ソーラーセイル
WG戦略開発研究
研究成果のハイライト 成果の社会的意義・価値 成果創出に至る取組・克服状況 ・外惑星領域での航行技術と探査技術を実証・獲得し，「より遠く，よ り自在に，より高度な」宇宙探査活動を実現する． ・大型膜構造技術は座屈管理した大型建造物に，高比推力イオンエ ンジンは先端デバイス産業の成膜・プラズマ反応炉技術に，薄膜太 陽電池は低価格電池の大量生産に，それぞれ貢献する． メーカを含めたシステム検討とともに，インハウスでの試作・ 実験をベースにした研究開発を行っている．IKAROSを含め 長期にわたり成果を蓄積し，提案中の計画に適切に反映し ている． 上記研究成果に関するエビデンス（査読付き論文、学会発表等） [1] 森治ほか：ソーラー電力セイルによる外惑星領域探査計画, 日本航空宇宙学会誌, Vol.63, No.4, pp.117-‐122, 2015.[2] T. Saiki, Y. Teramoto, G. Ono, J. Matsumoto, Y. Shirasawa, O. Mori and J. Kawaguchi, “Trajectory Design for Jovian Trojan Asteroid Sample Return Mission,” 30th InternaVonal Symposium on Space Technology and Science, 2015-‐d-‐56, Kobe, July 4-‐10, 2015.
[3] J. Matsumoto, Y. Oki, J. Aoki, H. Yano, Y. Shirasawa and O. Mori, “Development of Sampling Package for Trojan Asteroid ExploraVon
共通様式
ISAS事業 計画No, 研究代表者（所属） 費用（概算 でもOK） 川口 淳一郎 宇宙飛翔工学研究系 80,750千円 計画策定の精査，技術要素のさらなる向上を実現し， Phase-A1（所内準備チーム）に移行できる状況とした． ＜計画策定例＞ • 軌道設計・システム設計を見直し，往路飛行時間を18 年から11年に飛躍的に短縮することに成功した． • 日欧協働で子機の着陸および試料採取・分析のシーケ ンスを作成し，これを満足するシステム検討解を得た． ＜技術要素の研究例＞ • フルサイズセイルの試作により設計と製作工程を詳細 化した．展開機構と組み合わせ，実スケールでの収納・ 展開を実証した． • 小惑星の表面に存在するレゴリス層を1m掘削し，地下 サンプルを採取する掘削/サンプリング一体型デバイス を開発し実証試験に成功した． Ion Engine Thruster ソーラー電力セイル探査機（上）， 子機（下） フルサイズセイル（上）， 掘削/サンプリング一体型デバイス（下）2
平成27年度戦略的開発研究（工学）報告書
研究課題名
ソーラーセイル
WG戦略開発研究
研究代表者（所属）
川口淳一郎（ISAS宇宙飛翔工学研究系）
共同研究者（所属）
森治，加藤秀樹，佐伯孝尚，津田雄一，三桝裕也，尾川順子，松本純，白澤洋次，澤田弘崇，國中均，細田聡史，西山和孝，月崎竜童，奥 泉信克，名取通弘，冨木淳史，野々村拓，照井冬人，竹内央，市川勉，後藤健，横田力男，石田雄一，石澤淳一郎，島村宏之，田中孝治， 豊田裕之，川北史朗，嶋田貴信，山本高行，坂東信尚，川崎繁男，山田和彦，山田哲哉，藤田和央，岩田隆浩，岡田達明，矢野創，平井隆 之，松岡彩子，野村麗子，吉川真（JAXA），斉藤一哉，船瀬龍（東大），松永三郎，古谷寛，坂本啓，山浦弘（東工大），宮崎康行（日大），小 林信之（青学大），角田博明（東海大），萱場綾子（首都大），村中崇信（中京大），松浦周二（関学大），津村耕司（東北大），米徳大輔（金沢 大），郡司修一（山形大），三原建弘（理研），中村良介（AIST），癸生川陽子（横国大），青木順（大阪大），岡本千里（神戸大），吉田二美 （NAOJ），木下大輔（台湾國立中央大學），高木靖彦（愛知東邦大），北里宏平（会津大），Patryk Sofia Lykawka（近大）ほか活動区分
■
WG □RG □衛星運用
研究活動期間
平成 １３ 年度 から 平成 ２７ 年度（予定）
平成27年度 研究費
80,750 （千円） 平成28年度 研究費要求額
（千円）
平成27年度
研究成果
昨年度末に提案したミッションが次期中型計画に採用されることを目標に計画策定の精査，
技術要素のさらなる向上を積極的に行った．まず，軌道設計を見直すことで飛行時間の大
幅な短縮を実現し，目標天体を具体化した．この前提となるイオンエンジンスラスタの反太
陽側への搭載についても追加システム検討を行い，成立解を得た．また
DLRとの2nd
Joint Studyを実施
し，子機の検討を詳細化し，各種要求を満足した．同時に
日欧の
Joint Science Teamも立ち上げ
，トロヤ群サイエンスの精細化を行った．クルージングサ
イエンスも含めて
共通のサイエンス目標を掲げ
，
観測機器の候補を明らかにした
．さらに，
技術要素研究の完成度を勘案して，開発リスク軽減につながるようTRLを向上させた．
評価ポイント
メーカを含めたシステム検討とともに，
インハウスでの試作・実験をベースにした研究開発
を行った．
IKAROSを含め長期にわたり成果を蓄積し
，
提案中の計画に適切に反映
した．
往路飛行時間を
18年から11年に飛躍的に短縮
することに成功した．
日欧協働で子機の着
陸および試料採取・分析のシーケンスを作成
し，これを満足するシステム検討解を得た．
フ
ルサイズセイルの試作により設計と製作工程を詳細化
した．展開機構と組み合わせ，
実ス
ケールでの収納・展開を実証
中．小惑星の表面に存在するレゴリス層を1m掘削し，地下
サンプルを採取する
掘削
/サンプリング一体型デバイスを開発し実証試験に成功
した．
これらを踏まえ，
次年度から
Phase-A1（所内準備チーム）として活動
できる状況とした．
本研究の背景，目的，意義など
（背景）
(1) ソーラー電力セイルによる航行技術の実証
大型の惑星間輸送を担う主力推進機関は，早晩，原子力（原子炉）による電気推進エンジンを駆動する機関に
なるが，
中小型の宇宙機には原子力利用は重量的に非効率であり
，
太陽電池を動力源とする電気推進が採用
される
と予想される．
(2) 外惑星領域の探査技術の実証
始原天体探査では着陸探査をより充実させ，
宇宙風化を受けていないフレッシュな内部試料を採取
することが
科学的に求められる．
数
10km
以上の天体に着陸する場合には推薬消費量が増大する
ため，子機が着陸する
こと，
往復探査は長い年月を要する
ため，その場分析にて科学成果を引き出すことが必要となる．
(3) 深宇宙空間およびトロヤ群小惑星での科学観測
世界の小天体探査のターゲットは，地球近傍のS型/C型小惑星から，より遠方の始原性の高いD型/P型小惑星
等へ向かうと考えられ，特に，木星のトロヤ群小惑星は太陽系の残り少ないフロンティアとしても注目されてい
る．
欧米で検討されているトロヤ群小惑星探査ミッションでは
，
着陸・往復を含む直接探査実現の見通しが得ら
れていない
．
（目的）
(1) 外惑星領域の着陸・往復に必要なペイロードを輸送するため，
ソーラー電力セイル探査機を開発し
，
航行
技術を実証
する．
(2) (1)を前提に，
トロヤ群小惑星にランデブーして
，
子機を着陸させ
，
表面および内部試料を採取し
，
その場分
析を行う
（さらにオプションとしてサンプルリターンも行う），というミッションシーケンスを実現することで，必
須となる探査技術をまとめて実証する．
(3) (1), (2)を前提に，
深宇宙空間の巡航飛行環境を利用した科学観測およびトロヤ群小惑星での科学観測を
実施
する．
外惑星領域での航行技術と探査技術を実証・獲得し，
「より遠く
，
より自在に
，
より高度な」宇宙探査活動を実現
する．本計画は実験機という位置付けであり，これを踏まえた本番機で第一級の科学成果を狙う太陽系探査
本研究の目的
4
本研究の背景，目的，意義など
（意義）
(1) ソーラー電力セイルによる航行技術の実証
外惑星領域の航行では，電力確保が厳しくΔVも大きくなるため，太陽電池パネルと化学推進系の組み合わせ
では，小惑星帯以遠の小惑星に対して着陸・往復することはできない．
ソーラー電力セイルはこれを実現する現
状唯一の方法であり
，
土星圏までの天体に対し着陸・往復を可能
とする．ソーラー電力セイルは日本独自のア
イデアであり，はやぶさで実証したイオンエンジンを高比推力化，IKAROSで実証したソーラーセイルを大型化
して構成するため，日本の技術的優位性も活かされる．
(2) 外惑星領域の探査技術の実証
本計画で外惑星領域の探査に必須となる技術実証をまとめて行い，続く本番機で本格的なサイエンスミッション
を実現する．これははやぶさ・はやぶさ２と同様の考え方で，
実験機と本番機を組み合わせることでリスクを軽
減
する．これらにより
日本の小天体探査の国際的優位性を
，
はやぶさ２以降の
20～30年後にも維持・発展
させ
ることが可能となる．宇宙科学・探査ロードマップで謳われている戦略的中型計画の理念「世界第一級の成果
創出を目指し，各分野のフラッグシップ的なミッションを日本がリーダとして実施する」ともよく合致する．
(3) 深宇宙空間およびトロヤ群小惑星での科学観測
彗星核と小惑星帯の狭間にあるトロヤ群小惑星を直接探査することにより，
太陽系形成理論の最新仮説であ
る木星・土星といった巨大ガス惑星の惑星移動モデルを実証的に調べる
ミッションが可能となる．さらに，
深宇
宙空間での巡航飛行環境を利用した複数の宇宙科学観測は
，
いずれも往路の早い段階から第一級の科学成
果を創出
することができる．
本研究のゴール
ソーラー電力セイル探査機による外惑星領域探査の実証ミッションが中型計画として採用される．
本研究の目的
ソーラー電力セイル探査機
JUNO Rosetta Philae
•
スピン展開式（
0.1rpm
）大型ソーラーセイル（
IKAROS
の
10
～
15
倍の
2500m
2）のほぼ全面に薄膜太
陽電池を貼り付けることで超軽量（
1kW/kg
）大面積発電システムを構成し
，
外惑星領域で大電力
（
5kW@5.2AU
）を発電
する．これは，木星探査機
JUNOの太陽電池パネルの発電量
（
486W@5.2AU）の10倍以上である．仮にフレームのある薄膜太陽電池パネルを用いたとしても，ここ
まで大幅な軽量化・大面積化は達成できない．
•
本探査機は，この大電力を用いて
高比推力イオンエンジン（はやぶさの
2~3
倍の
7000
秒）を駆動
し，外
惑星領域で大きなΔ
Vを獲得可能である．JUNOの化学推進によるΔV（1800m/s）をはるか超える
Δ
Vを行うが，その高い比推力によって燃料質量は極めて小さい．これにより，トロヤ群小惑星という
未踏の領域に対し，大きな質量のペイロードを輸送できる．
•
太陽電池パネルと化学推進系の組み合わせでは，小惑星帯以遠の小惑星に対しては着陸を含む直
接探査は困難である．
彗星探査機
Rosetta
は約
3ton
で
100kg
の着陸機
Philae
をトロヤ群小惑星より
近傍の彗星へ輸送したが
，
ソーラー電力セイル探査機は約
1.3ton
で同じ
100kg
の子機をトロヤ群小惑
星に輸送
する（オプションとして往復も行う）．この差がソーラー電力セイルの優位性を示しており，ソー
6
ミッションシーケンス例
小惑星帯 (3AU)
木星 (5.2AU)
地球
(1AU)
Ⅰ
Ⅱ
＜スケジュール例＞
・2022年09月：打上げ
・2024年07月：地球スイングバイ
・2026年12月：木星スイングバイ
・2033年10月：トロヤ群小惑星到着
子機による着陸・試料採取・その場分析
親機によるサンプルリターン（オプション）
トロヤ群小惑星（5.2 AU）
太陽
※
軌道設計を見直し
，
小惑星到着までの期間を飛躍的に短縮した（
18
→
11
年）
．
Rosetta
がトロヤ群小惑星より近傍の彗星に到着するまでの期間と同等とした
．
※
クルージング観測は打上げ後すぐに開始し
，
木星スイングバイまでに
主な成果出しを行う
．
磁場観測を新たに追加し
，
統合サイエンスを立案
．
＜サイエンス＞
Ⅰ．クルージングフェーズ
・宇宙赤外線背景放射の掃天観測
・太陽系ダスト分布のその場計測
・ガンマ線バーストの偏光観測
・磁場観測
Ⅱ．ランデブーフェーズ
・トロヤ群小惑星の観測・試料分析
本計画で実証する新規技術
膜構造物の収納・展開・展張
大型化（
2500m
2），熱融着膜化，軽量化，シングルスピン方式
薄膜発電システム
大電力化（
5kW@5.2AU），CIGSの採用，反り防止
高比推力イオンエンジン
高比推力化（
7000秒），長寿命化（40000時間）
低温
2液推進機関
低温動作（
-‐40℃でも着火可）
航法誘導制御
・ドッキング
子機の着陸
・再結合
低推力推進系による軌道操作
光子推進と電気推進のハイブリッド航行
USO・ΔVLBI軌道決定・航法
遠距離高精度軌道決定技術
サンプル採取
表面＆内部試料採取・その場分析
，親機への引き渡し
姿勢制御デバイス
機能向上（スピン制御追加），耐宇宙環境性向上，長寿命化
超高速リエントリー
高速化（再突入速度：
13~15km/s
，
Vinf
：
10km/s
），軽量化
その他，外惑星領域探査に対応するため熱制御系や通信系も大幅な改良が必要．
8
ミッションの主な特徴
①
世界初
の光子推進と電気推進のハイブリッド推進
②
世界最高
性能のイオンエンジン
③
世界初
の小惑星帯以遠での宇宙赤外線背景放射の観測
④
世界初
のトロヤ群小惑星の観測
⑤
世界初
のトロヤ群小惑星の試料分析
⑥
世界初
の外惑星領域往復
⑦
世界最高
速度の地球帰還カプセル
戦略的中型計画の理念ともよく合致する．
「世界第一級の成果創出を目指し
，
各分野のフラッグ
シップ的なミッションを日本がリーダとして実施する」
太陽系天体毎の国際動向
ソーラー電力セイルが木星圏（トロヤ群小惑星）や土星圏（エンケラドス）の
直接探査を可能にする現状唯一の解と考えられる．
■J （エンケラ ドス）U = 米国; R = ロシア・旧ソ連; J = 日本; E = ESA; C = 中国; I = インド; G = ドイツ
■U：ARM ●U ■C 有人 往復 ■U ●E （タイタ ン） ●U ■J ●J, U ■E/G ●E/G （CG彗 星） ●U ■E, J ●R ■U ● U, R, C ■ I, J 着陸 ▲U： New Horizons 冥王星、 ＥＫＢＯ ■U ●U 天王 星 ●U 海王 星 ■J ●U ■E/J ：JUICE ■U （エウロ パ） ● U ■J 木星 圏 ●U ■U （彗星核 表面） ● E ● J, U, E, R 彗星 ● R, U, E ▲J：あか つき ● R, U 金星 ● U, R ■U, C, I, J ● U, R, J, E, C, I ● U, R, J 月 ●J：はやぶさ ▲J：はやぶさ ２ ■U, E ■U, E, R サンプル リターン ●U ●J, U, R ● U, R, E, I ■C, J ●U ■E/J： BepiCol ombo 周回・ラ ンデブー ● U ● U, E, C ▲J：プロキオ ン ● U, R ● U フライバ イ 土星 圏 小惑星 (外惑星領域 除く) 火星 圏 水星▲運用中
●実績
■開発・
検討中
（トロヤ群 小惑星） ＊ 今後2 0 年 の最先端＝橙色 ＊ 2 0 1 5 年時点 の最先端＝黄色 （トロヤ群 小惑星） ソーラー電力セイル10
長期計画の中での戦略的な位置付け
探査機
打上げ
航行技術
探査技術
科学観測
はやぶさ
2003年
イオンエンジン
親機着陸・
サンプルリターン
（表面試料）
地球近傍小惑星
（
S型）
IKAROS
2010年
ソーラーセイル
－
クルージング観測
はやぶさ２
2014年
イオンエンジン
親機着陸・
サンプルリターン
（表面試料）
地球近傍小惑星
（
C型）
ソーラー電力
セイル探査機
2020年
代初頭
高比推力イオンエンジン
大型ソーラーセイル
子機着陸・
その場分析・
サンプルリターン
（表面・内部試料）
トロヤ群小惑星
（
D型/P型）
クルージング観測
•
航行技術：はやぶさで実証したイオンエンジンを高比推力化
，
IKAROSで実証した
ソーラーセイルを大型化して構成する
．
•
探査技術：親機ではなく子機を着陸させて
，
表面だけではなく内部試料も採取し
，
サ
ンプルリターンの前にその場分析で科学的成果を得る技術を実証する
．
•
科学観測：目標天体を地球近傍の
S型/C型小惑星から
，
より遠方の始原性の高い
D型/P型トロヤ群小惑星とする
．
クルージング観測機器も
IKAROSで一部実証した
．
成果最大化のための計画
＜現状＞
•
世界標準の宇宙科学の成果出しには
，
Curiosity火星原子力ローバー，JWSTの
ように，
数千億円の投資が必要
とされる時代を迎えている．我が国では，残念なが
ら同規模の投資をすることは難しい状況にある．
• はやぶさ，あかつき，はやぶさ２の技術では，木星圏たる外惑星領域探査が実現
できない．
外惑星領域では
，
通信・熱などの技術的な問題が如実に現れる
．
＜戦略＞
•
実験機と本番機を組み合わせる（姉妹機とする）ことでリスクを軽減
する．
はやぶさ・はやぶさ２と同様の考え方で，投資と技術格差の二重のハンディを補う．
圧倒的なイノベーションなので，本番機の打上げまでに技術の陳腐化はなく，
国際共同の道も開ける（本番機が実現できなくても，実験機の意義は喪失しない）．
本番機の予算は実験機の20%増程度（理学機器の拡充等）．
IKAROSは「技術要素実証機」という位置づけ．
※
挑戦には実験機を経過させるフィロソフィーが必要であり
，
12
研究計画・方法（開始年度から）
研究計画と方法
M-V時代の旧ミッション提案＆プロジェクト移行保留後の，当WGの研究成果について示す． ■平成１８年度（研究費：128,000千円） イオンエンジン高比推力グリッド開発，H2A搭載小型実験機，集電機構開発，気液平衡スラスタ基礎研究，気球実験等の膜面展開実験，M-V7 号機サブペイロード開発，推進系統合型燃料電池の基礎研究，等 ■平成１９年度（研究費： 75,000千円） イオンエンジン高圧電源試作，気液平衡スラスタの気液分離性試験，展開機構地上実験，光圧を利用したセイル姿勢制御機構の試作，接着剤 不要の熱融着膜の基礎研究，低温2液推進系の推薬構成の評価，セイル膜面のダイナミクス解析手法の研究，国産薄膜太陽電池の基礎評価 ■平成２０年度（研究費： 65,000千円） 大型膜面の製作・収納方法・展開機構・ダイナミクス解析手法の研究，膜面展開気球実験の準備，大規模膜構造物製作のための樹脂接着剤 の評価・開発，熱融着膜の分子設計・膜材開発，現有技術ベースの電力セイルシステム開発，イオンエンジンのグリッド改良，低温2液推進系の 燃料供給系の試作，推進系統合型燃料電池の発電性能評価，気液平衡スラスタの真空噴射試験 ■平成２１年度（研究費： 60,000千円） 高比推力イオンエンジンの失速抑制・推力増強，熱融着膜の大面積製造技術の開発，カールしない薄膜太陽電池の試作，低温二液式推進機 関の低温真空燃焼試験（世界初），同燃料/酸化剤を用いた推進系統合型燃料電池の駆動（世界初），インフレータブル方式等の超大型膜面展 開方式の基礎実験，気液平衡スラスタの微少重力環境下での燃料保持性確認 ■平成２２年度（研究費： 60,000千円） 高比推力イオンエンジンの内部プラズマ計測・推進剤分配の工夫による推力増強・中和器の耐久性向上策の導出・高電圧電源の耐久性確認， 大面積高電力密度薄膜太陽電池の試作，薄膜上集電回路の試作・性能評価，低温二液式推進系の噴射器設計の改良，推進系統合型燃料電 池の加圧閉ループ下の連続運転，気液平衡スラスタの燃料保持機構の改良 ■平成２３年度（研究費： 73,000千円） 探査機システム検討とシステム成立条件の導出，イオンエンジン放電室内の非干渉内部探針技術の確立，引き裂き耐性を強化したセイル基材 の試作・評価，低温2液推進系の燃料効率と着火応答性能の向上，高負荷な運転条件での推進系統合型燃料電池の連続運転，気液平衡スラ スタの燃料保持機構の最適化指針の獲得，姿勢制御用液晶デバイスの宇宙環境耐性向上策の基礎実験，膜面フェーズドアレイアンテナシス テムの基本設計と各要素の試作 ■平成２４年度（研究費： 73,000千円） ソーラー電力セイルの技術的優位性をより生かした外惑星領域往復（トロヤ群サンプルリターン）ミッションの検討着手，3000m2セイルのレイア ウト設計・部分モデルの試作，「デュアルスピン方式」と「シングルスピン方式」の簡易設計比較，IKAROSの教訓，セイル大型化の課題を考慮し た展開機構の詳細設計・部分試作，大型スリップリングの電気・機械試験モデルの試作，高比推力イオンエンジンのイオン源の内部計測，膜面 フェーズドアレーアンテナのレトロディレクティブアレー・AIAアレーの試作，気蓄器搭載型気液平衡スラスタの推薬噴射時のミスト化防止策の検 討，ベーン方式気液平衡スラスタのタンクの設計指標の取得，二液式気液平衡スラスタの気泡抑制効果の確認，低温２液推進系の着火遅れの 定量化・原因調査，統合型燃料電池のセルの大型化，反応ガス変更に伴う装置改修 ■平成２５年度（研究費： 73,000千円） 子機による着陸・その場分析の検討着手，候補天体の選定，探査機質量・電力配分，姿勢制御方式の検討，子機設計，a-SiからCIGSへ変更し ユニット化した電力セイルの設計，模擬セイルの試作による作業工程の検証，レーザー墨出し器の導入による製作精度・作業効率の向上，折り 畳み支援治具による同時折り畳み作業の効率化，非接触給電のコイル設計・性能解析，位相を管理した収納方法の検証，中和器の耐久性向 上検討，中和器内面の電流分布計測，中和器の耐久試験，複数台イオンエンジンの相互干渉試験，気液平衡調圧系の液化ガスのダイヤフラ ム透過試験，ハイブリッド調圧系の考案，多孔質金属一体成型タンクの製作・評価，送信用アクティブ集積フェーズドアレーアンテナパネルの試 作，レトロディレクティブアレーのビーム制御技術の検討，サンプル引渡し装置の製作と評価，はやぶさアブレータをベースにしたカプセルの概 念設計，超高速地球再突入カプセルの飛行環境の予測，クラッシャブルカプセルの検討 M-Vクラスを想定した 木星オービタ＆ トロヤ群フライバイ ミッションの検討 （H13-） ミッション提案 （H17） IKAROS ミッション （H19-） （別経費） IKAROS 打ち上げ （H22） H2Aロケット前提の 木星オービタ＆ トロヤ群ランデブ ミッションの検討 （H21-）ミッション提案
（H26～27年度）
IKAROS成果 取り込み・・・
H2Aロケット相当前提 のトロヤ群直接探査 ミッションの検討 (H24-)研究計画・方法（つづき）
研究計画と方法
■平成２６年度（研究費：75,000千円） • 計画策定：機器構成・配置，質量・電力積み上げ，熱設計，子機システム設計（DLRとのJoint Study）を行 い，システムの成立解を見出した．前提条件に応じてコストを算出して複数の成立解を得た．ミッション要 求・成功基準を明確にし，中型計画に提案した． • セイル試作：フルスケールのセイル試作を実施．大型化に対応し効率的で品質を確保できる製作工程を導 入．宇宙機製造に適したクリーン環境での製作を実施．融着機能をもつ長尺膜材料を製作し，セイル試作 に反映． • 展開機構試作：軽量化設計．打上げ時のセイル保持方法の改良案の振動試験による機能検証の実施． • 膜構造物の収納・展開・展張：IKAROSで観測された，動的セイル展開時の非同期展開，および展開した セイル膜面が持つ高い面外剛性効果の二つの未解明現象を本質的に説明する要因を実験・解析で確認． ブーム・膜複合構造の展開実験． • 薄膜発電システム：量産型CIGS大面積薄膜太陽電池の調達，太陽電池の融着による接合試験の実施． • 高比推力イオンエンジン：ビーム電流の増強（推力の向上）．スワールトルクの測定準備．中和器耐久試験． • 姿勢制御デバイス：燃料フリーでスピン軸周りトルクを生成する新型液晶デバイスの設計，試作． • サンプル採取：表面サンプル・地下サンプルを採取し分析するパッケージの設計．掘削デバイスの設計・試 作．1mのレゴリス層の掘削の試験．サンプルの分析装置への導入，分析試験． • ランデブー・ドッキング：フェーズドアレーアンテナの性能評価． • 超高速リエントリー：超高速カプセルの第一次設計案の提示． • 理学観測機器：イメージングスペクトロメータ，赤外線観測機器，太陽系ダスト観測機器，ガンマ線バースト 偏光観測機器の仕様調整・簡易設計． M-Vクラスを想定した 木星オービタ＆ トロヤ群フライバイ ミッションの検討 （H13-） ミッション提案 （H17） IKAROS ミッション （H19-） （別経費） IKAROS 打ち上げ （H22） H2Aロケット前提の 木星オービタ＆ トロヤ群ランデブ ミッションの検討 （H21-） IKAROS成果 取り込み・・・
H2Aロケット相当前提 のトロヤ群直接探査 ミッションの検討 (H24-)ミッション提案
（H26～27年度）
14
平成27年度研究成果の概要
研究成果
ü 計画策定：リスク識別・技術的な課題の整理を踏まえたWBS・開発計画・開発コストのとりまとめ，往路飛行時間を短縮可能な L4天体・-Zスラスタのミッション形態を前提にした機器配置再調整・追加システム検討，打上げタイミング毎の軌道計画・目標天 体の具体化，軌道・姿勢制御，運用方針の精細化，DLRとの2nd Joint Studyによる子機システム・運用の詳細化． ü セイル試作：セイル設計と製造工程の詳細検討，長尺熱融着性膜材料の製造方式の検討． ü 薄膜発電システム：EMモジュール開発のための性能評価，コーティング条件の検討，耐放射線性の評価，集電路・接続法の 検討． ü 膜構造物の収納・展開・展張：展開形状の解析とソーラー電力セイルの設計，収納装置の改修． ü 展開機構試作：相対回転機構の展開機能確認，二次展開トリガ機構による展開機能確認，テザー調整機構追加の検討． ü 高比推力イオンエンジン：イオンビームのさらなる増強，中和器耐久試験，電気絶縁健全性確認手法の確立，導波管型DCブ ロックの軽量化，絶縁板の試作，高電圧電源の部分試作． ü 姿勢制御デバイス：性能向上，量産化方式の検討，耐宇宙環境試験の継続． ü サンプル採取：掘削/サンプリング一体型デバイスの開発および実証試験． ü ランデブー・ドッキング：ランデブー・ドッキングシナリオの検討，バーシングの実現性確認，7/8GHzのレトロディレクティブフェー ズドアレーアンテナの試作，方向探知機能の実証， ü 超高速リエントリー：サンプル搬送機構の一連の動作の実証試験，高速再突入カプセル設計モデルの信頼性および精度の向 上，より高加熱環境での評価．ü 理学観測機器：科学目標の設定，Joint Science Teamによる搭載機器候補の選定，磁場観測機器の搭載の調整，子機搭載 質量分析計とカメラの検討． ü その他：子機推進系検討・試験ほか．
目標の達成状況
計画策定の精査
，
技術要素のさらなる向上を実現し
，
Phase-A1（所内準備チーム）へ移行する準備を整えた
．
来年度以降の研究方針
次期中型計画に採用されることを目標に
Phase-‐A1（所内準備チーム）として研究開発を行う（3月に計画審査を
受ける）．特に，ミッション目的を達成するための実現可能性の高いシステム要求を見出す．子機については，
DLRとの分担を確定したうえで，研究者レベルとagencyレベルの国際調整を並行して行う．本ミッションの科学
観測の議論を深めることを念頭に国際会議を開催する．
平成27年度研究費内訳
No. 課題
項目
経費（千円）
1 計画策定
開発計画，軌道設計，システム設計，子機設計，運用方針
27,120
2 技術要素の研究 セイル試作
7,850
3
薄膜発電システム
7,800
4
膜構造物の収納・展開・展張
4,010
5
展開機構試作
2,530
6
高比推力イオンエンジン
3,500
7
姿勢制御デバイス
2,280
8
サンプル採取
6,430
9
ランデブー・ドッキング
7,720
10
超高速リエントリー
3,050
11
理学観測機器
2,290
12
その他
6,170
合計
80,750
16
平成27年度研究業績（研究発表，特許，表彰など）
詳細は別紙に記載する．
・国際会議発表：
21件
・国内会議発表：
36件
・学術雑誌論文：
4件 ※現在，査読中の論文多数（特にISTS関連）．
・特許：
4件
各課題とも充実した成果が出せている
．
平成27年度研究成果の詳細
非公開希望の有無
Phase departure arrival IES dV [m/s] Tf [year]
2yr EDVEGA 2022/9/20 2024/7/24 1358 1.84 Earth to Jupiter 2024/7/24 2026/12/22 - 2.41 Jupiter to Asteroid 2026/12/22 2033/10/22 4004 6.83 Total 11.1 -2 -1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 -1 -0.5 0 0.5 1 X[AU] Y[ AU] S/C Earth 2 yr EDVEGA 探査機 地球 J2A -0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 -0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 SJ-Fix[-] SJ -Fi x[ -] S/C Asteroid 木星 探査機 小惑星 Imaging ONC-T/W STT Lander IR Antenna for Lander LGA-B Thermal Louver x 5 サンシールド 放熱面 MLI ヒートパイプ サーマルルー バ 排熱方向 断熱スペーサ 放熱面 ＜開発計画＞ ・Phase-A1（所内準備チーム）の計画審査を受けることを念頭 に，リスク識別，技術的な課題を整理し，WBS，開発計画， 開発コストをまとめた． ＜軌道設計＞ ・往路飛行時間の短縮に有利な，L4天体，-Zスラスタで低推力 軌道設計を行い，11年でトロヤ群小惑星に到着する解を得た． ・打上げ年が変更となった場合を想定して，サイエンス要求等を 満足する目標天体を毎年複数提示した． ＜システム設計＞ ・課題である機器配置および熱的な成立性について確認した． -Z面には，イオンエンジンスラスタの他，サーマルルーバ， 姿勢制御機器，子機，科学観測機器等を取り付ける． +Z面には，各種アンテナ，サブ太陽電池，カプセル等を 取り付ける． 探査機-Z面を主たる放熱面とし，IPPUを探査機-Z面に 搭載する．側面からの放熱も使用する． サンシールド，ヒートパイプ，サーマルルーバ等により， 大きく変化する熱環境に対応し，ヒータ電力を削減する． すべてのフェーズにおいて，熱制御の成立性を確認した． 目標天体: 2001 DY103(L4) Ion Engine Thruster XHGA Re-entry Capsule XLGA-A XMGA RCS Thruste r
Sub Solar Cell
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平成27年度研究成果の詳細
非公開希望の有無
Science RCS AOCS Power DHU CommunicaDon ConfiguraDonAOCS: Auto-‐GCP-‐matching + Laser Range Finder
#24 11/19
Mode Change Point: 100m (TBD)
ΔV to decelerate ΔV to align to surface SeparaVon Alt.:
1km (TBD) CGT Mode
6DOF Control Mode
1m/s (TBD) 0.1m/s (TBD) ONC Flash LIDAR AlVtude ΔV to accelerate (If needed) TM TM Final Free Fall
＜子機設計＞ ・DLRとの2nd Joint Study（2015年5～10月）において，子機システムの詳細設計を行った． PhilaeやMASCOTの開発実績を考慮することで，システムマージン5%以上を確保できた． WET質量：95.02kg（サイエンス機器20kg，RCS燃料 3.13kg） ＜ 質量要求100kg DHS，電力，通信，AOCS，推進，コンフィギュレーション，熱，構造，着陸脚等のサブシステム についても詳細な検討を行った． ＜運用方針＞ ・着陸については，地球との往復伝搬遅延が大きいため，はやぶさシリーズ のように地上オペレータが画像から相対位置を求めΔVコマンドを送信する “human-in-the-loop”の相対位置制御は不可能であり，搭載計算機による 自律画像処理によって求める方針とし，降下時運用シーケンスを明らかにした．
計画策定
，
軌道設計
，
システム設計
平成27年度研究成果の詳細
非公開希望の有無
セイル試作
薄膜発電システム
＜セイル試作＞ システムから電力セイル部への要求で は，木星から小惑星へ遷移時の「太陽 距離5.2AU，太陽角45degで3.2kWの電 力」が標定となる． これを満足する電力セイル部の設計を 進めている．電力セイルは1辺が約 50mの規模となるため，フルサイズの セイルの試作を行い，設計と製作工程 の検証を行っている． 帯間接合 ・ ・ 切断 （右翼） 切断 ・ ・ 接合 APR PCU セイル SAIL SBD IG-‐PS IG-‐BOX NEA-‐DRV IPPU-‐RLBX IPPUへ PWM 64V～153 V 128V～306 V BAT バス機器へ SUBCELL SBD 温度特性 電源系設計（電力セイルから探 ＜薄膜発電システム＞ CIGS薄膜太陽電池を，フライト品を想定して 25um, 31cm×19.5ｃｍで試作．各種計測，試 験を実施している． セイル製作工程，セイル展開時の応力を負荷し， ダメージをElectro-‐Luminescenceで評価。 エネルギー 照射量 保存率 陽子線 3MeV 1012 (1/cm3) Voc Isc 0.99 0.98 Pmax 0.96 1013 (1/cm3) Voc Isc 0.94 0.92 Pmax 0.84 電子線 10Mev 10 14 (1/cm3) Isc 0.99 Voc 1.0 1014 (1/cm3) Isc 0.95 Voc 0.99 Isc %/℃ Voc %/℃ Power %/℃ 1Sun 0.01 to 0.05 -0.33 to -0.35 -0.46 to -0.51 0.04 Sun 0.028 -0.470 -0.386 低温特性 2 3 4 5 6 7 8 9 10 0 50 100 150 200 変換効率 η (%) 温度 (℃) 高温特性 23.4℃ 代表的な I-‐V特性験 各段デバイス搭載 段間接合 ½ペタルでの確認 1ペタル（全体 の1/4）に結合 電力セイル設計 試作CIGS薄膜太陽電池 電力セイルとシステムの設計反 映と各要素へのフィードバック LILT試験 （5AUでの特性）20
平成27年度研究成果の詳細
非公開希望の有無
膜構造物の収納・展開・展張
展開機構試作
スライド可能 リール （回転可能） レール おもり ケーブル セイル膜 相対回転を打ち消すように 本体を逆回転 セイル展開機構 巻き取り装置 ロードセル 回転ガイド （相対回転） 張 弱 張 弱 ①首振り運動対策 張 張 張 張 張 張 張 張 ②テザーたるみ対策 ③風車トルク対策 ④渦巻き運動対策 弱 弱 弱 弱 張 張 張 張 弛んだテザーを巻き取り， 張ったテザーを繰り出す すべてのテザーを巻き取る ペタルを傾かせ，風車形状を作り出す ペタルを上方向に動かし，重心を移動 ＜テザー調整機構追加の検討＞ 本体スピン軸傾斜による首振り運動，セイルの縮小によるテザーたるみ，太陽輻射圧トルク，セイル重心高さオフセットによる 渦巻き運動の対策のため，根元テザーの長さ調整による管理・制御法を考案した． ＜収納装置の改修，相対回転機構の展開機構確認，二次展開トリガ機構による展開機能確認＞ 試作した収納装置と展開機構，50m級１ペタルの収納試験を2016年2月に実施予定． さらに，1次展開を模擬した繰り出し試験，2次展開開始を模擬したペタル中央のロンチロックを解放する2次展開トリガー試験を計画中． ロンチロック 収納試験 繰り出し試験 2次展開トリガ―試験 平面展開状態 反り，しわでペタルが周方向に縮小 A：ペタルが面外方向に変形 逆ピラミッド型 B：ペタルが半径方向に縮小 面外変位 理想平面 ＜展開形状の解析とソーラー電力セイルの設計＞ セイルの周方向の収縮によって，セイル全体の面外変 形と半径方向への縮小が起こること，回転数を低下して も変形形状が維持されることを確認した．同様に，セイル を半径方向に収縮させた場合の展開形状も推定するこ とで，セイルの収縮方向と展開形状の関係を明らかにし， セイル設計に反映した．平成27年度研究成果の詳細
非公開希望の有無
高比推力イオンエンジン
＜イオンビームのさらなる増強＞ 「はやぶさ」：140mA出力（推力8mN）⇒「はやぶさ２」：170mA（推力10mN）⇒ソーラー電力セイル：200mA（推力30mN） 以下の方策をまとめた． ・イオン源内に小面積の電子収集電極を設けることで，イオンや電子の閉じ込めを促進して，ビーム電流を向上する． ・導波管部に磁石を配置して，漏洩磁場を収束させて，プラズマ閉じ込めを向上する． ・イオン源内磁石の表面を整形し，磁力を収束して磁場強度を向上させる． ・イオン源内磁石配列を工夫（ハルバッハ配列など）磁力を収束して磁場強度を向上させる． ＜中和器耐久試験＞ 2012年夏から開始しており，2015年12月現在積算作動時間は29,000時間に到達し， オンオフサイクルは100回を超えた．さらに試験を継続し，5万時間級の耐久性を実証する予定． ＜電気絶縁健全性確認手法の確立＞ はやぶさシリーズより高い電圧を取り扱う高比推力イオンエンジンでは，8kV級高電圧を発生させる ことは真空度の兼合いで難しい．そこで，熱真空試験にてダミー負荷とコロナ試験器を接続し， 発熱による熱設計確認と耐電圧検証を行い，ビーム噴射試験にて低電圧によるビーム噴射を行い， IESサブシス健全性と他サブシスへの影響を検証する，２段階の検証スキームを提案した． これに対応したコロナ試験器の使用方法を確立中． ＜導波管型DCブロックの軽量化，絶縁板の軽量化＞ DCブロックは同軸から導波管型にするために，質量増を伴う．現状の試作レベルでは１kg級である． 導波管規格から外して，イオンエンジンに特化した特別設計で軽量化できる検討結果を得た． ＜絶縁板の試作＞ スラスタ本体を支持する部分の耐電圧および高熱伝送性のため，窒化アルミによる絶縁板を試作した． ＜高電圧電源の部分試作＞ EM相当の部品を使用した7.5kV級電源の試作を行い，効率90%以上の作動を達成した． 今後は，高圧コンバータのフルブリッジ回路を最適化し，電気推進の実負荷作動に対して 高いロバスト性があることを実証し，FMの回路設計および構造設計を固める方針とした． IPPUの質量・寸法への影響大のトランスについて試作中． 0 5000 10000 15000 20000 25000 30000 Jan2012 2012Jul 2013Jan 2013Jul 2014Jan 2014Jul 2015Jan 2015Jul 2016Jan 0 50 100 150 200 250
Elapsed Time (h) On/Off Cycles
Date EM Neutralizer 1 (9 Magnets) Elapsed Time
On/Off Cycles
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平成27年度研究成果の詳細
非公開希望の有無
ランデブー・ドッキング
＜ランデブー・ドッキングシナリオの検討＞ ・小惑星離陸後からドッキングまでのシナリオの検討を行った． ・実際に使用するセンサの緒元を組み込んだシミュレーションにより航法・誘導の成立性を定量的に評価した． ＜バーシングの実現性確認＞ ・サンプル搬送通路の位相合わせ機構を具体的に検討した． ・マルチボディシミュレーションによりバーシングの成立に要求される航法・誘導誤差を定量的に見積もった． ・シミュレーションに必要な各パラメータ（電磁石の吸着特性，壁面との衝突特性，伸展ブームの弾性・座屈点）は実験により取得し， ブームが座屈を起こさずにバーシングが完了できることを確認した． ＜RFセンサ（7/8GHzのレトロディレクティブフェーズドアレーアンテナの試作，方向探知機能の実証）＞ ・7/8GHz帯のレトロディレクティブ／到来方向探知アクティブアンテナアレー，および，7/8GHｚまたは24G帯のフェーズドアレーアンテナ を試作した．パルス動作と方向探知機能を実証中．平成27年度研究成果の詳細
非公開希望の有無
＜基準となる「はやぶさ」アブレータの熱応答特性の詳細理解＞ ・ISASアーク風洞を利用してさまざまな条件での熱応答特性の取得した． ・数値解析との合わせ込により，耐熱構造の最適化を実施中． ＜超高速流体現象の理解にむけた実験＆数値解析的アプローチ＞ ・相模原，調布に加えて，より大型の角田の膨張波管の運用を開始した． ・輻射の測定に加え，物体背後の加熱率測定等を実施予定． ・数値解析により，カプセル周囲全体の加熱率分布予測を行った． ＜他で開発されているアブレータ材料の評価＞ ・試験的に他の耐熱材料と「はやぶさ」アブレータの比較も開始した． 数値解析による予測例 高速再突入環境（高空力加熱環境下） での耐熱材料の詳細な評価が必要 ①現状のヒートシールド（はやぶさアブ レータ）の使用条件を守ると重量超過 ②制約重量を守ると材料の耐熱性能 限界超え ＜サンプル搬送機構の一連の動作の実証試験＞ ・小惑星→子機：サンプル採取機構により小惑星上から捲き上げられたサンプルを子機内部のサンプルキャッチャに導入する機構を製作し， 正しく機能することを確認する． ・子機→親機：親機とドッキング後，子機内部のサンプルキャッチャを親機の再突入カプセルまで押上げ，導入する機構を製作し，正しく機 能することを確認する． 伸展マスト アブレータ サンプル キャッチャ リボルバー サンプラー 子機内導入経路 30mm 内径：φ7mmおよび φ9mm 導入経路試作品（試験用） 親機 カプセル 親機内 導入経路 子機 約100mm サカセ・アドテック㈱製伸展マス トモータにより1.1m伸展する 搬送試験の様子 親機内導入経路モデル キャッチ ャモデル アブレー タモデル 伸展マスト超高速リエントリー
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平成27年度研究成果の詳細
非公開希望の有無
理学観測機器
＜科学目標の設定＞ ・ソーラー電力セイル探査機は，打上げ直後から天文学および太陽系科学の科学成果を連続的生み出す．共通の科学目標を設定する． 宇宙初期の天体形成の解明→深宇宙・ダストフリー天文観測 惑星系一般の形成と進化の解明→太陽系ダスト円盤の計測，トロヤ群小惑星地下試料の採取・その場分析 ＜搭載機器候補の選定＞ ・惑星間空間クルージングフェーズ 科学目的：宇宙初期の天体形成の解明，惑星系一般の形成と進化の解明 観測期間：打上げ～1.0-5.2 AU惑星間航行時（地球～小惑星帯～木星圏～木星トロヤ群到達まで） 観測機器候補：GAP2，EXZIT，ALADDIN2，MAG ・トロヤ群小惑星ランデブーフェーズ 科学目的：雪線以遠のＤ型小惑星の地質・環境の史上初直接探査，着陸・試料採取・分析地点の選定 観測期間：木星トロヤ群小惑星滞在時，着陸機分離前 観測機器候補：可視・赤外分光イメージャー，ALADDIN2，MAG ・トロヤ群小惑星着陸フェーズ 科学目的：トロヤ群小惑星の起源の解明による惑星系形成理論における惑星移動仮説の検証（多彩な系外惑星形成を許容） 観測期間：木星トロヤ群小惑星滞在時 観測機器候補： ※トロヤ群小惑星の科学観測は，日欧Joint Science Teamを形成 して議論した． （DLRの他，Roseoaのサイエンス 機器の開発を行ったIASやCNES のメンバーも参画） ※惑星空間クルージングフェーズ にも使用できるMAG（磁場観測 機器）の搭載を調整した． ※高精度質量分析計と広角可視 カメラは詳細検討を実施した． 項目 装置一覧 過去実績 １）試料の採取・伝送 1-‐1： エアガン衝突型表層サンプラ 1-‐2： 伸展式エアガン衝突型地下サンプラ 1-‐3： リボルバ型試料ケース付サンプル伝送装置 ・はやぶさ式（エアガン型） ・新規 ・新規 2）同位体・揮発性成分分析 2-‐1： 高精度質量分析計 ・新規（MULTUM，Cosmorbitrap） 3）顕微撮像 3-‐1： 近赤外ハイパースペクトル顕微鏡 ・MicrOmega（Hayabusa2） ４）周辺観察による産状把握 4-‐1： 広角可視カメラ（x6式） 4-‐2： 回転鏡付近赤外ハイパースペクトルカメラ ・・CIVA（Roseoa） ExOmega（ExoMars） ５）局所地点の物性測定 5-‐1： Close-‐Upカメラ 5-‐2： 6波長熱放射計 5-‐3： フラックスゲート型３軸磁力計 5-‐4： 熱重力計 5-‐5： ラマン分光 ・CAM（Hayabusa2），ROLIS（Roseoa） ・MARA（Hayabusa2） ・MAG（Hayabusa2，Roseoa） ・VISTA（Roseoa） ・Raman（ExoMars）
