近年、宇宙機を用いた宇宙空間の探査活動は増加傾向にあり、種類も多種多様化している。将来、その活動をさらに活発にするためには、使いやすく、安全で、低コストの大気圏突入システムが必要になると考えられる。そこで、本研究では、JAXAを中心に新しい大気突入システムとして注目されている柔軟構造を用いたエアロシェルの構造強度に焦点を当てている。本論文では、柔軟エアロシェルの構造強度測定試験結果と自研究室で開発している非線形有限要素法による数値構造解析の結果に加えて、具体的に従来の座屈判定方法とは異なる剛性マトリクスの固有値に基づいて座屈判定を行なった場合、試験結果とよく一致した解が得られたことについて詳細に述べる。

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Effects of surface modifications of a cable-network antenna on reduction of grating lobe level are investigated. Some systematic or random modifications of the node positions of the cable-network antenna are introduced and the reductions of grating lobe level are investigated through numerical simulations. The results show that the grating lobe levels are reduced by these surface modifications and the appropriate systematic modifications achieve the reduction of grating lobe level and the improvement of antenna gain, simultaneously..

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Today, there are many satellites which are not in operation in orbit. Failure causes of these satellites are various, and we do not understand about them well enough. Therefore, in situ inspection of the failure cause of the satellite is very important for the future satellite development. A satellite which explores failure satellites and removes them from orbit has been proposed. The method of docking with failure satellite is simple: Firing a metal anchor to satellite structure and docking with this satellite structure. However, the impact of lodging an anchor may cause other failure of the satellite. So, in this research, we conducted experiment and the impact was evaluated through SRS analysis.

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Composite material has been used in aircraft structure since decades ago. The main disadvantage of this material is weakness of its lamination strength. Damage, for example delamination causes stiffness degradation of structure. There are many traditional non-destructive inspection ways to inspect such damages i.e. eddy current inspection, magnetic particle inspection as well as X-Ray etc. However, those ways are not only costly but also requiring much time. Thus, cheaper and more convenient inspection method is needed. This paper presents an identification of CFRP's damage using MFC Sensor. Damage is identified by measuring the transmission of pulse wave. The experiments are performed on two CFRP plates which are undamaged or damaged plate. The latter has artificial delamination by inserting a thin Teflon into CFRP plate during its manufacture. The experiment's results show that there is a degradation of natural frequency's transmission in damaged CFRP plate comparing to undamaged one when we perform the experiment using low frequency pulse wave.

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In order to perform planetary exploration experiments utilizing the commercial systems which would realize short term and low cost development, we designed and developed a small simulated satellite called CANSAT, as well as assessed its usefulness. This CANSAT, as commercial product, has Smart Phone (SP) for bus system for wide area survey and tiny Quad Rotor (QR) for narrow area exploration. We also aim to show versatility of SP by publishing and sharing APPs we developed. This paper describes the system, developing and experiments of our CANSAT and show the result of experiments of ARLISS.

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This paper experimentally evaluates the shape-control performance of the prototype of smart reconfigurable reflectors, and proposes an updated design that will ameliorate the problems identified in the experiments. The prototype is a preliminary model of a secondary mirror for future radio astronomy satellites. The prototype can control the shape of a 300mm-diameter CFRP mirror, using six piezoelectric actuators integrated with displacement-magnification mechanisms.

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In usual, when using tensioned members such as cables to stiffen structures, the elastic stiffness of tensioned members plays an important role, and tension force in tensioned members can also affect the stiffness of whole structures. In this paper, authors propose a new concept that the elastic stiffness of tensioned members can be ignored and then the tension force mainly contribute to stiffening structures. In this kind of stiffening method, tensioned members is in a mechanism state, such as curved shapes of cables. Authors firstly use a column with cables to deduce a so-called stiffness of pseudo-spring, and the buckling control formula in 2D space. Nonlinear FEM method is used to prove the validity of this control buckling formula and the 1^<st> order buckling modes of column are obtained. Finally, stiffening effect of curved cables in arch structure is investigated.

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This paper proposes an innovative concept of deployable membrane structure for small satellites.

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小型衛星用ソリッドアンテナの展開再現性の向上に向けて,自由度拘束が明快な,運動学的カップリングを用いた高精度展開ヒンジ・ラッチ機構の開発が行われている.運動学的カップリングを備えた物体同士は,少なからず理想的な嵌合状態から外れて嵌合を始める.このため,押付荷重を印加し,先行する接触点で滑らせ,物体同士を相対的に可動させる必要がある.本報では,物体を剛体と仮定した釣り合い式を導出し,接触点の滑り・離間に関する理論的考察を行う.

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「皺」は物性の劣化を招き,美観を損なうものとして消極的に捉えられ,皺を避ける研究は多くみられるものの,客観的に皺そのものを考察した研究はほとんどない.しかし,力学的な観点から見ると,一度丸めて広げた紙の方が平な紙よりも面外剛性が高いように,皺が生じることにより材料が塑性化しているにも関わらず,面外剛性が上がることは経験的に知られている.本研究では,軽量で剛性が高く,意匠的に優れた部材の作成を目指し,皺の生成により面外剛性・耐力が上がる理由について定量的に考察する.また,薄板の座屈によって簡易な皺モデルを生成し,その力学特性を定量的に把握することを目指す.

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光学的手法(格子投影法を用いた三次元計測)を用いて昆虫の羽化過程や羽化前後の羽の構造、花の開花過程、コウモリの羽の収納構造などの三次元形状を測定する。

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著者らは,10mを超える宇宙構造物を100um以下の精度で計測する手法の開発を進めている.本講演では,提案している手法を用いた計測実験において,計測精度を向上させるために実施した計測治具ならびに設置法の高精度化について解説し,計測結果について報告する.

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This paper provides a new method for robust spacecraft attitude estimation in the presence of constant and but unknown measurement biases. The proposed method is developed based on the separate-bias or two-state Kalman filter which was first introduced by Friedland. The separate-bias Kalman filter consists of two stages: the nrst stage, the "bias-free" filter, is based on the assumption that the bias is nonexistent; the second stage, the "bias" filter, produces an estimate of the bias vector. The output of the first filter is then corrected with the output of the second filter. In this research, the authors propose an adaptive calculation of the Kalman gain inside the "bias" filter in order to improve the convergence speed, robustness when the estimator works with larger initial errors. Moreover, the research also provides analysis and comparison between proposed method with original separate-bias filter, unscented Kalman filter and extended Kalman filter based on the results of several numerical simulation scenarios about spacecraft attitude estimation.

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In recent years, the demand of the on-orbit inspection has been rising because of the increasing in size of spacecrafts which require deployment of themselves on-orbit, dramatic increase in the number of space debris and so on. In this paper, an on-orbit inspection system of a separable inspection device (a deputy satellite) controlled with Coulomb force is presented. Coulomb force can be controlled with some charge control devices mounted on the main satellite. A sequential guidance, navigation and control method is proposed for the deputy satellite to be guided to a specified position and kept the direction of the inspection device to point toward the main satellite. Control of all degree-of-freedom of movement can be achieved with only the main satellite utilizing electrostatic induction on the deputy satellite. The feasibility of proposed method is evaluated with a numerical simulation in terms of position control accuracy, attitude one and electricity consumption.

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Influences of jitter caused by disturbance sources located inside of a spacecraft on its mission feasibility tend to be an important issue. Solar Array Drive Mechanisms (SADMs) are typical disturbance sources, and the micro-vibration caused by them is estimated from test results using hardware without Solar Array Panets (SAPs). This study validates traditional assumption that the SAPs are not needed to estimate response of micro-vibration in the middle frequency range.

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著者らは次期赤外線天文衛星SPICAの構造について概念検討を行っている。その中で大型円筒シェル構造の機械振動による座屈について実験的検証を行った結果を報告する。(1)円筒シェルの正弦波振動試験でその荷重が座屈荷重より大きくても座屈により崩壊しない。ただし、変形が塑性域に入っていないことが条件である。(2)ランダム振動試験、音響試験では、その荷重が座屈荷重より大きくても正弦波試験以上に座屈は問題とならない。(3)r/t>1500以上の円筒シェルではハンドリングの際、静荷重で座屈させる可能性が大きいので使うべきでない。

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近年、宇宙機を用いた宇宙空間の探査活動は増加傾向にあり、種類も多種多様化している。将来、その活動をさらに活発にするためには、使いやすく、安全で、低コストの大気圏突入システムが必要になると考えられる。そこで、本研究では、JAXAを中心に新しい大気突入システムとして注目されている柔軟構造を用いたエアロシェルの構造強度に焦点を当てている。本論文では、柔軟エアロシェルの構造強度測定試験結果と自研究室で開発している非線形有限要素法による数値構造解析の結果に加えて、具体的に従来の座屈判定方法とは異なる剛性マトリクスの固有値に基づいて座屈判定を行なった場合、試験結果とよく一致した解が得られたことについて詳細に述べる。

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The purpose of this study is to propose an optimized design methodology to construct a ultra-light-weight cable mesh antenna reflector structure whose aperture is required to be more than 30 m for the future mobile satellites communication system, it is required to reduce the areal density(mass/area) to be less than 0.2 kg/m^2. The surface error of less than 2 mmRMS is required for the future mobile communication satellite system using the S-band frequency (2-4 GHz). Therefore, the antenna reflector is required to be both light weight and high surface accuracy. We proposed a design methodology that is considered as a whole antenna renector structure. In this paper, we optimized supporting structure of our proposed antenna structure and confirmed that structural stability of cable network affects reduction of the weight of the supporting structure. We also conducted topological optimization including interface member and modified the weight of cable connect point. We achieved the cable mesh antenna renector that areal density is less than 0.2kg/m^2 by the proposed design methodology.

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The purpose of this study is to derive the formulation for buckling analysis of mechanical linkages. Flexible multibody structures are constructed by structural elements (such as beams and cables) and mechanical linkages. Numerical analysis for flexible multibody structures is required to solve geometric non-linearity in large displacements and/or rotations caused by a deployment motion. For this purpose, a flexible multibody dynamics formula based on the corotational formulated finite element method and the direct coordinate partitioning (DCP) has been proposed. However, buckling analysis for flexible multibody structures has not been accomplished because the DCP's geometric stiffness has not been defined. In this paper, we formulate the DCP's geometric stiffness and show the numerical examination of joint buckling. The buckling load calculated by numerical examination shows good agreement with theoretical one.

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近年,宇宙機において大きな構造を実現するために,非常に柔らかい材料を用いた展開機構を用いることが盛んに行われている.一方,姿勢変動時などに柔軟性に起因した変形や振動が宇宙機に発生し,運用の妨げになることがある.そのような問題を解決するためにも,アクチュエータの適切な配置と変形および振動の制御方法は非常に重要である.本研究では柔軟な導線で構成された構造物に対し,導線を流れる電流によって発生する電磁力を用いた制御方法の構築を目指して,基礎的な検討結果を示す.

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近年,衛星ミッションの高度化に伴い,宇宙構造システムは高精度・高機能なものが求められてきている.中でも高解像度観測・大容量通信は,高精度大型アンテナが必要となる.大型アンテナは,張力安定化構造である弦や膜などから構成されている.そのため,大型アンテナの高精度化には,弦や膜の振動制御が必要不可欠となる.しかし,制御に必要な外部センサは,宇宙空間において取り付ける手段がない.そこで本研究では,圧電素子を用いたスマート動吸振器を利用する.また,制御則として線形制御則であるLQR制御,非線形制御則であるスライディングモード制御を導入し,これらの制御則の制振性能比較を行った.

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今後の宇宙開発の拠点として月が注目を集めているが,月面上を覆うルナダストと呼ばれる微小な砂塵は月面探査機器のベアリングなどの摩耗を引き起こす.この間題に対し,ブラシ型シールなどの機械的シールが高い防塵性能を示すことが報告されている.しかし機械的シールは寿命面で課題が残るため,その補助を目的として静電力にてルナダストの隙間への侵入を防止する機構を開発した.本機構は可動部がなく単純構造,非接触,低消費電力,メンテナンスフリーという特徴を有する.先行研究では隙間両側の電極に交流電圧を印加することで85wt%のルナダストの侵入を防止した.本研究では実用化を目指し,片側の電極のみに電圧を印加する簡易な機構を開発した.さらに電極を立体的に配置することで広範囲に電界を形成し,防塵性の向上を図った.その結果,考案した立体電極基板は地上試験にて95wt%のルナダストの侵入を防止した.さらに月面での防塵性能をシミュレーションにて予測した結果,地上試験よりも高い防塵性能を発揮することが予測され,月面での有効性が示唆された.

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One of the most important issues in space structure designs is to reduce total weight of the structure. Structural size of a solar cell paddle for spacecraft becomes large corresponding to increasing electric power requirements for future advanced missions. Lightweight structures can be adopted for many space applications considering growing requirements of future missions. In the design of solar array paddles deployable structure has a large percentage of the total weight. In the deployment mechanism, using components with low rigidity and lightweight may reduce the total weight. Then we should consider influence of the deployment mechanism on structural characteristics. We performed structural analysis and experiment to clarify the dependence of the dimension and the configuration of deployment mechanism. As a result, we found that the influence on the vibration characteristics of the deployment mechanism like a hinge disposed between the panels against large structure is small and in particular the influence of the bending stiffness in the vertical direction of the panel surface is large. We found that it becomes possible to lightweight by obtaining optimum design parameters such as the Young's modulus and the cross-sectional area of deployment mechanism corresponding to the scale of structure.

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近年、質量、スペースの制約が厳しい人工衛星において展開物を利用したミッションが増加している。これらの宇宙展聞物は人工衛星での厳しい制約の中で大きな構造を軌道上で達成可能であるが、打ち上げ後に軌道上でこれらの構造を展開する必要がある。本研究ではこれらの展開構造物の展開に電磁力を用いる手法について検討した。本発表ではマルチボディーダイナミクスを用いてシミュレーションを行った検討結果を示す。

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本論文は,新しい展開型構造を提案し,その展開挙動を理論的に明らかにするものである。本論文で提案する展開型構造は,正方形型のパネルをある特定の規則で連結し,シザーズ機構のように連動させて収納・展開を行なうものである。これまでの研究では,考案した展開型構造を,特にエネルギ問題の観点から,太陽発電衛星の輸送・建設問題に応用することを提案してきたが,本論文では,太陽発電衛星に限らず,人工衛星の太陽電池パネルの大型化や展開ラジエータなどへの応用可能性を模索することを目的として宇宙工学での提案発表を行なう。

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本論文では、伸縮膜を用いた新しい展開構造としてDCMS(Deployable Closed-Membrane StruGture)を紹介する。DCMSは4つの棒材と4つの自由継手によって構成された四角形のフレームの中に伸縮性の膜材を張ることで構成される膜パネルを構成要素とし、これらを棒材、自由継手を共有することで連結して構成させる構造体である。DCMSは膜材の張力が構造体内部で自己釣合い系を形成することで安定し、同時に弾性変形能と展開メカニズムを有する。また、DCMSの基本ユニットの一つである4つの膜パネルから構成される4膜ユニットが空間充填可能であることを示し、これにより4膜ユニットの連結による様々な形状のモジュールが形成可能であることを示し、その例として線状モジュール、および面状モジュールを紹介する。最後にDCMSの適用例としてプロトタイプユニットを用いたパビリオン用のテント型モジュールを紹介し、その折り畳みプロセスを示すことでモジュールに対して展開メカニズムが保存され、効率的な展開構造物が構成可能であることを示す。

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The restoring moment of a cylindrical boom is examined numerically and theoretically to evaluate the deployability of a boom-membrane structure for small satellites. The results of the finite element analyses show that the restoring moment becomes large when the boom radius decreases and when the center hub radius increases. The dominant parameter of the restoring moment is determined by the theoretical analyses, which is the ratio between the boom radius and the center hub radius. As the results of the theory are in agreement with the results of the finite element analyses, the theoretical analyses are verified.

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平成25年度H-IIAによるALOS-2小型相乗り副衛星の一つとして,日本大学が提案している超小型衛星SPROUTが選定された.SPROUTでは,ソーラーセイルや大型太陽発電パネル等,将来の大型宇宙構造物の実現に向けて,インフレータブルチューブと膜面から成る複合膜面構造物の展開実証や膜面構造物による軌道降下率変化の予測等を行う.また,アマチュア衛星として,カメラ撮影やデジピータ利用等をアマチュア無線家に開放する予定である.本報告ではSPROUTの衛星・分離システム,複合膜面構造保持・展開システムの概要,開発状況について発表する.

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北海道工業大学では,CubeSatへ搭載するためのマルチスペクトルカメラを製作している.NIRバンドパスフィルタを取り付けたモノクロイメージセンサと,RGBマルチバンドフィルタを取り付けたRGBイメージセンサを使用し,計2台のイメージセンサで4バンドのマルチスペクトルカメラを構成している.データ処理装置(MDHU)は放射線試験を行わないこととし,軌道上での利用実績や放射線試験データのあるCPLDとPICマイコンを使用する.データ処理用PICには,制御用PICとFRAMによるシステムプログラムのペリファイを行うことで放射線対策とした.制御用PICが衛星バス部からコマンドを受信し,CPLDとデータ処理用PICで,撮影した画像をSDカードへ保存する.本稿では,システム仕様、製作したデータ処理基板について説明し,分光感度特性を評価した.

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ITF-1 "YUI" is the 1U size CubeSAT (100mm cube size satellite) developed by University of Tsukuba as the first challenge. It will be launched as a piggyback satellite of GPM mission (planned in early 2014). Even small satellites require self-controlling ability and fail-safe concept in order to work properly in the outer space severe environment. Learning from failure reports of other CubeSATs, we include various idea to gain more robustness toward the successful mission achievement. In this paper, among many design efforts, the mutual computer watching architecture against the failure due to cosmic-lay irradiation, and the newly developed antenna system for secure communication are reported. In addition, the design method of YUI's battery box is also reported.

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「ARTSAT:衛星芸術プロジェクト」は、宇宙と地上を結ぶメディアとしての衛星を使った作品制作や、芸術作品としての宇宙機のデザインと打ち上げを通じて、芸術表現や宇宙利用の新たな可能性を探求するプロジェクトである。本稿では、世界初の芸術衛星INVADERの打ち上げを目前に迎えたARTSATプロジェクトの現在と未来を紹介する。

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This report deals with a derivation of heat conduction equation for plate bending analysis and an application of the thermal buckling problem of a thin plate. In the plate, temperature distribution of the direction perpendicular to the plate surface is assumed to be linear function. A finite element formulation of a thermal buckling problem of plate is also performed. As an application of our formulation, a thermal buckling problem of the plate subjected to local heating on the plate surface is analyzed. We can obtain buckling temperature from the finite element analysis. Also, under the transient analysis of temperature, we can estimate when the buckling occurs.

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An efficient scheme for steady-state thermal temperature prediction in vacuum tests is presented. First, heat balance equations of spacecraft thermal mathematical models are analytically solved without nonlinear radiation terms. Then, perturbation solutions with radiation terms are deduced. Observation equations based on both linear and nonlinear solutions are presented, which are applied for the least square estimations of steady-state thermal temperature prediction with transient temperature data. A simple experimental result shows the effectiveness of presented scheme.

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A three-dimensional shape measurement based on the Direct Linear Transformation (DLT) method was performed to clarify the modal characteristics of the measurement errors. A spherical mirror model whose surface shape was processed with high accuracy was measured. Comparing the measurement results with the ideal spherical surface features, the effects of the model characteristics of the measurement error was discussed.

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大型膜面構造物の3次元形状を計測するために,格子投影法を用いた3次元計測法の開発,より高精度に形状測定するための改良をおこなってきた.本論文では,開発を行ってきた格子投影法を用いた3次元計測法により,ハニカムパネル表面の形状測定をおこなったので,その結果について報告する.

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