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第10回スペースデブリワークショップ (2022年11月28-30日. 主催: 宇宙航空研究開発機構研究開発部門(JAXA), 宇宙航空研究開発機構調布航空宇宙センター(JAXA)(CAC)), 調布市, 東京, The 10th Space Debris Workshop (November 28-30, 2022. Organizer: Research and Development Directorate, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA), Chofu Aerospace Center, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(CAC)), Chofu, Tokyo, Japan, JAXA 研究開発部門では推移モデルのための軌道上デブリデータベースの更新を継続して行っている。その一環としてTLE 軌道履歴をサーベイし、TLE 履歴からA/M の推定を行い、デブリ環境モデルと比較するなどしてサイズや質量を割当てている。またTLE 履歴をサーベイすることで、個々の衛星の運用終了やPMD を行ったことによる軌道変化、および衝突・破砕等による異常な変化やそのタイミングを知ることができる。そこでTLE 履歴に表れる特徴から、制御を継続している衛星か運用終了やデブリの状態であるか、さらに軌道変化が運用による制御か運用終了やPMD であるか、または衝突・破砕によるイベントかを自動判別、分類する試みを行っている。今後、それらの精度向上のために機械学習を取り入れることも検討している。, JAXA continues to update the on-orbit objects database for the debris evolutionary model. As part of the work, we survey TLE orbit histories, estimate A/M from TLE histories, and compare them to debris environment models to assign sizes and masses. By surveying TLE histories, it is possible to determine orbital changes due to the termination of operations or PMD of individual satellites, as well as anomalous changes due to collisions, etc. and their timing. We have worked to automatically identify and classify whether a satellite is still under control or out of operation, and whether the orbit change is due to operational control, PMD, or a collision event, based on the characteristics that appear in TLE histories. We are considering incorporating machine learning methods to improve their accuracy., 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA2230027040

第10回スペースデブリワークショップ (2022年11月28-30日. 主催: 宇宙航空研究開発機構研究開発部門(JAXA), 宇宙航空研究開発機構調布航空宇宙センター(JAXA)(CAC)), 調布市, 東京, The 10th Space Debris Workshop (November 28-30, 2022. Organizer: Research and Development Directorate, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA), Chofu Aerospace Center, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(CAC)), Chofu, Tokyo, Japan, メガコンステレーションの軌道上への実装が本格化し、衛星による観測・通信サービス提供等の実利用も開始された。今後も、打ち上げ衛星数は増加傾向にあり、宇宙デブリの環境も次第に深刻化しつつある。特に影響を受ける地球低軌道の環境においては、これまでに、宇宙デブリ低減への主要な対策として、IADC ガイドラインやISO 標準等が制定され、25 年以内の軌道離脱が求められてきた。さらに、今年9 月には米国通信連邦委員会（FCC）は軌道離脱期間を５年以内に短縮化するルールへと変更した。本ルールは、米国民間企業が今後２年後以降に打ち上げる衛星に対して義務化が適用される見込みであるが、これまでのルールとは一線を画するものであり、世界からも注目されている。本パネルでは、昨年度に引き続き、国内の宇宙デブリに関係する民間企業の方がパネリストとして一堂に会し、企業の視点から本ルールの意義・効果や賛否、またルールが与える企業への影響・課題について議論する。さらに、様々な国内ルールが国際ルールに発展するこれまでのルール化の流れも踏まえ、国際ルール化の調整にむけての日本の対応について、民間企業の意見・期待について議論する。, With the rapid increase of space utilization and the appearance of large constellations; space debris is a growing threat to space sustainability in the future. Due to the high impact on low earth orbit (LEO) environment, space debris mitigation guidelines have been established under IADC (Inter-agency Debris Coordination Committee) and ISO (International Organization for Standard), notably deorbiting within 25 years after the end of the mission. Recently FCC (Federal Communication Commission) adopted a new rule to deorbit within 5 years which makes significant difference from the current 25 years periods. In this panel, the private companies which cares space debris in Japan will discuss values, impacts and challenges of the new rule, and explore the coordination of the international rule making from the viewpoints of Japanese private sectors., 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA2230027059

第9回スペースデブリワークショップ (2021年2月24-26日. 宇宙航空研究開発機構調布航空宇宙センター(JAXA)(CAC), オンライン会議), 調布市, 東京, The 9th Space Debris Workshop (February 24-26, 2021. Chofu Aerospace Center, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(CAC), Online meeting), Chofu, Tokyo, Japan, 大型コンステレーションの登場に代表される宇宙利用が急速に進む中で、宇宙デブリが将来に向けた継続的な軌道利用に対する脅威と叫ばれる様になって久しい。世界各国が、デブリ問題の現状把握・対応検討し、国内法で今後打上げられる人工衛星・ロケット等に対して、デブリ化しない為の適切な施策を執ることを運用主体に求めている。国内でも、宇宙基本計画に宇宙デブリ対策が明記され、日本国を代表する領域として確立されることが期待されている。この流れの中で、宇宙デブリ問題は官のみならず民間でも注目度が高まりつつあり、宇宙デブリ問題を事業として取り扱う企業が国内でも増えつつある。本パネルでは、これらの企業が一堂に会し、宇宙デブリ化防止・除去に関する技術開発、地上からの観測、モデリング等多岐に亘る事業概要を紹介すると共に、当該企業の抱える技術・事業展開に関する課題を明らかにし、協調の可能性、政府への期待・提案を模索する。, With the rapid increase of space utilization and the appearance of large constellations; space debris is a growing threat to space sustainability in the future. Countries all over the world have been demanding that future satellite operators and rockets take appropriate measures to prevent contributing to the space debris problem. In Japan, the Basic Plan on Space Policy specifies space debris countermeasures and is expected to be established as a standard representing Japan. Following this trend, the space debris issue has been attracting more and more attention not only from the government but also from the private sector, and the number of companies offering solutions to the space debris issue is increasing. In this panel, we will introduce the business strategy outline of these companies in various fields such as technology development for space debris prevention/removal, ground-based observation, and modeling, etc. We will also identify the challenges facing these companies' technology and business development, and explore the possibility of collaboration and what they expect and propose to the government., 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA2130003048, レポート番号: JAXA-SP-21-001

第9回スペースデブリワークショップ (2021年2月24-26日. 宇宙航空研究開発機構調布航空宇宙センター(JAXA)(CAC), オンライン会議), 調布市, 東京, The 9th Space Debris Workshop (February 24-26, 2021. Chofu Aerospace Center, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(CAC), Online meeting), Chofu, Tokyo, Japan, 本講演では，デブリ衝突損傷リスク解析ツール（TURANDOT）の概要と今後の改修計画を紹介する．TURANDOT は，JAXA で開発された宇宙機設計支援ソフトウェアである． 本ツールは宇宙機表面を詳細な格子に分割し，デブリに対する宇宙機自身の遮蔽を考慮した上で，各部位のデブリ衝突頻度を解析可能である．また，任意の宇宙機部位について，宇宙機表面材料と弾道方程式を設定することで，損傷リスクも評価可能である． さらに，メテオロイドのエンジニアリングモデルを用いることで，デブリと同様の解析が可能であり，ESA MASTER-2009 とNASA MEMR2 に対応している．現在，解析可能な軌道はGEO までの地球周回軌道に限られるが，MEMR2 は月周辺のメテオロイド環境を解析可能であるため，月面ならびに月周回軌道の解析を可能とする改修を検討中である． 加えて，対応しているエンジニアリングモデルをアップデート中である（NASA ORDEM 3.1，MEM 3）． 更に，原子状酸素の影響評価と月面における日照解析への応用を検討している．, We introduce overview and improvement plans of Tactical Utility for Rapid ANalysis of Debris on Orbit Terrestrial (TURANDOT). TURANDOT is developed by JAXA to assist the users for spacecraft design. The software is capable of prediction of probability of debris impact to a spacecraft including shielding effect of the spacecraft itself. In addition, corresponding damage risk can be evaluated by setting up the spacecraft surface materials and ballistic limit equations for a given spacecraft part. Furthermore, the software provides risk assessments not only for debris but also for meteoroids by applying engineering models of meteoroid and supports two models: ESA MASTER-2009 and NASA MEMR2. At present, TURANDOT can analyze the risks on the orbits around the Earth up to GEO, but we are planning to improve the software to enable analysis for the lunar surface and for the lunar orbits using MEMR2, which provides the meteoroid environment data around the Moon. In addition, an updating supporting engineering models is in progress: NASA ORDEM 3.1 for debris and NASA MEM3 for meteoroid. Moreover, an expansion of the application is being considered - analyzing the effect of atomic oxygen erosion on material and estimation of the solar irradiance that reaches objects on the Moon, for example., 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA2130003025, レポート番号: JAXA-SP-21-001

第9回スペースデブリワークショップ (2021年2月24-26日. 宇宙航空研究開発機構調布航空宇宙センター(JAXA)(CAC), オンライン会議), 調布市, 東京, The 9th Space Debris Workshop (February 24-26, 2021. Chofu Aerospace Center, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(CAC), Online meeting), Chofu, Tokyo, Japan, デブリ推移モデルはデブリ低減策の有効性評価や国際的ルールの議論に不可欠である。JAXA では九州大学と共同開発したデブリ推移モデルを用いてデブリ数の将来推移を評価してきた。デブリ推移モデルでは、軌道上環境の初期状態として、考慮する全物体の質量特性や軌道等の情報が必要である。JAXA では公開されているTLE 履歴からの面積質量比評価や文献調査、JAXA 望遠鏡で観測された未カタログ物体等を考慮して、独自のベースラインファイルを作成した。今までは、IADC でESA から提供されたベースラインファイルを、研究目的にのみ使用していたが、情報不足等により、具体的デブリ除去対象の評価等は不可能だった。本講演では、TLE 調査等のベースラインファイル開発方法や、開発されたベースラインの評価結果、それを用いた推移予測の結果等について報告する。特に、開発されたベースラインファイルを用いたデブリ除去対象の評価や、デブリ低減策効果の評価、また波及効果としてTLE 履歴調査から分析できる情報等を紹介する。, A debris evolutionary model is indispensable for investigating effective debris mitigation measures and for developing international rules regarding space debris. JAXA has been evaluating the future space debris population using an evolutionary debris model named NEODEEM, developed in collaboration with Kyushu University. A baseline file is required for the debris Evolutionary model, which is the initial population data of the on-orbit environment, such as mass characteristics and orbits of all objects larger than 10 cm. JAXA has created its own baseline file by taking into account the area-mass-ratio evaluation from the TLE (Two Line Elements) history, literature review, and uncatalogued objects observed with the JAXA telescope, and so on. The baseline files provided by ESA at IADC have been used for research purposes only, but due to lack of information, for example, evaluation of specific debris removal targets was not possible. In this talk, the methods for developing the baseline file, the results of comparison with some debris models, and the results of debris evolutionary model predicted using the developed baseline files are reported. In particular, the evaluation of debris removal targets and the effectiveness of debris mitigation measures using the developed baseline files are introduced. In addition, the information that can be analyzed from the TLE history survey is introduced., 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA2130003012, レポート番号: JAXA-SP-21-001

第9回スペースデブリワークショップ (2021年2月24-26日. 宇宙航空研究開発機構調布航空宇宙センター(JAXA)(CAC), オンライン会議), 調布市, 東京, The 9th Space Debris Workshop (February 24-26, 2021. Chofu Aerospace Center, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(CAC), Online meeting), Chofu, Tokyo, Japan, 宇宙ゴミ問題は長期的なグローバルアクションの大切さ及び不確実性の大きさから気候変動と同様の特徴がある．PMD90%実行+ADR5~10 機/Year が低軌道環境維持に必須であることがIADC の取り組みによって明らかにされている．しかし、PMD は実行率が十分に上昇せず、ADR についてはコストの捻出方法が見通せない．技術力の問題もあるが、経済的側面が非常に大きい．過去の経済的側面からの取り組みは、他の環境問題からのアナロジーが多く、体系的とは言い難い．一方、環境経済学はミクロ経済学の一分野として急速に適用範囲が拡大している学問体系であり気候変動のIPCC 等において中心的な役割を担っている．そこで本発表では、この考え方を元に、国際的にデブリ問題並びにPMD とADR のコストの位置づけを明らかにする．そして、各国が国際的に受け入れられる制度枠組みに要求される課題を検討する．, Space debris is an emerging global environmental problem. PMD of 90% and ADR of 5 to 10 every year is required for maintaining the status of LEO. Fulfillment rate of PMD is, however, still in unsatisfied level and its associated cost of ADR is unclear. This provides the challenge from both of technology and economics. Previous studies on economics of space debris are mostly analogy from environmental problems on the earth. Environmental economics, holding two Nobel Prize winners, can potentially provide key tool to understand this problem. In this study, we provide how environmental economics merits on understanding and solving debris problem including cost of PMD and ADR. Finally, we discuss requirements for economic scheme which are acceptable in international space scene., 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA2130003014, レポート番号: JAXA-SP-21-001

第8回スペースデブリワークショップ (2018年12月3-5日. 宇宙航空研究開発機構調布航空宇宙センター(JAXA)(CAC)), 調布市, 東京, The 8th Space Debris Workshop (December 3-5, 2018. Chofu Aerospace Center, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(CAC)), Chofu, Tokyo, Japan, 本研究では、時間の経過に伴って減価するデジタル通貨トークンを流通させることにより、能動的デブリ除去のコストを賄うことを提案する。このトークンは、能動的デブリ除去の証拠に基づいて、宇宙開発による利害に関係する組織群の連携から成るグローバルな共同体(コンソーシアム)により除去業者に向けて発行される。トークンはこのコンソーシアムの負債を表すが、デブリ除去の利益を享受する主体が受け取って使うまでの間の減価分が寄付として負債と相殺されることにより、トークンの流通を通してデブリ除去のコストが賄われる。この方法では、コンソーシアムは事実上何のコストも負わない。このコンセプトは PoD (Proof of Disposal; 除去証拠) 方式として一般化でき、株式になぞらえられる ICO (Initial Coin Offering) に代わり、社会課題をデジタル通貨設計によって解決に導くために広く適用できると考える。, We propose that the cost of ADR (Active Debris Removal) can be paid by circulating digital currency tokens whose values decrease over time. Such tokens are issued by global cooperation (a consortium) of parties interested in space development to parties who actually performed ADR, in exchange with proofs of removals. The tokens represent debts of the consortium, which is repaid through contributions by the token holders (as values of tokens decrease while holding them), who are likely to be benefited by removal of debris. This scheme imposes virtually no cost to the consortium. We have generalized this concept as PoD (Proof of Disposal), which, we believe, provides a more accountable foundation for solving social problems with digital currency than many ICO (Initial Coin Offering) in practice today., 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA1830034022, レポート番号: JAXA-SP-18-011

第8回スペースデブリワークショップ (2018年12月3-5日. 宇宙航空研究開発機構調布航空宇宙センター(JAXA)(CAC)), 調布市, 東京, The 8th Space Debris Workshop (December 3-5, 2018. Chofu Aerospace Center, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(CAC)), Chofu, Tokyo, Japan, デブリ衝突損傷リスク解析ツール（TURANDOT）は，宇宙機設計支援ソフトウェアである．本ツールは宇宙機表面を詳細な格子に分割し，デブリに対する宇宙機自身の遮蔽を考慮した上で，各部位のデブリ衝突頻度を解析する．さらに，任意の宇宙機部位について，宇宙機表面材料と弾道方程式を設定することで，損傷リスクも評価可能である．軌道上デブリフラックスのデータベースとして MASTER-2009とORDEM3.0をユーザが必要に応じて選択し，利用できるように機能を拡張した．損傷リスクを評価する宇宙機表面材料と弾道方程式については，利便性を考慮し，標準的な材料とモデルをツール内に組込み，ユーザがパラメータを入力することのみで解析できるように機能を拡張した．さらに，STEP形式で作成された衛星モデルをTURANDOTに取り込めるようにSTEP形式の読み込み機能を強化した．この講演では，本ツールの概要と機能について紹介する．, Tactical Utilities for Rapid ANalysis of Debris on Orbit Terrestrial(TURANDOT) supports design of spacecrafts. The software is capable of damage probability prediction of a spacecraft caused by collisional debris including self-shielding effect of the spacecraft. Users can choose MASTER-2009 or ORDEM 3.0 as database of debris flux. New easy-to-use graphical interface already set up with ballistic limit equations. Furthermore, TURANDOT was improved reading functions of STEP (Standard for the Exchange of Product data) files. Overview and features of TURANDOT are introduced in the presentation., 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA1830034029, レポート番号: JAXA-SP-18-011

第7回スペースデブリワークショップ (2016年10月18-20日. 宇宙航空研究開発機構調布航空宇宙センター(JAXA)(CAC)), 調布市, 東京, The 7th Space Debris Workshop (October 18-20, 2016. Chofu Aerospace Center, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(CAC)), Chofu, Tokyo, Japan, デブリ衝突損傷リスク解析ツール(Turandot)は, 宇宙機設計支援ソフトウェアである. 本ツールは宇宙機表面を詳細な格子に分割し, デブリに対する宇宙機自身の遮蔽を考慮した上で, 各部位のデブリ衝突頻度を解析する. さらに, 任意の宇宙機部位について, 宇宙機表面材料と弾道方程式を設定することで, 損傷リスクも評価可能である. 弾道方程式については, 標準的と考えられているモデルをデフォルトとして与えるほか, ユーザが任意のモデルを生成して解析に利用することが可能である. また, これまで軌道上デブリフラックスのデータベースとしてMASTER-2009とORDEM2. 0 (ORDEM2000)を利用してきたが, ORDEM3. 0によるフラックスも利用できるように機能を拡張した. ORDEM 3. 0で与えられるフラックスは, 天球をIglooと呼ばれる614に分割した領域で与えられるが, 天球を約1平方度毎に分割した41, 258の領域にIglooとの立体角比に従ってブラックスを再分配して解析に利用している. この講演では, 本ツールの概要と機能拡張について紹介する., The Tactical Utilities for Rapid ANalysis of Debris on Orbit Terrestrial (Turandot) supports design of spacecraft. This software is capable of prediction of spacecraft damage probability by collisional debris including shielding effect of the spacecraft itself. Turandot was expanded in order to use ORDEM 3.0 as well as MASTER-2009 and ORDEM2000 as database of debris flux. This presentation introduces overview and feature expansion of the Turandot., 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA1630052039, レポート番号: JAXA-SP-16-011

第6回スペースデブリワークショップ (2014年12月17-19日. 宇宙航空研究開発機構調布航空宇宙センター(JAXA)(CAC)), 調布市, 東京, 6th Space Debris Workshop (December 17-19, 2014. Chofu Aerospace Center, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(CAC)), Chofu, Tokyo, Japan, デブリ衝突損傷リスク解析ツール(TURANDOT)は宇宙機設計支援ソフトウェアである。このソフトウェアを、より多くのユーザーが安心して利用できるツールとするために、過去2年間にわたって複数のベンチマークテストを実施した。また、直近ではユーザーの利便性を高めるために入力支援機能を大幅に強化中である。TURANDOTに関連する2012年度-2014年度の活動状況を報告する。, 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA1530025037, レポート番号: JAXA-SP-14-013

第5回スペースデブリワークショップ (2013年1月22-23日. 宇宙航空研究開発機構調布航空宇宙センター), 調布市, 東京, 5th Space Debris Workshop (January 22-23, 2013, Chofu Aerospace Center, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)), Chofu, Tokyo, Japan, デブリ衝突損傷リスク解析ツール(ＴＵＲＡＮＤＯＴ)は、２００８年に開発を開始した宇宙機設計支援ソフトウェアである。本ツールは宇宙機表面を詳細な格子に分割し、衛星各部の遮蔽効果を考慮した上で、各部のデブリ衝突による損傷発生確率を推定する。軌道上デブリフラックスのデータベースとしては、当初、MASTER2005 とORDEM2000 を利用したが、現在ではMASTER2009 も利用可能なように機能拡張を実施した。本ツールの概要を報告する。, Development of Tactical Utilities for Rapid Analysis of Debris on Orbit Terrestrial (TURANDOT) is started on 2008. The software is capable of prediction of spacecraft damage probability by collisional debris including shielding effect of the spacecraft itself. The tool initially makes use of MASTER-2005 and ORDEM2000 as database of debris flux. We conducted the expansion so that the tool can reference MASTER-2009 also. The report is of the schematic of the tool., 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA0062322027, レポート番号: JAXA-SP-13-018

第7回宇宙環境シンポジウム (2010年10月19日-20日. 東京国際フォーラム), 7th Spacecraft Enivironment Symposium (October 19-20, 2010, Tokyo International Forum), Tokyo Japan, MUSCAT (Multi-Utility Spacecraft Charging Analysis Tool) is developed for prediction of arching frequency on spacecraft surface. Several expansion functions such as "auto parametric-run", "inner charging analysis", "optional distribution function of auroral electron energy" and etc. are added by JAXA from 2007 to 2009., 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA0064933018, レポート番号: JAXA-SP-10-013

近年、衛星の帯電・放電に関連すると考えられる事故が国内外で多数、報告されることから、設計段階から帯電・放電の観点に立った検討を正しく行う必要性が認識されている。JAXAでは静止衛星についてはこれまで、米国で70年代に開発され世界のデファクトスタンダードとしての地位を確立していたNASCAP/GEO(NASA Charging Analyzer Program for GEosynchronous Orbit)と呼ばれる解析ツールを利用してきた。しかしその後、機能拡張、改良され、低軌道衛星、極軌道衛星にも対応可能となったツールは、輸出規制のために日本で使用することはできない。そこで2004年11月から衛星帯電解析ソフトウェアMUSCAT(Multi-Utility Spacecraft Charging Analysis Tool)の開発に着手し、2007年3月に完成した。本発表は、このMUSCATによる解析結果を実際の衛星(ETS-5: Engineering Test Satellite-5:きく5号)で取得したデータと比較し報告する。ETS-5は、静止軌道上で10年間の帯電データを取得しており、ほぼ太陽活動周期1回分のデータが得られている。このデータをMUSCATの解析結果と比較することにより、衛星電位と帯電サンプルとの電位差について検証することが可能であり、成果を帯電設計基準などに反映することができる。また、MUSCATにユーザ要求による機能の追加を行ったため、これについても報告する。, 資料番号: AA0063997026, レポート番号: JAXA-SP-07-030

Multi-Utility Spacecraft Charging Analysis Tool (MUSCAT) is a software under development by Kyushu Institute of Technology (KIT) jointly with JAXA. Its numerical engine is a plasma simulator based on particle method. It includes both Particle Tracking method (PT), which simulates flux of electric charge into surface of spacecraft, and Particle In Cell method (PIC) which simulates distribution of space plasma. In order to simulate erosion of on ion engine grid system, not only simulating spatial structure of electric potential but also simulating the flux of various particles into grid system is necessary. Therefore, techniques of MUSCAT are applicable for grid simulation by expanding simulation of charged particles to that of particles including neutral particles. As the initial phase, we conducted trajectory analysis of ion beam for mono-hole and the numerical result is reported., 資料番号: AA0063329009, レポート番号: JAXA-SP-06-019

MUSCAT(Multi-Utility Spacecraft Charging Analysis Tool)は地球低軌道(LEO: Low Earth Orbit)、静止軌道(GEO: Geosynchronous Earth Orbit)並びに極軌道(PEO: Polar Earth Orbit)それぞれの環境に相当する、帯電状態を含む宇宙機-宇宙プラズマ相互作用を解析する計算ツールである。本開発プロジェクトは2004年11月に開始され、2006年3月にβ版がユーザーテストのために公開された。ベータ版では宇宙環境を模擬するために必要な要素の大部分を既に含んでいる。この要素とは、(1)高機能なグラフィカル・ユーザー・インターフェース(GUI: Graphical User Interface)、(2)各種物理現象を模擬するに必要な数値解析機能、(3)高速計算機能、(4)検証実験結果およびスーパーコンピューターによる大規模高精度計算結果との相互比較による妥当性の検証である。(1)として、MUSCATユーザーはGUIを用いて衛星形状と表面材料物性を容易に入力し、解析モデルを作成することが出来る。(2)として、MUSCATは光電子放出、2次電子放出、誘電体表面の導電電流による効果に加え、GEOプラズマのダブル・マクスウェル分布、PEOにおけるオーロラ電子電流の効果を解析モデルに含んでいる。(3)としてMUSCATは並列ワークステーション上での並列計算機能を実装している。さらに4)としてMUSCATの解析結果は検証実験結果と非常に良好な一致を示した。また、MUSCATの試験的な運用をGreenhouse gases Observing SATellite(GOSAT)に対して行った。この目的の1つは地上試験と平行して現実の詳細な衛星形状を用いてGOSATの帯電状態を推定することであるが、もう1つの目的はMUSCATの性能検証である。MUSCATは2007年3月に完成予定である。, 資料番号: AA0063585026, レポート番号: JAXA-SP-06-035

平成18年度宇宙輸送シンポジウム（2007年1月18日-19日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究本部）, 相模原市, 神奈川県, Space Transportation Symposium FY2006 (January 18-19, 2007. Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS)), Sagamihara, Kanagawa Japan, 資料番号: SA6000005073

Development of MUSCAT (Multi-Utility Spacecraft Charging Analysis Tool) had started in November 2004 as a quantitative spacecraft charging analysis tool in Japan. In the middle of development term, the beta version of MUSCAT has been released on March 2006 as the first version of integrated software. The integrated GUI (Graphical User Interface) tool of MUSCAT, called 'Vineyard' had been developed, which conducts the MUSCAT simulation on local Windows (trademark) PC. Functions of 'Vineyard' have parameter input panels including 3D satellite model, data converter from parameters in the GUI format into those in the solver format. As the development of the physical functions, fundamental physical elements such as photoelectron emission, secondary electron emission, auroral electrons had been included. As a result, the solver enables fundamental charging analyses at GEO (Geostationary Orbit), LEO (Low Earth Orbit) and PEO (Polar Earth Orbit), which makes MUSCAT feasible for multi-utility use. Parallelization and tuning of the code have almost been achieved, and eight-CPUs (Central Processing Unit) parallel computation can calculate absolute potential of a large-scale satellite model in a half size of maximum computation region of 256 x 64 x 128 in two days. Experiments for the code validation were made at LaSEINE (Laboratory of Spacecraft Environment Interaction Engineering) in KIT (Kyushu Institute of Technology). Spatial distribution of electric potential around the electrode of a Langmuir probe and IV (Current-Voltage) characteristic curve were measured, and we had good agreement in experimental results and the numerical ones. These results show that the physical functions of MUSCAT simulate charging processes quite well. For a function of plasma plume analysis of the MUSCAT solver, we consider a model of active emission of ions, which employs a fixed analytical beam ion profile and electrons of Boltzmann distribution. Distributions of CEX (Charge Exchange) ions are obtained by PIC (Particle in Cell) method, and electric field is obtained by solving non-linear Poisson equation. Backflow of CEX ions to spacecraft surface would contribute to fluctuations of the surface potential. The modeling and coding of that are now under development. Final version of MUSCAT will be released in March 2007 with this function., 資料番号: AA0063157005, レポート番号: JAXA-SP-06-014

The beta version of MUSCAT (Multi-Utility Spacecraft Charging Analysis Tool), the numerical tool for charging-arcing analysis of satellite, was released at the end of March 2006. It contains GUI (Graphical User Interface), solver, parallelization, and validation experiment. We named GUI part as 'Vineyard'. It helps users to process spacecraft modeling and calculation by one-touch menu. It also provides several functions of spacecraft modeling (modeler) on the 3D basis as well. We have developed overall GUI functions with Java, and modeler with Java3D. In order to verify the validity of MUSCAT, some real spacecrafts, such as WINDS (Wideband Inter Networking engineering test and Demonstration Satellite), OICETS (Optical Inter-orbit Communication Engineering Test Satellite), and GOSAT (Greenhouse gases Observation SATellite), are being modeled and calculated. In this paper, we introduce Vineyard as GUI part of MUSCAT, and models of real spacecrafts made by the modeler as well as the calculation result of WINDS satellite model., 資料番号: AA0063154015, レポート番号: JAXA-SP-06-010

Since the failure of ADEOS-2, charging of satellites in polar orbit has become a serious issue. The Japan Aerospace Exploration Agency has decided to develop a computational tool that can calculate charging status of a polar orbiting satellite jointly with Kyushu Institute of Technology. The simulation code is a combination of a particle-in-cell method and a particle tracking method and can be used not only for a polar satellite but also for a GEO satellite or a low inclination LEO satellite. The aim of the simulation code is to give satellite designers chances to identify the charging hazard in the satellite design phase with user-friendly interface. The development of software, named Multi-utility Spacecraft Charging Analysis Tool (MUSCAT), started in December, 2004. Overview of development plan and current status of the simulation code will be presented., 資料番号: AA0049206055, レポート番号: JAXA-SP-05-001E

資料番号: AA0047118092

資料番号: AA0047118045

The numerical simulations of drag and aerodynamic heating to the spacecraft during Jovian aerocapture have been conducted. DSMC method is used for the simulations of flow fields around the spacecraft. The transient changes of drag due to Jovian atmosphere and total heat loads to the spacecraft are obtained. The results show the estimated heat loads could be within allowable heat load when proper ablation heat shield technique is applied. Also, the results shows Jovian aerocapture could save total mass of spacecraft or could increase payload of spacecraft compared with retro-rocket blowing for space flight to Jupiter.

第58回宇宙科学技術連合講演会（2014年11月12日-14日. 長崎ブリックホール), 長崎市, 長崎県, "In order to analyze the debris impact risk for spacecraft, JAXA developed a risk assessment software named“TURANDOT”. A benchmark analysis, the procedure of which is defined by IADC Protection Working Group, was performed with TURANDOT. “MASTER-2009”, an ESA’s debris environment model, was used for the benchmark.Results of the benchmark prove validity of TURANDOT as a risk assessment software.", 資料番号: AC1500072000, レポート番号: JSASS-2014-4440

平成26年度宇宙輸送シンポジウム（2015年1月15日-16日. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所（JAXA)(ISAS)）, 相模原市, 神奈川県, Space Transportation Symposium FY2014 (January 15-16, 2015. Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA)(ISAS)), Sagamihara, Kanagawa Japan, 資料番号: SA6000036063, レポート番号: STEP-2014-005

第29回宇宙エネルギーシンポジウム(2010年2月26日, 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究本部相模原キャンパス), The twenty-ninth Space Energy Symposium (February 26, 2010, Institute of Space and Astronautical Science, Japan Aerospace Exploration Agency, Sagamihara), As geo-stationary (GEO) satellite bus voltage is increasing due to the size of the satellites, the number of solar array failures due to spacecraft charging is also increasing. It is believed that the failures are initiated by the potential difference between cover glasses and the spacecraft chassis that sharply drops negatively under substorm plasma environment. The potential difference leads to an electrostatic discharge (ESD). If the spacecraft chassis potential can be maintained near zero potential even when the spacecraft encounters the substorm, the danger of discharge can be greatly reduced. We are developing an electron emitter that emits electrons from the conductor by developing enhanced electric field at the triple junction that occur simultaneously while the spacecraft charging. The emitter is composed of a polymer on top of copper plate. Parts of the copper plate are exposed through the polymer creating the triple junctions that are the source of electron emission.This emitter operates in a completely passive fashion. It has a number of advantages over other spacecraft charging mitigation methods; compact in size, lightweight, powerless, cableless and low cost. As the emitter is expected to operate for a long time in orbit, it needs resistance to prolonged space environment exposure and performance upgrading. At this symposium, we reported the resistance of electron emitter to high electron irradiation and the operational simulation. In the ground test, the emitters were biased to a highly negative potential with respect to a grounded vacuum chamber and exposed to electron beam. Through this test, the emission current from each sample emitter is evaluated. We also simulated the operation of the ELF using MUSCAT (Multi-Utility Spacecraft Charging Analysis Tool) to find the best arrangement., 形態: カラー図版あり, 形態: CD-ROM1枚, Physical characteristics: Original contains color illustrations, Note: One CD-ROM, 資料番号: AA0064737012

平成20年度宇宙輸送シンポジウム(2009年1月19日-20日, 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究本部), Preceding estimation of computation cost is significant for development of practical computation tool. Grid erosion analysis including computation region from center axis to fringe is required because erosion aspect is different on each radial location. We conducted ion beam analysis by PIC method including the computation region with eighteen holes., 形態: カラー図版あり, 資料番号: AA0064292076