日本マイクログラビティ応用学会誌原稿作成用テンプレート

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れいがとどろき
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1 日本マイクログラビティ応用学会誌 Vol. 29 No (48 ) IIIIII 特集 : 理論化モデリングその 1 IIIIII ( 解説 ) 奥泉信克 1 白澤洋次 2 宮崎康行 3 森治 2 Deployment Dynamics of a Thin Film Solar Sail of "IKAROS" Nobukatsu OKUIZUMI 1, Yoji SHIRASAWA 2, Yasuyuki MIYAZAKI 3 and Osamu MORI 2 Abstract IKAROS is a small solar power sail demonstration spacecraft developed by JAXA. The spacecraft launched on May 2010 succeeded in deploying a thin solar power sail membrane with 14 meters in width and 7. micrometers in thickness. The membrane was folded and wrapped around the spacecraft and unfurled by centrifugal force in two stages. Since the deployment test of the large thin membrane is impossible on the ground, a huge amount of numerical simulations were performed before launch by employing the multi-particle system model (MPM) and the nonlinear elasto-dynamic finite element analysis (NEDA). MPM approximates a thin membrane with a spring-mass-damper system and enables fast numerical simulations. NEDA is based on the energy momentum method which preserves the total energy, the linear momentum and the angular momentum and enables reliable simulations of flexible multi-body systems. In this paper, their numerical results are compared with flight data and the deployment behaviors of the membrane are discussed. 1. はじめにソーラーセイルとは, 大きな面積の帆で太陽光を受けることによって発生する微小な力を利用して推進する宇宙機である. ソーラーセイルのコンセプトは, ロシアのロケット科学者ツィオルコフスキーによって 1921 年に提案された. しかし, 太陽輻射圧は微小なため, 有効な加速度を得るには極めて軽量で大面積の反射膜を展開する必要がある. 極薄で宇宙環境に耐える膜材や軽量な大型展開構造機構などの研究開発が進展した近年になって, 実機の研究開発が世界で活発化している.JAXA でも, ソーラーセイルとイオンエンジンのハイブリッド推進による将来の木星トロヤ群小惑星探査が提案され, 研究開発が進められている. 研究中のソーラーセイルの技術実証のため, 金星探査機あかつきに相乗りする機会を得て, 小型ソーラー電力セイル実証機 IKAROS の開発が 2007 年にスタートした. わずか 2 年半の開発期間を経て,IKAROS は 2010 年月 21 日に打ち上げられ,14m 四方のソーラーセイルの展開と太陽光圧による加速実証に成功し, 世界初のソーラーセイル宇宙機となった 1). 本稿では, まず IKAROS のソーラーセイル展開構造を紹介する. 次に, セイル膜面の遠心力展開挙動の数値シミュレーションに用いた2 通りの解析法について説明する. 最後に, 実機の展開挙動とシミュレーション結果とを比較して得られた知見をまとめる. 2. IKAROS のソーラーセイル展開構造 2.1 ソーラーセイルの概要ソーラーセイルの基本的な展開方法として, 伸展式のブーム ( 支柱 ) を伸ばすことによって折り畳まれたセイル膜面を展開するブーム型, 宇宙機全体またはセイル膜面のみを回転させ, 遠心力によって膜面を展開するスピン型, およびそれらを組み合わせたハイブリッド型が提案されている. 欧米では, 比較的堅実なブーム型が主に研究されているが,JAXA では将来の大型セイルに有効と考えられるスピン型を主に研究しており,IKAROS で 1 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所神奈川県相模原市中央区由野台 Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency, Yoshinodai, Chuo-ku, Sagamihara, Kanagawa , Japan 2 宇宙航空研究開発機構月惑星探査プログラムグループ神奈川県相模原市中央区由野台 JAXA Space Exploration Center, Japan Aerospace Exploration Agency, Yoshinodai, Chuo-ku, Sagamihara, Kanagawa , Japan 3 日本大学理工学部航空宇宙工学科千葉県船橋市習志野台 Department of Aerospace Engineering, College of Science and Technology, Nippon University, Narashinodai, Funabashi, Chiba , Japan

13 13 1 1 1 1 13 13 14m Tip mass Thin film solar array Dust counter Polyimide film Attach four

1 Solar power sail of IKAROS Accordion fold into strips Wind up around a cylinder その1 方式の実証を行った.

各ペタルは, 幅約 1m の膜材を貼り合わせることによって製作されている. ペタル同士は, 着脱が可能なように面ファスナーを用いたブリッジと呼ばれる矩形膜で接続されている.

セイルと機体は 16 本のテザーで立体的に結合され, 外周の四隅にはそれぞれ質量 0.kg の先 Fig.

膜面上には, 発電実験用の薄膜太陽電池セル, 姿勢制御実験用の反射率可変液晶デバイス, 軌道上の微粒子計測用のダストカウンタが貼付されている.

このソーラーセイルは, 太陽輻射圧を受けるだけでなく, 薄膜太陽電池による発電も行うため,JAXA ではソーラー電力セイルと呼んでいる. 2.2 折り畳み展開方法 Fig.

4つの (a) Tip-mass separation (release of launch lock) Separated from launch vehicle rpm Spin down

2 m Tip mass Thin film solar array Dust counter Polyimide film Attach four strips Tether Reflectivity control device Make four trapezoids separately Bridge Kapton tape Fig. 1 Solar power sail of IKAROS Accordion fold into strips Wind up around a cylinder その1 方式の実証を行った. IKAROS のソーラーセイルの概要を Fig. 1 に示す. セイル膜面は,4 枚の台形ペタルからなる一辺約 14m の正方形状で, 膜材は厚さ 7. m のアルミ蒸着ポリイミドフィルムである. 各ペタルは, 幅約 1m の膜材を貼り合わせることによって製作されている. ペタル同士は, 着脱が可能なように面ファスナーを用いたブリッジと呼ばれる矩形膜で接続されている. 各ペタルの中心側と外周側の角部 4カ所には, テザーユニットと呼ばれる厚膜構造を介してテザー (Kevlar ケーブル ) が接合されている. セイルと機体は 16 本のテザーで立体的に結合され, 外周の四隅にはそれぞれ質量 0.kg の先 Fig. 2 Folding of square membrane 端マスがテザー 2 本ずつで連結されている. 膜面上には, 発電実験用の薄膜太陽電池セル, 姿勢制御実験用の反射率可変液晶デバイス, 軌道上の微粒子計測用のダストカウンタが貼付されている. また, 薄膜の亀裂伸展防止のため, ペタルの外周や内側にはカプトンテープによる補強が施されている. このソーラーセイルは, 太陽輻射圧を受けるだけでなく, 薄膜太陽電池による発電も行うため,JAXA ではソーラー電力セイルと呼んでいる. 2.2 折り畳み展開方法 Fig. 2 にセイルの折り畳み方法の概念図を示す.4つの (a) Tip-mass separation (release of launch lock) Separated from launch vehicle rpm Spin down 1-2 rpm Tip-mass separation Rotation guide (b) First stage deployment Spin up 2rpm Rotation of four rotation guides against main body Four strips of folded membrane are extended quasi-statically. -6 rpm (c) Second stage deployment Four rotation guides are lay down. Rotation guide Membrane deploys dynamically. Bundle of folded membrane Deployment is completed. 1-2 rpm Fig. 3 Deployment sequence

奥泉信克, 他台形ペタルをそれぞれを 28cm 間隔 ( 最内周は 14cm) で 18 回蛇腹折りし, 短冊状にする. 次に, それらをくの字に折り曲げてブリッジで十字型に接合し, セイル中心部をテザーで機体に結合する. そして4つの枝を収納円筒に巻き付け, 回転ガイドと呼ばれる展開制御用の 4 本の円柱でセイルを側面から押さえて拘束する.

3 奥泉信克, 他台形ペタルをそれぞれを 28cm 間隔 ( 最内周は 14cm) で 18 回蛇腹折りし, 短冊状にする. 次に, それらをくの字に折り曲げてブリッジで十字型に接合し, セイル中心部をテザーで機体に結合する. そして4つの枝を収納円筒に巻き付け, 回転ガイドと呼ばれる展開制御用の 4 本の円柱でセイルを側面から押さえて拘束する. 最後に外側のテザーを先端マスに接続して機体に固定する. Fig. 3 にセイルの遠心力展開法を示す. 展開は主に2 段階で行われる. まず,IKAROS は中心軸周りにスピンした状態でロケットから分離される. スラスタを噴射して回転数を調整した後, スピンによる遠心力の下で, まず先端マスを機体から分離する. 次に, 回転数を増加した後, 収納円筒の周囲を回るように回転ガイドを本体に対して相対回転させる. それによって4 本の枝を遠心力によって準静的に繰り出し, セイルを十字形状に伸展する ( 一次展開 ). このとき, 慣性モーメントの増加のため回転数は低下する. その後, 回転ガイドを倒してセイルの拘束を解放すると, 蛇腹折りされたペタルが動的に展開され, セイルが正方形状に広がる ( 二次展開 ). この折り畳み展開方法は, セイル膜面の製作しやすさやそれまでの研究実績などを考慮して, 複数の候補の中から選定された. 3. 展開挙動の数値解析モデル 3.1 はじめに太陽電池パネルやアンテナなど, 通常の宇宙展開構造物の展開挙動は, 展開機構の動作確認を主な目的とした重力補償下での地上試験において検証される. しかし IKAROS の場合, 展開機構はともかくとして, 実機サイズの膜面の動的展開挙動の地上試験は, 空気抵抗や重力の影響が支配的となり不可能である. 約 1/30 のサイズの小型膜面モデルによる二次展開実験 2) は行っているが, 膜のサイズと曲げ剛性との比が実機と大きく異なることなどから, その結果から実機の挙動を正確に推定することは困難である. そのため, 実機サイズのセイル展開挙動の検証は, 主に数値シミュレーションによって行った. 一次展開については, 回転ガイドが計画通り動作し, 4 本の枝が準静的に滑らかに繰り出されれば, 機体のバランスが失われることなく, 安定してセイルを伸展できると予想された. 一方, 二次展開については, 動的展開に伴ってセイルが大きく振動して本体に接触したり, 機体の角運動量がセイルに奪われて姿勢異常が起きないかなど, 検証すべき多くの課題があった. 展開シミュレーションに使用した主な解析プログラムは,JAXA と大学の IKAROS 構造系開発メンバーの自作によるもので,1つは膜面をばね質点ダンパ系で表現する多粒子系モデル, もう1つは膜要素や剛体要素を含む柔軟多体有限要素モデルである. 多粒子系モデルでは一次展開と二次展開, 柔軟多体有限要素モデルでは二次展開のシミュレーションを行った. これらの他に, 先端マス分離のシミュレーションに汎用非線形有限要素解析ソフト ABAQUS を, 一次展開には自作の伸展梁要素による有限要素モデルも利用した. これら複数の方法による結果を比較することによって, シミュレーション結果の妥当性を確認した. 以下では, 多粒子系モデルと柔軟多体有限要素モデルについて説明する. 3.2 多粒子系モデル概要薄膜の力学を取り扱うときの基本的な考え方は, 薄膜の曲げ剛性は微小なため無視でき, 面内の引っ張りに対しては膜材の剛性による復元力が働くが, 面内の圧縮に対しては殆ど抵抗力を持たない ( 座屈する ) とするものである. 多粒子系モデル (MPM: Multi-Particle system Model) は, 面内剛性と圧縮特性を表すばね, 質点およびダンパからなる二次元ネットワークによって膜面を近似的にモデル化する. 膜構造の大変形挙動の高速なシミュレーションのために提案された 3). 陽解法である Runge- Kutta-Gill 法によって高速な計算ができる一方, 定量的な精度や複雑な構造物への適用などにはまだ課題があり, 小型の膜面を用いた実験との比較によるモデルの有効性の検証や改良が筆者らによって進められている 2,4,). IKAROS のセイル展開シミュレーションでは, シンプ Fig. 4 Multi-particle models

z x,y Main body ルさと高速性を活かして, 多粒子系モデルを主に活用した. 一次展開モデルと二次展開モデルを Fig. 4(a), (b) にそれぞれ示す. 3.2.2 一次展開モデル Fig. に一次展開モデルの詳細を示す. 一次展開モデルでは, 多層に折り畳まれた膜面を一体の構造とした.

4 z x,y Main body ルさと高速性を活かして, 多粒子系モデルを主に活用した. 一次展開モデルと二次展開モデルを Fig. 4(a), (b) にそれぞれ示す一次展開モデル Fig. に一次展開モデルの詳細を示す. 一次展開モデルでは, 多層に折り畳まれた膜面を一体の構造とした. 各ばね定数は, 膜材のヤング率をもち膜厚層数の厚さの膜面の一次元的な引っ張り剛性から求めた. 各質点の質量は, 膜材だけでなくセイル面上の搭載物を含めた質量分布に対応した値を与えた. ダンパは, ばねの長さの変化速度に対する比例減衰とした. 薄膜の圧縮時の剛性低下を考慮するため, ばねの張力 T を次のように仮定した. K T K L L0 CL L L0 L L C L L L 0 ここで,K はばね定数,L, L0 はばねの現在の長さと自然長,C はダンパの減衰係数, は圧縮時に適用する微小な係数である. 多層膜の曲げ剛性は, 実験や有限要素解析との比較によって影響が小さいと考えられたため無視している. 実証機本体は, 実機の質量特性を有する剛体とした. of Folded Membrane Actual number of layers 以上のようにして, 一次展開中の構造全体を表すばね質点ダンパ系の運動方程式を構成した. シミュレーションには, できるだけフライトモデルの実測値を用い, 膜面が本体の周りに固定されて全体が一定回転している状態を初期条件とし, セイル先端側から順番に質点の拘束を解放していくことにより行った m 0.28m 0.28m 0.28m0.28m 0.14m 二次展開モデル二次展開の場合には, 膜厚 7. m の膜面を模擬するばね質点ダンパ系でセイル膜全体をモデル化した. 各ばねのばね定数は, 面内変形時の膜材の歪みエネルギーと多粒子系モデルのばねに蓄えられるエネルギーが等しくなる条件から求め, 圧縮時の特性を式 (1) のように与えた. 各質点の質量は, 膜材と膜面上搭載物の質量分布に一致するように与えた. 膜面の折り目の特性や曲げ剛性は, 実サイズでの展開挙動に与える影響が小さいと考えて無視した. 膜面上搭載物の曲げ剛性は膜材に比べて非常に高いが, 多粒子系モデルの原理上導入しにくいため, 有限要素解析において考慮することにした. 膜面同士の接触も, 正常な展開中はあまり起こらないこと, 計算の Tip tether 0.18m Fig. Detail of first stage deployment model 2 Tip mass 0.28m (1) 煩雑さや速度低下を考慮して無視した. テザーは, 実際に使用する Kevlar の物性値を用いて, 一次元のばね質点ダンパ系でモデル化した. シミュレーションは, 十字形状に対応して質量を配置し, 回転ガイドで拘束される位置の粒子を本体に拘束して一定回転している状態を初期状態とし, そこから拘束を解放することにより, 動的な二次展開を行った. 多粒子系モデルでは, 膜面の応力分布などの定量的評価は難しいが, 膜の圧縮剛性や減衰などの未知パラメータの展開挙動に対する感度を調べたり, 機体の質量特性や初期ニューテーションなどが異なる様々な条件下で, セイルの展開挙動や振動, 機体の角速度や姿勢角の変動などを確認するための, 膨大な量のシミュレーションを実施することができた. 3.3 柔軟多体有限要素モデル柔軟な膜面やケーブルと剛な機体などを同時に含む宇宙構造物のダイナミクスの有限要素解析は, 非線形性が強く硬い問題となる. こうした問題を扱うため, 柔軟多体有限要素モデルのエネルギモーメンタム法に基づく陰解法 ( NEDA: Nonlinear Elasto-Dynamic Analysis code) が宮崎らによって研究されている 6,7). この方法では, 外部から力やモーメントが作用しなければ, 全エネルギー, 運動量, 角運動量を厳密に保存した計算を行うことができ, ダイナミクスの安定性を正しく評価できる. そこで,NEDA をもとにして IKAROS の二次展開の詳細なシミュレーションを行った. 柔軟多体有限要素モデルでは, 膜面, テザー, 機体, 先端マスを, それぞれ膜要素, ケーブル要素, 剛体要素, 質点要素によってモデル化した.Fig. 6 にセイル膜面の要素分割を示す. 計算時間の短縮のために精細とは言えないが, 全体的な展開挙動の解析には十分である. この膜要素では, 引張, 皺, たるみの3つの応力状態を判別して精度良く表現できるように, 構成方程式が修正されている. 減衰には応力速度比例型のモデルを導入した. また, 多粒子系モデルでは無視している膜面上搭載物の曲げ剛性や折り目の特性を, 対応する節点領域に与えた. 折り目の特性は, 基礎的な実験結果に基づいて回転 Fig. 6 Node distribution

奥泉信克, 他 FE mesh of petal H&L fastener Spacecraft main body Center tether 0 deg 21 deg 246 deg Bridge Petal Finite element of tether unit Fig.7 Finite element of tether unit ばねでモデル化して導入した. その他にも,Fig.

5 奥泉信克, 他 FE mesh of petal H&L fastener Spacecraft main body Center tether 0 deg 21 deg 246 deg Bridge Petal Finite element of tether unit Fig.7 Finite element of tether unit ばねでモデル化して導入した. その他にも,Fig. 8 に示すように, テザー接着部, ブリッジ, 亀裂伸展防止テープを, 膜要素, バー要素, ケーブル要素でそれぞれモデル化し, それらの影響を考慮した. 柔軟多体有限要素モデルによるシミュレーションでは, 詳細なデータを得ることができる反面, 陰解法に基づいていることもあり計算時間がかかる. 上記の詳細なモデル化とともに, 実機開発のペースの速さに追従できるように計算の高速化を図るため,MPI ライブラリを用いた並列計算を新たに導入した. その結果, 並列化しない場合と比較して計算時間を 2% 以下に削減でき, 膜面の強度設計に必要となる展開時の応力の評価や, 多粒子系モデルによるシミュレーション結果の妥当性の確認のための比較対象として用いることができた. 4. フライト結果と数値解析結果の比較 336 deg 1 deg 70 deg Fig. 8 Simulation of 1st stage deployment CAM-H1 CAM-H2 CAM-H3 CAM-H4 Fig. 9 Photos during 1st stage deployment 4.1 一次展開以下では, 主なフライト結果とシミュレーション結果を比較する. 打ち上げ前に行った, 多粒子系モデルによる一次展開のシミュレーション結果例を Fig. 8 に示す. 回転ガイドの相対回転に従ってセイルが伸展され,70 度回転すると伸展が終了する. フライトでは, 繰り出しを 11 回のシーケンスに分割し, 機体の姿勢角変動や機体側面に搭載した 4 台の固定カメラ画像を確認しながら, 慎重にシーケンスを進めた.Fig. 9 に第 8 シーケンス終了後に撮影した固定カメラ画像を示す. 太陽の方向の違いのため見え方が異なるが, 折り畳まれた形状を維持したまま,4 本の枝がほぼ同様に伸展されていることが確認できる. 次に, 一次展開中の機軸 (Z 軸 ) 周りのスピンレート変化を Fig. 10 に示す. 縦軸は, 機体に搭載されたジャイロで計測された Z 軸周りのスピンレート, 横軸は回転ガイドの回転角である. 伸展に伴う慣性モーメントの増加によりスピンレートが減少する. 当初の解析結果 ( 緑線 ) はフライト結果 ( 赤線 ) よりやや減少が遅かったが, モデルの質量分布を修正することにより一致させることができた ( 青線 ). Fig. 10 Decrease of spin rate in 1st stage deployment 各シーケンスの繰り出し後には多少の残留振動が発生する. 第 10 シーケンス後のスピンレートの振動を Fig. 11 に示す. フライトデータ ( 赤線 ) の振動の減衰比を計算した結果, となった. 多粒子系モデルのダンパは膜面直交方向の振動には効果が小さく, この減衰は表現できていなかった ( 緑線 ) が, セイル根元に回転ダンパを追加してフライト結果に近づけることができた ( 青線 ).

ω z [deg/s] 37 36 3 Flight Data MPM without damping MPM

0sec 34 33 sequence #10 32 3200 3300 3400 300 3600 370

11 Damping of spin rate after #10 of 1st stage 3.0sec.

0sec 1.0sec 2.0sec CAM-H3 CAM-H4 3.0sec.0sec 100.

13 Simulations of 2nd stage deployment Fig.

これは, 回転ガイドはセイルの半径方向への展開を拘束するだけで, 周方向には拘束できないため,

2 二次展開次に, 多粒子系モデルと柔軟多体有限要素法による二次展開のシミュレーション計算の比較例を Fig.

6 ω z [deg/s] Flight Data MPM without damping MPM with damping 0.0sec 1.0sec 2.0sec sequence # Time[s] Fig. 11 Damping of spin rate after #10 of 1st stage 3.0sec.0sec 100.0sec (a) Multi-Particle Model CAM-H1 CAM-H2 0.0sec 1.0sec 2.0sec CAM-H3 CAM-H4 3.0sec.0sec 100.0sec (b) FEM Model Fig.13 Simulations of 2nd stage deployment Fig.12 Photos after first stage deployment また, 各シーケンス後の残留振動の周波数解析を行った結果, 一次展開中のセイルの剛性は多粒子系モデルよりもかなり高いことが明らかとなった. 最後に, 一次展開完了後の固定カメラ画像 (Fig. 12) により,4 本の枝が非対称に伸展されていることがわかった. これは, 回転ガイドはセイルの半径方向への展開を拘束するだけで, 周方向には拘束できないため, セイルの周方向への滑りが生じたためと考えられる. 4.2 二次展開次に, 多粒子系モデルと柔軟多体有限要素法による二次展開のシミュレーション計算の比較例を Fig. 13 に示す. 展開後の振動減衰の速さに違いがあったが, 展開開始から最終形状に至る全体的な挙動はよく一致した. 実際の二次展開の初期状態は Fig. 12 の非対称形状となったが, そのまま展開可能と判断し, 二次展開を実行した. 展開後に機体から分離させたカメラで撮影した IKAROS の全景と固定カメラ画像を Fig. 14, 1 にそれぞれ示す. これらの画像からセイルが完全に展開されたことが確認できた. しかしながら, 展開中の固定カメラ画像とスピンレートデータを確認した結果, 回転ガイド解放後しばらくの間, 膜面の一部が展開していなかったことが判明した. Fig.14 Photos after 2nd stage deployment Fig 1. Overview of IKAROS in space

Spin rate [deg/sec] 奥泉信克, 他 Fig. 16 Photos during 2nd stage deployment Fig.16 に二次展開中の固定カメラの連続画像を示す. 展開開始後 9 秒から 13 秒の間,1 台のカメラ (CAM-H2) にセイルが写っておらず,2 秒まで正常に展開していなかったことが分かる.

シミュレーション結果は, 振動の周期と減衰をフライト結果に合うようにチューニングしたものだが, 振幅の変化はフライト結果と一致せず ( 緑線 ), 時間を 18 秒前にシフトするとフライトデータの後半とよく一致する ( 青線 ). このことは二次展開の最初の約 2 秒まで異常があったことと整合している.

7 Spin rate [deg/sec] 奥泉信克, 他 Fig. 16 Photos during 2nd stage deployment Fig.16 に二次展開中の固定カメラの連続画像を示す. 展開開始後 9 秒から 13 秒の間,1 台のカメラ (CAM-H2) にセイルが写っておらず,2 秒まで正常に展開していなかったことが分かる. 二次展開中のスピンレートデータと有限要素モデルによるシミュレーション結果の比較を Fig. 17 に示す. フライトデータ ( 赤線 ) では, 展開開始から 20 秒過ぎに一端振動が中断し, 数秒後に再び振動が始まっている. シミュレーション結果は, 振動の周期と減衰をフライト結果に合うようにチューニングしたものだが, 振幅の変化はフライト結果と一致せず ( 緑線 ), 時間を 18 秒前にシフトするとフライトデータの後半とよく一致する ( 青線 ). このことは二次展開の最初の約 2 秒まで異常があったことと整合している. この現象の原因として, 本稿では説明を省略したが, 折り畳まれたセイルが打ち上げ時の振動で崩れないように追加した保持部材の離脱不良が考えられるが, 一次展開後の非対称形状 Time [sec] Flight data FEM FEM(Shifted) Fig. 17 Spin rate during 2nd stage deployment や折り畳み展開方式そのものに原因があった可能性もあり, 検討中である.. おわりに小型ソーラー電力セイル実証機 IKAROS の薄膜セイル展開挙動の数値シミュレーションとフライト結果について概説した. 詳しくは多くの文献が出ているので参照いただきい ( 例えば参考文献 (8)-(10)).IKAROS の成功により, ソーラーセイル膜面の遠心力展開挙動を実測できただけでなく, その後の軌道上実験により, 無重力下の大型薄膜展開構造物の力学特性に関する数多くの貴重なデータを取得することができた. 一次展開後や二次展開中の非対称挙動, 薄膜構造物の振動減衰や剛性, 太陽光圧を受けるセイル膜面の釣合形状とその経時変化, 凹凸のできた膜面に太陽光圧が作用して生じるスピン回転数の変化 ( 風車効果 ) など, 解明すべき興味深い課題が多数見つかっており, 数値解析や小型モデルを用いた実験などによって, 現在取り組んでいる最中である. 参考文献 1) O. Mori, Y. Tsuda, H. Sawada, R. Funase, T. Yamamoto, T. Saiki, K. Yonekura, H. Hoshino, H. Minamino, T. Endo, J. Kawaguchi and IKAROS Demonstration Team: World's First Demonstration of Solar Power Sailing by IKAROS, The Second International Symposium on Solar Sailing, New York, NY, (2010). 2) N. Okuizumi, A. Muta and S. Matsunaga: Enhancement of a Spring-mass System Model for Numerical Simulations of Centrifugal Deployment Dynamics of Folded Square Membranes, The 28th International

8 Symposium on Space Technology and Science, 2011-c-30, Okinawa, June (2011). 3) 松井崇雄 : 多粒子系モデルによる大型膜面宇宙構造物の動的解析に関する研究, 東京大学大学院修士論文, (2002). 4) N. Okuizumi and T. Yamamoto: Centrifugal Deployment of Membrane with Spiral Folding: Experiment and Simulation, Journal of Space Engineering, 2 (2009) 41. ) 宮崎康行, 岩井優佳 : 遠心力展開膜面のダイナミクスについて, スペースエンジニアリングコンファレンス講演集, 東京, 200, p9. 6) Y. Miyazaki and T. Kodama: Formulation and interpretation of the equation of motion on the basis of the energy-momentum method, Journal of Multi-body Dynamics, 218 (2004) 1. 7) Y. Miyazaki: Wrinkle/Slack Model and Finite Element Dynamics of Membrane, International Journal for Numerical Methods in Engineering, 66 (2006) ) Y. Shirasawa, O. Mori, Y. Miyazaki, H. Sakamoto, M. Hasome, N. Okuizumi, H. Sawada, H. Furuya, S. Matsunaga, M. Natori and J. Kawaguchi: Analysis of Membrane Dynamics using Multi-Particle Model for Solar Sail Demonstrator "IKAROS", 2th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference, AIAA , Denver, CO, (2011). 9) H. Sawada, O. Mori, N. Okuizumi, Y. Shirasawa, Y. Miyazaki, M. Natori, S. Matunaga, H. Furuya, and H. Sakamoto: Mission Report on The Solar Power Sail Deployment Demonstration of IKAROS, 2th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference, AIAA , Denver CO, (2011). 10) Y. Miyazaki, Y. Shirasawa, O. Mori and H. Sawada: Finite Element Analysis of Deployment of Gossamer Space Structure, MULTIBODY DYNAMICS 2011, ECCOMAS Thematic Conference, Brussels, Belgium, (2011). (2011 年 12 月 10 日受理 )

小型ソーラー電力セイル実証機 IKAROS( イカロス ) の紹介宇宙航空研究開発機構 (JAXA) 月惑星探査プログラムグループ (JSPEC) IKAROS デモンストレーションチーム 1

小型ソーラー電力セイル実証機 IKAROS( イカロス ) の紹介宇宙航空研究開発機構 (JAXA) 月惑星探査プログラムグループ (JSPEC) IKAROS デモンストレーションチーム IKAROS の概要 IKAROS は, 太陽光圧の力を膜 ( ソーラーセイル ) に受けて推進力を得る宇宙ヨットで, 世界で初めてソーラーセイルによる航行技術の実証を目指します. ソーラーセイルのアイデア自身は