 美鈴＊＊

Satoshi Kobayashi, Issei Kawashima, Misuzu Haruki

HTV 搭載小型回収カプセル（HSRC）は国際宇宙ステーション（ISS）からのサンプル回収を目的とした日本初の再突入カプセル実証機であり、2018 年 11 月 11 日に地球に再突入し、南鳥島付近の海上にて無事に回収された。HSRC の開発目的の一つとして再突入カプセルの揚力誘導制御技術の実証がある。三菱スペース・ソフトウエア株式会社（MSS）は HSRC の搭載ソフトウェアのうち、揚力誘導を担う航法・誘導モジュール（NGM）の開発を国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構（JAXA）と共に行った。NGM の機能は大きく分けて、航法機能、誘導機能、観測データ健全性監視機能から構成される。本報では、NGM のこれらの機能の紹介及び HSRC 実運用結果を基に NGM が正常に動作したことを示す。
HTV Small Re‒entry Capsule（HSRC）is the ﬁrst Japanese sample return capsule from the International Space Station（ISS）. HSRC reentry operations were successfully completed on November
11, 2018. One of the main objective of HSRC is to demonstrate the reentry guidance law for a
guided lift ﬂight capabilities of re‒entry capsule. Mitsubishi Space Software Co., Ltd.
（MSS）developed navigation and guidance software module（NGM）of HSRC with Japan Aerospace Exploration
Agency（JAXA）. NGM consisted of the navigation, guidance and the observed data assessment
system. In this paper, we introduce the overview of these functions and the evaluation results of
NGM using the obtained data from the real‒time HSRC operations.

日本における再突入宇宙機は OREX ⑵、USERS ⑶、は1．
まえがき

やぶさ⑷等で実績があるが、これらは弾道飛行、つまりHTV 搭載小型回収カプセル（以下、HSRC）は、国際再突入宇宙機側による再突入中の誘導を実施していな宇宙ステーション（ISS）からのサンプル回収を目的としい。再突入宇宙機は再突入中の不確実性の高い空気力のた日本初の再突入カプセル実証機であり、国立研究開発影響により、落下点に大きなばらつきを有する。弾道飛法人宇宙航空研究開発機構（JAXA）によって開発され、行では目標点に対する落下分散域が大きいため、将来の⑴2018 年 11 月 11 日に飛行実証を行った （図１）。

再突入有人機の開発等を見据えた場合、再突入中の誘導は必要不可欠な技術である。そのため、HSRC の開発目的の一つとして「再突入カプセルの揚力誘導制御技術」の実証が挙げられている⑸。具体的には、バンク角制御によるダウンレンジ・クロスレンジ調整誘導技術を用いることで、世界水準の低加速度（４G 以下）による揚力飛行及び半径 10 km 以内の目標範囲への誘導を実証する
ことが、HSRC のミッション要求として設定されている。
再突入カプセルの揚力誘導制御技術を実証するにあた
り、HSRC は小型であるため、スペースシャトルのような

図１

海上における HSRC の回収（©JAXA）＊つくば事業部 第一技術部

有翼宇宙機（L/D：１以上）と比較して、L/D が小さい＊＊国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構
1

MSS 技報・Vol.30

ことが課題として挙げられる。言い換えれば、HSRC は、して使用し飛行する。その後、空気力が大きくなる前に機体や外部環境に起因する各種誤差を吸収して目標点に揚力誘導開始時の姿勢に変更し、条件を満たすと揚力誘精度良く到達するために飛行レンジを調整する能力導フェーズへと移行する。揚力誘導フェーズでは、軌道（レンジ調整能力）が低いため、ロバスト性が高く、かつ上フェーズで設定した誘導目標点に向かって飛行する。

高精度な誘導を実現することは難しい点が課題であり、揚力誘導は高度 30 km 付近で終了し、パラシュート開傘設計を通して方針を検討した。の後、海上にて船で回収する。

HSRC の誘導制御を実現する搭載ソフトウェアは、

3．
航法・誘導モジュール（NGM）の機能概要

シーケンス実行管理機能、外部 I/O、制御機能をもつ制御・システムモジュール（CSM：Control & System

NGM は CSM からマイナーサイクル（50 Hz）及びメModule）と航法、誘導機能をもつ航法・誘導モジュール

ジャーサイクル（１Hz）で呼び出される。また、CSM（NGM：Navigation & Guidance Module）から構成される。

から呼び出されると同時に IMU（Inertial Measurement

CSM は三菱重工業株式会社が開発し、NGM は JAXA とUnit：慣性計測装置）、GPSR の観測値やその他ステータス

MSS が開発した。開発した NGM は、これまでに著者らが情報等の情報を受け取る。HSRC では、CSM から受け所属する MSS つくば事業部第一技術部が JAXA による取ったデータを NGM における観測データ健全性監視。

機能（3.3 節）で使用可能なデータであるかチェックすNGM は大きく航法計算機能、誘導計算機能、観測る。航法計算機能（3.1 節）では正常と認められたデータデータ健全性監視機能から構成される。本報でははじめを使用して、HSRC 自身の状態量（位置、速度、姿勢、に各機能を簡単に紹介する。次に、2018 年 11 月 11 日の姿勢レート）を推定する。誘導計算機能（3.2 節）では、実運用において NGM の各機能が正常に動作したことをこれに基づいて誘導コマンドを計算する。

研究を支援してきた成果を実証したものである⑹⑺⑻⑼

このように NGM は「航法計算機能」、「誘導計算機能」、実際の運用データを使用して紹介する。

「観測データ健全性監視機能」の大きく３つの機能で構

2．
飛行シーケンス成される。以降にそれぞれの機能概要について示す。

図２に HSRC の飛行シーケンスを示す。図に示すとお3.1

り、HSRC は HTV が再突入する軌道に投入された後に、航法計算機能

HTV から分離され、再突入誘導を行う。軌道上フェー

航法計算機能は、H–IIA ロケットや H–IIB ロケット等

ズでは、まず HTV から分離される前のタイミングから、の宇宙機で実績のある IMU 慣性航法アルゴリズムをHSRC の慣性航法計算が開始される。HSRC は慣性航法

ベ ー ス と し て 現 在 の 状 態 量 を 推 定 す る 機 能 で あ る。

計算の初期値となる状態量を HTV から得られないた

HSRC に要求される高精度な誘導を実現するために航法

め、HSRC の打上げ前にあらかじめ設定している状態量精度を向上させる、つまり状態量を高精度に推定するを基に誘導目標点を計算する。HSRC は、その後 HTVことが肝要である。そこで、HSRC では IMU 慣性航法にから分離され、GPS 衛星の捕捉のために GPS アンテナを加え、GPSR が使える軌道上では IMU–GPS 複合航法ア天頂方向へ指向させる。必要な数の GPS 衛星の捕捉にルゴリズム⑹、空気力が大きい高度では IMU －ドラッグ成功し、GPSR（GPS 受信機）の初期化が完了すればメジャメント（IMU–DM）複合航法アルゴリズム ⑵ をHSRC の位置の更新及び誘導目標点を再計算するが、初使用する方式を採用した。これら各種の航法計算方式は期化が完了しない場合は初期の航法値及び目標点を継続それぞれ航法モードとして定義され、状態量やセンサ健全性等の情報を基に切り替えられる。
上記は正常時の航法モードについて示したが、加えて、IMU 等の航法センサが異常であると識別された場合においても正常に推定することが可能な状態量は航法値として出力できるよう、異常時の航法モードも複数定義した。
3.2

誘導計算機能誘導計算機能は、HSRC が現在飛行しているフェーズの目的に対して誘導コマンド（目標姿勢角コマンド）を図２計算する機能である。誘導コマンドは具体的には、GPSHSRC の飛行シーケンス⑽2MSS 技報・Vol.30

衛星の捕捉等のために揚力誘導開始前に使用する誘導コ（予測レンジ）を数値積分によって随時計算し、HSRC のマンドと、揚力誘導時に使用する誘導コマンドがある。

現在位置から誘導目標点までのレンジ（航法レンジ）と

本節ではその中でも、HSRC 開発目的の一つである再突の差（レンジ誤差）を算出し、そのレンジ誤差が小さく入カプセルの揚力誘導制御技術の実証に貢献した、揚力なるようにバンク角コマンドを修正する。なお、実時間誘導時の誘導コマンドを計算する誘導計算機能について予測積分誘導則は誘導サイクルごとに数値積分を行う紹介する。

ため計算負荷が高くなり、HSRC 搭載計算機上におけるHSRCの揚力誘導では、誘導目標点までのダウンレンジ

NGM の処理規定時間内に本計算が終わらないことが懸及びクロスレンジの調整に関して、空力角（迎角、バン念されたが、搭載可能か事前に実現性検討を行い、HSRC

ク角、横滑り角）のうち、バンク角を唯一の制御パラの搭載計算機で十分に処理可能である見込みを得たうえ

メータとして誘導する。飛行中のバンク角の大きさをで採用された。

制御することにより、揚力の面内成分の大きさを変えて予測レンジは、HSRC の局所水平面にて定義した座標ダウンレンジ方向の調整を行う。つまり、バンク角を系における運動方程式を数値積分することで得られ、バンク角コマンド 𝜙𝜙𝜙𝜙C は、次式で求められるバンク角コマ大きくすると揚力の面内成分が小さくなるため HSRC のンドの余弦値から計算される⑹。

飛行にブレーキをかけることができ、バンク角を小さくすると揚力の面内成分が大きくなるため、HSRC をより

cos 𝜙𝜙𝜙𝜙c = cos 𝜙𝜙𝜙𝜙c1 +遠くへ飛行させることができる。これを調整してダウンレンジ方向の調整を行う。また、クロスレンジ方向の調整は、ヘディング角（誘導目標点に対する HSRC 飛行方𝑅𝑅𝑅𝑅NV − 𝑅𝑅𝑅𝑅pre1(cos 𝜙𝜙𝜙𝜙c2 − cos 𝜙𝜙𝜙𝜙c1 )𝑅𝑅𝑅𝑅pre2 − 𝑅𝑅𝑅𝑅pre1⑴

現誘導サイクルにおけるバンク角コマンドを 𝜙𝜙𝜙𝜙C1 とし向のずれ）があらかじめ設定したデッドバンドを超えたて、これを誘導終了高度まで予測積分して得られる予測レンジを 𝑅𝑅𝑅𝑅pre1 とする。同様に 𝜙𝜙𝜙𝜙C1 を僅かに変化させた

際にバンク角を右から左、あるいは左から右に切り替え（バンクリバース：図３）、デッドバンド内にヘディング

バンク角コマンドを 𝜙𝜙𝜙𝜙C2 として、これを誘導終了高度角が収まるようにすることで調整を行う。なお、その他まで予測積分して得られる予測レンジを 𝑅𝑅𝑅𝑅pre2 とする。の誘導コマンドである迎角コマンドは対地速度スケ

バンク角コマンドを僅かにずらした場合のレンジ誤差のジュール、横滑り角コマンドは常にゼロで出力するもの

感度を計算し、現誘導サイクルにおいてレンジ誤差とした。

（航法レンジ 𝑅𝑅𝑅𝑅NV と予測レンジ 𝑅𝑅𝑅𝑅pre1 の差）がゼロとなるようなバンク角コマンド 𝜙𝜙𝜙𝜙C を計算している。

バンク角コマンドを計算する誘導則としては、可変ゲイン誘導則、スペースシャトル等で使用されていた

3.3

クローズドフォーム誘導則、実時間予測積分誘導則等が観測データ健全性監視機能あるが、これまでのカプセル回収機の再突入誘導の研究

航法計算機能及び誘導計算機能は、これまでの研究成により、それらの中で実時間予測積分誘導則が主要な果を HSRC による実証のために改良して実装したが、誤差に対し、最も高精度であることを確認した⑹。HSRC

HSRC の搭載ソフトウェアを開発するにあたり、両機能

では本研究結果等を踏まえ、誘導則に実時間予測積分に入力されるデータの健全性を評価する機能を新規に設

誘導 則 を 採 用 し た。実時間予測積分誘導則は、 ま ず計した。本機能は大きく、①センサ単体の健全性評価、HSRC の現在位置から誘導目標点までの予測飛行レンジ②センサ観測データの使用可能評価、③航法計算結果の適正評価、の３種類の評価機能から構成される。
人工衛星やランデブ宇宙機等の宇宙機における一般的ヘディング角 [deg]第２区間な耐故障設計として、センサ等のハードウェアは冗長構

デッドバンド成とし、その異常に対し、異常の検知・分離・回復を自動で行う FDIR（Fault Detection, Isolation and Recovery）

第３区間
第１区間と呼ばれる機能を搭載する⑾。しかしながら、HSRC には1000

3000

60006900

航法センサに対する冗長構成がない⑽。さらに、運用中対地速度 [m/sec]のデータ評価及びリカバリが一切できない。そこで、分離及び回復として冗長系に移行するという一般的な宇宙：バンクリバース点機の耐故障設計は採用できないため、異常状態での飛行や、異常状態からの自動復帰についても設計している。
図3

センサ単体の健全性評価としては、航法センサである

バンクリバース概念図

3

MSS 技報・Vol.30

IMU（IMU 内の加速度計及びジャイロの各々の評価をし、南鳥島付近の海上にて無事に回収された⑴。以降に、含む）、及び GPSR（各 GPS 衛星との関係性を示す値の運用実績として、NGM による揚力誘導制御が動作した評価を含む）の健全性評価である。IMU の健全性についことを示すバンク角の評価、及び、揚力誘導制御によりては、故障モードや故障種別に応じて、復帰についても実現するミッション要求である「低加速度（４G 以下）」事前に設計を行っている。GPSR については GPSR に「半径 10 km 以内の目標範囲に誘導」の２点の達成状況

より計算された航法値の健全性や、IMU–GPS 複合航法について結果を示す。

で使用するシュードレンジ・デルタレンジ等の各 GPS 衛

HSRC の揚力飛行中に NGM において計算されたバン星と GPSR 間の情報に対しても健全性等の確認を行ってク角航法値、及びバンク角コマンドのプロファイルをいる。また、再突入カプセルは再突入時に通信ブラック

図５に示す。バンク角コマンドは誘導開始前の 60 degアウトと呼ばれる電波遮蔽が発生する。そのため、本事を基準として式⑴に基づき値が更新され、かつ、図３に象を GPSR の異常と誤検知しないように設計している。

示す方式に基づきバンクリバースがなされており、想定センサ観測データの使用可能評価は、センサ個別の異どおりの揚力誘導を実施したことが確認された。また、

常の評価とは異なり、各種航法センサの状態を複合的に迎角及び横滑り角コマンドについても NGM の設計どお判断して、センサ観測データを航法計算に供することがりにコマンドが出力されていることが確認された⑴。

できるかを評価する。つまり、航法センサの異常が検知

ミッション要求である「低加速度（４G 以下）で揚力されていなくても、その観測データが使用可能かを別途飛行」の達成評価として、IMU の加速度計テレメトリか判断する。例えば GPS 関連の各種観測データが航法計ら計算した HSRC 飛行中の荷重倍数を確認した（図６）。

算に使用できるかを評価し、その結果を受けて航法計算

図中には、飛行前にシミュレーションにより予測して機能によって航法モードの選択を行う。

いた荷重倍数も「事前解析データ」として示している。

航法計算結果の適正評価としては、HSRC は飛行中に最大荷重倍数は４G を大幅に下回っており、ミッション航法計算結果自体の評価を行う事ができないため、計算要求を達成していることを確認した。

された航法計算結果の妥当性について可能な限り評価

ミッション要求である「半径 10 km 以内の目標範囲にする設計とした。航法計算結果に対して履歴情報を使用誘導」の達成評価として、誘導精度を評価した（図７）。

した単独の評価だけでなく、GPSR により計算された航法

本図に示すとおり、揚力誘導終了時に目標点に対して値を使用した評価も含めて実現している。本評価を受け8.31 km であり、目標の半径 10 km 以内の誤差に収まってて適正と判断された場合に、航法計算結果が誘導計算に誘導終了誘導開始供される。
4．
運用実績
本章では、2018 年 11 月 11 日の実運用で回収された
HSRC に実際にロギングされた飛行データ（テレメトリデータ）を確認した結果を運用実績として紹介する。
航法計算機能にて計算された HSRC の飛行プロファイ
ルを図４（黄線：HTV、赤線：HSRC）に示す。テレメ
トリデータから HSRC は HTV から分離後、目標点に向図５

バンク角コマンドプロファイル⑿かって揚力誘導を実施して飛行したことが確認された。
そして、
HSRC は所定の高度でパラシュートが正常に開傘

6:24
小型回収カプセル分離

6:37
再突入姿勢移行6:42
揚力誘導開始6:14
HTV最終軌道離脱制御終了

6:50
パラシュート開傘
7:04
着水

図４

飛行プロファイル⑴

図６4

飛行中の荷重倍数⑿MSS 技報・Vol.30

(2) 松本 秀一，鈴木 秀人，泉 達司，森 健，菅野 和男，若宮 正男，三井 重之：軌道再突入実験機 航法・誘導・制御システムの評価，HOPE ／ OREX ワーク
ショップ講演論文集，117 ～ 130，航空宇宙技術研究所（1994）(3) 大矢 晃示，松田 聖路，石井 信明：USERS カプセルの再突入飛行とその姿勢運動，宇宙航空研究開発機
構研究開発報告，21 ～ 29（2005）(4) 山田 哲哉，山田 和彦，石井 信明，稲谷 芳文：はやぶさカプセルの再突入と飛行後解析，第 54 回宇宙科学技術連合講演会講演集，3S08，日本航空宇宙学会（2010）(5) 田邊 宏太，渡邉 泰秀，今田 高峰，宮崎 和宏，中村
図7

涼，升岡 正：HTV 搭載小型回収カプセル実証機の誘導精度⑿開 発， 第 62 回 宇 宙 科 学 技 術 連 合 講 演 会 講 演 集，おり、ミッション要求を達成した。

1L07，日本航空宇宙学会（2018）

本報に示す運用実績としては一部であるが、これらの(6) 松本 秀一，和田 恵一，岩田 隆敬 ほか：カプセルデータを含む様々なテレメトリデータを評価し、NGM の回収機の再突入誘導のための軌道設計と誘導誤差解

航法計算機能、誘導計算機能、観測データの健全性監視析，第 55 回宇宙科学技術連合講演会講演集，1D13，機能が正常に動作したことを確認した。つまり、HSRC

日本航空宇宙学会（2011）の開発目的である再突入カプセルの揚力誘導制御技術が(7) 松本 秀一，和田 恵一，岩田 隆敬 ほか：カプセル実証された 。

回収機の再突入誘導のための航法・誘導則の評価，⑴

第 29 回誘導制御シンポジウム，計測自動制御学会

5．
むすび（2012）

本報では 2018 年 11 月 11 日に飛行実証を行った HSRC

(8) 本山 昇，山本 一二三，小林 聡 ほか：実時間予測

について、
MSS が JAXA と共に開発した NGM の各機能

積分誘導則を使用した再突入宇宙機の誘導におけるの概要を紹介した。また、NGM の各機能が実運用にお高精度化の検討，第 57 回宇宙科学技術連合講演会講いて正常に動作したことについて紹介した。

演集，3I13，日本航空宇宙学会（2013）

NGM 開発においては、新規に開発した観測データ健全(9) Matsumoto，S.，Kondoh，Y.，Suzuki，Y.，Yamamoto，性監視機能はあるものの、その他の機能についてはこれH.，Kobayashi，S.，Motoyama，N.：Accurate

までの研究成果を活かせるといった経緯もあり、短いス

Real–Time Prediction Guidance Using Numerical

ケジュール計画で開発が進められた。加えて様々な技術

Integration for Reentry Spacecraft，Proc of AIAA課題もあったが、無事に開発及び運用を完遂し、ミッGuidance，Navigation，and Control Conference，ションの成功に貢献することができたと考えている。

AIAA–2013–4646（2013）

HSRC で実現した再突入カプセルの揚力誘導制御技術(10) 春木 美鈴，中村 涼，今田 高峰 ほか：HTV 搭載小型は将来の有人大型再突入カプセルの実現に資する技術と回収カプセル航法・誘導モジュールの開発及び誘導して開発されてきたものである。今後は本技術の高度化

誤差解析 , 第 62 回宇宙科学技術連合講演会講演集，を進め、将来の日本の宇宙開発に貢献していきたい。

1L14，日本航空宇宙学会（2018）

最後に、これまで NGM 開発を通し技術的アドバイスを(11) 白坂 成功，堀田 成紀，蒲原 信治：階層化 FDIR に頂いた、JAXA の関係者の方々に深く感謝申し上げます。

よる高安全性航法誘導制御系の提案と宇宙ステーション補給機「こうのとり」での実現，計測自動制

参考文献
(1)

御学会産業論文集，10，No.11，91 ～ 99（2011）

Haruki，M.，Nakamura，R.，
Matsumoto，S.，
Kobayashi，(12) 春木 美鈴，中村 涼，松本 秀一 ほか：HTV 搭載小型

S.，Kawashima，I.，Aoki，K.，Kikuchi，N.：Post–

回収カプセル誘導制御系開発と飛行後評価，第 63 回

Flight Evaluation of the Guidance and Control for

宇宙科学技術連合講演会講演集，1Q03，日本航空宇宙学会（2019）

thRe–entry Capsule “HSRC”，8 EUCASS（2019）

5MSS 技報・Vol.30

執筆者紹介小林 聡
1999 年入社。つくば事業部へ配属。2002 ～ 2006 年に宇宙航空研究開発機構／ HTV プロジェクトチームに出向。
現在は HTV 等の宇宙機搭載ソフトウェア開発に従事。
川嶋 一誠
2007 年入社。つくば事業部へ配属。2010 ～ 2013 年に宇宙航空研究開発機構／ HTV プロジェクトチーム、2016 年
から国立研究開発法人産業技術総合研究所／人工知能研究センターに出向。現在は産業技術総合研究所における研究の傍ら、HTV 等の宇宙機搭載ソフトウェアの開発、宇宙・防災・AI 関連のソフトウェア開発及び研究支援に従事。
春木 美鈴
2012 年宇宙航空研究開発機構へ入社。研究開発部門へ配属。
これまで、宇宙機の誘導制御に関わる研究開発に従事。

6

MSS 技報・Vol.30