ひので衛星実現のための 衛星システム関連技術 原　弘久 国立天文台ひので科学プロジェクト 第9回DECIGOワークショップ

はじめに DECIGOを実現するには、各衛星に大型光学系（直径~1m)搭載し、1000 km離れた衛星間の光学系を干渉計として使用するために高精度位置制御が必要と聞いている 衛星に対する要求度や制御手法は異なるが、高解像度を達成した日本の太陽観測衛星 　「ひので」 どのような点が考慮され、問題となったのかについて紹介する

本講演の内容 ひので衛星の紹介 ひので高解像度実現のための方策 リスク（開発を開始してから分かったこと）

日本の太陽観測衛星 ロケット観測（１９７０年台） ひので (SOLAR-B) ようこう (SOLAR-A) たんせい（試験衛星） ひのとり (ASTRO-A) 900 kg 2006年9月打ち上げ 390 kg 1991年8月打ち上げ 太陽磁気活動全体 ・磁場の微細構造 ・3次元磁場構造 ・太陽彩層・コロナ加熱 ・プロミネンス ・太陽活動周期 ・フレア中の 　高温プラズマ生成 　高エネルギー粒子加速 ・太陽コロナの加熱 ・太陽活動周期 188 kg 1981年2月打ち上げ フレア中の 　高温プラズマ生成 　高エネルギー粒子加速 最高空間分解能　~10秒角 最高空間分解能　~5秒角 最高空間分解能　~0.2秒角

ひので衛星 光球からコロナまでを一つの衛星で高解像度で観測 搭載望遠鏡 光球・彩層ダイナミックス、コロナ加熱、 フレアダイナミックス、….. 光球・彩層ダイナミックス、コロナ加熱、　　　　　　　　フレアダイナミックス、….. 搭載望遠鏡 可視光望遠鏡　　　　光球・彩層　　　　解像度~0.2秒角 　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　（偏光度精度0.1%） X線望遠鏡　　　　　　コロナ　　　　　　　解像度~2秒角 EUV撮像分光装置 遷移層・コロナ　　解像度~2秒角 視野の狭い装置を含め同じ領域を観測→高指向安定度 M-Vロケットで打ち上げ可能な最大規模の　　　　　　太陽軌道天文台　 1秒角 ~ 510-6 radian

ひので可視光望遠鏡による画像

開発の方針 一つ前のASTRO-Fなど先行衛星のものをできるだけ使用して新規開発を極力抑えた コスト（できるだけ安く）　と　リスク（より安全に）の　バランスで多くのことが判断された 留意すべき点：　　 同じ装置で軌道上実績があった場合でも、先行ケースで全て調査済みと想定するのは誤り 先行衛星ではたまたま問題とならなかったのかもしれない 使用する立場で設計思想と仕様を確認すべし 信頼性

ひので衛星の観測装置 Solar Optical Telescope EUV Imaging Spectrometer (SOT)　可視光望遠鏡 EUV Imaging Spectrometer (EIS)　極端紫外線撮像分光装置 EIS ~10 m X-ray Telescope (XRT)　X線望遠鏡 165 cm 1991年打ち上げの「ようこう」に比べ 衛星は巨大になった

「ひので」の観測装置が見る領域 EIS XRT SOT

高解像度観測達成のための 関連事項 可視光望遠鏡 解像度~0.2秒角 X線望遠鏡 解像度~2秒角 EUV撮像分光装置 解像度~2秒角 1” ~ 510-6 radian 可視光望遠鏡　解像度~0.2秒角 主鏡口径50cm min（太陽宇宙で最大）→大熱量の排熱設計 主鏡-副鏡距離の安定度 ~2m→低膨張CFRPの開発 画像安定度要求 0.09” （3;低周波）→画像安定化機構の開発 衛星安定度要求 0.09” (3; f>20Hz)→擾乱源把握、擾乱低減 衛星安定度要求 0.6”/2s → 太陽センサーの高解像度化 衛星安定度要求 4.5”/1h　(~軌道周回変動)→衛星熱構造 衛星内擾乱源管理　→　擾乱源の把握・試験による検証 長期間極限解像度の維持 → コンタミネーション管理 機器性能の地上試験評価 X線望遠鏡　　　　　　解像度~2秒角 EUV撮像分光装置 解像度~2秒角 注） 近地球（高度~700 km）環境下で現れる姿勢擾乱要素あり

SOT: Optical Telescope Assembly (OTA) The diffraction-limited solar telescope of 50cm aperture Secondary Mirror Side Door Heat Dump Mirror Top Door CFRP truss structure Primary Mirror Collimater Lens Unit Polarization modulation analyzer Tip-Tilt Mirror

可視光望遠鏡の解像度 口径50cmの主鏡で0.2－0.3秒角の解像度を出すには回折限界望遠鏡を目指す必要がある 望遠鏡の機能で達成されなければならないもの 衛星の機能で達成されなければならないもの 達成すべき目標を　Strehl ratio >0.8　と設定 グレゴリアン望遠鏡の主鏡（軽量化:70%除去）・副鏡の組み合わせで達成すべきWFE < 19.8 nm rms: 12 rms が達成 Strehl Ratio: WFE~36.5 nm rms WFE：rms wave front error

主鏡の吸熱変形 主鏡に太陽光が直入射 主鏡汚染による吸熱変形を阻止するため、 徹底的な汚染管理が実施された コーティングの吸熱係数は0でないので光の一部を吸熱→吸熱により鏡面が変形 鏡面が汚染 →太陽光吸熱率上昇 →回折限界を逸脱 →　コーティングの選択、コンタミネーション管理 主鏡汚染による吸熱変形を阻止するため、　徹底的な汚染管理が実施された 観測機器だけでなく衛星設計に影響を与えた 望遠鏡の素材選定、素材からのアウトガス実測 汚染モデルによる予測評価 フライト品からのアウトガス量実測・判定 スラスタ材料選択、衛星分離軌道の選択、　などなど

可視光望遠鏡の光学性能試験

宇宙熱環境での可視光望遠鏡性能試験 熱設計結果をもとに宇宙空間での熱真空環境下での望遠鏡光学性能を確認した 国立天文台の施設で実施 大型クリーンルーム クリーンな大型真空槽

高解像度観測達成のための 関連事項 可視光望遠鏡 解像度~0.2秒角 X線望遠鏡 解像度~2秒角 EUV撮像分光装置 解像度~2秒角 1” ~ 510-6 radian 可視光望遠鏡　解像度~0.2秒角 主鏡口径50cm min（太陽宇宙で最大）→大熱量の排熱設計 主鏡-副鏡距離の安定度 ~2m→低膨張CFRPの開発 画像安定度要求 0.09” （3;低周波）→画像安定化機構の開発 衛星安定度要求 0.09” (3; f>20Hz)→擾乱源把握、擾乱低減 衛星安定度要求 0.6”/2s → 太陽センサーの高解像度化 衛星安定度要求 4.5”/1h　(~軌道周回変動)→衛星熱構造 衛星内擾乱源管理　→　擾乱源の把握・試験による検証 長期間極限解像度の維持 → コンタミネーション管理 機器性能の地上試験評価 X線望遠鏡　　　　　　解像度~2秒角 EUV撮像分光装置 解像度~2秒角 注） 近地球（高度~700 km）環境下で現れる姿勢擾乱要素あり

可視光望遠鏡の画像安定化 可動鏡 クロス オーバー 周波数 ~20Hz US US ・狭い領域の画像データを高速に取得 ・パターン解析からずれ量を算出

画像安定度と画像劣化 @ 500 nm @ 390 nm もともとは0.06（3） 要求値（再設定値） 0.042 “(0-p) or 0.09” (3) もともとは0.06（3）

衛星内擾乱源レベル管理 ジャイロ、モーメンタムホイールの振動擾乱レベルの個別測定 観測装置可動物の特性把握（設計レベル） 衛星構造に取り付けられた状態での擾乱源測定　　　- 衛星全体を巨大ばねで吊る - 　　①構造モデルに対して　　基礎データ取得 　　②フライトモデルに対して　　検証 　そして最後に 　　③軌道上実証

構造モデルよる擾乱伝達特性の測定 構造モデルをばねで吊る 衛星擾乱源による衛星の振れ、望遠鏡の鏡の振動特性を得た 可視光望遠鏡はProto-FM(PFM) 衛星上要素点・主鏡・副鏡に加速度計を設置 MW、IRU（ジャイロ）位置に加振源で擾乱を印加 衛星擾乱源による衛星の振れ、望遠鏡の鏡の振動特性を得た IRU設置点と動作周波数の変更 　　（130114 Hz）、バスパネルの補強 副鏡裏に貼られた高感度加速度センサー

構造モデルよる擾乱伝達特性の測定 構造モデルMTMをばねで吊る 衛星擾乱源による衛星の振れ、望遠鏡の鏡の振動特性を得た 可視光望遠鏡はProto-FM(PFM) 衛星上要素点・主鏡・副鏡に加速度計を設置 MW、IRU（ジャイロ）位置に加振源で擾乱を印加 衛星擾乱源による衛星の振れ、望遠鏡の鏡の振動特性を得た IRU振動により副鏡振動が励起 　IRU設置点と動作周波数の変更 　　（130114 Hz）、バスパネルの補強 バス部 へ移動

IRU位置の加振に対する主鏡・副鏡の傾角 100 振幅 arcsec/N 10-4 位相 deg 50 100 150 200 Frequency [Hz]

モーメンタムホイールによる擾乱 6000 MW 回転数 (rpm) 1000 200 400 600 周波数 （Hz）

X f >20 Hzでの 像安定度 arcsec rms Y 1000 4000 MW回転数（rpm）

フライトモデルによる擾乱試験 衛星をばねで吊って、 各装置が発生する擾乱レベルを測定 副鏡裏にはまだ加速度センサーがついている 衛星をばねで吊って、　各装置が発生する擾乱レベルを測定 副鏡裏にはまだ加速度センサーがついている フライトモデルで擾乱レベルを把握→問題なし この試験後に衛星を分解し、望遠鏡副鏡裏の加速度センサーを取り外し、衛星を再度組み立て 2004年11月30日

フライトモデル擾乱 End-to-End Test 衛星上の高周波擾乱源を動作させ、実際に像を止められるかの試験 基本的な軌道上運用では問題なし 他の観測機器のある動作に対して運用制限 可動鏡

フライトモデル擾乱 End-to-End Test 衛星上の高周波擾乱源を動作させ、実際に像を止められるかの試験 基本的な軌道上運用では問題なし 他の観測機器のある動作に対して運用制限

レーザ像の動き X線望遠鏡で使用する可動部が最大の擾乱源 外国が製造する機器の管理は容易でない（内部情報の非開示） X線望遠鏡（NASA) フィルター交換機構 IRU MW Total Y X X線望遠鏡で使用する可動部が最大の擾乱源 外国が製造する機器の管理は容易でない（内部情報の非開示）

望遠鏡内駆動機構による擾乱 要求レベル 運用制限 をかける

以下の対策が必要 10-4 – 10-3 Hz : ミッション機器と姿勢センサ間の熱歪み 10-1 Hz : 姿勢系の制御帯域上限付近での性能劣化 50-300 Hz : 姿勢系アクチュエータに起因する高周波擾乱

可視光望遠鏡の軌道上性能 CT: 相関追跡

軌道上で可視光望遠鏡性能 Ideal PSF of OTA Solid line: Observation at 430 nm Dashed : Gaussian with 0.16” FWHM

得られた可視光像の例

リスク（推進系） ひので衛星の熱真空試験（打ち上げ半年前） 真空槽内の残留ガスモニタにHeの反応 Heが衛星内から漏れている 機器温度変化と真空度の相関より、軌道制御に使用するスラスターバルブ位置であることを　　　熱真空試験中に特定　→　対処 追調査から推進系バルブは衛星でリスクの高い要素であることを知る DECIGOのスラスターは本質的に異なるものになるだろうが、 衛星の世界ではスラスターは最も信頼性の低い要素となって いることに留意すべし。通常、観測時はスラスターは非動作。

リスク（クロスコンタミネーション） 大量のアウトガスを発生させたバス機器装置 →DECIGO光学系は衛星バス内装置と空間を 打ち上げ時の機械環境からバス機器を保護するための材料が原因 打ち上げ一年前に判明（設計・製造は既に終わっていた） 当該機器は可視光望遠鏡の擾乱源→衛星バス部へ移動 可視光望遠鏡の透過率劣化原因と比較するとその汚染レベルは何桁も上 望遠鏡光学系とバス部はコンタミネーション制御を意識してあらかじめ分離した構造としていたため、地上試験の点を除いて特に考慮する必要がなかった 　　→基本設計思想の大切さ 　　→DECIGO光学系は衛星バス内装置と空間を 　　　共有しているように見えるので要注意

まとめ 地上で製作可能な高解像度望遠鏡を低軌道衛星で実現するのは容易ではなかった たった一つの想定ケース漏れで危うい立場に　　なりうる　 概して問題となるものと関連性が見えにくい場合に起こる？ より高度な技術レベルを要するDECIGOでは、どのようなストーリーが想定されているのだろうか？