HTV搭載導電性テザー実証実験 の検討状況について - 宇宙航空研究

資料12-5
科学技術・学術審議会
研究計画・評価分科会
宇宙開発利用部会
(第12回)H25.9.4
HTV搭載導電性テザー実証実験
の検討状況について
平成25(2013)年9月4日
宇宙航空研究開発機構
執行役 伊東 康之
HTV搭載導電性テザー実証実験推進チーム長 井上 浩一
本資料の目的
スペースデブリ(*)の除去に必要とされる主要技術として、
JAXAでは「導電性テザーを使ったデオービット技術」の研究を
進めており、宇宙ステーション補給機「こうのとり」(HTV)を
使った導電性テザーの原理実証( 「HTV搭載導電性テザー実
証実験」 )を計画している。
「HTV搭載導電性テザー実証実験」のこれまでの検討状況
について報告する。
(*)スペースデブリとは、地球の周回軌道上にある不要になった人工物体、
すなわち宇宙のゴミ。使用済みロケット上段・人工衛星、それらの破片等
1
背景およびJAXAの検討状況
•
今後も宇宙開発を継続するためには、混雑軌道に廃棄されたロケット上段
等大型デブリに接近・推進系取付・軌道上から除去するデブリ除去衛星が
必要。 【参考-1「デブリ除去の必要性」】
•
世界的にもデブリ低減の要請は高まっており、また宇宙基本計画および中
期目標においてもデブリ除去技術に関し記述されている。【参考-2「スペー
スデブリ除去技術の実証に取り組む意義」】
•
そこでJAXAは低コストのデブリ除去実現のために有望と考えている導電性
テザーを用いたデブリ除去の技術開発に取り組んでいる。 【参考-3「デブリ
除去用推進系のトレードオフ」】 【参考-4「導電性テザーによるデブリ除去の
原理」】
•
以上を踏まえると、平成27(2015)年度に予定されているHTV6号機の飛行
機会を活用し、世界に先駆けて、デブリ除去に関する主要技術の原理実証
を行うことは、その後のデブリ除去システムの技術を実現する最初のステッ
プとして意義は大きい。
2
導電性テザーを用いたデブリ除去のプロセスと技術課題
•
•
デブリは自由運動をしており、軌道上での捕獲が考慮されていないため、その除去のためには、
①非協力物体(*)への接近、②近傍作業(運動推定・推進系取付)、③軌道上からの除去等の技
術的な課題がある。
(*)非協力物体とは、ランデブドッキングを実施するた
上記を実現するための技術を研究中。
めの能力・機器を有さない物体のこと。ランデブドッキ
ング実験を行ったETS-Ⅶ(1997年打上)では、ター
① 光学カメラ等を用いた除去対象への非協力接近技術
ゲット衛星、チェイサ衛星双方にドッキングに必要な機
器を搭載し、相互に姿勢を制御していた。
② 高精度の制御を不要とする推進系取付方法(伸展ブーム、
銛等)およびそのための相対距離・姿勢推定技術
③ 燃料・大電力不要の導電性テザー( 微小推力のため②の推進系取付も難易度低下)
等
②デブリ近傍作業
非協力対象であ
るデブリへの接近
運動推定
軌道
投入
推進系取付
(テザー取付)
デブリ除去機は
次のデブリへ
①非協力接近
混雑軌道の
既存デブリ
③軌道上からの除去
導電性テザーによるデブ
リの軌道上からの除去
デブリ除去機打上
3
実証実験の検討状況
実証実験計画
• 現在検討中の実験ミッションでは、 デブリ除去実現に必要な技術①非協力物体への
接近、②近傍作業(運動推定・推進系取付)、③軌道上からの除去のうち、まずは③
軌道上からの除去のための導電性テザー(EDT)技術の範囲について、HTVを利用し
て「ベアテザー(被覆のない裸テザー)」の伸展と電流駆動の軌道上実証を計画
導電性テザーによるデブリ除去実現に必要となる要素技術
①
②
非協力接近
技術
近傍作業
非協力対象である
デブリへの接近
・接近センサ
・接近アルゴリズ
ム
実証実験の範囲
③
運動推定
技術
推進系取
付作業
デブリ運動推定
・センサ
・画像処理アルゴ
リズム
・運動モデル
• 推進系取付
技術(近距離
用センサ、軌
道制御含む)
導電性テザー技術
軌道上からの除去技術:
導電性テザーの技術実証
(長さ700m、電流10mA)
・導電性テザー技術・ベア
テザーの伸展抵抗
・電界放出型電子源特性
軌道上からの除去技術として
EDTが使用できることが実証
できれば、②の推進系取付技
術への要求レベルを大きく低
減することができる。またデブ
リの軌道変換のための大量
の燃料も不要となり衛星シス
テムも大きく変わるため、早期
に実証する意義は大きい。
EDT=Electrodynamic Tether
4
HTVによる導電性テザー実証実験の概要

ミッション概要
HTVから反地球方向にエンドマスを放出し、テザーを伸展

HTVのISSドッキング用ランデブセンサを利用してエンドマスの運動を計測

HTV側に搭載した電子源からの電子放出によりテザーに電流を流し、
導電性テザー(EDT)実用化に必要な技術を実証
⇒ HTVからの電力・通信の供給、ランデブセンサの活用により、
簡素なEDTシステムを構成可能


スケジュール
平成27(2015)年度打上げ予定のHTV6号機に搭載し、実証予定
資金規模
 総額約13億円
ミッション主要諸元


項目
値
軌道
ISS軌道下方20km以上
(高度350~440km円軌道、傾斜角約51.6°)
ミッション期間
7日程度
テザー伸展長
700 m(注1)
テザー電流
最大10 mA (注2)
ミッション機器質量
45 kg (エンドマス:20 kg、HTV側:25 kg)
ミッション機器電力
182.5 W (エンドマス:0 W、HTV側: 182.5 W)
エンドマス
e‐
e‐
テザー
電流
HTV
電子源
‐
e‐ e
(注1) テザーダイナミクス評価可能な長さ、且つ、ランデブセンサ計測レンジ上限の2つの観点から700m。スペック上は730m。
(注2) 自然電流と比較して十分大きい電流、且つ、現在の電子源の能力制限、の2つの観点から10mAと設定
5
実証実験システムの概要
スプールリールにより
伸展前のテザーを格納。
ブレーキリールにより
緩やかに伸展終了。
エンドマス
宇宙プラズ
マからの電
子収集、誘
導起電力
発生、ロー
レンツ力発
生。長さ
700m
テザー
ブレーキ
リフレクタ
ランデブセンサ用
スプール
光学カメラ
保持・放出機構
エンドマス放出直
後の運動を計測
バネ
ランデブセンサ(HTV機器)
エンドマスの運動を計測
リール芯
分離前のエンドマスを保
持し、バネによりエンドマ
スを1m/s以上で放出
静電プローブ機能付き
帯電電位モニタ
宇宙機絶対電位およびプ
ラズマ物理量を簡易計測
テザー切断機構
電子源
X
X Y
Z
・データ処理装置
・電力分配器
・磁気センサ
宇宙空間
に10mA級
の電子を
放出し、テ
ザーに電
流を流す
6
実証実験運用の概要

HTV運用中の実験タイミング


ISSへの物資補給を目的とするHTVミッションであることを踏まえ、NASAとの協調統合運用
フェーズ終了後の7日程度の間でEDT実証を実施
EDT実証実験後、テザーを切り離してからHTVは大気圏再突入
Reentry Phase
Proximity
ISS Departure
Phase
Operation Phase
ISS
X
DOM3
DOM2
Rendezvous Phase
AI
ISS Orbit Altitude 350 - 460km
CM3
DOM1 DSM2
HAM2
DSM1
Launch
Phase
CM2
M3
協調統合運用終了後の再突入マヌー
バー前に、EDT実証実験を行う
PM2
HAM0
PM1'
CM1
Phase
Adjusting 2
M2
HAM1
Phase
Adjusting 1
協調統合運用フェーズ
Re-entry

Altitude:120km
PM1
300km
M1
Injection to Orbit
200km
Z
EDT実証実験シーケンス(ミッション期間:1週間程度)





チェックアウト、エンドマス分離、テザー伸展
テザーダイナミクスと誘導起電力の計測
テザー電流の駆動
テザーダイナミクス評価と推力測定
テザー切断
(1日)
(1日)
(2~3日)
(2~3日)
7
サクセスクライテリア(1/2)
イベント
物理現象
エンドマス放出
テザー伸展
テザー伸展後ダイナミクスと電圧発生評価
テザー振動
エンドマス
テザー電圧発生
(注1)
誘導
起電力
形態
HTV
ミニマム
サクセスレベル
フル
・テザー伸展特性取得
・400 m以上のテザー伸展
・テザー伸展終了後のエンド
マス位置の捕捉
・有意なテザー電圧発生の
確認
・テザー伸展時の振動特性取得
・ブレーキ機構の有効性確認
・ 700mのテザー伸展
・テザー振動特性取得
・テザー電圧発生の特性取得
エクストラ
(注1) 誘導起電力=HTV軌道速度×地球磁場×テザー長
8
サクセスクライテリア(2/2)
イベント
物理現象
電子源作動
電子放出
電子収集
推力発生(注2)
エンドマス
電流
ee-
形態
ee-
推力
電流
HTV
e- e-
e- e-
・EDTの電流駆動原理の確認(自然電流と識別可能なテザー電流(4mA以上)駆動)
ミニマム
(プラズマへの電子放出確認)
サクセスレベル
フル
・電子源制御手法の有効性確認
(自律制御による電子源動作)
・プラズマへの電子放出特性取得
エクストラ (電子源電流・HTV電位・プラズマ
電流の計測)
(注2) 推力=テザー電流×地球磁場×テザー長
( プラズマからの電子収集確認)
・テザー電流とHTV電位の相関特
性取得 (エンドマス位置とテ
ザー電流電圧の計測)
・EDT推力発生原理の確認
(エンドマス位置とテザー
電流電圧の計測)
・プラズマ電子収集モデルの確認
(テザー電流電圧・プラズマ電流の
計測)
・EDT推力の実測
(有意なテザー振動角変化
の計測)
9
これまでの検討状況
1.
テザー実証実験方法のトレードオフ
① HTV、ロケット上段、小型衛星(300kg級)を用いた場合に、それぞれ実証可能
な技術項目、利点、課題、コスト等を評価し、以下の利点から、HTV搭載型導
電性テザーを選定した。
A) 地上との通信、電力供給、常時可視が可能
B) HTVランデブーセンサの活用等、実験システムの簡素化が可能
C) 確実な打上げ機会がある
2.
HTV6号機への搭載可能性検討
① 重量:ミッション機器は50kg程度であり、6号機に搭載予定のペイロード総重量の
余裕内に収まる見込み。
② 機械的インタフェース・熱的インタフェース:ミッション機器の形状や発熱量につい
て、HTVシステムへの影響を検討した結果、大きな問題は無い。
③ 電気的インタフェース:テレメトリ・コマンド・電源は、既存のHTV余剰リソースを流
用することで、ミッションを成立させることが可能な見込み。
④ HTV本来のミッション達成と安全性確保を最優先し、HTV本体からミッション機器
側への種々の安全要求を実現可能と判断。
10
概略スケジュール
概略スケジュール
•
•
•
導電性テザーや電子源は、研究モデルの試作および評価を実施済み。
平成26年度はフライト品の製造を実施し、並行してHTV機体改修を実施。
平成27年度に全機組立を行い打上げ予定。
年度
項目
FY2012
(FY24)
FY2013
(FY25)
FY2014
(FY26)
FY2015
(FY27)
主要マイルストーン
△HTV6打ち上げ
機体製作試験(改修含む)
HTV6号機
ミッション機器開発
概念検討・概念設計
基本設計
詳細設計
射場作業
製作試験
11
開発体制
研究開発本部
実証実験推進チーム
インタフェース調整
有人宇宙ミッション本部
全体管理
ミッション系取りまとめ
インテグレータ分
JAXA直接調達分
宇宙船技術センター
ミッション機器開発・
インテグレーションメーカ
安全管理支援
DHU/PCU開発
エンドマス開発
電子源カバー開発
ミッション機器インテグレーション
未踏技術
研究センター
導電性テザー開発
電子源開発
HTVシステムメーカ
HTV改修
システムインテグレーション
宇宙実証研究
共同センター
電源グループ
磁気センサ開発
静電プローブ機能付き
帯電電位モニタ開発
技術的支援
衛星構造・機構
グループ
その他の専門
技術グループ
テザー潤滑・試験等支援
ミッション機器
開発支援
有人システム
安全・ミッション保証室
東京理科大
カメラ開発
九州工業大
テザー試験
静電プローブ機能付き
帯電電位モニタ開発支援
12
参考資料
デブリ除去の必要性(1/2)
参考-1
カタログ化された人工物体数の推移
(地上から観測・追跡可能な物体:約10cm以上)
2013年8月
現在16800個
物体合計数
爆発破片類
宇宙機
分離放出部品類
ロシアの軍事通信衛星と
イリジウム社の通信衛星
との衝突(2009.2.10 )
ロケット上段機体
中国の衛星破壊実験
(2007.1.11)
出典: Orbital Debris Quarterly News Volume 17, Issue 1 January 2013
14
参考-1
デブリ除去の必要性(2/2)
ESA、NASA等の共通認識 (IADC:国際機関間会議 等で6機関で問題共有)
 今後打上げ機を、ミッション終了後に軌道から除去してもデブリは自己増加。
 デブリ抑制のためには、現存のデブリ除去が必要。
 衝突により大量の破片デブリが発生する前に、その発生源となる混雑軌道
の大型デブリを除去する必要。(数㎜~数cmの破片デブリは衝突回避は困難)
デブリの自己増加の解析
出典: Orbital Debris Quarterly News Volume 12, Issue 4 October 2008
LEO Environment Projection (averages of 100 LEGEND MC runs)
出典:
IADC‐12‐08, Rev.1 January,
Stability of Future LEO Environment,
Working Group 2 Action Item 27.1
IADCでの6機関による比較
PMD
18000
Effective Number of Objects (>10 cm)
低軌道の10cm以上のデブリ数
20000
PMD + ADR02
16000
PMD + ADR05
14000
12000
10000
8000
6000
4000
2000
0
1950
1970
1990
2010
2030
2050
2070
2090
2110
2130
2150
2170
2190
2210
Year
西 暦
今後、ミッション終了後軌道上から除去しても、
高度700~1000㎞付近で4年から9年に一度重大衝突が
発生し、デブリが増加していく (6機関の予測が一致)
PMD:Post‐mission Disposal(運用を終了した衛星やロケットの軌道からの離脱)
ADR:Active Debris Removal(能動的なデブリ除去)
NASAは年間5機ずつデブリを除去すれば環境が
維持できると予測
15
参考-2
スペースデブリ除去技術の実証に取り組む意義
1.
国際的な動向
国連宇宙空間平和利用委員会や国際機関間スペースデブリ調整委員会においても、
スペースデブリ低減に向けた議論やガイドラインの策定などが進められている。また、欧
州連合(EU)主導の下、宇宙活動の国際行動規範策定に向けた多国間での議論も開始
されている。デブリ除去技術に関しても、欧州宇宙機関(ESA)は、Clean Space イニシア
チブの中で2020年頃の技術実証を想定してデブリ除去ミッションの設計を実施中である
他、フランス・ドイツ・カナダ等の各国宇宙機関も産業界と共にデブリ除去技術の検討を
進めている。また米国も新宇宙政策にデブリ除去の研究開発について明記している。
2.
宇宙基本計画および中期目標における位置付け
宇宙基本計画において、「今後、国際的な連携を図りつつ、我が国の強みをいかし、世
界的に必要とされるデブリ除去技術等の開発を着実に実施する。」とされている。また、
独立行政法人宇宙航空研究開発機構が達成すべき業務運営に関する目標(中期目標)
においても同様な記述があり、着実な技術開発を進めていくことは国の政策である。
16
参考-3
デブリ除去用推進系のトレードオフ
導電性テザー(EDT) イオンエンジン
COSMOS 3Mの場
重 合*
量
増
加
の
※ ADEOS
場合☆
全増 約30‐50[kg]
加分
49.5[kg]
うち ‐
推薬
分
全増 約30‐50[kg]
加分
固体ロケットエ 一液式推進システ
ンジンシステム ム(ヒドラジン)
2
106[kg]
106.1[kg] 672m
2
(0.48m /kg)が
必要
98.8[kg]
126[kg]
126.6[kg] 230m
2
(0.068m /kg)
が必要
115.9[kg]
7.8[kg]
50.6[kg]
うち ‐
推薬
分
空気抵抗増大
型
2
8.8[kg]
電力供給の要否
起動時に必要
電力供給で加速可
常時大電力が必 点火時に必要
要
常時必要
展開時に必要
長所
推薬・大電力不要。 比推力高
再突入まで可。
微小推力なので取
付容易
シンプル
実績多数
シンプル
運用不要
問題点
実績がない。デブリ 所要電力大。
によるテザー切断、 ガス供給系等搭
運用衛星へのリスク 載機器数が多い
重心位置把握
スピンアップ要。 比推力低。
スラグがデブリ 重心位置把握
となる問題
重心位置把握
高高度、大型
衛星には巨大
な面積要。
面積維持要
※ EDT以外は25年以内の再突入を仮定(円軌道の場合高度約630㎞。ただし25年ルールは今後見直しの可能性あり)
* [email protected], 83degを仮定。 COSMOS 3Mは混雑軌道に300個近く存在するロシアロケット上段であり、デブリ除去対象として有望
☆ [email protected], 98degを仮定。
17
参考-4
•
導電性テザーによるデブリ除去の原理
原理
– テザーを伸展すると重力傾斜力により鉛
直方向に安定
– 導電性のテザーが地球磁場を横切ること
により誘導起電力が生じる
誘導起電力: Eemf = L・(V ×B)
– 周囲のプラズマから、一端で電子を収集、
一方で放出することにより、テザーに電
流を流す
•
– 電流と磁場との干渉で発生するローレン
ツ力を推力(減速力)として利用
ローレンツ力:F = L・(I×B)
主な特徴
– 燃料を必要とせずに軌道降下が可能
– 大型デブリを1年程度で軌道降下
– 軌道降下と同時に発電も可能
– 微小推力のためデブリへの取付が容易
18
各国の取り組み状況
参考-5
状況
実証計画
備考
ESA
CleanSpaceイニシアチブの中で3年以内のデブリ除
去ミッション設計を計画
2020年頃の実証を想
定
出典:
http://www.esa.int/Our_Activities/Space_Engineerin
g/Clean_Space
ロシア
2012年9月、ベルリンエアショーにてデブリ除去シス
テム開発の計画を発表し国際協力を呼びかけ
2020年代のデブリ除去
機の打ち上げを想定
出典:
http://en.rian.ru/russia/20120912/175923000.html
DLR
ロボット技術実証衛星DEOS開発のため2012年9月
Astriumに€15Mの契約
2018年頃打上予定
出典:
http://www.dlr.de/dlr/presse/en/desktopdefault.asp
x/tabid‐10172/213_read‐5173/
CNES
ATV技術を活かしたミッションとしてデブリ除去をセレ
クト。Astrium社とTAS社に各35万€の研究業務発注
2020年頃のシステム実
証を想定
出典: Current status of CNES studies related to Active Debris Removal, ADR Workshop, June 2012
カナダ
2011年10月デブリ除去のシステム検討に2社を選定
実証計画不明
出典: http://www.asc‐
csa.gc.ca/eng/media/news_releases/2011/1027.asp
スイス
キューブサットによるCleanSpace Oneを提案
2016-17頃の実証を計
画
NASA
2011年12月よりデブリ除去の検討Phase II。有望技
術の絞り込みおよびロードマップを策定中。2011年
EDTを用いたデブリ除去システム”EDDE”の地上試
験に$1.9M資金提供。
実証計画不明
NASA
/MSFC
ロボットアーム、インフレータブルによるデブリ除去実
証を検討。
最短2016年の打ち上
げを提案中
さらに大型化のステップが必要。
出典: http://space.epfl.ch/page‐61745‐en.html
出典:
http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/
20120011693_2012011338.pdf
http://www.spacesafetymagazine.com/2012/03/13/
electrodynamic‐debris‐eliminator‐receives‐funding/
さらに大型化のステップが必要。
出典:Cook, S., et. al., “FAST, AFFORDABLE, SCIENCE
AND TECHNOLOGY SATELLITE (FASTSAT) – ORBITAL
DEBRIS REMOVAL DEMONSTRATION CONCEPT”,
IAC-12.A6.7.5, 2012.
EDDE (STARInc.)
FATSAT
(NASA)
DEOS(DLR)
ROGER(ESA)
CNES
CleanSpace One(Swiss Space Center)
19
参考-6
デブリ除去システム実現への段階的なシナリオ
宇宙環境保全・改善
開発の3ステップ
①要素技術実証
(2015年目標)
実現性を研究中
②デブリ除去試験衛星
(2019年目標)
③デブリ除去実用衛星
(2020年代中盤目標)
②
新規打上機ミッション終了後
の軌道上からの除去手段
小型衛星用
実用EDT
JAXA既存デブリ
の除去手段
大型宇宙機用
実用EDT
①
世界的な既存デブリの
除去手段(国際協力)
より効率的なデブリ除去機
③
デブリ除去機
非協力接近
技術
軌道上サービス
不具合調査等
③
デブリ除去実用化
←実現のためには
(デブリ除去実用衛星) 国際協力が不可欠
国際協力・国際的枠組み
近傍作業
②
デブリ除去
システム実証
(デブリ除去試験衛星)
軌道上からの除去(EDT)大型化
←非協力接近、推進系取付、軌道上からの除去
の一連の技術を実証し、デブリ除去技術を確立
←km級テザー、A級電流等大型化技術確立
非協力接近
軌道上からの除去(EDT)要素技術
①
2013
EDT技術実証
(HTV搭載EDT実証)
←小型EDTにより原理、要素を実証
2018
2023
20