2024/10/15 更新

お知らせ

 

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ヨシムラ ヤスヒロ
吉村 康広
YOSHIMURA YASUHIRO
所属
工学研究院 航空宇宙工学部門 助教
工学部 航空宇宙工学科(併任)
工学府 航空宇宙工学専攻(併任)
職名
助教
プロフィール
宇宙機の軌道と姿勢の推定・制御に関する教育と研究
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研究分野

  • フロンティア(航空・船舶) / 航空宇宙工学

学位

  • 博士(工学)

経歴

  • 九州大学 工学研究院航空宇宙工学部門 助教 

    2018年4月 - 現在

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  • 首都大学東京,助教   

研究テーマ・研究キーワード

  • 研究テーマ: 高忠実な太陽輻射圧のモデル化と宇宙機のダイナミクス解析

    研究キーワード: 太陽輻射圧

    研究期間: 2022年3月 - 2024年3月

  • 研究テーマ: ライトカーブを用いた宇宙物体の状態推定

    研究キーワード: 推定

    研究期間: 2018年12月 - 2021年3月

  • 研究テーマ: 非協力物体の相対位置・姿勢推定に関する研究

    研究キーワード: 推定

    研究期間: 2018年4月 - 2018年6月

論文

  • Analytic Approximation of High-Fidelity Solar Radiation Pressure

    吉村 康広, 松下 悠里, 髙橋 雄文, 長崎 秀司, 花田 俊也

    Journal of Guidance, Control, and Dynamics   46 ( 1 )   171 - 176   2022年9月   ISSN:07315090 eISSN:15333884

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    記述言語:英語   出版者・発行元:American Institute of Aeronautics and Astronautics  

    CiNii Research

  • レーザーアブレーションによる宇宙デブリの軌道・姿勢制御 招待 査読

    吉村 康広, 花田 俊也

    レーザー研究   5 ( 12 )   2024年12月

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    担当区分:筆頭著者   記述言語:日本語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

  • Improved contactless attitude control law of uncooperative spacecraft by laser ablation

    Hayashibara A., Yoshimura Y., Hanada T., Itaya Y., Fujihara T., Fukushima T.

    Acta Astronautica   222   556 - 562   2024年9月   ISSN:00945765

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    出版者・発行元:Acta Astronautica  

    Laser ablation technology enables contactless debris removal, providing the advantages of safety and cost efficiency. To deorbit space debris using laser ablation, the attitude motion of the debris must be controlled in advance. Although a previous study derived an attitude control procedure, it empirically determines control gains and is easily affected by assumed preconditions. To solve this problem, this paper proposes an improved attitude control law using laser ablation. Previous methods use feedback control based on the angular velocity error and error quaternions to obtain a reference torque. By analogy with a magnetic attitude control law, this study designs a reference torque based on the angular momentum errors and presents theoretical condition for designing the control gains. Numerical examples using the proposed control law are conducted to control the target attitude from a random initial rotation of 1 rpm to an arbitrary attitude, which verify the effectiveness of the proposed method. Furthermore, the position, direction, and magnitude uncertainties of laser irradiation are introduced to numerically examine their effects on the control accuracy under environmental disturbances.

    DOI: 10.1016/j.actaastro.2024.06.023

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  • Formation keeping control for deorbiting an uncooperative satellite by laser ablation

    Isobe, S; Yoshimura, Y; Hanada, T; Itaya, Y; Fukushima, T

    ADVANCES IN SPACE RESEARCH   74 ( 4 )   1916 - 1931   2024年8月   ISSN:0273-1177 eISSN:1879-1948

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    出版者・発行元:Advances in Space Research  

    This paper proposes the formation keeping control law for deorbiting debris by a laser ablation. Laser ablation is vital technology for contactless active debris removal, where a chaser satellite with a laser system irradiates laser pulses to a target object to generate the ablation force for deorbiting. The deorbiting force decelerates the target, and the chaser must maintain its relative position and continue irradiating. In other words, both the chaser and the target are supposed to be deorbited simultaneously, where both have accelerations. Although conventional formation flying missions assume that only a chaser maneuvers, the formation flying in this paper considers that both a chaser and a target have accelerations. Thus, this paper derives the relative equations of motion between the chaser and the target in powered flight and their analytical solution using relative orbital elements. A control law based on the analytical solution is proposed, which determines the timings and directions of the laser ablation and the electrical thrust so that the formation periodically returns to a desired formation. Numerical simulations first examine the control law in two cases with different maneuver timings. Then, a Monte Carlo simulation is performed to verify the effectiveness of the control law for a variety of desired formations.

    DOI: 10.1016/j.asr.2024.05.029

    Web of Science

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  • Highly flexible design to align the formation of space advertisement 査読

    Kenta Nakajima, Yasuhiro Yoshimura, Hongru Chen, Toshiya Hanada

    Journal of Guidance, Control, and Dynamics   2024年8月   eISSN:15333884

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    記述言語:英語   出版者・発行元:American Institute of Aeronautics and Astronautics  

  • Adaptive Relative Orbit Control Considering Laser Ablation Uncertainty 査読 国際誌

    Isobe, S., Yoshimura, Y., Handa, T., Itaya, Y., Fukushima, T.

    Journal of Space Safety Engineering   2024年4月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

  • Origin Identification of Sub-millimeter-sized Debris from In-situ Debris Measurements 査読 国際誌

    Tanahashi, M., Chen, H., Yoshimura, Y., Hanada, T.

    Acta Astronautica   2024年2月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

  • How are multiple satellites seen from the ground?: Relative apparent motion and formation stabilization 査読 国際誌

    Nakajima, Kenta,Yoshimura, Yasuhiro, Chen, Hongru, Hanada, Toshiya

    Astrodynamics   8 ( 1 )   2024年1月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

    This paper solves how multiple satellites are seen from the ground. This question is derived by a space-
    advertising, a public mission in the night sky with a dot matrix of satellites which are bright enough to
    see in the naked eye. Thus, it is important for space advertisement that the dot matrix is seen as expected.
    Moreover, the stable dot matrix during a visible span is more valuable. This study relatively formulates
    an apparent position of a dot from a representative dot seen from the ground to stabilize the dot matrix.
    The formulation is linear functions of a set of relative orbital elements and reveals the appearance of
    the dot matrix. A proposed relative variable in the formulation drives the instability of the dot matrix,
    discovering an initial stable configuration of deputies from a chief. The arbitrary dot matrix designed by
    the configuration is stable even at low elevations without orbital control during the visible span.

    リポジトリ公開URL: https://hdl.handle.net/2324/7238296

  • Less fuel strategies for space debris removal in Low Earth Orbit

    Itaya Y., Yoshimura Y., Hanada T., Fukushima T.

    Journal of Space Safety Engineering   2024年   ISSN:24688975

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    出版者・発行元:Journal of Space Safety Engineering  

    This paper proposes less fuel strategies for space debris removal. To mitigate the risk of space debris cost-efficiently, multi-rendezvous missions are under development. On the other hand, multi-rendezvous missions often require changing orbital planes of removal satellites, which requires a huge amount of ΔV. Therefore, this study focuses on exploiting the J2 perturbation force as an auxiliary force and aims to establish maneuver rules that minimize ΔV consumption while maximizing the benefit of the J2 perturbation. The J2 perturbation equation is explored analytically, which clarifies whether the change in the semi-major axis or the inclination dominates the efficiency of the exploitation. A straightforward criterion is extracted which determines the efficient maneuver based on the initial inclination of the satellite.

    DOI: 10.1016/j.jsse.2024.08.002

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  • Conceptual Study of Improved Photometric Attitude Estimation Using Glint

    MATSUSHITA Yuri, YOSHIMURA Yasuhiro, NAGASAKI Shuji, HANADA Toshiya

    TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN   22 ( 0 )   59 - 65   2024年   eISSN:18840485

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    記述言語:英語   出版者・発行元:一般社団法人 日本航空宇宙学会  

    <p>This paper proposes an attitude estimation technique that focuses on rapid change in light intensity, called glint. The states of space objects, such as shape, attitude, and surface properties, are essential information for performing active debris removal and monitoring the operational states of the satellite. Light curve inversion is a cost-effective measure to inversely estimate dynamic states. However, the light curve inversion suffers from divergence when the initial estimate is far from the true state. The glint occurs when a specific geometrical constraint is satisfied, and this glint constraint can be exploited to correct the attitude estimate in a Kalman filter. Thus, assuming a target object as a flat plate, this paper examines whether glint can be used in attitude estimation to improve estimation accuracy. Numerical simulations verify that the attitude estimation filter successfully converges, even when the initial estimate contains a significant error.</p>

    DOI: 10.2322/tastj.22.59

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  • Close Approach Analysis Method Considering Attitude and Shape Using Dual Quaternions

    Kajikawa T., Yoshimura Y., Chen H., Hanada T.

    AIAA SciTech Forum and Exposition, 2024   2024年   ISBN:9781624107115

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    出版者・発行元:AIAA SciTech Forum and Exposition, 2024  

    This paper proposes a close approach analysis method considering object attitude change. Implementing a detailed close approach analysis is important for space situational awareness. Conventional conjunction assessment methods assume the shape of the object as a encompassing sphere, which excludes considering the attitude change. However, most of the spacecraft are not spherical, and conventional methods result in overestimation. The proposed method in this paper consists of two steps: 1) calculation of the time of close approach with two objects as point masses and 2) interpolation of the first and last states in the time duration when the close distance is less than a given threshold. Dual quaternions are employed to express the translational and rotational motions, which ensures the uniqueness of the interpolation. Numerical simulations are performed to verify the proposed method and compare it with a conventional method.

    DOI: 10.2514/6.2024-1632

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  • Adaptive relative orbit control considering laser ablation uncertainty

    Isobe S., Yoshimura Y., Hanada T., Itaya Y., Fukushima T.

    Journal of Space Safety Engineering   2024年   ISSN:24688975

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    出版者・発行元:Journal of Space Safety Engineering  

    This study proposes a relative orbit control law for laser debris removal missions considering the uncertainties of laser ablation and atmospheric drag. A removal spacecraft irradiates laser pulses to a target debris to generate the ablation force for deorbiting. The deorbiting force lowers the target altitude, and the removal spacecraft must follow it to maintain its relative position for continuous laser irradiation. The difficulty stems from uncertainties of the magnitude of laser ablation and external disturbances such as atmospheric drag. To tackle this problem, this study derives an adaptive control method using the Gaussian process regression to cancel the uncertainties with a nonparametric regression model. Numerical simulations verify the proposed control law under the uncertainties of laser ablation and atmospheric drag. The proposed control law can contribute to the realization of a safer and more secure mission not only for laser debris removal missions, but also for other on-orbit services.

    DOI: 10.1016/j.jsse.2024.04.007

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  • Analytic Approximation of High-Fidelity Solar Radiation Pressure 査読 国際誌

    Yoshimura, Y; Matsushita, Y; Takahashi, K; Nagasaki, S; Hanada, T

    JOURNAL OF GUIDANCE CONTROL AND DYNAMICS   46 ( 1 )   171 - 176   2023年1月   ISSN:0731-5090 eISSN:1533-3884

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:Journal of Guidance, Control, and Dynamics  

    This paper considers high-fidelity solar radiation pressure that is modeled with a detailed reflection model. The Cook-Torrance model is used to represent the isotropic reflection. Using the spherical Gaussian distribution, the analytical approximation method of the solar radiation pressure is derived.

    DOI: 10.2514/1.G005961

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    リポジトリ公開URL: https://hdl.handle.net/2324/6791121

  • Contactless attitude control of an uncooperative satellite by laser ablation

    サカイ ダイスケ, 吉村 康広, 花田 俊也, イタヤ ユキ, フクシマ タダノリ

    Acta Astronautica   196   275 - 281   2022年7月   ISSN:00945765

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    記述言語:英語   出版者・発行元:Elsevier  

    An active debris removal method using a laser is a promising technology for its advantage in contactless operations. This paper deals with the attitude control of an uncooperative target by a laser, which is an important phase before deorbiting. The difficulty of attitude control by the laser stems from the torque directional constraint because the laser generates thrust along the normal vector of the irradiated face irrespective of the irradiating direction. Thus, the control torque along the normal vector cannot be generated, which makes the attitude control with the laser torque challenging. To tackle this problem, this paper first designs a reference controller that assumes arbitrary control torques are available. Then, a method for determining the irradiating point is proposed so that the difference between the reference torque and the actual one is minimized. Although the proposed controller does not guarantee theoretical convergence to the desired attitude, the effectiveness of the proposed controller is numerically verified for a box-type object. Furthermore, the robustness to the uncertainties of thrust magnitude and direction is also examined by Monte Carlo simulations.

    CiNii Research

  • Estimation of Orbital Parameters of Broken-Up Objects From In-Situ Debris Measurements 査読 国際誌

    Hanada, T; Fujita, K; Yoshimura, Y

    FRONTIERS IN SPACE TECHNOLOGIES   3   2022年4月   eISSN:2673-5075

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    記述言語:英語  

    This paper briefly introduces a new approach to estimate some orbital parameters of on-orbit satellite fragmentations (specifically, the direction of angular momentum at a specific time and the time change in direction of angular momentum) from in-situ debris measurements. This approach, as in previous studies, adopts a constraint equation derived from the fact that a piece of debris detected shares the geocentric position vector with an in-situ debris measurement satellite. However, unlike previous studies, this approach does not adopt a constraint equation that can be applied to the rate of change in right ascension of the ascending node of a broken-up object. Instead, this approach determines the inclination of a broken-up object from the maximum or minimum geocentric declination at the time of detection. Then, this approach finds out a candidate for the rate of change in right ascension of the ascending node of a broken-up object by assuming a circular orbit with a radius of the geocentric distance at the time of detection. Finally, using the constraint equation adopted, this approach estimates the right ascension of the ascending node at the time of breakup and calculates a correction for the rate of change in right ascension of the ascending node. This paper also verifies that this new approach works effectively under ideal conditions where all detections are assumed to be at the line of intersection of the two orbital planes of a broken-up object and an in-situ debris measurement satellite.

    DOI: 10.3389/frspt.2022.867236

    Web of Science

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  • Space solar power satellite for the Moon and Mars mission

    Baraskar, A; Yoshimura, Y; Nagasaki, S; Hanada, T

    JOURNAL OF SPACE SAFETY ENGINEERING   9 ( 1 )   96 - 105   2022年3月   ISSN:2468-8975 eISSN:2468-8967

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    記述言語:その他   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:Journal of Space Safety Engineering  

    This paper presents an overview of space solar power satellites for the Moon and Mars mission and simultaneously demonstrates the compression of traditional power generation methods for the orbiter, lander, and habitat on Mars and the Moon. Interplanetary missions are where the space engineers work on the satellites, conceptual design of space habitat, and exploration system. The state of the art in those missions relies on radioisotope thermoelectric generators or solar panels attached with batteries to store power, both of which are plagued by limitations. For instance, when a spacecraft moves away from the Sun, the energy collection efficiency on the solar panel is reduced, and at temperatures below -100°Celsius, individual solar cells degrade unpredictably, deteriorating the performance of solar arrays. Furthermore, these power generation unit satellites carry a pack of batteries to store energy whose total system accounts for more than 10-25 % of the mass of the satellites. In an interplanetary mission, power generation and management are essential for research and investigation on the surface. For Mars, sandstorms affect the collection of energy at the attached solar panel to the rover. Moreover, the rovers must investigate at the far side of the Moon, where sunlight is unavailable for few consecutive days. This challenge can be suitably overcome by employing space solar power satellites, which can be used for wireless power transmission, independent of its location. Such techniques have possible applications towards power transmission for unmanned aerial vehicles for faster mapping purposes. As such, the dependence of those aerial vehicles towards fixed energy storage becomes alleviated. In hindsight, space solar power satellite serves as a potential for an improved energy transmission source than the traditional method for interplanetary rovers and habitat.

    DOI: 10.1016/j.jsse.2021.10.008

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  • Assessing Collision Probability in Low-Thrust Deorbit

    Fukii, S; Sakai, D; Yoshimura, Y; Matsushita, Y; Hanada, T; Itaya, Y; Fukushima, T

    JOURNAL OF SPACE SAFETY ENGINEERING   9 ( 1 )   47 - 55   2022年3月   ISSN:2468-8975 eISSN:2468-8967

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    記述言語:その他   掲載種別:研究論文(学術雑誌)   出版者・発行元:Journal of Space Safety Engineering  

    End-of-life support of satellites is necessary to improve post-mission-disposal compliance rates for maintaining space environment. Deorbit mission with low thrust, e.g. a laser, induces a low-level deceleration on the target object that gradually lowers the target altitude. Since such a low-thrust trajectory is time-consuming, the risk of collision greatly influences the mission success rate. In this context, this paper assesses the collision risk during deorbit trajectories with low thrust. Furthermore, parametric studies for the relationship between the re-entry time and the risk of collision are performed.

    DOI: 10.1016/j.jsse.2021.11.002

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  • Stabilization of Space-advertisement Satellite Formation

    Nakajima K., Yoshimura Y., Chen H., Hanada T.

    Proceedings of the International Astronautical Congress, IAC   2022-September   2022年   ISSN:00741795

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    出版者・発行元:Proceedings of the International Astronautical Congress, IAC  

    Space-advertisement is getting closer with advances in satellite formation flying, which displays an artificial constellation in the night sky. The formation shape composed of pixels of satellites equipping light sources is observed from the ground and different from formation in relative orbits. For realizing the advertisement shape of high quality, there are two requirements, placing the pixels of the advertisement shape properly and keeping the shape during a visible span. It is not enough to satisfy the requirements by the usual coordinate systems and equations. Considering a topocentric coordinate system, the new transforming equations are derived so that an arbitrary advertisement shape is designed at the target time. Also, stable orbits that keep the formation shape without control are found and an example of stable orbits is presented.

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  • Risk Assessment of a Large Constellation of Satellites in Low-Earth Orbit 国際誌

    MATSUSHITA Yuri, YOSHIMURA Yasuhiro, HANADA Toshiya, ITAYA Yuki, FUKUSHIMA Tadanori

    TRANSACTIONS OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES, AEROSPACE TECHNOLOGY JAPAN   20 ( 0 )   10 - 15   2022年   eISSN:18840485

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    記述言語:英語   出版者・発行元:一般社団法人 日本航空宇宙学会  

    <p>This paper aims to assess the risk of mission termination for a large constellation of satellites in a low-Earth orbit. Many large constellations will be deployed to provide broadband network services using thousands of satellites. There is concern that such large constellations will have a serious impact on the long-term sustainability of outer space activities due to the rapid increase in population. First, therefore, the authors conducted an assessment under nominal activities (referred to as “business-as-usual”) on the basis of a prediction by ESA’s MASTER-2009 and NASA standard breakup model 2001 revision. The assessment found that nearly one catastrophic collision may happen in a large constellation, generating more than two million fragments as small as 1 mm in size. Second, the authors conducted a further assessment assuming a hypothetical collision of a satellite in a large constellation using the NASA standard breakup model and a spherical finite element model adopted in ESA’s MASTER-2009. In consequence, another catastrophic collision may happen to a large constellation, generating approximately a half-million fragments as small as 1 mm in size. Therefore, such catastrophic collisions and resulting secondary collisions should be prevented for large constellations.</p>

    DOI: 10.2322/tastj.20.10

    CiNii Research

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  • Laser based Active Debris Removal Technology for ENVISAT

    Baraskar A., Fukushima T., Itaya Y., Fujihara T., Nagamine K., Tsuno K., Kawai Y., Maruyama M., Ogawa T., Wada S., Ebisuzaki T., Casolino M., Sakai D., Yoshimura Y., Hanada T.

    Proceedings of the International Astronautical Congress, IAC   2022-September   2022年   ISSN:00741795

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    出版者・発行元:Proceedings of the International Astronautical Congress, IAC  

    The 21st century is marked by the unprecedented progress of human knowledge in space, quantum mechanics, and machine learning. This progress has in turn lead to a significant increase in satellite launches, with various organizations developing mega-constellations in space to provide new business opportunities. While current predictions estimate that space in Low Earth Orbit will be overcrowded in the future, and sustainability of space will become a critical question as the estimated traffic of 89,000 satellites will be launched by the year 2035. To allow sustainable development of space, especially in Low Earth Orbit, there is a need to develop accurate traffic management and active debris removal mission planning. Lately, several organizations proposed and completed space demonstration experiments for debris removal. Current their designs are part of an ongoing project to develop contact-based debris removal technology. However, this technology poses several problems for satellite removal. We propose a complementary method based on a laser system. The laser is capable to operate from a safe distance by stopping the continuous rotation (detumbling) of space objects. In this paper, we present a case study using the ENVISAT satellite. ENVISAT is an 8,211 kg satellite, launched by European Space Agency. Since 2012, communication has stopped, and it is no longer operational. It is predicted to self-deorbit in the next 150 years. However, the orbital simulation of existing objects found two cataloged space debris which will pass within 200 m., resulting in a close approach every year. The elevated mass of the satellite and the number of close approaches, therefore, pose a considerable threat, leading to the production of debris. SKY Perfect JSAT Corporation is working jointly with Japanese institutions to collaboratively develop laser satellites to stop detumbling and the careful removal of debris. The demonstration mission will be launched by the year 2026-2027. With this case study, a laser-based contactless method can be practiced for removing mega debris like ENVISAT from the Low Earth Orbit.

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  • Formation Keeping Control For Simultaneous Deorbit Using Laser Ablation

    Isobe S., Yoshimura Y., Hanada T., Itaya Y., Fukushima T.

    Proceedings of the International Astronautical Congress, IAC   2022-September   2022年   ISSN:00741795

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    出版者・発行元:Proceedings of the International Astronautical Congress, IAC  

    Laser ablation is a vital technology for contactless active debris removal, where a service satellite with a laser system irradiates laser pulses to a target satellite to generate the ablation force for deorbiting. The deorbiting force decelerates the target, and the service satellite needs to maintain its relative position and keep irradiating. In other words, both the service satellite and the target are supposed to be deorbited simultaneously, where both satellites have accelerations. The difficulty of simultaneous deorbiting stems from the relative motion between the service satellite and the target in powered flight because conventional formation flying missions assume that only a service satellite maneuvers. This paper derives the relative equations of motion between the service satellite and the target in powered flight. A control law for the simultaneous deorbit is proposed, which determines the timing and direction of the laser ablation and the electrical thrust so that the formation periodically returns to the desired formation. Numerical simulations are performed for two test cases to verify the control law under the uncertainties of thrust magnitude and orbital perturbation.

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  • Estimation of Orbital Parameters of Broken-up Object Using In-situ Debris Measurement Satellite

    Tanahashi M., Chen H., Yoshimura Y., Hanada T.

    Proceedings of the International Astronautical Congress, IAC   2022-September   2022年   ISSN:00741795

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    出版者・発行元:Proceedings of the International Astronautical Congress, IAC  

    Collisions and explosions of satellites generate a large amount of sub-millimeter-size debris, which can cause fatal damage to a spacecraft. However, such tiny debris cannot be tracked from the ground. Therefore, an in-situ debris measurement satellite, which can detect impacts with sub-millimeter-size debris, has been proposed. Based on this concept, previous studies proposed the method to estimate some orbital parameters of the broken-up object. In those studies, it is assumed that the measurement satellite detects impacts at the intersection of the orbital planes of the measurement satellite and the broken-up object. However, simulated measurement data includes fragments contrary to this assumption. Thus, this study introduces a new approach to estimating the orbital parameters of the broken-up object from simulated measurement data. In this study, the inclination, the right ascension of the ascending node, and the nodal precession rate are estimated from the history of geocentric declination using the iteratively reweighted nonlinear least square method.

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  • Energy Orbit – Laser Power Transmission to Satellites using Small Space Solar Power Satellite Constellation

    BARASKAR Aditya, HONGRU Chen, YOSHIMURA Yasuhiro, NAGASAKI Shuji, HANADA Toshiya, GOSAVI Shubham, BARASKAR Vivek

    宇宙太陽発電   7 ( 0 )   12 - 17   2022年   eISSN:24321060

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    記述言語:英語   出版者・発行元:宇宙太陽発電学会  

    <p>Wireless Power Transmission (WPT) technology using a satellite-to-satellite system represents a valuable and convenient technology for transferring power wirelessly among Space Solar Power Satellites (SSPS) to Satellite and potential upcoming interplanetary missions. This direct transmission offers a possible solution to deliver continuous, convenient, and unlimited energy supply to satellites to help replace traditional power storage and reduce the weight and ultimately the costs of launching satellites. Satellite industries traditionally use photovoltaic cells and nuclear generators to satisfy the needed electricity by spacecraft. Current power generation and effective management systems occupy up to 10-25% of the satellite's mass. The concept of laser-based WPT from Energy Satellite (E-Sat) can overcome substantial problems. This consistent idea can be adopted for spacecraft by developing a constellation of E-Sat called Energy Orbit (E-Orbit) to supply sufficient power to spacecraft within range. It will increase the impressive performance and operational lifetime. In addition, creating 1600 E-Sat’s constellations to fulfill the power demand in Low Earth Orbit. The overall efficiency variation depends on the selection of Laser, transmitter, transmission distance, and photovoltaic cells, the same as increasing the maximum transmission efficiency of information in a wireless communication network. Consequently, in general, and adequate guidelines of the satellite-to-satellite power transmission system design in practice. The development and demonstration of this technology can help fulfill Space Solar Power Satellite’s idea to transfer gigawatts of renewable energy to Earth.</p>

    DOI: 10.24662/sspss.7.0_12

    CiNii Research

  • Dynamics of Spacecraft Attitude Considering High-Fidelity Solar Radiation Pressure

    Masaki K., Yoshimura Y., Chen H., Hanada T.

    Proceedings of the International Astronautical Congress, IAC   2022-September   2022年   ISSN:00741795

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    出版者・発行元:Proceedings of the International Astronautical Congress, IAC  

    Solar radiation pressure (SRP) is a major disturbance for a spacecraft operated in deep space missions, affecting its orbit and attitude, and high accuracy of the SRP calculation is required. The accuracy of SRP calculation is affected by the shape and surface characteristics of the satellite. However, existing computational models do not sufficiently take into account the exact reflective properties of the satellite surface. A detailed reflection model and considering the optical characteristics yield a different SRP and its torque from the conventional ones, resulting in a different attitude motion. In this study, an SRP calculation method that considers the exact reflective properties is applied to investigate the attitude dynamics.

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  • The collision avoidance strategy for geostationary satellites considering orbit maintenance

    Kota Sato, Yasuhiro Yoshimura, Toshiya Hanada, Taku Izumiyama, Ryu Shinohara

    Journal of Space Safety Engineering   8 ( 4 )   331 - 338   2021年12月

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    記述言語:その他   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

    This study aims to develop an effective strategy for geostationary satellites to avoid collisions with space debris satisfying various operational constraints. Recently, the number of space objects is continuously increasing to threaten operational satellites in the geostationary region. Studies on collision avoidance have been advanced for a long time, but not sufficiently considered orbit maintenance after maneuvering. Not to shorten satellite lifetime by collision avoidance, it is necessary to consider orbit maintenance after maneuvering. Besides, orbit maintenance regularly conducted differs between chemical thruster and electric thruster, so that two different avoidance strategies may be required. This study adopts a Multi-objective Genetic Algorithm to find out an optimal strategy for each thruster under various constraints on the operation. This paper also demonstrates that the optimal collision avoidance maneuvering can achieve both collision avoidance and orbit maintenance with less fuel than regular orbit control.

    DOI: 10.1016/j.jsse.2021.08.004

  • Risk Assessment of Large Constellation of Satellites in Low Earth Orbit 招待 査読 国際誌

    Matsushita Yuri, Yoshimura, Yasuhiro, Hanada Toshiya, Itaya, Yuki, Fukushima, Tadanori

    Aerospace Technology Japan   2021年10月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

  • Verify the Wireless Power Transmission in Space using Satellite to Satellite System 査読 国際誌

    Baraskar Aditya Chen Hongru Yoshimura Yasuhiro Nagasaki Shuji Hanada Toshiya

    International Journal of Emerging Technologies   12 ( 2 )   110 - 118   2021年8月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

  • Nonlinear Model Predictive Detumbling of Small Satellites with a Single-axis Magnetorquer 査読 国際誌

    Kota Kondo, Ilya Kolmanovsky, Yasuhiro Yoshimura, Mai Bando, Shuji Nagasaki, Toshiya Hanada

    Journal of Guidance, Control, and Dynamics   44 ( 6 )   1211 - 1218   2021年6月

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    記述言語:英語  

    DOI: 10.2514/1.G005877

  • Improvement in an Estimation Method of the Debris Environment Utilizing In-situ Measurements 招待 査読 国際誌

    Furumoto, M., Yoshimura, Y., and Hanada, T.

    Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences   2020年10月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

  • Light Curve Approximation Using an Attitude Model of Solar Sail Spacecraft 査読 国際誌

    Yasuhiro Yoshimura, Yuri Matsushita, Ryohei Arakawa, Toshiya Hanada

    Journal of Guidance, Control, and Dynamics   43 ( 10 )   1960 - 1966   2020年7月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

    Light curves are formulated using bidirectional reflectance distribution functions (BRDFs), which describe the ratio of light intensity between irradiance and radiance. The simplest BRDF is parameterized with Lambertian diffusion and perfect specular reflection. This model has been widely used in research on light curves as well as solar radiation pressure (SRP) modeling. SRP and its torque are one of main disturbances that contribute to spacecraft translational and rotational motion, which are also formulated with BRDFs.

    DOI: 10.2514/1.G004966

    リポジトリ公開URL: http://hdl.handle.net/2324/4481550

  • Estimation of orbital parameters of broken-up objects from in-situ debris measurements 査読

    Yutaka Kodama, Masahiro Furumoto, Yasuhiro Yoshimura, Koki Fujita, Toshiya Hanada

    Advances in Space Research   63 ( 1 )   394 - 403   2019年1月

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    記述言語:その他   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

    © 2018 COSPAR Even sub-millimeter-size debris could cause a fatal damage on a spacecraft. Such tiny debris cannot be followed up or tracked from the ground. Therefore, Kyushu University has initiated IDEA the project for In-situ Debris Environmental Awareness, which conducts in-situ measurements of sub-millimeter-size debris. One of the objectives is to estimate the location of on-orbit satellite fragmentations from in-situ measurements. The previous studies revealed that it is important to find out the right nodal precession rate to estimate the orbital parameters of a broken-up object properly. Therefore, this study derives a constraint equation that applies to the nodal precession rate of the broken-up object. This study also establishes an effective procedure to estimate properly the orbital parameters of a broken-up object with the constraint equation.

    DOI: 10.1016/j.asr.2018.07.034

  • Optimal formation reconfiguration of satellites under attitude constraints using only thrusters 査読

    Yasuhiro Yoshimura

    Aerospace Science and Technology   77   449 - 457   2018年6月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

    An optimal formation reconfiguration method under the constraints of a satellite attitude with respect to an inertial frame is addressed. Both the satellite position and attitude are controlled by only two body-fixed thrusters for an in-plane maneuver. To tackle the underactuated control problem, an attitude controller for tracking reference accelerations is firstly derived on the basis of Lyapunov approach. This controller allows us to consider the attitude constraints as input directional constraints because the satellite attitude is controlled so that the thrust direction is coincide with the force direction required for the orbit transfer. Secondly, a formation reconfiguration method based on the Fourier series is used as the reference inputs, and boundary conditions that make the resulting input trajectory an ellipse are shown. Such elliptic input trajectory changes the input direction monotonically, which enables bounding it around an desired direction. The proposed underactuated-controller achieves a reconfiguration maneuver while keeping the satellite attitude within a range from a specified direction, and thus is useful when several thrusters of a satellite fail due to malfunctions. Finally, numerical simulation results validate the effectiveness of the proposed relocation method by comparing energy consumptions and bounded satellite attitude angles.

    DOI: 10.1016/j.ast.2018.03.021

    リポジトリ公開URL: http://hdl.handle.net/2324/4481549

  • Optimization of fault-tolerant thruster configurations for satellite control 査読

    Yasuhiro Yoshimura, Hirohisa Kojima

    Advances in Space Research   61 ( 6 )   1617 - 1625   2018年3月

     詳細を見る

    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

    The fault tolerance of spacecraft actuators significantly affects the reliability of satellites and the likelihood of successful missions. To enhance the fault tolerance of the actuators, this study derives optimal fault-tolerant configurations of fixed thrusters that maximize the controllability of a fully-actuated or underactuated satellite. The proposed method optimizes thrust and torque directions generated by the thrusters. Thus a cost function in terms of the thruster locations and directions is defined as the summation of the generated control forces and torques with respect to the body-fixed frame. The optimal configuration is obtained by the successive use of an energy potential method that is motivated by Thomson's problem. Some numerical examples are provided that show the effectiveness of the proposed formulation and optimization method.

    DOI: 10.1016/j.asr.2018.01.014

  • Experimental study on line-of-sight (LOS) attitude control using control moment gyros under micro-gravity environment 査読

    Hirohisa Kojima, Kana Hiraiwa, Yasuhiro Yoshimura

    Acta Astronautica   143   118 - 125   2018年2月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

    This paper presents the results of line-of-sight (LOS) attitude control using control moment gyros under a micro-gravity environment generated by parabolic flight. The W-Z parameters are used to describe the spacecraft attitude. In order to stabilize the current LOS to the target LOS, backstepping-based feedback control is considered using the W-Z parameters. Numerical simulations and experiments under a micro-gravity environment are carried out, and their results are compared in order to validate the proposed control methods.

    DOI: 10.1016/j.actaastro.2017.11.020

  • Consideration of three-dimensional attitude and position control for a free-floating rigid body using three thrusters 査読

    Takashi Matsuno, Yasuhiro Yoshimura, Shinji Hokamoto

    International Journal of Aerospace Engineering   2018   2018年1月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

    The study examines the control algorithm of a three-dimensional attitude and position of a free-floating rigid body with three thruster forces in which the force directions are fixed with respect to the body. This study provides a theory to develop a control method of an underactuated satellite with the minimum thruster number. In the procedure, three switching controllers are used in conjunction with motion planning in the final angular-rate deceleration phase to individually control the six state variables to the target values. The switching controllers have a hierarchical structure by using invariant manifolds as switching surfaces. The state variables in higher class manifolds that include lower class ones are adjusted by repeatedly adding intentional disturbances while the lower class state variables are returned to the original values by using lower class invariant manifolds. This study describes methods to define the invariant manifolds and also the intentional disturbance for achieving the forementioned control strategy. Finally, the motion planning in the angular-rate deceleration phase from a remained single-axis rotation finalizes the six state values of the body to the target values. Numerical simulations verify the proposed method.

    DOI: 10.1155/2018/2825681

  • Spacecraft Line of Sight Maneuver Control Using Skew-arrayed Two Single-Gimbal Control Moment Gyros 査読

    Kojima, H, Trivailo, P.M, Yoshimura, Y

    Transactions of JSASS, Aerospace Technology Japan   14 ( ists30 )   Pd_31 - Pd_37   2016年9月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

    Spacecraft Line of Sight Maneuver Control Using Skew-arrayed Two Single-Gimbal Control Moment Gyros

    DOI: 10.2322/tastj.14.Pd_31

  • Global trajectory design for position and attitude control of an underactuated satellite 査読

    Yasuhiro Yoshimura, Takashi Matsuno, Shinji Hokamoto

    Transactions of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences   59 ( 3 )   107 - 114   2016年1月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

    Underactuated control offers fault-tolerance for satellite systems, which not only enables the position and attitude control of a satellite with fewer thrusters, but also can reduce the number of thrusters equipped on the satellite even when considering the need for backups. Due to having fewer thrusters, the coupling effect between the translational motion and rotational motion of the satellite cannot be avoided, and the coupled motion must be considered in control procedures. This paper presents a global trajectory design procedure required for the position and attitude control of an underactuated satellite. The satellite has four thrusters with constant thrust magnitudes on one plane of the satellite body. Then, an analytical solution for coupled motion between the rotation and translation of the satellite is obtained using three-step maneuvers of attitude control. The trajectory design based on the analytical solution is shown for the control of translational and rotational motion in three dimensions. Finally, a numerical simulation is performed to verify the effectiveness of the proposed design procedure.

    DOI: 10.2322/tjsass.59.107

  • Optimal Fault-Tolerant Configurations of Control Moment Gyros 査読

    Yasuhiro Yoshimura

    JOURNAL OF GUIDANCE CONTROL AND DYNAMICS   38 ( 12 )   2460 - 2466   2015年12月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

    an optimization method for fault-tolerant control moment gyros (CMG) configurations, which maximizes the angular momentum envelope of the CMGs even after a portion of CMGs has failed. To incorporate weighting according to the number of available CMGs, the optimization problem is formulated as a min?max problem and reduced to Thomson's problem under appropriate constraints. Using different weights enables the determination of optimal CMG configurations that take into account a maximization of the angular momentum that admits the possibility of CMG failure. Therefore, the resulting configuration is both optimal and fault tolerant, and maintains satellite attitude controllability in underactuated conditions. Furthermore, reliability-based weighting is shown as one possible criterion for determining the appropriate weights. By adding constraints to the azimuth angles of the gimbal axes, it is shown that the zero-momentum condition of CMG configurations can be satisfied using the proposed optimization method. The proposed method enables calculating various types of optimal CMG configurations without providing initial estimations.

    DOI: 10.2514/1.G001249

  • Suboptimal formation reconfiguration of satellites under input directional constraints 査読

    Yasuhiro Yoshimura

    ADVANCES IN SPACE RESEARCH   56 ( 10 )   2130 - 2140   2015年11月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

    Proximity operations of satellites such as formation flying and on-orbit servicing offer more advanced missions than missions achieved by a single satellite. In a practical situation of formation flying, thrust directions for keeping and controlling a relative orbit is limited, e.g., for astronomical observation and plume impingement avoidance. The aim of this paper is to provide an energy efficient control method for a formation reconfiguration under input directional constraints with respect to both an inertial and a leader-fixed frames. The proposed controller is designed consisting of two parts: (1) guaranteeing a formation reconfiguration to a desirable formation on the basis of an energy optimal controller and (2) satisfying the input directional constraints by superimposing additional inputs. The analytical form of the control input shows that the input direction forms an ellipse in the leader-fixed frame when a particular boundary condition is satisfied, which is exploited as a nominal controller to take into account the input directional constraints. Due to the singularity avoidance of the nominal controller, the additional inputs can be analytically obtained. The effect on the follower trajectory due to the additional inputs is compensated by setting a virtual target orbit, and thus the successful formation reconfiguration is still guaranteed. Some numerical simulation results verify the effectiveness of the proposed method and compare the energy efficiency. (C) 2015 COSPAR. Published by Elsevier Ltd. All rights reserved.

    DOI: 10.1016/j.asr.2015.07.037

  • Attitude and position control for under actuated satellite by ON/OFF thrusters 査読

    Takashi Matsuno, Yasuhiro Yoshimura, Shinji Hokamoto

    Nihon Kikai Gakkai Ronbunshu, C Hen/Transactions of the Japan Society of Mechanical Engineers, Part C   79 ( 798 )   225 - 235   2013年5月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

    This study proposes a new control method for under-actuated planar satellites having body-fixed thrusters that can generate unilateral and constant forces. The proposed method is applicable when the thrusters are not balanced, which means a rotational motion is inevitably induced whenever the thrusters are turned on. By applying the method, the position and attitude of any planar satellite can be controlled to arbitrary target states so long as a controllability condition is satisfied. The control logic is based on a switching control using plural manifolds. First, the satellite is transferred to an initial manifold, and then it moves to another manifold while decreasing its velocity and approaching the target states. The ON/OFF timing of the thrusters to transfer among the manifolds is explicitly specified in this paper. A numerical simulation validates the proposed control logic.

    DOI: 10.1299/kikaic.79.225

  • Three dimensional attitude control of an underactuated satellite with thrusters 査読

    Yasuhiro Yoshimura, Takashi Matsuno, Shinji Hokamoto

    International Journal of Automation Technology   5 ( 6 )   892 - 899   2011年1月

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    記述言語:英語   掲載種別:研究論文(学術雑誌)  

    This paper deals with the three-dimensional attitude control of an underactuated satellite equipped with thrusters whose force directions are fixed to the satellite. First, the necessary number of thrusters for the satellite's attitude control is discussed utilizing the Minkowski-Farkas theorem. Then, using the wz parameters for a satellite's attitude expression, this paper proposes a non holonomic attitude controller which is effective for any satellite regardless of its moment of inertia. Numerical simulation demonstrates the effectiveness of the proposed controller. Furthermore, the efficiency of the controller for different thruster positions is also discussed.

    DOI: 10.20965/ijat.2011.p0892

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講演・口頭発表等

  • Enhanced Photometric Attitude Estimation for Multi-Surface Space Objects Using Multi-Model Adaptive Estimation

    Zhao YuanChen,Yasuhiro Yoshimura, Toshiya Hanada

    日本航空宇宙学会西部支部講演会2024  2024年11月 

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    開催年月日: 2024年11月

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

    国名:日本国  

  • Neural Radiance Fields(NeRF)を応用した非協力衛星の状態推定

    梶川 拓海, 吉村 康広, 花田 俊也

    第68回宇宙科学技術連合講演会  2024年11月 

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    開催年月日: 2024年11月

    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:富山   国名:日本国  

  • 観測データを用いた未知デブリの軌道決定

    森岡 雅晴, 吉村 康広, 花田 俊也

    第68回宇宙科学技術連合講演会  2024年11月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2024年11月

    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:富山   国名:日本国  

  • 異方性太陽輻射圧の近似解析解

    吉村 康広, 花田 俊也

    第68回宇宙科学技術連合講演会  2024年11月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2024年11月

    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:富山   国名:日本国  

  • Environmental Estimation Method to Follow Sudden Changes due to Satellite Fragmentation 国際会議

    Takuto Nobuhara, Yasuhiro Yoshimura, Toshiya Hanada

    13th International Space Safety Conference  2024年10月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2024年10月

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

  • Relative Orbit Estimation Combining Bearing and Photometric Measurements 国際会議

    Yasuhiro Yoshimura, Toshiya Hanada

    75th International Astronautical Congress  2024年10月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2024年10月

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:Milan, Italy   国名:イタリア共和国  

  • Photometric Attitude Estimation Using Gaussian Process Regression

    Ryui Hara, Yasuhiro Yoshimura, Toshiya Hanada

    2024 AMOS Conference  2024年9月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2024年9月

    記述言語:英語   会議種別:ポスター発表  

  • Space Debris and Global Warming Viewed from the Long-term Sustainability of Outer Space Activities 国際会議

    Yasuhiro Yoshimura, Huixin Liu, Ryusuke Harada, Satomi Kawamoto, Toshiya Hanada

    45th COSPAR Scientific Assembly  2024年7月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2024年7月

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:Busan, Korea   国名:大韓民国  

  • Investigation into Fragmentation of the Russian EKRAN 2 Spacecraft 国際会議

    Kiyoaki Okudaira, Yasuhiro Yoshimura, Kensuke Nakajima, Hidehiro Hata, Kumi Nitta, Toshiya Hanada

    45th COSPAR Scientific Assembly  2024年7月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2024年7月

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:Busan, Korea   国名:大韓民国  

  • Update of NEODEEM the Near-earth Orbit Debris Environmental Evolution Model 国際会議

    Masaharu Morioka, Ryuji Nakawatase, Yasuhiro Yoshimura, Toshiya Hanada, Ryusuke Harada, Satomi Kawamoto

    The 34th International Symposium on Space Technology and Science  2023年6月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2023年9月

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:久留米   国名:日本国  

  • Multi-Objective Optimization for Effective Debris Detumbling Using Laser Ablation via Surrogate-Assisted Evolutionary Algorithms 国際会議

    Midori Takezaki, Hideaki Ogawa, Suk Hyun Yeo, Yasuhiro Yoshimura, Aditya Baraskar, Tadanori Fukushima

    The 34th International Symposium on Space Technology and Science  2023年6月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2023年9月

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:久留米   国名:日本国  

  • 不確実な外乱加速度下でのガウス過程回帰を用いた相対軌道制御

    五十部 駿, 吉村 康広, 花田 俊也, 板谷 優輝, 福島 忠徳

    第67回宇宙科学技術連合講演会  2023年10月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2023年9月

    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:富山   国名:日本国  

  • 宇宙広告フォーメーションの特異点問題とドリフト安定性

    中島 健太, 吉村 康広, 陳 泓儒, 花田 俊也

    第67回宇宙科学技術連合講演会  2023年10月 

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    開催年月日: 2023年9月

    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:富山   国名:日本国  

  • EISCATレーダー観測データを用いたカタログ物体に基づく特徴分類

    藤田 浩輝, 有吉 有哉, 吉村 康広, 小川 泰信, 花田 俊也

    第67回宇宙科学技術連合講演会  2023年10月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2023年9月

    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:富山   国名:日本国  

  • デュアルクォータニオンによる姿勢・形状を考慮した接近解析手法

    梶川 拓海, 吉村 康広, 陳 泓儒, 花田 俊也

    第67回宇宙科学技術連合講演会  2023年10月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2023年9月

    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:富山   国名:日本国  

  • ガウス過程回帰を用いた姿勢とライトカーブ回帰モデルの評価

    原 龍依, 吉村 康広, 陳 泓儒, 花田 俊也

    第67回宇宙科学技術連合講演会  2023年10月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2023年9月

    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:富山   国名:日本国  

  • レーザアブレーションによる非協力衛星の姿勢制御

    林原 愛, 吉村 康広, 花田 俊也, 板谷 優輝, 福島 忠徳

    第67回宇宙科学技術連合講演会  2023年10月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2023年9月

    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:富山   国名:日本国  

  • Improved Attitude Control Law of Uncooperative Spacecraft by Laser Ablation 国際会議

    Ai Hayashibara, Yasuhiro Yoshimura, Toshiya Hanada, Yuki Itaya, Tadanori Fukushima

    2nd International Orbital Debris Conference  2023年12月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2023年9月

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:Sugarland, Texas   国名:日本国  

  • Adaptive Relative Orbit Control Considering Laser Ablation Uncertainty 国際会議

    Shun Isobe, Yasuhiro Yoshimura, Toshiya Hanada, Yuki Itaya , Tadanori Fukushima

    2nd International Orbital Debris Conference  2023年12月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2023年9月

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:Sugarland, Texas   国名:日本国  

  • Close approach analysis method considering attitude and shape using dual quaternions 国際会議

    Takumi Kajikawa, Yasuhiro Yoshimura, Hongru Chen, Toshiya Hanada

    AIAA SciTech 2024 Forum  2024年1月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2023年9月

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:Orland, Florida   国名:アメリカ合衆国  

  • Estimation of orbital parameters of broken-up object using in-situ debris measurement satellite 国際会議

    #Tanahashi, M., @Chen, H., @Yoshimura, Y., @Hanada, T.

    73rd International Astronautical Congress  2022年9月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2023年6月

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:Paris   国名:フランス共和国  

  • Laser based Active Debris Removal Technology for ENVISAT 国際会議

    @Baraskar, A., @Fukushima, T., @Itaya, Y., @Fujihara, T., @Nagamine, K., @Tsuno, K., @Kawai, Y., @Maruyama, M., @Ogawa, T., @Wada, S., @Ebisuzaki, T., @Casolino, M., @Sakai, D., @Yoshimura, Y., @Hanada, T.

    73rd International Astronautical Congress  2022年9月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2023年6月

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:Paris   国名:フランス共和国  

  • Stabilization of Space-advertisement Satellite Formation 国際会議

    Nakajima, K., Yoshimura, Y., Chen, H., Hanada, T.

    73rd International Astronautical Congress  2022年9月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2023年6月

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:Paris   国名:フランス共和国  

  • Dynamics and Stability Analysis of Spacecraft Attitude Considering High-Fidelity Solar Radiation Pressure 国際会議

    #Masaki, K., @Chen, H., @Yoshimura, Y., @Hanada, T.

    73rd International Astronautical Congress  2022年9月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2023年6月

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:Paris   国名:フランス共和国  

  • Formation keeping control for simultaneous deorbit using laser ablation 国際会議

    #Isobe, S., Yoshimura, Y., Hanada, T., @Itaya, Y., @Fukushima, T.

    73rd International Astronautical Congress  2022年9月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2023年6月

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:Paris   国名:フランス共和国  

  • 非協力物体との同時軌道離脱フォーメーションキーピング

    #五十部 駿,@吉村 康広, @花田 俊也, @板谷 優輝, @藤原 智章, @福島 忠徳

    第66回宇宙科学技術連合講演会講演集  2022年11月 

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    開催年月日: 2023年6月

    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:熊本   国名:日本国  

  • データ駆動型解析による地球-月三体問題におけるカオス軌道の解析

    #浦志 太勢, @坂東 麻衣, @吉村 康広, @花田 俊也, @陳 泓儒, @外本 伸治

    第66回宇宙科学技術連合講演会講演集  2022年11月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2023年6月

    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:熊本   国名:日本国  

  • 高精度太陽輻射圧モデルを適用した衛星姿勢ダイナミクスの解析

    #正木 翔,@吉村 康広, @花田 俊也, @陳 泓儒

    第66回宇宙科学技術連合講演会講演集  2022年11月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2023年6月

    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:熊本   国名:日本国  

  • 気候変動を考慮した宇宙開発の持続可能性評価

    #清水 貴裕, @花田 俊也, @吉村 康広, @河本 聡美

    第66回宇宙科学技術連合講演会講演集  2022年11月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2023年6月

    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:熊本   国名:日本国  

  • 微小デブリ観測衛星を用いた破砕起源の推定

    #棚橋 茉拓,@陳 泓儒, @吉村 康広, @花田 俊也

    第66回宇宙科学技術連合講演会講演集  2022年11月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2023年6月

    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:熊本   国名:日本国  

  • デュアルクォータニオンを用いた姿勢・軌道推定

    #吹井 柊太, @吉村 康広, @陳 泓儒, @花田 俊也

    第66回宇宙科学技術連合講演会講演集  2022年11月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2023年6月

    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:熊本   国名:日本国  

  • Multi-Objective Optimization for Effective Debris Detumbling Using Laser Ablation via Surrogate-Assisted Evolutionary Algorithms 国際会議

    #Midori Takezaki, @Hideaki Ogawa, @Suk Hyun Yeo, @Yasuhiro Yoshimura, @Aditya Baraskar, @Tadanori Fukushima

    The 34th International Symposium on Space Technology and Science  2023年6月 

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    開催年月日: 2023年6月

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:Kurume, Fukuoka   国名:日本国  

  • Update of NEODEEM the Near-earth Orbit Debris Environmental Evolution Model 国際会議

    #Masaharu Morioka, @Ryuji Nakawatase, @Yasuhiro Yoshimura, @Toshiya Hanada, @Ryusuke Harada, @Satomi Kawamoto

    The 34th International Symposium on Space Technology and Science  2023年6月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2023年6月

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:Kurume, Fukuoka   国名:日本国  

  • ロシア放送衛星 EKRAN 2 破砕破片の光学観測とその考察

    奥平 清明 花田 俊也 中島 健介 吉村 康広

    日本航空宇宙学会西部支部講演会2023  2023年12月 

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    開催年月日: 2023年3月 - 2024年3月

    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

    国名:日本国  

  • Selection of Targets to Be Removed with Considering Timeliness 国際会議

    Maruyama Takahiro, Chen Hongru, Yoshimura Yasuhiro, Hanada Toshiya

    33rd International Symposium on Space Technology and Science  2022年2月 

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    開催年月日: 2022年6月

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:online   国名:日本国  

  • Pulse Width Modulation Method Applied to Nonlinear Model Predictive Control on an Underactuated Small Satellite 国際会議

    Kondo Kota, Yoshimura Yasuhiro, Hanada Toshiya

    AIAA Scitech 2021 Forum  2021年1月 

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    開催年月日: 2022年6月

    記述言語:英語  

    開催地:online   国名:日本国  

  • Attitude Estimation of Space Objects Using Glint 国際会議

    Matsushita Yuri, Yoshimura Yasuhiro, Hanada Toshiya

    43rd COSPAR Scientific Assembly  2021年2月 

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    開催年月日: 2022年6月

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:online   国名:日本国  

  • A Target Object Classification of Radar Observation Data with Constrained Admissible Region Analysis 国際会議

    Fujita Koki, Ariyoshi Yuya, Yoshimura Yasuhiro, Ogawa Yasunobu, Hanada Toshiya

    33rd International Symposium on Space Technology and Science  2022年2月 

     詳細を見る

    開催年月日: 2022年6月

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:online   国名:日本国  

  • Analysis of Orbit Propagation Error 国際会議

    Takahashi Kazunobu, Yoshimura Yasuhiro, Chen Hongru, Hanada Toshiya

    33rd International Symposium on Space Technology and Science  2022年2月 

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    開催年月日: 2022年6月

    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:online   国名:日本国  

  • Combining Photometric Data Formulation with Attitude Model of a Spinning Solar Sail Spacecraft 国際会議

    Yasuhiro Yoshimura, Yuri Matsushita, Ryohei Arakawa, Toshiya Hanada

    1st International Orbital Debris Conference  2019年12月 

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    開催年月日: 2019年12月

    記述言語:英語  

    国名:アメリカ合衆国  

  • The optimal collision avoidance maneuver with multiple objects in Geo

    Kota Sato, Makoto Hanada, Yasuhiro Yoshimura, Toshiya Hanada, Taku Izumiyama, Ryu Shinohara

    70th International Astronautical Congress, IAC 2019  2019年1月 

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    開催年月日: 2019年10月

    記述言語:英語  

    開催地:Washington   国名:アメリカ合衆国  

    This study aims to develop a new collision avoidance strategy for geostationary spacecraft. Recently, the continuous growth of space objects is increasing the collision risk among them. In the future, it will be necessary to operate the spacecraft while avoiding much space objects. However, there is a limit of fuel loading in a spacecraft, so it will be important to save fuel consuming each collision avoidance maneuvers not to shorten spacecraft lifetime rapidly. The proposed strategy considers the following points to save fuel and extend a spacecraft lifetime as much as possible. The first point is to avoid as many objects as possible at once maneuver so that the maximum collision probability is less than 1.0 × 10%&. The second point is to minimize fuel consumed by collision avoidance maneuvers and the next orbit maintenance maneuver. The last point is to maximize the period to keep a spacecraft in the station-keeping slot. To realize this strategy, multi-objective genetic algorithm optimizes maneuver time and maneuver vector. In the simulation, to simplify, a spacecraft avoids two approaching objects. The Spacecraft conducts collision avoidance maneuver as the East-West control maneuver and the North-South control maneuver, separately. As a result, in the case of once maneuver, collision avoidance is succeeded but the station-keeping period was too short, especially in the case of an East-West control maneuver. Therefore, it needs to conduct many maneuvers before the closest approach.

  • Magnetic Attitude Control of Satellites Using Coarse Pulse-Width-Modulation of Magnetorquers 国際会議

    Yasuhiro Yoshimura

    68th International Astronautical Congress  2017年1月 

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    開催年月日: 2017年9月

    記述言語:英語  

    開催地:Adelaide   国名:オーストラリア連邦  

    Magnetorquers enable energy efficient attitude control of microsatellites in low Earth orbits. The challenging problem for the magnetic attitude control is the limitations on their component capability, and high-frequency Pulse- Width-Modulation (PWM) actuations are difficult to implement. Moreover since the magnetorquers generate control torques into a plane orthogonal to the geomagnetic field, three-axis attitude control using only the magnetorquers is challenging. In this context, this study deals with the magnetic attitude control of satellites using only magnetorquers that are driven with coarse PWM. The coarse PWM actuations in this study mean that the magnetorquers are successively actuated by on-state and then off-state in each actuation cycle of a few seconds. The difficulties of the coarse PWM actuations stem from the followings: 1) Conventional techniques for feedback controllers are hard to be applied because the magnitude of the magnetic moment is constant. 2) The dynamics of the satellite has nonlinear terms in control torques due to coarse PWM actuations. First, the dynamics of the satellite with on-off inputs are formulated as a discrete system in order to deal with the coarse PWM actuations of the magnetorquers. Then, to tackle with the nonlinearity of the control torques, averaging method for general case is used for reducing to the problem that is dynamic quantizer is applicable. As a preliminary study, dynamic quantizer is designed for satellites in sun-synchronous orbits and is verified for the coarse input system.

  • 3次元劣駆動浮遊衛星のスラスターによる姿勢・位置の制御手法の検討

    松野 崇, 吉村 康広, 外本 伸治

    宇宙科学技術連合講演会講演集  2016年9月  日本航空宇宙学会

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    開催年月日: 2016年9月

    記述言語:日本語  

    researchmap

  • Position and attitude control of an underactuated satellite with constant thrust 国際会議

    Yasuhiro Yoshimura, Takashi Matsuno, Shinji Hokamoto

    AIAA Guidance, Navigation and Control Conference 2011  2011年8月 

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    開催年月日: 2011年8月

    記述言語:英語  

    開催地:Portland, OR   国名:アメリカ合衆国  

    This paper discusses a position and attitude control problem of an underactuated satellite which uses on-off thruster mechanisms for control. Each thrusters has constant orientation relative to the satellite's body, and can generate only unilateral forces. The purpose of this paper is to clarify the control law for simultaneous position and attitude control for this type of satellite configuration. Considering the input constraints, we obtain the analytical solutions of the satellite's translational and rotational motion. Then the control procedure utilizing an invariant manifold is derived. Some numerical simulations are shown to verify the effectiveness of the proposed controller.

  • Satellite position and attitude control by on-off thrusters considering mass change 国際会議

    Yasuhiro Yoshimura, Takashi Matsuno, Shinji Hokamoto

    2011 AAS/AIAA Astrodynamics Specialist Conference, ASTRODYNAMICS 2011  2011年7月 

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    開催年月日: 2011年7月 - 2011年8月

    記述言語:英語  

    開催地:Girdwood, AK   国名:アメリカ合衆国  

    This paper deals with the two-dimensional position and attitude control of a satellite by on-off thrusters which are fixed to the satellite's body. Since the thrusters generate constant and unilateral forces, the equations of motion form nonholonomic constraint and cannot be integrated. Furthermore, the satellite's mass changes due to the fuel consumption. Utilizing Fresnel integrals and the partial integrals, we derive the approximate analytic solution considering the satellite's mass change to achieve a specified satellite's position and attitude. The accuracy of the proposed approximate technique is verified by applying it to a condition considered in SLIM project of JAXA.

  • The Minimum Necessary Number of Thrusters to Control Satellite Attitude 国際会議

    Yasuhiro Yoshimura, Shinji Hokamoto

    The 4th KAIST-Kyushu Univ. Symposium on Aerospace Engineering 

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    記述言語:英語  

  • 2入力による衛星の3軸姿勢制御

    吉村康広 外本伸治

    第53回宇宙科学技術連合講演会  2009年9月 

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    記述言語:日本語  

  • Three Dimensional Attitude Control of an Underactuated Satellite with Thrusters 国際会議

    Yasuhiro Yoshimura, Takashi Matsuno, Shinji Hokamoto

    4th Asia International Symposium on Mechatronics  2009年12月 

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    記述言語:英語  

  • 3-D Attitude Control of an Underactuated Satellite with Constant Inputs 国際会議

    Yasuhiro Yoshimura, Takashi Matsuno, Shinji Hokamoto

    The 28th International Symposium on Space Technology and Science  2010年12月 

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    記述言語:英語  

  • 方向が機体に固定された3本のスラスターによる人工衛星の姿勢制御

    松野崇 吉村康広 外本伸治

    第55回宇宙科学技術連合講演会  2011年1月 

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    記述言語:日本語  

  • エアベアリングを用いた3次元姿勢制御試験装置の開発

    吉村康広 松隈洋平 柘植俊佑 外本伸治

    ロボティクス・メカトロニクス講演会 2012  2012年5月 

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    記述言語:日本語  

  • Attitude Control of an Underactuated Satellite with Constant Torques 国際会議

    Yasuhiro Yoshimura, Shinji Hokamoto

    The Sixth KAIST-Kyushu University Joint Workshop Mechanical and Aerospace Engineering  2012年9月 

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    記述言語:英語  

  • Optimal Formation Reconfiguration of Satellites with Attitude Constraints Using Thrusters 国際会議

    Yasuhiro Yoshimura, Shinji Hokamoto

    5th International Conference on Spacecraft Formation Flying Missions and Technologies  2013年5月 

     詳細を見る

    記述言語:英語  

  • Relative Position and Attitude Control of a Satellite Considering Fuel Efficiency 国際会議

    Yasuhiro Yoshimura, Shunsuke Tsuge, Shinji Hokamoto

    29th International Symposium on Space Technology and Science  2013年6月 

     詳細を見る

    記述言語:英語  

  • Suboptimal Formation Reconfiguration of Satellites Under Input Directional Constraints 国際会議

    Yasuhiro Yoshimura

    2014 Asia-Pacific International Symposium on Aerospace Technology  2014年9月 

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    記述言語:英語  

  • 劣駆動を考慮したコントロールモーメントジャイロの 最適フォールトトレラント配置と適応姿勢制御

    吉村康広

    第58回宇宙科学技術連合講演会  2014年11月 

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    記述言語:日本語  

  • 最適フォールトトレラントスラスタ配置

    吉村康広

    第59回宇宙科学技術連合講演会  2015年10月 

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    記述言語:日本語  

  • 磁気トルカによるスピン軸指向制御

    吉村康広

    第60回宇宙科学技術連合講演会  2016年9月 

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    記述言語:日本語  

  • 航空機吊荷の運動制御のためのSinc関数に基づくScissors-CMGs駆動法

    岸田智希 小島広久 吉村康広

    54回飛行機シンポジウム  2016年10月 

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    記述言語:日本語  

  • Experimental Study on Line-of-Sight (LOS) Attitude Control Using Control Moment Gyros under Micro-Gravity Environment 国際会議

    Hirohisa Kojima, Kana Hiraiwa, Yasuhiro Yoshimura, Koki Hidaka

    The 31st International Symposium on Space Technology and Science  2017年6月 

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    記述言語:英語  

  • Optimal Fault-Tolerant Configurations of Thrusters 国際会議

    Yasuhiro Yoshimura, Hirohisa Kojima

    The 31st International Symposium on Space Technology and Science  2017年6月 

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    記述言語:英語  

  • 軸対称物体の姿勢・質量中心位置推定

    原田 直輝 吉村康広 小島 広久

    第61回宇宙科学技術連合講演会  2017年10月 

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    記述言語:日本語  

  • CMG搭載宇宙ロボットのアームとCMGの協調制御の研究

    小島 広久 吉村康広 谷口 知世

    第61回宇宙科学技術連合講演会  2017年10月 

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    記述言語:日本語  

  • 軌道上観測による微小デブリ環境推定手法の構築

    古本政博 吉村康広 花田俊也

    第62回宇宙科学技術連合講演会  2018年10月 

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    記述言語:日本語  

  • 光学観測を用いた接近判定精度の向上

    花田充 泉山卓 吉村康広

    第62回宇宙科学技術連合講演会  2018年10月 

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    記述言語:日本語  

  • テザー衛星の多質点モデルに関する運動解析

    韓京達 花田俊也 吉村康広

    第62回宇宙科学技術連合講演会  2018年10月 

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    記述言語:日本語  

  • 非対称物体の姿勢・質量特性推定

    吉村康広 原田直輝 小島広久 花田俊也

    第62回宇宙科学技術連合講演会  2018年10月 

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    記述言語:日本語  

  • ライトカーブインバージョン実証衛星“Q-Li”の開発

    大渡慶太 古本政博 吉村康広

    第62回宇宙科学技術連合講演会  2018年10月 

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    記述言語:日本語  

  • 低軌道デブリの軌道上光学観測

    熊芳強 吉村康広 花田俊也

    日本航空宇宙学会西部支部講演会(2018)講演集  2018年11月 

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    記述言語:日本語  

  • 楕円軌道の衛星を用いた軌道上観測における 衝突フラックスの計算方法

    出水澤大悟 古本政博 吉村康広 花田俊也

    日本航空宇宙学会西部支部講演会(2018)講演集  2018年11月 

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    記述言語:日本語  

  • 軌道上観測データを用いた微小スペースデブリの環境推定

    古本政博 出水澤大悟 吉村康広 花田俊也

    第8回スペースデブリワークショップ  2018年12月 

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    記述言語:日本語  

  • ライトカーブインバージョン技術実証衛星 Q-Li

    松下悠里 荒川稜平 吉村康広 花田俊也

    第8回スペースデブリワークショップ  2018年12月 

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    記述言語:日本語  

  • 光学観測による宇宙物体の動態推定に関する研究

    荒川稜平 松下悠里 吉村康広 花田俊也

    第8回スペースデブリワークショップ  2018年12月 

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    記述言語:日本語  

  • Improvement in an Estimation Method of the Debris Environment Utilizing In-situ Measurements 国際会議

    Masahir Furumoto, Yasuhiro Yoshimura, Toshiya Hanada

    The 32nd International Symposium on Space Technology and Science  2019年6月 

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    記述言語:英語  

  • Attitude Estimation of Space Objects Using Imaging Observations and Deep Learning 国際会議

    Ryohei Arakawa, Yuri Matsushita, Yasuhiro Yoshimura, Toshiya Hanada

    The 20th Annual Advanced Maui Optical and Space Surveillance Technologies (AMOS) Conference  2019年9月 

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    記述言語:英語  

  • 宇宙デブリ衝突による人工衛星ミッション終了リスクの定量化

    板谷優輝,福島忠徳,平田 大輔,山田淳,吉村康広,出水澤大悟,松下悠里,花田俊也

    第63回宇宙科学連合講演会  2019年11月 

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    記述言語:日本語  

  • 一軸磁気トルカによる小型人工衛星の三軸デタンブリング制御

    近藤耕太,吉村康広,坂東麻衣,長崎秀司,花田俊也

    第63回宇宙科学連合講演会  2019年11月 

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    記述言語:日本語  

  • テザー衛星の挙動解析に対する距離関数の適用とその有効性

    高橋雄文,吉村康広,長崎秀司,花田俊也

    日本航空宇宙学会西部支部講演会  2019年11月 

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    記述言語:日本語  

  • Detumbling with Model Predictive Control for an Underactuated Small Satellite 国際会議

    Kota Kondo, Yasuhiro Yoshimura

    Region VII Student Paper Conference  2019年12月 

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    記述言語:英語  

  • Space Debris Mitigation by Passive Debris Removal in Large Constellation 国際会議

    Masaya Nitta, Yasuhiro Yoshimura, Toshiya Hanada

    The 1st Intl Orbital Debris Conference  2019年12月 

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    記述言語:英語  

  • Light Curve Analysis and Attitude Estimation of Space Objects Focusing on Glint 国際会議

    Yuri Matsushita, Ryohei Arakawa, Yasuhiro Yoshimura, Toshiya Hanada

    The 1st Intl Orbital Debris Conference  2019年12月 

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    記述言語:英語  

  • Generalized Collision Flux Approximation for In-situ Measurements 国際会議

    Daigo Izumizawa, Masahiro Furumoto, Yasuhiro Yoshimura, Toshiya Hanada

    The 1st Intl Orbital Debris Conference  2019年12月 

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    記述言語:英語  

  • Model Predictive Approach for Detumbling an Underactuated Satellite 国際会議

    Kondo, K., Yoshimura, Y., Bando, M., Nagasaki, S., & Hanada, T.

    AIAA Scitech 2020 Forum  2020年1月 

     詳細を見る

    記述言語:英語  

    国名:日本国  

  • Model Predictive Approach for Detumbling an Underactuated Satellite 国際会議

    Kota Kondo, Yasuhiro Yoshimura, Mai, Bando, Shuji Nagasaki, Toshiya, Hanada

    AIAA SciTech 2020 Forum  2020年1月 

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    記述言語:英語  

  • SPACE SOLAR POWER SATELLITE FOR INTERPLANETARY MISSION 国際会議

    Baraskar, A., et al.

    IAC CyberSpace Edition 2020  2020年10月 

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    記述言語:英語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:online   国名:日本国  

  • EISCAT検出データからの複数の異なる破砕由来デブリ同定手法

    藤田浩輝,有吉雄哉,吉村康広, 小川泰信,花田俊也

    第64回宇宙科学技術連合講演会  2020年10月 

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    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:online   国名:日本国  

  • 低軌道大型デブリの能動的除去に向けた宇宙機のランデブー軌道の設計に関する研究

    長崎秀司,丸山貴大,吉村康広,花田俊也

    日本航空宇宙学会西部支部講演会  2020年11月 

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    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

    開催地:online   国名:日本国  

  • EISCATレーダー観測データを用いた既知物体との相関解析

    @藤田 浩輝,@有吉 雄哉,@吉村 康広,@小川 泰信,@花田 俊也

    日本航空宇宙学会西部支部講演会(2022)講演集  2022年11月 

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    記述言語:日本語  

    開催地:オンライン   国名:日本国  

  • 宇宙広告衛星のフォーメーション安定化

    #中島 健太,@吉村 康広, @陳 泓儒 , @花田 俊也

    日本航空宇宙学会西部支部講演会(2022)講演集  2022年11月 

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    記述言語:日本語  

    開催地:オンライン   国名:日本国  

  • レーザ衛星を用いたADRミッションにおける軌道設計

    板谷 優輝,福島 忠徳,Aditya Baraskar, 藤原 智章,長峯 健心,五十部 駿, 吉村 康広, 花田 俊也

    第10回スペースデブリワークショップ  2022年11月 

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    記述言語:日本語  

    開催地:調布,東京   国名:日本国  

  • レーザアブレーションを用いたマルチデオービットの相対軌道設計

    五十部 駿, 正木 翔, 吹井 柊太, 吉村 康広, 花田 俊也, 板谷 優輝, 藤原 智章, 福島 忠徳

    第10回スペースデブリワークショップ  2022年11月 

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    記述言語:日本語  

    開催地:調布,東京   国名:日本国  

  • 大気上層の長期変動を考慮した宇宙開発の持続可能性評価

    清水 貴裕, 吉村 康広,河本 聡美,原田 隆佑,花田 俊也

    第10回スペースデブリワークショップ  2022年11月 

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    記述言語:日本語  

    開催地:調布,東京   国名:日本国  

  • 微小デブリ観測衛星を用いた破砕起源の推定

    #棚橋 茉拓,@陳 泓儒,@吉村康広,@花田 俊也

    第10回スペースデブリワークショップ  2022年11月 

     詳細を見る

    記述言語:日本語  

    開催地:調布,東京   国名:日本国  

  • EISCATレーダー観測データを用いた既知デブリとの相関解析

    @藤田 浩輝,@有吉 雄哉,@吉村 康広,@小川 泰信,@花田 俊也

    第10回スペースデブリワークショップ  2022年11月 

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    記述言語:日本語  

    開催地:調布,東京   国名:日本国  

  • 劣駆動を考慮したコントロールモーメントジャイロの 最適フォールトトレラント配置と適応姿勢制御

    吉村康広

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    記述言語:日本語   会議種別:口頭発表(一般)  

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所属学協会

  • 日本航空宇宙学会

  • 日本航空宇宙学会

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学術貢献活動

  • 学術論文等の審査

    役割:査読

    2023年

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    種別:査読等 

    外国語雑誌 査読論文数:8

    日本語雑誌 査読論文数:0

    国際会議録 査読論文数:2

    国内会議録 査読論文数:0

  • 学生セッション小委員会委員 国際学術貢献

    33rd International Symposium on Space Technology and Science  ( online Japan ) 2022年2月 - 2022年3月

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    種別:大会・シンポジウム等 

  • 学術論文等の審査

    役割:査読

    2022年

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    種別:査読等 

    外国語雑誌 査読論文数:6

    日本語雑誌 査読論文数:1

    国際会議録 査読論文数:0

    国内会議録 査読論文数:0

  • 学術論文等の審査

    役割:査読

    2021年

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    種別:査読等 

    外国語雑誌 査読論文数:10

    国際会議録 査読論文数:6

  • 学術論文等の審査

    役割:査読

    2018年

     詳細を見る

    種別:査読等 

    外国語雑誌 査読論文数:1

    国際会議録 査読論文数:1

  • 学術論文等の審査

    役割:査読

    2017年

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    種別:査読等 

    外国語雑誌 査読論文数:2

  • 学術論文等の審査

    役割:査読

    2016年

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    種別:査読等 

    外国語雑誌 査読論文数:5

    国際会議録 査読論文数:1

  • 学術論文等の審査

    役割:査読

    2015年

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    種別:査読等 

    外国語雑誌 査読論文数:4

  • 学術論文等の審査

    役割:査読

    2014年

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    種別:査読等 

    外国語雑誌 査読論文数:1

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共同研究・競争的資金等の研究課題

  • スズキ財団 科学技術研究助成(一般)

    2024年

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    資金種別:寄附金

  • ライトカーブによる未知宇宙物体の姿勢・形状推定手法の構築

    研究課題/領域番号:23K04232  2023年4月 - 2026年3月

    科学研究費助成事業  基盤研究(C)

    吉村 康広

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    資金種別:科研費

    宇宙物体の数や状態を把握する宇宙状況把握は健全な宇宙環境維持に不可欠である.高高度領域に対するSSAは,ライトカーブを用いた宇宙物体の状態推定が有効な手段とされている.しかし,ライトカーブがスカラ観測量であるのに対して,推定する状態変数は物体の軌道,姿勢,形状と光学特性など高次元になる.特に形状と光学特性を推定するためには無数のパラメータを必要とするため,有効な推定手法は未だ確立していない.
    本研究は,ライトカーブを用いた未知宇宙物体の形状と光学特性を含む状態推定手法の構築を目的とする.

    CiNii Research

  • 複数個大型デブリ除去の軌道計画に関する研究

    2022年9月 - 2023年3月

    共同研究

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    担当区分:研究代表者  資金種別:その他産学連携による資金

  • 吉村康広助教への学術教育研究助成のため

    2021年

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    資金種別:寄附金

  • GAN を用いた宇宙機の力学的等価モデルの構築

    2021年

    数理・データサイエンスに関する教育・研究支援プログラム

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    担当区分:研究代表者  資金種別:学内資金・基金等

  • 宇宙物体のライトカーブに対する新たな定式化と状態推定手法

    2019年

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    資金種別:寄附金

  • 光学観測による軌道上物体の動態推定

    2018年

    数理・データサイエンスに関する教育・研究支援プログラム

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    担当区分:研究代表者  資金種別:学内資金・基金等

  • 軌道上サービス衛星のためのタンブリング衛星の高精度相対位置・姿勢決定

    2017年

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    資金種別:寄附金

  • デブリ除去衛星の姿勢・軌道制御に関する研究

    2015年4月 - 2016年3月

    共同研究

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    担当区分:研究代表者  資金種別:その他産学連携による資金

  • 劣駆動姿勢制御の実システムへの積極的適用に関する研究

    研究課題/領域番号:26820372  2014年 - 2016年

    科学研究費助成事業  若手研究(A,B)

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    担当区分:研究代表者  資金種別:科研費

  • スラスターを用いた劣駆動衛星の 3 次元位置・姿勢制御

    研究課題/領域番号:13J02982  2013年

    日本学術振興会  科学研究費助成事業  特別研究員奨励費

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    担当区分:研究代表者  資金種別:科研費

  • インフレータブル車輪を有する惑星探査小型ローバーの開発

    2012年 - 2013年

    学生の独創的研究活動支援

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    担当区分:研究代表者  資金種別:学内資金・基金等

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教育活動概要

  • 大学院学生,学部4年生の研究指導補助

担当授業科目

  • 航空宇宙工学実験

    2024年4月 - 2024年9月   前期

  • 工業力学(S2-21)

    2024年4月 - 2024年6月   春学期

  • 人工衛星工学

    2023年4月 - 2023年9月   前期

  • 工業力学(S2-21)

    2023年4月 - 2023年6月   春学期

  • 工業力学【力学Ⅰ】

    2023年4月 - 2023年6月   春学期

  • 工業力学(S2-21)

    2022年4月 - 2022年6月   春学期

  • 工業力学【力学Ⅰ】

    2022年4月 - 2022年6月   春学期

  • 力学Ⅰ

    2021年10月 - 2022年3月   後期

  • 航空宇宙工学実験

    2020年10月 - 2021年3月   後期

  • 望遠鏡で見る宇宙環境

    2019年10月 - 2020年3月   後期

  • 望遠鏡で見る宇宙環境

    2019年4月 - 2019年9月   前期

  • 基幹物理学ⅠA演習

    2019年4月 - 2019年9月   前期

  • 基幹物理学ⅠA

    2019年4月 - 2019年9月   前期

  • 航空宇宙工学実験

    2018年10月 - 2019年3月   後期

  • 基幹物理学ⅠA演習

    2018年4月 - 2018年9月   前期

  • 基幹物理学ⅠA

    2018年4月 - 2018年9月   前期

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他大学・他機関等の客員・兼任・非常勤講師等

  • 2017年  東京農工大学  区分:非常勤講師  国内外の区分:国内 

    学期、曜日時限または期間:後期, 水曜日, 1限

社会貢献活動

  • 小型衛星機器製造に関する指導・助書等

    株式会社アストロスケール  株式会社アストロスケール  2016年4月

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    対象:社会人・一般, 学術団体, 企業, 市民団体, 行政機関

    種別:研究指導

  • 小型衛星機器製造に関する指導・助書等

    株式会社アストロスケール  株式会社アストロスケール  2016年4月

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    種別:研究指導

    researchmap

海外渡航歴

  • 2019年8月 - 2020年8月

    滞在国名1:アメリカ合衆国   滞在機関名1:University at Buffalo