編隊衛星による宇宙プラズマ「その場」完全観測の実施に向けてー SCOPE 衛星システム検討ー

編隊衛星による宇宙プラズマ「その場」完全観測の実施に向けて ーSCOPE衛星システム検討ー津田雄一，前澤洌(ISAS/JAXA)，藤本正樹(東工大)，小嶋浩嗣(京大)，斎藤義文，篠原育(ISAS/JAXA) 2004.1.9 第4回宇宙科学シンポジウム

SCOPE 軌道：赤道面　　近地点3Re 　　遠地点　30Re 親・子４の5機編隊 Scale COupling in Plasma universE 5機の衛星を長楕円軌道へ・軌道3000km×30Re・M-Vで同時打ち上げ・スピン衛星フォーメーションフライト(編隊飛行)を行う・衛星間測距・衛星間時刻同期・衛星間通信衝撃波域渦構造大容量高速度の観測データ・オンボードデータセレクション・大容量データレコーダ・親機経由での子機運用 3000km ジェット生成領域 300km

Z Y 近子機 40 遠子機3 300 40 遠子機2 遠子機1 1400 1654 親機 200 φ960 1851 φ2200 衛星諸元

分離，編隊確立シーケンス 遠子1 遠子2 近子遠子3 親機近子遠子3 遠子2 遠子1 親機スロースピンしながら子機を逐次分離分離後各衛星は自力で所定の軌道へ移行，移行後観測用アンテナ等を展開・子機分離前はスピン軸が慣性モーメント最小軸となるため，3軸姿勢安定とする．・分離･編隊確立シーケンスにおける子機へのコマンド送信およびテレメトリ取得は親機経由で行う．子機を分離するまでは3軸姿勢安定

フォーメーションフライトの形態 • ・各衛星はケプラー運動 • - 特定の位置で所望の隊形を形成するor- 特定の領域で観測性指標が一定値以上になるように隊形を形成 • 観測性指標の一例： J=tr[(∑rijTrij)-1] • ・相対軌道決定のしやすさも考慮 • → 観測に適した隊形の候補を案出中．直交隊形（各軸を完全に分離できる）正四面体隊形（等方的な観測対象に対して観測性が最大になる）一直線隊形（注目する軸に沿って詳細に観測)

運用フェーズと相対距離 5000km 100km 100km S-band 1km 1km 測距測距 S-band 測距 X-band 測距測距 X-band S-band Phase-1 Phase-2 ・全子機と親機との間で測距を行う・子機との通信は全て親機経由・親子間距離は1～100km ・近子機と親機との間のみ測距を行う・近子機との通信は親機経由，その他は直接リンク・親機と遠子機間の距離は100～5000km

通信周波数とビットレート S-band160kbps測距，TLM S-band400kbps測距,TLM,CMD/HK X-band測距，CMD/HK X-band4Mbpsテレメ 160kbps 160kbps 4Mbps 400kbps

軌道決定・時刻同期精度 相対測距精度要求 ●要求条件・リアルタイム（オンボード）で，右記の相対測距精度・時刻同期精度を実現すること．・オフラインで，右記の相対軌道決定精度を実現すること．・編隊の絶対位置・姿勢決定精度は通常の軌道決定精度程度．搭載用レンジング装置仕様 ●実現方法・地上からの軌道決定精度は，数km，数cm/s程度．・搭載型のレンジング装置を開発し，親子間の距離の履歴を計測する．（S-band，精度～1m) ・usec精度の時刻同期システムを開発する．・相対軌道決定はオフラインフィルタでバッチ推定．

搭載用レンジング装置系統図 ・PN符号測距・測距可能距離 <1000km ・精度分散1m，バイアス～3m ・重量～２ｋｇ

親衛星機能系統図 ミッション系姿勢軌道制御系 ×8 ×4 FESA FISA MIMS HEP-e HEP-i RW IMSA MESA ACM MGF ELU AOCU WDE DRV MGF 電源系 DHU HCE DR TCIU W-ANT データ処理系 STT SAS Z-ANT X-MGA (ELU) X-DIP HCE Ｘ-LGA X-SW X-SW X-PA X-PA XHYB XMOD IRU 通信系 S-MGA S-SW S-DIP STRP C－IF S-LGA 衛星間通信系 CAL RME 分離機構 X-TR-B 測距系カッター X-HYB S-HYB X-TR-A X-DIP SRD ND PCU BAT SA SHNT

子衛星（遠距離）機能系統図 STT SAS MGF ミッション系バス系 W-ANT DHU (AOCU) (DR) ELU PCU BAT SA S-MGA HCE S-TRP S-SW S-DIP S-LGA 対地上・衛星間共用通信系 S-HYB EISA EISA 分離機構 ND カッター

親機構造・タンク配置図 燃料タンク酸化剤タンク押しガス用タンク

子機タンク・機器配置図 燃料タンク

重量配分

SCOPE子衛星 SCOPE親衛星衛星のスケールとSCOPEの位置づけ Micro-Sat 100kg Nano-Sat 10kg Pico-Sat 1kg uLabSat SNAP-1 OPAL CubeSat 1000kg STENSAT Small-Sat 500kg ETS-VIII ASTRO-F HAYABUSA HITEN

今後の開発方針 ●新規開発項目・搭載型レンジング装置・usec精度の時刻同期システム → 年度内に仕様確定，次年度に試作開始 ●軽量化・子機を従来の衛星設計法で設計してはいけない！ → コンポーネントの統合化，簡略化子機は50kg級を目指す（マイナスマージンを解決するため）・コンポーネントの軽量化 → 民生品の宇宙転用（耐宇宙環境性能評価）マイクロドライブetc

投入シークエンス例 投入シークエンス例 Perige Up △Ｖ 150km→600km Direct Ascent (150km×14000km) 14000km apogee drift （J2 term） Perigee Up △Ｖ(600km→3Re) ＆ V-Elev. adjust △Ｖ(Parallel to Tail Box) Apogee Up△Ｖ 14000km→30Re 3Re 30Re

子衛星（近距離）機能系統図 S-HYB 分離機構 ND カッター STT SAS MGF W-ANT Z-ANT DHU (AOCU) (DR) ELU PCU BAT SA S-MGA HCE S-LGA S-SW S-DIP S-TRP

子機通信系系統図 ・S-band テレコマ＋トラポン，bit rate=40kbps ・対親機通信，対地上局通信共用・全ての子機が同一周波数，時分割で通信・アンテナは全方位をカバー

親機衛星間リンク用通信系系統図 ・対子機通信用・レンジング装置を装備・アンテナは全方位をカバー

親機地上局リンク用通信系系統図 ・X-band テレコマ＋トラポン・HK用回線 bit rate=40kbps ・ミッション用専用回線 bit rate=4Mbps(QPSK) ・HK用アンテナは全方位をカバー，ミッション用アンテナはスピン軸と垂直方向に指向性

親機機器配置図

子機外観・アンテナ配置図

Z Y 近子機 40 遠子機3 300 40 遠子機2 遠子機1 1400 1654 親機 200 φ960 1851 φ2200 M-V搭載図

・観測軌道：３×３０Re 遠地点が太陽反対方向にあるときに →遠地点がTail Boxに位置すること →遠地点速度方向が磁気中性面に平行（１５度以内が望ましい） Direct Ascent 赤道面鹿児島・内之浦からM5で打ち上げ Tail Box 31degree 24degree ８degree 黄道面７degree SCOPE軌道

編隊衛星による宇宙プラズマ「その場」完全観測の実施に向けてー SCOPE 衛星システム検討ー