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偏光 X 線観測衛星 燕

偏光 X 線観測衛星 燕. 燕. 東京工業大学. 機械宇宙システム専攻松永研究室 今井勝俊，宮本径，矢部秀幸，飯沼大，船木勇佑 臼田武史，藤原謙，桝本晋嗣 基礎物理学専攻河合研究室 斉藤孝男，有元誠. １．ミッション背景. ガンマ線バースト. 宇宙創生（ビッグバン）以来最大の爆発現象 宇宙初期の現象 超新星爆発と関係がある. 残光観測によって. “宇宙の一番星” 初期宇宙を調べるための唯一の天体. 提供　理研　宇宙放射線研究室. １．ミッション背景. 観測上の難点 非常に短い（～数 10 秒）.

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偏光 X 線観測衛星 燕

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Presentation Transcript

  1. 偏光X線観測衛星燕 燕 東京工業大学 機械宇宙システム専攻松永研究室 今井勝俊，宮本径，矢部秀幸，飯沼大，船木勇佑 臼田武史，藤原謙，桝本晋嗣 基礎物理学専攻河合研究室 斉藤孝男，有元誠

  2. １．ミッション背景 ガンマ線バースト • 宇宙創生（ビッグバン）以来最大の爆発現象 • 宇宙初期の現象 • 超新星爆発と関係がある 残光観測によって “宇宙の一番星” 初期宇宙を調べるための唯一の天体 提供　理研　宇宙放射線研究室

  3. １．ミッション背景 観測上の難点 • 非常に短い（～数10秒） バースト本体の起源については未だに良く分かっていない 明るさ 出来るだけ迅速（10秒以内）に観測したいさらにその偏光を見たい 数10秒 http://heasarc.gsfc.nasa.gov/ 提供　理研　宇宙放射線研究室

  4. http://heasarc.gsfc.nasa.gov/ １．ミッション背景 ブラックホール（BH） Einsteinの一般相対性理論が予測する天体X線はそのすぐ近くから出ている 現在では撮像できないようなBH近傍を観測できる

  5. ２．ミッション概要 • 20kg、30×30×20cmの超小型衛星 • バーストを検出後、高速姿勢制御デバイスを用い、迅速に（~10秒）姿勢を変更し、偏光観測を行う 1. バースト発生 4. 検出後、10秒以内に観測開始 2. 発生検出・方向計算 3. 高速姿勢変更

  6. ３．ミッション意義 偏光とは？ 振動方向 無偏光 偏光 偏光X線の出る仕組み シンクロトロン放射 磁場 e- 散乱による偏光

  7. http://heasarc.gsfc.nasa.gov/ ３．ミッション意義 • 高エネルギー放射の起源や磁場構造（ガンマ線バースト、活動銀河、超新星残骸） • パルサーの放射機構 • ブラックホール近傍の構造 　　　ほぼ全ての高エネルギー現象に関係 これらの謎が、偏光観測によってさらに解明できると期待される

  8. ３．ミッション意義 しかし、観測例は殆ど無し　（硬X線では皆無） • 感度の良い検出器が出来なかった • 観測手法が確立していなかった ようやくアイディアや技術が蓄積2007~8年には気球による観測実証　（河合研ほか）　　しかし衛星の将来計画は10年以上先… 小型衛星のメリットである早期開発により最先端物理学の発展に貢献できる

  9. ４．ミッション内容 • 散乱型硬X線偏光検出器 • ガンマ線バースト位置検出器 2つの検出器を用いて、突発天体を含めた偏光X線の観測を行う

  10. 硬X線偏光検出器 • 硬X線領域における偏光観測　　コンプトン散乱の異方性を利用する Ｘ線 偏光方向と垂直方向に散乱されやすい 散乱体 散乱X線の空間分布から偏光方向が分かる！

  11. カウント数 偏光なしの場合 偏光ありの場合 カウント数 散乱体 吸収体 各散乱体＋APD 各散乱体＋APD 　１　　２　　３　　４　　５　　６　　７　　８　 　１　　２　　３　　４　　５　　６　　７　　８　 偏光検出器の概要 プラスチック　　　シンチレータ • 中央の散乱体（　　　　　　　）　＋周囲の8個の吸収体（CsI） • 光電子増倍管、APDを用いた読み出し • 同時計数でバックグラウンドノイズを除去 • 特殊な形状を用いることで自己吸収をおさえ、重量を軽くする

  12. バースト位置検出器 • 吸収体（CsI）とAPDからなる • 衛星の各面に配置 • 突発的なバーストを感知し、各信号値の重みから10°の精度でその方向を決定する 過去に実証済みの確実な技術（CGRO衛星BATSE検出器）

  13. 観測候補天体 　ガンマ線バースト　非常に明るいが、短い　（～数10秒）　観測できるのは年間10個程度と予測 平時は定常天体を観測 ブラックホール、X線パルサーなど バーストが起こると… バーストの発生方向に10秒以内に高速姿勢変更し、観測を行う

  14. 理学センサーの要求 重量　　　　　　　　　　　　　～6kg 消費電力　　　　　　　　　　～6W データ量 　　　　　　　　　～2Mbyte/day 大きさ　　　　　　　　　　　　約30×20×10cm さらに、 ミッション期間　1年　 反太陽指向制御 偏光計回転（バースト時3rpm、定常観測時1rpm） 高速な姿勢変更(~10秒) 最重要

  15. 高速姿勢制御 • 要求 • 90度(Rest-to-Rest)の姿勢変更を10秒以内 実現可能な最も理想的なプロファイル ミッション要求（機器サイズ及び重量）から推定される衛星重量 20kg 姿勢角 要求トルク 20 mNm (MEDデバイスの場合) 最大角運動量100 mNms 角速度

  16. 姿勢制御デバイスの検討 優先度：1.寿命 2.即応性 3.容積 4.重量 5.電力

  17. CMG(1) • コントロールモーメントジャイロ • 動作原理 ジャイロトルク 従来の典型値 ホイール重量：20～200kg回転数：6,000～9,000rpm トルク：20～500Nm

  18. 標準的な状態 特異点 CMG(2) • 三軸トルカとして 出力トルクは，4台のCMGの配置により複雑に変化する． 出力トルクの目安： 4つのCMGの配列を表す係数

  19. 従来法 1 回避動作 3 CMGのサイジング • 特異点 計算機の性能向上 特異点回避動作 特異点を回避し，性能を最大限利用した場合のホイールの設計 角運動量包絡域と特異点　黒河,1987 平均出力トルク

  20. CMGの搭載意義 超小型衛星のため，　姿勢変更が比較的容易 東京工業大学松永研究室　　による研究 CMG これまでにない高速な姿勢変更を実現 CMGの様々なミッション応用の可能性 特異点回避動作に関する 最先端の宇宙技術の早期実証

  21. 軌道選定 高度800km　軌道傾斜角98.6°

  22. ５．バス機器設計 • 姿勢制御・決定系 • C&DH系 • 通信系 • 電源系 • 構造系

  23. 姿勢制御・決定システム • 姿勢制御・決定系構成図 Satellite System Attitude Control Magnet Torqure CMG Attitude Determination Controller Magnetometer Sun Sensor Gyro

  24. 姿勢決定システム検討 • 要求 • 5度の姿勢決定精度 定常天体観測時 絶対角センサ バースト観測時 慣性センサ（ジャイロ） • 絶対角センサトレードオフ

  25. 制御系設計 • クォータニオンフィードバック • 基準姿勢付近で線形化 入力から出力への伝達関数 コントローラの伝達関数 根軌跡

  26. 特異点 特異点(M=0)付近では回避動作を大きく取る． CMG駆動則 • 特異点回避動作 • 4つのCMGを用いた構成． 　冗長自由度． ジンバルの操作 目標トルクを発生させるための操作 特異点を回避するための操作 ＋

  27. シミュレーション • ホイールの加速～観測開始まで 10秒 姿勢角(quaternion) 角速度

  28. C&DH系 • メモリ保存データ量　13.6 Mbyte/day • MPU SH3 SH7709A（133MHz） • A/D:23ch→Multiplexer使用 • RS-485 Input:36ch→　バス型接続(2本) • メモリ SDRAM 32MB • 16MBをミッションデータに割り当て

  29. 放射線対策 ミッション期間が１年 ⇒Total Dose(TD)対策 ≪ Single Event Effect（SEE）対策 • ソフトウエアでの対策 Watch Dog Timer Error Control Code • ハードウエアでの対策 冗長回路（×2）←SH3とメモリが対象 電流制限回路 RADPAD

  30. 通信系(1) • 周波数構成 • 機器構成

  31. 通信系(2) • 回線設計 -通信周波数帯 S-Band帯 -通信速度 コマンド及HK 9600bps ミッションデータ200kbps -地上局 東工大1局のみ

  32. 電源系　電力収支 DOD MAX 8.5% (GRB時)

  33. 電源系搭載機器 ・ 太陽電池セル 単結晶シリコン（効率15％， 発生電力37.4W） セル面積　0.228m2 ・ バッテリー リチウムイオン2次電池（電力量120.2Wh） 3.8V，1130mAh 2直列14並列 ・太陽電池セル発生電力制御方式 シーケンシャルシャント方式 ・バッテリバス電力制御 非安定化バス方式

  34. 構体系 衛星概観 20cm 30cm 30cm 展開前 展開後

  35. 衛星内部機器配置 全質量　約16kg

  36. 分離機構 H-IIAロケットからの分離 CUTE-Iで使用実績のある超小型衛星用分離機構　 （東工大 松永研究室 開発） CUTE-I 回路ボックス 分離機構

  37. 固有振動数解析 • 設計要求 • 機軸方向1次固有振動数：100Hz以上 • 機軸直角方向1次固有振動：50Hz以上 解析条件 　　　　把持部固定 有限要素モデル 固有振動数解析結果 1次モード振動解析結果

  38. 強度解析 設計要求 • 機軸方向：4.0G • 機軸直角方向：±1.8G 解析条件 　　　-X方向に4.0G，-Y，Z方向に1.8G 部材にかかる最大応力と降伏安全余裕 応力分布図

  39. 熱解析 ・高温最悪の場合；　　初期温度25℃で放出直後から,日照状態 ・低温最悪の場合；　　初期温度25℃で放出直後から,日食状態 ヒーター駆動

  40. ６．運用シーケンス 初期運用 定常運用 バースト時運用 通信リンク確立 バス機器動作確認 パドル展開 姿勢決定 反太陽方向姿勢変更 観測機器キャリブレーション スピン開始 観測データ取得 検出器より方向データ取得 制御方向計算 姿勢変更（CMG) スピン開始 観測開始　データ保存 観測終了　姿勢復元 RBM検知 全観測器停止 観測器始動 定常観測停止 検出器動作継続 姿勢変更(CMG) 通信機作動 通信終了　姿勢復元 SAA通過時運用 通信時運用

  41. ７．実現方法 • 費用見積 • ミッション \5,000,000 • 姿勢決定・制御 \3,500,000 • C&DH \2,000,000 • 通信 \5,000,000 • 電源 \5,000,000 • 構造 \3,000,000 • 試験費 \5,000,000 • 製作範囲 • 学生主導開発　極力自作 • 民生品の利用による低コスト化 約\30,000,000

  42. 開発スケジュール 2004年 　　　　　 2005年 　　　　　　2006年 6月 10月 打ち上げ PDR CDR 概念設計　　　基本設計　　　　　詳細設計　　　　維持設計 BBM EM 設計 製作 EM 各種試験 改良 FM 設計 製作 FM 各種試験 改良

  43. ８．まとめ 偏光Ｘ線観測衛星「燕」の設計 • ガンマ線バーストの偏光を迅速に観測する CMG 　偏光観測　 理学 工学 ＋ 世界初 宇宙の起源に迫る！

  44. END 東京工業大学

  45. X線検出器 • 高電圧電源内蔵型光電子増倍管　非常に低ノイズ、不感時間を短縮 • 次世代光検出器APD　軽量、小型、省電力　さらに頑丈 2.5cm 19cm 1cm 衛星向き

  46. 80 mm 20 mm 50 mm RWとの比較 • リアクションホイール 平均出力トルク 20mNm 最大角運動量 100mNms

  47. スラスタとの比較 • コールドガススラスタ 推力200mN,　流量0.1g/sec,　重量200g 2つのスラスタを20cm離して配置　40mNm コールドガスの体積(20回噴射) 17.5cm立方となり現実的ではない． 噴射回数6回のとき，10cm立方

  48. 搭載センサ • 太陽センサ Aero Astro社製　Medium Sun Sensor • 磁気センサ Honeywell社製　HMR3000 • ジャイロ O-NAVI社製　GYROCUBE

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