天文観測衛星における姿勢系

3 Dec, 2014 @可視赤外線観測装置技術ワークショップ

巳谷 真司 （Mitani Shinji）
1

姿勢 ≠ 指向
姿勢・・・姿勢センサ（ジャイロ、STT）が基準とする座標からの変動
指向・・・観測装置が基準とする座標からの変動
周波数（オーダー）

低周波領域
0.01 Hz以下

中間周波数領域
0.01 – 10 Hz

高周波領域
10 Hz以上

姿勢角と指向角

姿勢角＝指向角

姿勢角～指向角

姿勢角 ≠ 指向角

全体として剛体とみなせる搭載機器が柔軟構造に支えられる場合は、「姿勢角≠指向角」

構造を伝達した局所的振動が擾乱の主成分備考

指向制御がなされる場合「姿勢角＝指向角」でなくてよい

この周波数帯域では、指向角は局所的な変形による柔軟構造の固有振動数(SAP、支持トラス）(バス＝剛体の仮定崩れる)

バス姿勢制御帯域

構造共振

0.01 Hz
望遠鏡の指向バスの姿勢

2[1] JAXA、擾乱管理標準(JERG-2-152A)、2012

10 Hz

周波数 Hz指向安定度、姿勢安定度、位置安定度の定義

3[2] JAXA、指向管理標準(JERG-2-153)、2014指向安定度・姿勢安定度・アライメント変動の要因と
構成
指向安定度
姿勢安定度
制御基準座標系誤差（目標姿勢誤差）変動
制御基準に対する制御誤差変動
姿勢決定誤差変動観測装置 v.s.
恒星センサ(STT)間の熱的ｱﾗｲﾒﾝﾄ変動

制御残差変動
帯域内残差変動冷凍機、ホイール等の高周波擾乱による変動

帯域外残差変動
アライメント変動
姿勢基準－ミッション機器間I/Fアライメント変動
ミッション機器内アライメント変動
ミッション機器内指向制御による安定度4[2] JAXA、指向管理標準(JERG-2-153)、2014

主要座標系間の関係（指向、姿勢、アライメントの概念と決定、制御）

衛星本体目標
座標系

衛星本体
固定座標系

姿勢ｾﾝｻ（姿勢決定基準）
目標座標系
姿勢ｾﾝｻ(姿勢決定基準）
座標系

ｱﾗｲﾒﾝﾄ

基準座標系
制御
姿勢
指向

5

[2] JAXA、指向管理標準(JERG-2-153)、2014

ﾐｯｼｮﾝ機器（ﾍﾟｲﾛｰﾄﾞ）
目標座標系
ﾐｯｼｮﾝ機器（ﾍﾟｲﾛｰﾄﾞ）
座標系

SPICA衛星の概要









6

科学目的：ビッグバンから生命の誕生にいたる宇宙史の中で、鍵となる重要現象
・過程の解明赤外線天文衛星：口径3m級の大型望遠鏡。放射冷却と機械式冷凍機を組み合わせて望遠鏡と観測機器全体を-267°C(6K)以下に冷却し、中間・遠赤外線において高感度、高解像度観測を行う。
軌道：太陽-地球系のラグランジュ点L2（
地球から150万km）周りのハロー軌道
国際協力ミッション：日本が主導し、ESA等との連携で衛星システムを構築
ロケット: H-IIA(204/5S)
衛星質量：3.7 ton (打上時)
SPICA: Space Infrared Telescope for Cosmology and Astrophysics「宇宙論及び宇宙物理学のための宇宙赤外線望遠鏡」の略称。

ミッション要求（指向精度・指向安定度要求）
表 リスク低減フェーズ(RMP)#2 時点での指向要求 ※指向要求を決める典型的な観測モードのみ

FPI Mode
MCS-MRS-S
SAFARISCIAPE Point [arcsec, 3σ]
0.56
12.0
0.06 (0-P)

RPE Point [arcsec, 3σ]0.56 (0-P, 10 min)
0.5 (0-P, 20 min)0.06 (0-P, 20 min)

APE: 絶対指向制御精度(Absolute Performance Error)
RPE: 指向安定度 (Relative Performance Error)[3]

ミッション要求 → システム誤差配分: 内部擾乱誤差 < 30 mas
Pointing Stability (mas)

10
10
10
10

5

WMAP
PLANCK

43

HERSCHEL

2(250mas for 1min)
SPICA

10

1

EUCLID(60mas for 20min)

WFIRST

GAIA

JWST

0

10 0
10

10

1

2

3

10
10
Duration Time (sec)

10

4

10

5

図 太陽―地球L2点に配置する天文ミッション（過去・現在・将来）のRPE要求

7[3] ESA Pointing Error Engineering Handbook (ESSB-HB-E-003)、 2011mas : mili-arcsec

指向要求→システム設計（姿勢制御SS構成）

Herschel

Herschel, 2009

Euclid, 2020

SPICA, 2020~

APE(制御誤差)要求と誤差主要因APE < 3.7” (1σ)

APE < 2.5” (1σ)

APE < 0.56” (3σ)

STT性能(ﾊﾞｲｱｽ0.8”)
熱的ｱﾗｲﾒﾝﾄ変動(0.6”)

FGS (<0.6” 3σ)

FAS (<0.05” 0-P)
機械式冷凍機、ﾎｲｰﾙ擾乱

RPE < 0.25” (1σ) over 60s

RPE < 0.025” (1σ) over 585s

RPE < 0.56” (1σ) over 1,200s

STTﾉｲｽﾞ(NEA 1”)
ﾎｲｰﾙ制御誤差 (0.047”)

FGS (<0.03” 3σ)
ｺｰﾙﾄﾞｶﾞｽｼﾞｪｯﾄ姿勢制御

FAS (<0.036” 3σ)
機械式冷凍機、ﾎｲｰﾙ擾乱RPE(安定度)要求と変動主要因TTMを搭載するSCIは除く

変動主要因

8

主な対策

恒星センサ(STT)の熱的ｱﾗｲﾒﾝﾄ変動観測装置と同一焦点を見るFAS(Focal Attitude Sensor)*搭載* EuclidではFGS(Fine Guidance Sensor)と呼称

機械式冷凍機、ﾎｲｰﾙ微小擾乱による高周波変動

機器発生擾乱の低擾乱化伝達経路を遮断する受動ｱｲｿﾚｰﾀ、軌道上分離ﾄﾗｽ(磁気ﾎｲｰﾙ、ｺｰﾙﾄﾞｶﾞｽｼﾞｪｯﾄによる姿勢制御)

L2点:熱安定 → 熱アライメント変動も安定「あかり」の軌道

SPICAの軌道

SPICAを配置するL2点では、熱アライメント変動の影響も小さい9アライメントの考え方
•

•

10

前提・制約条件– 低CTEの材料をメインの構造材料として使用(極低温におけるCTE(Coefficientof Thermal Expansion)は極めて小さい（～10-9 K-1）)• 構造全体として(接合部等も含んで)変形しにくい, or, 熱変形を打ち消すような工夫• 衛星システムの温度安定性もよい(<1K)• 低温でアライメントは安定している– BMとSIAの間のアライメントは変動する• 打ち上げ後のキャリブレーションが必須• 姿勢変更にともなうアライメント変動がありうる
対応– SIA内に FAS(Focal Attitude Sensor: 焦点面姿勢センサ)を導入することにより、指向精度要求を満たすことが可能になる• BM内のセンサーのみでは、SIA指向精度要求を満たすことが困難

設計結果 FAS配置例
指向軸+Z
＋Z

PLM w/o STA

Sun Shield

STA

PLM部Focal Plane Instrument Assembly(FPIA)& Test Optical Bench (TOB)

Mirror 2

BaffleSTA(SPICA
Telescope
Assembly)

Telescope
Shell

ThrustSupport

PLM
BM
SAP

Optical Axis
of STA
Mirror 1
TOB (Telescope Optical Bench)
IOB (Instrument Optical Bench)
FPI (Focal plane instruments)
Inner Shield
Middle Shield
Outer Shield＋Y

HP or LHP
Crycoolers

Truss Assembly

FPI Harness

STT視野方向
Isolator

Propellant
Tank

Star Tracker

各種FPI
IRU

PLM
BM

11

High-Gain
Antenna

焦点面姿勢センサ（FAS）
冗長系をもたせる

Reaction Wheel

BM部AOCS機器
STT
IRU
RW 等

注：焦点面観測装置(FPI)、配置等はSRR時点の設計

初期フェーズにおける擾乱管理

12[1] JAXA、擾乱管理標準(JERG-2-152A)、2012

SPICA軌道上コンフィギュレーション
微小擾乱経路＋Z

STA

バッフル＋望遠鏡シェル
サーマルシールド

ﾍﾟｲﾛｰﾄﾞﾓｼﾞｭｰﾙ(φ4.2m x H4.6m)

FPIA
機械式冷凍機サブシステム(受動ｱｲｿﾚｰﾀでｻﾎﾟｰﾄ)

ﾒｲﾝﾄﾗｽ（軌道上分離ﾄﾗｽ）
JT冷却配管

~1m＋YBus module~1m
冷凍機駆動周波数 15, 52 Hz (TBD)

姿勢制御用リアクションホイール

13

SPICA軌道上コンフィギュレーション（詳細）メイントラス (軌道上分離トラス)
Completely separated (4 points)
STA+FPIA (below 6 K)
Upper truss
Middle truss
Lower truss
Bus Module
Separated and supported with an on-orbit truss spring (4 points)
機械式冷凍機サブシステム (受動ｱｲｿﾚｰﾀでｻﾎﾟｰﾄ)

Isolation (6 points)

Mechanical coolers
Reaction wheels14制御帯域割り当て（制御系設計）
BM-PLM 構造共振
Identification and Measurementof all µ-vibration sources

低周波域 (LF)

SAP 1次共振
姿勢制御誤差Feasibility Analysis
with Spacecraft FE model(10 times margin)

高周波域 (HF)

軌道上ﾄﾗｽ共振
冷凍機&ﾎｲｰﾙ高周波擾乱ｱｲｿﾚｰﾀ共振...

予期せぬ共振&擾乱 (リスク要因)
擾乱計測限界Improvement of LF
measurement accuracy

周波数 [Hz]

LF

0.01

0.1

ﾎｲｰﾙ制御Stability Analysis
with Wide Band

TTM制御 (SCI & WFC-S)

1
TTM
カバー帯域

10

HF

冷凍機擾乱ｱｲｿﾚｰｼｮﾝ
ﾎｲｰﾙ擾乱ｱｲｿﾚｰｼｮﾝ
軌道上分離ﾄﾗｽ

Pointing Amplitude Level(arcsec,0-P)

Verification with BBM
TTM mechanisim

15

Concept Study of Truss
Separation Mechanism &Verification with BBM spring

擾乱管理

1E-1

1E-2

1E-3
LF

Verification with BBM strut

SAFARIの指向変動感度レベル

1E-2
1E-1
1E0
1E+1
Pointing Modulation Frequency (Hz)HF

擾乱管理プロセス
低擾乱を実現する上では
1. 観測装置の擾乱感受性2. 擾乱伝搬経路
3. 擾乱発生機器の3つをコントロールすることが重要
1～3で要求実現が難しければ、
4. 指向制御駆動機構(TTM等)を導入することを考える

16[4] JAXA、擾乱管理マニュアル(JERG-2-152-HB101B)、2012

発生擾乱の低減： 低擾乱ホイール

Max.
Momentum [Nms]Type L-A

Type M-A

Type S

30-80

10-30

5-10

≧0.2@6000rpm(≧0.3@~3500rpm,≧0.4@~2000rpm)

Max. Torque [Nm]≦11.5@80Nms≦Φ366×148

Mass [kg]Dimension [mm]Power Consumption[W]≦9.1@30Nms≦Φ280×148

Steady: <35@6000rpm
Peak:<250@0.2Nm, 6000rpm< 2[N] @f=>100-200Hz< 2*10-4*f 2[N]@10<f<=100Hz< 0.02[N] @f<=10Hz

Disturbance Force[N]

17≧0.06@5000rpm≦5.22＠10Nms≦Φ224×100
Steady: <15@5000rpm
Peak: <69@0.06Nm, 5000rpm< 1.4[N] @f=>83.3-200Hz< 2*10-4*f 2[N]@10<f<=83.3Hz< 0.02[N] @f<=10Hz

Type

Missionlaunch year

Type L-A

Next ISAS ASTRO satellite series; ASTRO-H

in 2015Type M

Next GCOM satellite series; GCOM-C1

in 2016

Type S

Super Low Altitude Test Satellite (SLATS)

in 2016

Type M-A

Next GOSAT satellite series; GOSAT-2

in 2017[5] Izawa et al., New Reaction Wheel Assembly Series with High Reliability and Low Disturbance, 2014

発生擾乱の低減： 低擾乱ホイール
Waterfall plots of disturbance force/torque It is noted that the magnitude of disturbance force/torque is amplified bystructural resonance to max. 1.54N/0.39Nm at about 200Hz at speed of 1070rpm.
 The structural resonance is well known as “Rocking Mode” and involves rocking awheel around a orthogonal axis against a rotation axis.
Note;Ω is wheel speed frequency
Max.0.39Nm
Amplitude of
disturbanceforce[N]Max.1.54N

Amplitude of
disturbancetorque[Nm]0.39Ω 1ΩRockingMode

wheel
speed[rpm]step by 100rpm
frequency[Hz]force

0.39Ω 1ΩRockingMode

wheel
speed[rpm]step by 100rpm
frequency[Hz]TorqueWaterfall Plots of the Disturbance Force/Torque at initial function18

発生擾乱の低減： 冷凍機擾乱低減機構•

x軸(駆動方向)冷凍機擾乱低減機構– コンプレッサ/コールドヘッド• 対向運動する稼動部の駆動電
圧位相を調節することで発生擾乱を低減できることが可能• 擾乱(駆動方向)を1/10に•さらなる低減技術– 複数冷凍機の完全同期制御（可能）2ST擾乱測定コンフィギュレーション
2ST擾乱測定結果例

コールドヘッド側

コンプレッサ側

Test

周波
数Hz

Fx
Nrms

Fy
Nrms

Fz
Nrms

Fx
Nrms

Fy
Nrms

Fz
Nrms

1-1

15

1.17

0.38

0.03

0.17

0.53

0.01

1-2

15

0.07

0.56

0.05

0.02

0.56

0.02

Test 1-1 : 位相調整なし (AKARI相当の駆動条件)
Test 1-2 : １次擾乱が最小となる位相差に調節

19

2段スターリング冷凍機
・駆動周波数15Hz
・構成：ｺﾝﾌﾟﾚｯｻ/ﾃﾞｨｽﾌﾟﾚｰｻ/★ｱｸﾃｨﾌﾞﾊﾞﾗﾝｻ(擾乱低減機構)

4K /1K JT冷凍機コンプレッサ
・駆動周波数52Hz / 52Hz(TBD)
・構成：ｺﾝﾌﾟﾚｯｻ(2台 / 3台)★対向型配置による擾乱抑制擾乱伝搬経路： 軌道上分離機構の配置
分離機構+分離バネ
(4ヶ所)
•
•

望遠鏡構造

軌道上では分離バネがトラスを接続
分離バネは開口方向がトラス構造の半径方向を向くほうに配置する

望遠鏡支持構造

材料
形状

20

質量

バス構造I/F

CFRP, T700SC/#2500[0/+60/-60]2s
8角形形状
横70mm, 高さ50mm, 幅39mm
厚さ約0.96mm
10グラム

分離機構のみ(4ヶ所)•

軌道上ではトラスが完全に分離(分離面が2mm離隔)[6] 水谷、赤外線天文衛星SPICAのミッション部冷却システムの構造設計、2014

擾乱伝搬経路：擾乱低減効果の予測（固有値解析）

21

共振周波数 [Hz]

方向

1.14

Z軸(光軸)周り回転

1.48

Y軸周り回転

1.55

X軸周り回転2.73

Z軸方向並進4.82

X軸方向並進4.84

Y軸方向並進•••衛星全機の有限要素モデルに試験検証済みの分離バネモデルを組み込んだモデルを使用NASTRAN固有値解析の結果を図示
指向系からの要求(1-7Hz)を満足する

擾乱伝搬経路：擾乱低減効果の予測（伝達関数）
8.0E-04

1.6E-03

0.0E+00
FY

FZ
rigid body model22

2.0E-04

elastic, TZ, 3.58.E-07

4.0E-04

rigid, TZ, 1.25.E-05

6.0E-04

elastic, TY, 6.13.E-07

8.0E-04

rigid, TY, 4.05.E-06

1.0E-03rigid, TX, 1.39.E-03

Transmissibility, θx/Tx, Ty, Tz[arcsec/Nm]

1.2E-03

0.0E+00
FX•••(a) 回転力

1.4E-03elastic, TX, 1.91.E-05

1.0E-04

elastic, FZ, 1.37.E-05

2.0E-04

rigid, FZ, 8.45.E-05

3.0E-04

elastic, FX, 2.48.E-07

4.0E-04

elastic, FY, 1.33.E-05

5.0E-04

rigid, FX, 2.84.E-06

Transmissibility, θx/Fx, Fy, Fz[arcsec/N]

6.0E-04

rigid, FY, 7.13.E-04(a) 並進力

7.0E-04

TX

TY

TZ

(b)
FE model(with truss separation + isolator)

機械式冷凍機の最低駆動周波数15Hzにおける振動伝達率を評価(モード重畳法)
分離バネとMCSアイソレータを組み込んだ有限要素モデルを使用
剛体モデルと比較して1桁以上の振動伝達率低減が期待される。

（補足、というかこちらがメイン）断熱効果の予測
50

Heat input to 4.5K stage [mW]

45

分離機構
なし

分離機構
あり

41.4

システム要求30mW以下

40
35
30

18.6
27.4

25

othersmain truss

20
20.2

15
10

22.8

5

7.2

0
begin of RMP•

23

end of RMP

軌道上分離機構の導入により、メイントラスからSIAへ伝導によって侵入する
熱量は22.8mWから7.2mWと1/3程度に低減することが期待され、システム要求を満たす見込みが得られた。

擾乱伝搬経路：冷凍機台座アイソレータ設計
アイソレータシステム設計要求:• To reduce the force and torque level by 1/100 at 15 Hz (thedrive frequency of 2ST cryocooler) in all DOF• The strut stiffness parameters tend to be softened(cut-off freq. ~1 Hz)

PLM•

CoolerPlate

Very cold and wide temperature (operational from –65 to –10
C, and survival to +60 C)• which drives the size of the thermal chamber since alarge stroke is necessary to compensate for fluid
volume change over temperature

表 冷凍機台座アイソレータシステムの仕様要求

24

Isolator(connected to BM)

Item
FeaturePerformanceBM

Temperature
range
Size
WeightRequirement
Passive isolator, having launch lock system
Transmissibility <0.01 in all DOF @ 15 Hz,
Amplification factor at resonance Q < 3
Operational: –65 to –10 C (–45 C as normal)
Survival: –65 to +60 C
It should be fitted to the cooler pedestal mounting portion< 30 kg[7] Mitani et al., Spica Micro-vibration Control System Design for Precision Pointing Stability, 2014

擾乱伝搬経路：アイソレータBBM試作結果
Thermal transmissibility results
1E+1

－10C
－46C
－65C

1E-0
1E-1
1E-2
1E-3
1E-4

Attenuation < 0.01 at 15 Hz !
frequency (Hz)Figure: Picture of the SPICA isolator brassboard modelSpecification
𝐾𝐾𝑎𝑎
𝐾𝐾𝑏𝑏
𝐶𝐶𝑎𝑎
StrokeTemperature range
LengthStrut mass
Fluid viscosity

25

1E0

Table: Isolator design requirements compliance
Design requirement
BBM result
1576.1 – 2626.9 N/m
1714.5 N/m
1926.4 – 2977.2 N/m
3152.3 N/m
366 N/(m/s) +/– 7.5%
297.7 N/(m/s) @–46C
2 mm pull-down + launch load+/–3.3 mm
Operational: –65 to –10 C–65 to +23 C tested
Survival: –65 to +60 C<203.2 mm
200.7 mm measured< 2 kg/isolator
0.76 kg< 30 cS
5 cS

1E+1

1E+2
Test result

CompliantConditionally compliant
Conditionally compliant
CompliantCompliantCompliantCompliantCompliant擾乱解析結果：全冷凍機擾乱による指向変動∆θ Z (arcsec,0-P) ∆θ Y (arcsec,0-P) ∆θ X (arcsec,0-P)

軌道上分離トラス、冷凍機台座アイソレータ試作結果を反映したフル有限要素モデル（FEM）を用いた擾乱解析結果
1E-1
Coolers µ -vib at BOL

1E-2

Coolers µ -vib at EOL

1E-3
1E-4

20

40

60

80

100

120

140

160

180

200

220

20

40

60

80

100

120

140

160

180

200

220

20

40

60

80

100 120 140
Frequency (Hz)

160

180

200

220

1E-1
1E-2
1E-3
1E-4
1E-3
1E-4
1E-5
1E-6

Figure: Power spectrum of the pointing error by mechanical coolers

26

195 Hzで冷凍機台座と構造共振を起こしている→台座設計を次フェーズで見直すことで回避可能擾乱解析結果：姿勢ホイールによる指向変動∆θ Z (arcsec,0-P) ∆θ Y (arcsec,0-P) ∆θ X (arcsec,0-P)

同様に姿勢制御ホイール擾乱による変動結果。十分な高周波要求マージン（10倍）を持たせるには、ホイールにもアイソレータが必要。さらに回転数運用制限（<2400RPM）も必要

27

1E-1
4 RWs µ -vib (RSS)

1E-2
1E-3
1E-4

20

40

60

80

100

120

140

160

180

200

20

40

60

80

100

120

140

160

180

200

20

40

60

80
100 120 140
Frequency (Hz)

160

180

200

1E-1
1E-2
1E-3
1E-4
1E-3
1E-4
1E-5
1E-6

𝜃𝜃𝑥𝑥 [mas, 0-P]
10.8 (55.1 Hz)
2.4 (<40 Hz)
10𝜃𝜃𝑦𝑦 [mas, 0-P]
15.2 (84.1 Hz)
0.98 (<40 Hz)
10𝜃𝜃𝑧𝑧 [mas, 0-P]
0.20 (118.4 Hz)
9.6×10-3 (<40 Hz)
10

Remarks
with isolator, tenfold margin& Limit (Max. 2,400 RPM)
Allocations (tentative)

指向を直接制御：Tip-Tilt Mirror (TTM) 設計
FPIA side view

Side view of FPIA
＋Z

Opticalaxis of STA
Optical axis of STA

package of SCI
TTMTTMpackageof SCI

Item
FeatureControl accuracy＋Y
Frequency response

Coverage for acquisition /tracking
Operating temperature
Heat dissipation
Effective size of mirror

28

表 TTM仕様要求

Requirements
Common design for MCS and SCI
0.005 arcsec (3σ): converted to optical axis
0.15 arcsec (3σ): converted to mechanical axis
>1 Hz (10 Hz: Goal)>3 arcsec: converted to optical axis
>0.025 deg: converted to mechanical axis
Operational: 4 to 10 K
Survival: 4 to 300 K<1 mW at 4.5K
50 × 75 mm[8] Mitani et al., Precision pointing control for SPICA: risk mitigation phase study, 2014

指向を直接制御： TTM極低温動作試験結果

Figure: Picture of TTM BBM mechanism for MCS and SCI

Specification
Dissipation power
Pointing error (mechanical)
Frequency response
Mechanical coverage range
Operational temperature
Mirror size
Drive mechanism envelope
WeightFigure: Cryogenic chamber for the TTM mechanism test [9]Table: TTM design requirements compliance
Requirement
BBM result
1 mW per 2-axis @4.5 K
4.4 mW per 1-axis @ 10 K
< 1.8 arcsec
0.15 arcsec (3 σ)
1 Hz
1 Hz
0.025 deg, P-P
0.016 deg, P-P
4 to 10 K< 10 K
50 × 75 mm
50 × 75 mm
50 × 50 × 100 mm
𝜙𝜙 50.1 × 104.92 mm
600 g< 420 gTest result
Non-compliant
Conditionally compliant
CompliantNon-compliant
CompliantCompliantConditionally Compliant
Compliant

It was confirmed that TTM BBM functioned properly, even at an environment below 10 K.

10K以下で動作するTTMを開発した

29[9] Enya et al., Prototype-testbed for Infrared Optics and Coronagraphs (PINOCO), 2012

検証計画：低周波擾乱の高精度測定•

単一擾乱（周期ω、振幅トルクTd）が及ぼす指向変動角Δθ

Δ𝜃𝜃 =

•
•

𝑇𝑇𝑑𝑑
𝐼𝐼𝑠𝑠 𝜔𝜔 2

Is: 衛星の慣性モーメント– Δθの上限が指向要求から決まるとき、ωが小さくなるほど、許容できるTdの値が小さくなる →Tdの検出精度が必要– 例えば、ω/2π=0.01 Hzでは、10μNmレベルの検出感度が擾乱測定装置に必要
この問題意識は、Δθが小さく(60mas)、安定度規定時間が長い(20min)特徴を持つSPICAミッションから初めて提起された。
対策には、擾乱測定装置の検出限界を向上させる → 高精度化（研究項目として実施中）

BGN force x 1m
Tolerance torque (µ Nm)

10
10
10
10
10
10
10
10
10

CTL bandwidth 0.1Hz
0.03Hz0.01Hz654
32

BGN torque

1
0
-1
-2

10

-3

10

-2

10

-1

10

0

Frequency (Hz)

図 空気浮上式擾乱測定装置（変位計測方式）

30

図 許容擾乱トルク（制御帯域と指向要求から規定される）と、擾乱測定装置のバックグラウンドノイズ

さらに将来の指向安定制御技術31

非機械式ジャイロ

IRU-B (155Hz)

IRU-B (ﾁｭｰﾝﾄﾞﾄﾞﾗ
ｲｼﾞｬｲﾛ、TDG)

IRU-A (114Hz)

IRU-A (浮動式レート
積分ジャイロ、FRIG)

•
•

32

機械式ジャイロの高周波擾乱– 冷凍機、ホイールの次に影響が大きい「ひので」の例 [10]– 相関追跡装置(Correlation Tracker)： 580Hzサンプリングの高速CCDカメラを用いて、軌道上指向誤差評価– 100Hzより高周波域でパワースペクトル上に多数のピーク。機械式ジャイロやホイールで発生した
擾乱が、望遠鏡構造と共振することで発生– 高周波域における共振によって生じる指向誤差は0.01-0.02 arcsec (0-P)[10] 勝川、ひので衛星の軌道上指向安定度評価とSOLAR-Cへ向けた課題、2010

非機械式ジャイロ
非機械式ジャイロ(ファイバジャイロFOG、半球共振ジャイロHRG)のメリット•
無擾乱（高周波擾乱が無い）•
レートノイズが小さい
出力分解能(角度増分SF)•
時間伝搬誤差が小さい：機械式ｼﾞｬｲﾛ(TDG)

TDG: 0.05 arcsec
FOG: 0.002 arcsec

Time series, ∆ t=0.0625[sec]

-4

x 10

3

10

2

10
0
-2

1

2

3

4

4

5
Time [sec]6

7Time series, ∆ t=0.0625[sec]

-4

x 10

8

9

10

Gyro rate
RMS 3.16e-05[deg/s]

FOG

2
0

1

1hで10 arcsec(1σ)の角度誤差

10

0

10

-1

10

1hで2 arcsec(1σ)の角度誤差

-2

10
-2
-4
0

-3

1

2

3

4

5
Time [sec]

6

7

8

9

10

10 -5
10

図 ジャイロノイズ時系列

Planck (FOG)

33

TDG
FOG

TDG

2

-4
0

Rate [deg/s]

Gyro rate
RMS 9.82e-05[deg/s]

angle deviation [arcsec]

Rate [deg/s]

4：光学式ｼﾞｬｲﾛ(FOG)

-4

10

-3

10

-2

-1

10
10
propagation time [h]図 ジャイロ時間伝搬誤差

Gaia (FOG)

Herschel (HRG)

0

10

1

10

磁気軸受ホイール・磁気軸受ホイールは磁気吸引力により非接触で軸受を制御できるため、従来の玉軸受リアクションホイールに比べて擾乱が小さい
・衛星姿勢制御用磁気軸受ホイールを開発・搭載した例
SERVIS-2 （MPC／MELCO）、SPOT4 （ALCATEL（仏））、CMG
用磁気軸受ホイール （ロシア） その他、日本、アメリカで研究開発中
・低擾乱および擾乱抑制を目的とした軸受制御方式の研究例はない（日本独自の技術）

磁気軸受ホイール（機構部）

・主要性能：
最大角運動量 45Nms
最大回転数
6000rpm
最大出力トルク 0.1Nm
定常消費電力 100W以下（ホイール＋回路）
質量20.4㎏（ホイール＋回路）
擾乱
力：0.1N以下、トルク：0.1Nm以下（＠6000rpm）

磁気軸受ホイール（駆動回路部）

 冷凍機の擾乱抑制実験結果（FY21）
コンプレッサのピストン駆動（52Hz）による擾乱を抑制
X軸方向
抑制あり

抑制なし

抑制あり

Z軸方向
抑制なし

34

冷凍機

抑制あり

加速度［dBG］

抑制なし

Y軸方向

Z 治具台

周波数［Hz］

周波数［Hz］

周波数［Hz］

XY（コンプレッサとアクティブバ
ランサ）

磁気軸受
ホイール
加速度計

除振台

微小推力ｺｰﾙﾄﾞｶﾞｽｼﾞｪｯﾄｽﾗｽﾀ
Euclidシステム解析の例

図 GAIAで実証したMicro-Propulsion System(MPS)ｽﾗｽﾀ: 推力0.5mN ([12] Chapman, 2008)

ｽﾗｽﾀﾊﾟﾙｽ周期にAPEを極小とする最適値が存在

35[11] Wallner et al., EUCLID Mission Assessment Study - ESA Science & Technology, 2009

PLM-BM間非接触制御 －空間安定制御 －相対位置制御器
姿勢制御用リアクションホイール(RW)

非接触変位センサ(+力センサ)

ペイロード
指向方向

軌道制御用スラスタ(RCS)Support Module
Payload Module

ミッション機器(観測機器等)

DFP
Interface
PayloadModule柔軟付属物(太陽電池パドル等)

SupportModule

慣性基準装置(IRU)

ペイロード
非接触アクチュエータ

衛星バス
慣性空間安定制御器

駆動方向(一軸)

誘導コイル(他軸の別アクチュエータで自由運動を拘束)

ペイロード
側接続

バス
側接続

コイルボビン(非磁性体)
インナーヨーク（磁性体）

36

アウターヨーク（磁性体）

Non-contact actuator
磁石[13] Trankle et al., 2005[14] Dewell et al., 2005

Beyond JWSTの例 ～究極の指向安定、熱遮断
NGST (LM)(DFPを提案) [15]JWST, 2018
(DFP不採用)

Realization
for cost and technology

For futuretelescope mission ?

ATLAST, 2025~? [16](非接触アクチュエータ＋無線通信、非接触給電)

37[15] Pedreiro, Spacecraft Architecture for Disturbance-Free Payload, 2003[16] Redding, et al., Beyond JWST: Performance requirements for a future large UVOIR space telescope, 2014

まとめ•

将来の天文観測衛星の姿勢系として、SPICAの指向設計事例を紹介した•

センサの熱アライメントを低減するには、適切な軌道の選択と、同一焦点面にガイダンスセンサを配置す
ることが効果的
低擾乱を実現する上では– 観測装置の擾乱感受性– 擾乱伝搬経路– 擾乱発生機器の3つをコントロールすることが重要
SPICAでは、これら３つの観点に渡る擾乱低減設計活動を行った。特に、軌道上分離トラスやアイソレータの試作評価等のハードウェア試作に取り組み、RPE要求を満足できる見込みを得た
また、指向軸を直接制御する機構が高安定化に有効である。TTMを試作し極低温環境下(<10K)での動作に成功したが、発熱量に対して更なる低減対策が求められる

•

•
•
•

•

38

さらに将来の指向安定化技術の一例として、非機械式ジャイロ、磁気ホイール、MPSスラスタ、非接触アクチュエータを紹介した

参考文献
1.
2.
3.
4.
5.
6.
7.
8.
9.
10.
11.
12.
13.
14.
15.
16.

39

JAXA, 擾乱管理標準 (JERG-2-152A), 2012
JAXA, 指向管理標準 (JERG-2-153), 2014
ESA, ESA Pointing Error Engineering Handbook (ESSB-HB-E-003), 2011
JAXA, 擾乱管理マニュアル (JERG-2-152-HB101B), 2012
Izawa et al., New Reaction Wheel Assembly Series with High Reliability and Low Disturbance, GNC2014,2014
水谷他, 赤外線天文衛星SPICAのミッション部冷却システムの構造設計, 第58回宇科連, 2014
Mitani et al., Spica Micro-vibration Control System Design for Precision Pointing Stability, GNC2014, 2014
Mitani et al., Precision pointing control for SPICA: risk mitigation phase study, SPIE 9143, 2014
Enya et al., Prototype-testbed for Infrared Optics and Coronagraphs (PINOCO), SPIE 8442, 2012
勝川他, ひので衛星の軌道上指向安定度評価とSOLAR-Cへ向けた課題, 第54宇科連, 2010
Wallner et al., EUCLID Mission Assessment Study - ESA Science & Technology, 2009
Chapman et al., The Gaia Attitude & Orbit Control System, GNC2008, 2008
Trankle et al., Disturbance Free Payload Flight SystemAnalysis and Simulation Methods, AIAA, 2005
Dewell et al., Precision Telescope Pointing and Spacecraft Vibration Isolation for the Terrestrial Planet
Finder Coronagraph, SPIE 5899, 2005
Pedreiro, Spacecraft Architecture for Disturbance-Free Payload, AIAA, 2003
Redding, et al., Beyond JWST: Performance requirements for a future large UVOIR space telescope, SPIE
9143, 2014