計測自動制御学会産業論文集
Vol. 9, No.12, 84/90 (2010)

技術試験衛星Ⅶ型搭載近傍センサの光学性能の改善
杢野正明*,**，河野功*，狼嘉彰**
Improvement of Optical Performance for Proximity Camera Sensoron Engineering Test Satellite VIIMasaaki MOKUNO*, **, Isao KAWANO*, Yoshiaki OHKAMI**
Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) has successfully performed unmanned autonomous rendezvous docking(RVD) experiments by Engineering Test Satellite VII (ETS-VII) during 1998-1999. To conduct the autonomous RVD
experiments, it is necessary for satellites to have not only the guidance and control function but also the navigation function.
ETS-VII equipped Proximity Camera Sensor (PXS) to navigate the Chaser satellite of ETS-VII in the docking phase at therange from 2m to docking. PXS is the camera sensor which measures the relative position and attitude between the Chaser
and Target satellites. PXS mainly consists of PXS-Head (PXS-H), PXS-Marker (PXS-M) and PXS-Electronics (PXS-E).
PXS-H installed on the Chaser satellite has CCD cameras and LED array arranged around it. PXS-M installed on the Targetsatellite has circle shape and three dimensionally arranged marks whose surfaces are covered by micro-pitch Corner CubeReflector (CCR). PXS-H illuminates the Target satellite and takes an image of PXS-M, and then PXS-E calculates therelative position and attitude. In the development phase of PXS, we had a problem not to acquire the enough opticalintensity in near range. The LED array of PXS-H was not mounted on the same optical axis of CCD camera, and CCR on
PXS-M has retro-reflection property. Therefore, elongation angle between LED array, PXS-M and CCD camera became
large and the optical intensity reduces. To overcome this problem, we modified the inclination angle of reflection surfaces ofCCR. As a result of this countermeasure, the optical performance of PXS is significantly-improved.
Key Words : ETS-VII, Rendezvous docking, Camera sensor, Corner cube reflector

１．はじめに法センサが搭載され，そのうち，PXS は相対距離 2m からド国際宇宙ステーション（ISS）の建設や，宇宙飛行士の輸ッキングまでの距離域を分担する航法センサとして開発・搭

送や物資の補給のため，米国のスペースシャトルや，ロシア載された．PXS はカメラセンサであり，チェイサ（追跡）のプログレス等の宇宙機が活躍している．このように軌道上衛星上に搭載されたセンサヘッドが，LED アレイによりタの宇宙活動では，宇宙機同士を接近結合させるランデブドッーゲット衛星を照射し，ターゲット衛星に配置されたコーナキングは必須の技術である．ランデブドッキングを行うためキューブリフレクタ（CCR）を用いた 3 次元マーカで反射，には，宇宙機の誘導や制御といった機能の他に，ランデブすそのマーカ像をセンサヘッドの CCD カメラで撮像，画像処る 2 機の宇宙機間の相対的な位置や姿勢を知るための航法機理することで相対距離，姿勢を計測する．

能が必要である．

一般に CCR は，入射光に対し再帰反射性を有することか

宇宙航空研究開発機構（JAXA）は，宇宙活動に必須であら，本来は光源である LED アレイとカメラを同軸となるよるランデブドッキング技術を修得するため，1997 年に技術う配置すべきである．ETS-VII に搭載した 500m から 2m ま試験衛星Ⅶ型（ETS-VII）を打上げ，約 2 年間にわたってラでの距離域で使用する航法センサであるランデブレーダ 2)や，

1)

．ETS-VII には，自動ランETS-VII と同様に 2007 年 5 月に無人宇宙機による自動ランデブドッキングを行うために相対距離に応じて，GPS 受信デブドッキングに成功した米国の Orbital Express に搭載され機，ランデブレーダ，および近傍センサ（PXS）の 3 つの航た Advanced Video Guidance Sensor (AVGS)3)においても，ンデブドッキング実験を行った* 宇宙航空研究開発機構 茨城県つくば市千現 2-1-1** 慶應義塾大学大学院システムデザイン・マネジメント
研究科 神奈川県横浜市港北区日吉 4-1-1* Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA), 2-1-1 Sengen,Tsukuba, Ibaraki 305-8505, Japan** Graduate School of System Design and Management, KEIO
University, 4-1-1, Hiyoshi, Minato-ku, Yokohama-city,
Kanagawa(Received January 25, 2010)
TRIA 012/10/0912©2010 SICE84光源と検出器の光軸は同軸になるよう配置されている．PXSでそれを実現するためには，反射鏡やハーフミラー等の光学系を付加する必要があるが，複雑さの増大による信頼性の低下や質量の増加を回避する観点から，PXS では CCD カメラの周りに LED アレイを配置する単純な構成を採用した．本構成の場合，光源－マーカ－カメラの離角が最大となるドッキング位置付近において，マーカからの反射光量が低下する
Fig.1 Engineering Test Satellite VIIという問題を生じた．本論文では，本課題解決のために行った対処策及び軌道上での実証結果を示すとともに，今後の応つぎに ETS-VII のランデブドッキング実験系の構成を用の可能性について述べる．

Fig.2 に示す．ランデブドッキング実験系は，誘導制御計算機，航法センサである GPS 受信機、ランデブレーダ、近傍

２．技術試験衛星Ⅶ型（ETS-VII）ランデブドッキ
ングシステムと近傍センサ（PXS）4)

センサ，およびドッキング機構から構成され，これらと衛星のバス系機器である姿勢軌道制御系，推進系，通信データ処

ETS-VII は，無人自動ランデブドッキングおよび宇宙ロボ理系，電源系機器を利用してランデブドッキングを行う．

ット技術の修得を目的とした技術試験衛星で，1997 年 11 月

ETS-VII のランデブドッキング飛行は，Table 1 に示すと28 日に H-II ロケットにより打上げられた．衛星の質量は約おり距離域に応じて 3 つの飛行フェーズに分けられる 5)．ラ

2.9t で，ランデブドッキングを行うため，チェイサ衛星（ひンデブドッキング実験では，飛行フェーズごとに上述した 3こぼし）およびターゲット衛星（おりひめ）の 2 機の衛星でつの航法センサおよび誘導制御方式を切り替えながらランデ構成されている．打上げ後，両衛星を分離し，最大 12km 程ブドッキングを行う．

度までの相対距離域でランデブドッキング実験を実施した．
ETS-VII の軌道上外観図を Fig.1 に示す．

Fig.2 Block Diagram of ETS-VII Rendezvous Docking Experiment System 1)Table 1 Flight Phase of Rendezvous Docking

Phase
Relative Approach Phase

Relative Range
12km～500m

Navigation
GPS Relative Navigation

Guidance Control
C-W Guidance

Final Approach Phase

500m～2m

RVR Navigation

Reference Trajectory GuidanceDocking Phase

2m～Docking

PXS Navigation

Relative 6 DOF control

RVR: Rendezvous Radar, DOF: Degree of Freedom

85

PXS は，これらの内，ドッキングフェーズにおいて使用される航法センサである．本フェーズの概要を Fig.3 に示す．本フェー
ズでは，チェイサ衛星がターゲット衛星に対する相対的な位置，姿勢を計測し，誘導制御計算機がそれらのデータをもとに誘導制御指令を行い，ガスジェットを噴射しながら接近する．ターゲット衛星のドッキング用ハンドルが，チェイサ衛星のドッキング機構の捕獲領域に入ったところでターゲット衛星を自動的に捕獲，(a)PXS-H(b) PXS-Mドッキングする．PXS の計測精度（3σランダム）は，相対距離

Photo 1 PXS

2m 以内で，相対位置 5mm（X 軸），1mm（Y,Z 軸），相対姿勢

LED illumination

各軸 0.2deg 以下，計測周期は 2Hz である．

LED control

LED
3D Marker(Micro-pitch
CCR）

CCD Driver

CCDcontrol

2D CCD

GNC function of the Chaser① Navigation

PXS navigation② Control

Relative 6 DOF control

CCD A/D
Converter

Separation velocity: 1.8cm/sec

Reflected light

LED Driver

CCD
signalCCD DriveController
ImageProcessingVideoOut

Target satellite

Chaser satellite

CPUX

Guidance
ControlComputer
I/FFOV of PXS：±8deg
VP (2m)Approach velocity 1.0cm/s

Z

Vicinity Point (VP, 2m)

PXS-H

PXS-M

Switch chaser’s navigation from RVR to PXS

PXS-A

PXS-E

in the V-bar approach (docking approach phase).
visibleFig.4 Block Diagram of PXSTDRS visibility

15 min.

PXS‐M

Fig.3 GN&C during Docking Phaseα３．近傍センサの構成と光学上の課題
PXS は，チェイサ衛星とターゲット衛星の相対位置姿勢を計測βするための航法センサで，3 次元に配置されたターゲットをカメAラで撮像し，画像処理する方式を採用している．PXS の外観をB

CDE

Photo 1 に，構成を Fig.4 に示す．PXS は，チェイサ衛星に搭載A,C,E

される PXS ヘッド（PXS-H），アナログ信号処理回路（PXS-A），
および電子回路部（PXS-E）と，ターゲット衛星に搭載される 3

B,C,D次元マーカ（PXS-M）から構成される．PXS-H は，冗長構成の 2個の CCD カメラとその周囲に取り付けられた 96 個の LED アレ

α,C,βイを有し，PXS-M への照明光の照射および反射像を撮像する機

Docking能を有する．PXS-H の CCD カメラで得られたアナログ信号はRelative Range (m)10m

PXS-A でアナログデジタル変換され，PXS-E に伝送される．PXS-（Mark C must be selected to measure the relative attitude）

E は，取得画像の処理および相対位置姿勢の演算や誘導制御計算

Fig.5 Mark Selection Logic of PXS

機とのテレメトリ・コマンド処理等を行う．PXS-M は，金属表面に削りだしで形成されたマイクロピッチのコーナキューブリフCCR は，Fig.6 のように立方体の一つの角を隣り合う 3 つの頂点レクタ（CCR）を有する複数個の円形上の反射板を三次元配置しで切り取って得られる三角錐であり，その内側の 3 面が反射面とたマーカで，Fig.5 に示すように距離に応じて対象マークを切りなる．各面間のなす角度は 90 度であり，光源から入射した光は，替えながら計測を行う．マーク C，α，βは奥行きがあり，マー光源の方向に反射される特性（再帰反射性）を有している．

ク C は相対姿勢計測をするために全計測領域で必ず選択され，マークα，βは近距離域で使用される．

86

一方，LED アレイによる照明光は，ターゲット衛星面の CCRで再帰反射され，CCD カメラに入射する．まず，個々の LED の照明によるターゲット衛星面上の照度は，照明光の立体角をω，ターゲット衛星面の照明面積を S とすると，LtLED  I LED (2)SCorner Cube Reflector (CCR) is a triangular pyramid, which are cut
out in the red line on the cube, with three inner reflection surface
shown in the left figure. The right picture is an example of CCR.となる．つぎに，CCR から反射して CCD に戻る光は，LED-PXS-Fig.6 Concept of CCR（Corner Cube Reflector）

射率が異なることから，ある距離における n 番目の LED に対す

M-CCD 間の離角（以下観測角という）の大きさによって再帰反る再帰反射係数を kn，PXS の光学フィルタの LED 光透過率をαPXS による相対位置姿勢計測を実現するためには，計測領域内LED とすれば，LED アレイの照明による CCD カメラ上の照度は，でマーカの画像を適切に撮像し続けることが必要である．具体的nLLLED     LED  k n  tLED2 4F n 1 には，太陽光等の外乱光の影響を回避するとともに，PXS-H が照射した LED アレイ光が PXS-M から反射され，十分な光量が CCD(3)

カメラに入射されねばならない．概念図を Fig.7 に示す．PXS-Hで表される．以上から，太陽反射干渉下で光回線が成立するためには，PXS-H が照射した LED 光の PXS-M による反射光以外に，には，外乱光として，太陽からの直射光（直射干渉光）や，ターゲット衛星構体からの反射光（反射干渉光）が入射する．外乱光の内，LLED  L sun

直射干渉光については，光強度が強く，センサ側で対処することでなければならない．

(4)

が難しいことから，直射干渉光が入射しない位置でドッキング運PXS-H は，Photo 1，Fig.7 に示すように CCD カメラと照明光用を行うという制約を設けている．一方，反射干渉光については，源である LED アレイが同じ光軸上に配置されていない．一方，

PXS の計測領域全域にわたって，PXS-M からの LED 反射光が太PXS-M の CCR は再帰反射性を有することから，PXS-H と PXS-M

陽反射干渉光を上回るように設計した．の相対距離が近い場合に観測角が大きくなり，(3)式の knが急激に小さくなり，その結果として反射光量が少なくなる欠点がある．
これを回避するための PXS の構成として，PXS で採用した方式（a）以外に，（b）光源と CCD の光軸を合わせる，（c）光源をSun Lightターゲット衛星側に持たせるといった方式があった．これら方式の概要を Fig.8 に示す．これら 3 つの方式について，システムエ
ンジニアリングの一手法として用いられる Pugh method6)を用いて評価した結果を Table 2 に示す．
PXS-M

Electronics

PXS-H

Fig.7 Optical Environment on PXSElectronics

Electronics

太陽光がターゲット衛星面で反射して CCD に入射した場合のTarget Satellite

CCD カメラ上の照度 Lsunは，太陽光によるターゲット衛星面上a)CCD Camera/light source
Not co‐optical axisの照度を Ltsun，拡散反射率を k，CCD カメラの F 値を F，PXS の光学フィルタの太陽光透過率をαsun とすると，次式で表わされc)CCD Camera/Light Source
Separationb)CCD Camera/Light source
Co‐optical axis

CCD Camera

る．

Light Source

LLsun   sun  k  tsun2
4F

Fig.8 PXS configurations

(1)

87

ける観測角は，最小でも約 1.6deg となる．設計当初はこの欠点にTable 2 Evaluation of PXS configurations by using Pugh Method
Evaluation Itema)CCD Camera/Light Source
Non co‐optical axis（PXS）

b)CCD Camera/Light Source
Co‐optical axisc)CCD Camera/Light Source
Separation

S

S

対処するため，ターゲットマーカに１辺が約 100～200μm 程度のピッチ間隔を持った CCR を採用し，その回折広がり特性を利用して CCD カメラへの入射光量を確保することとしていた．一般Performance‐High Accuracy‐Light Weight‐‐‐Optical Performance++SS

Reference‐Optical Interference‐Target Satellite Resource

S‐

Cost‐

‐

Development Schedule‐‐

Reliability‐‐

Evaluation Points of “+”11

Evaluation Points of “‐”

4532‐3‐4Evaluation Points of “S”

Reference

Total*に円形開口のフランホーファ回折広がりは，波長をλ，開口径をD とすれば，以下の式で与えられる．

1.22D(5)PXS の波長は，660nm，CCR の開口径を 100μm とすると，回折広がりは約 0.46deg であり，近距離域ではフランホーファ回折効果を期待できない状況であった．

* Evaluation Point is calculated as ”+” =1, “‐”=‐1, “s”=0 each evaluation item.

Table 2 の左端の列は評価項目である．それら評価項目に対しそこで，近距離域で使用するマークα，β（Fig.5 参照）につ現方式(a)以外の 2 方式について評価し，現方式より良い場合は＋、いて，CCR の個々の形状を Fig. 6 で示す通常の CCR ではなく，悪い場合は－，同じ場合は S を記し，それぞれ，+1 点、－1 点、3 面の鏡面を Fig. 10 に示すように角度αだけ傾けることで，反0 点として加算評価した．(b)の方式は，現方式に比べて光源と射光を入射光から僅かにずれた方向に返すことで CCD への入射CCD カメラが同軸であることから，光回線成立性が高いが，内光量を増加させる方法を考案した．

部に反射ミラー等の光学系を付加する必要がある等，構成が複雑zとなるため，現方式に比べて質量，コスト，信頼性の面で劣っている．(c)の方式は，(b)と同様に現方式に比べて光回線成立性は高z

いが，太陽光の反射による干渉を排除するために，チェイサ衛星

n1とターゲット衛星の間で光源点灯と CCD 撮像のタイミングを合n1わすための情報交換を行うことが必要となり，構成が複雑になる．

n2α以上の評価の結果から，光回線成立上の欠点を考慮しても現方式

S’inθ

n3x,yの方が優れていると判断した．

yx

４．PXS 光学性能の改善

S’outFig.10 Inclination Modification of reflectors in CCR

3 章で述べたとおり，PXS は光源である LEDと CCD カメラが

ここで，平面への入射光線ベクトルを Sin 、反射光線ベクト同じ光軸上に配置されていない欠点があり，特に近距離域におい
PXS-H は，Photo 1 および Fig.9 に示すとおり，CCD カメラの周ルを Sout ，平面の法線ベクトルを n （何れも単位ベクトル）と

すると， Sout は幾何学的関係から以下の式で表わされる．ここりに同心円上に LED が配置されている．

で I は単位行列を表わす．て CCD カメラに入射する光量が十分でないという課題があった．

  S out  S in  2( S in  n )  n  ( I  2n n T ) SApprox. 6mmApprox. 14mm(6)CCR に入射した光線は，異なる面で 3 回反射して戻ることかLED



ら，CCR に入射した光線を S ' in ，反射光線ベクトルを S ' out ，
ば， S ' out および入射光線と反射光線のなす角  は次式で表わさ

CCD Camera

CCR の各反射面の法線ベクトルをそれぞれ n1 ， n 2 ， n3 とすれ

Fig.9 Arrangement of CCD and LED on PXS-Hれる．

(Only around center of CCD)
CCR は，CCD カメラの直径は約 14mm，LED の直径は約 6mm で，中心間の最短距離は約 10mm である．ドッキング時のチェイサ衛星，ターゲット衛星距離は約 350mm なので，ドッキング時にお88 T T T S 'out  ( I  2n3 n3 )( I  2n2 n2 )( I  2n1n1 ) S 'in(7) T cos   S 'in S ' out(8)これらの式を用いて，実際に CCR の反射面をα度傾けた場合の５．軌道上運用結果

入射光線ベクトルと反射光線ベクトルのなす角を計算した結果を

JAXA は，1998 年から 1999 年にかけて 3 回にわたり，ETS-VII

Fig.11 に示す．この図から，僅かに CCR の反射面を傾けることによる無人自動 RVD 実験を実施した．第 1 回目の実験は，PXSで，観測角の大きい近傍域で CCD への入射光量を増加させるこを主航法センサとして実施した 2m 以内における分離・ドッキンとができる．

グ実験であり，1998 年 7 月 7 日に実施した．2 回目および 3回目の実験は、それぞれ，1998 年 8 月および 1999 年 10 月に実施した．

54.5

これらの実験で，チェイサ衛星はターゲット衛星から最大 12km

4離れ，打上げ前に計画したすべての実験項目の軌道上実証を行い成功裏に実験を完了した．

32.5

第１回目の RVD 実験では，チェイサ衛星は地上からのコマン

2ドによりターゲット衛星を分離し，2m の相対距離を保って約 15分間飛行した．その後，再接近してターゲット衛星と再ドッキン

1.5
1グした．本実験中，チェイサ衛星は，PXS を用いた相対 6 自由度

0.5
000.1

0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7
0.8
Inclination Angle of CCR Reflection Surface(deg)0.9制御を行った．その 2m 点における位置保持精度およびドッキン1

グ機構の捕獲領域への投入精度は，要求仕様を上回るものであった．Fig. 13 に PXS を用いた相対 6 自由度制御結果を示す．

Fig.11 Inclination Angle of CCR Reflection Surface
versus Observation Angle

2.50.3
X2±0.05m2Relative position X (m)

上述した僅かに CCR 反射面を傾けたマーカ（以下「角度付けマーカ」と呼ぶ）の入射光量増加の効果を確認するため，PXS-Hの LED アレイを PXS-M に照射した際の CCD 像面照度を (1)～(4)式により計算した．計算は角度付けマーカと通常のマーカに 2 種

0.2
Y

1.5

0.1

0±0.05m

100.5-0.1

Z類に対して行い，それぞれの再帰反射係数（(3)式の kn）は実測0値を用いた．また，簡単のためチェイサ衛星とターゲット衛星の0200

400
600
800
1000
Time after separation (sec)

相対姿勢，相対位置誤差が無い条件で実施した．計算結果をFig.12 に示す．赤線は角度付けマーカで，青線は通常のマーカ3である．緑線は太陽光による反射干渉レベルで，ターゲット衛星

2
Relative attitude (deg)

面の拡散反射率を 20%、安全係数 3 として計算している．通常マーカは，近距離域で光量が少なく，太陽反射干渉に対して余裕が少ないのに対し，角度付けマーカは近距離域（相対距離 1m 以内）で十分な光量が得られている．以上より，角度付けマーカをRelative position Y,Z (m)Observation Angle(deg)

3.5-0.2
12000±2 deg
Pitch

10-1Yaw

使用することで，太陽干渉に対する耐性が向上し，CCD の必要-2

像面照度を十分に確保していることを確認した．

-30200Roll

400600800Time after separation (sec)

1000

1200

25Fig.13 Result of Relative 6 Degree of Freedom Control
using PXS

CCD Image Illuminance(lx）2015

PXS は，第 1 回目から第 3 回目までの実験中において，太陽干渉や ETS-VII に搭載された他の光学センサであるランデブレーダ10との相互干渉といった光学干渉に起因する計測不良は発生しなか50ったことを確認した．加えて，PXS-M の初期捕捉にかかる時間
01000

2000
3000
4000
5000
6000
7000
8000
Relative Range between Chaser and Target Satellite（mm）

9000

は，要求値 10 秒に対して 6 秒以下と要求を満足しており，この10000

ことからも光学干渉レベルが十分小さいものであったと推定される．Photo 2 に PXS の典型的な取得画像を示すが，画像処理を行

Fig.12 Reflectivity Improvement using CCR

うに十分鮮明であった．

with Small Inclination Angle89参考文献1) I. Kawano, M. Mokuno et al: Result of Autonomous Rendezvous Docking
Experiment of Engineering Test Satellite-VII, Journal of Spacecraft andRocket, 38-1, 105/111 (2001)
2) Masaaki Mokuno, Isao Kawano et al: In-orbit Demonstration of Rendezvous
Laser Radar for Unmanned Autonomous Rendezvous Docking, IEEE Trans.
on Aerospace and Electronic Systems, 40-2, 617/626 (2004)
Photo 2 PXS Image taken on-orbit

3) Geoffrey C. Hintze et al: AVGS, AR&D for Satellites, ISS, the Moon, Mars
and Beyond, Proceeding for AIAA Infotech@Aerospace 2007 Conference

５．他分野への応用

and Exhibit, AIAA2007-2883 (2007)

コーナキューブリフレクタ（CCR）は色々な分野で使用されて

4) 河野功，杢野正明他：ETS-VII ランデブ・ドッキング用近傍セいる．古くは、アポロ 11 号が月面に着陸した際に設置されたンサの軌道上性能評価，計測自動制御学会論文誌，39-1，1/10

CCR アレイがあり，これを用いて月・地球間の距離計測が行わ（2003）れている．また，複数の人工衛星に CCR が搭載され，地上から

5) 河野功，杢野正明：ETS-VII ランデブ・ドッキング実験，計測レーザ測距が行われ，衛星の軌道決定に使用されている．CCRと制御，38-11，673/676（1999）

はこのように距離計測として使用される他，自動車や自転車の後

6) Pugh, Stuart: Total Design: Integrated Methods for Successful Product

部反射体や，交通標識、歩行者の安全を守るための保安シール等

Engineering, Addison-Wesley Pub. (1991)にも利用されている，本稿では，光源－CCR－受光部に離角があ〔著者紹介〕

る場合に，CCR形状を工夫することで受光部の光量を増加させ
杢野 正明（正会員）

ることを説明したが，たとえば，自転車の運転者による標識の認識について考えると，自転車のヘッドライト，標識，人の目には

1990 年大阪大学大学院工学研究科修士課程修了，必ず離角があり，本手法を標識に適用することで視認性を向上で同年宇宙開発事業団（現宇宙航空研究開発機構）きる可能性がある．

入社，技術試験衛星Ⅶ型の開発等に従事，現在地
球環境変動観測ミッション(GCOM)プロジェクト

６．まとめ

チーム サブマネージャ．1999，2006 年本会技術賞．

宇宙航空研究開発機構は，1997年 11 月に技術試験衛星Ⅶ型を打上げ，無人宇宙機による自動ランデブドッキング実験に成功し河野 功（正会員）

た．ドッキングフェーズ用の航法センサとして開発した近傍セン

1986 年東京大学大学院工学系研究科修士課程（航サは，CCD カメラと照明光源である LED アレイの光軸が異なる空学）修了，同年宇宙開発事業団（現宇宙航空研ことから，特にドッキング近傍域で LED の観測角が大きくなり，究開発機構）入社，技術試験衛星Ⅶ型の開発等に

CCR の有する再帰反射性のために相対位置姿勢計測に十分な反従事，現在研究開発本部誘導制御グループ．1999

射光量が得られないという問題があった．これに対し，近傍セン

年本会技術賞・友田賞．2009 年日本航空宇宙学会

サマーカの一部の近距離用マークの CCR 反射面を僅かに傾ける

技術賞．

ことで解決し，ETS-VII の自動ランデブドッキングの成功に大き狼 嘉彰（正会員）く寄与することができた．CCRが反射体として使用され，かつ光源と受光部の光軸が同一でない場合，同じ手法を適用すれば反慶應義塾大学システムデザイン・マネジメント研

射光量を増大させることが可能であり，産業への応用も期待され究科委員長・教授．1968 年東京工業大学大学院博る．

士課程終了（工博）．科学技術庁航空宇宙技術研究所，東京工業大学機械宇宙学科，慶応義塾大学謝辞

システムデザイン工学科教授を経て現職．この間，本論文執筆にあたり貴重なご助言およびデータを提供頂きま

米国 UCLA 客員研究員，宇宙開発事業団研究総監

した慶応義塾大学大学院システムデザイン・マネジメント研究科を兼任．専門は宇宙システムのダイナミクスと制

浦郷正隆准教授，および川崎重工業株式会社航空宇宙カンパニー

御，日本機械学会フェロー，日本航空宇宙学会，久保田伸幸氏に感謝致します．

IEEE などの会員．

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