川口 淳一郎

The MUSES-C mission is the world's first sample and return attempt to/from the near Earth asteroid. In deep space, it is hard to navigate, guide, and control a spacecraft on a real-time basis remotely from the earth mainly due to the communication delay. So autonomy is required for final approach and landing on an unknown body. It is important to navigate and guide a spacecraft to the landing point without hitting rocks or big stones. In the final descent phase, cancellation of the horizontal speed relative to the surface of the landing site is essential. This paper describes various kinds of robotics technologies applied for MUSES-C mission. A global mapping method, an autonomous descent scheme, and a novel sample-collection method, and asteroid exploration robot are proposed and presented in detail. This paper also presents the flight data and results.

小惑星探査機「はやぶさ」による小惑星イトカワの観測で、500m程度の小さなＳ型小惑星についての理解が深まったが、我々は、さらに次の小天体探査ミッションについての検討を行っている。次のミッションとしては、Ｓ型と同様に小惑星帯で主要なタイプとなっているＣ型小惑星の探査を行いたい。このタイプでは、有機物や水をより多く含んでいると思われており、生命前駆物質の科学としても重要である。ここでは、これまでのミッション検討結果をまとめて報告する。また、是非、多くの研究者に小天体探査に参加してもらうことを呼びかけたい。

2003年5月に打ち上げられた工学実験探査機「はやぶさ」は2005年夏に小惑星ITOKAWAに到着後、表面のサンプルを採取して2007年に地球に持ち帰る計画である。サンプル採取の前に、高度約10kmの地点から2ヶ月程度、可視光カメラ、近赤外線センサ、X線センサを用いて小惑星の観測を行い、科学観測とともに、着陸地点の選定に役立てることとしている。本稿では、「はやぶさ」の観測センサと観測計画の概要を述べる。

On the ascent path of the vehicles like spaceplanes, the optimal steering shows the different behavior from that of conventional rockets. This is because both thrust and lift force varies depending on the change of the atmospheric dynamic pressure. This indicates that it is required the new guidance strategy for these kind of vehicles. In this paper, we propose a new guidance strategy which has only four parameters to be determined. This method is derived from some analytical assumptions and approximates the steering in simple linear and logarithmic function. Only by carrying out the numerical integration of this, the parameters are easily determined to satisfy the terminal boundary conditions.

M-V型ロケットには,慣性航法誘導装置(ING: Inertial Navigation Guidance)を第3段計器部に搭載し、第1段から第3段までの3軸姿勢制御を行う.M-3SII型ロケットまでの姿勢基準装置は,レートジャイロ(FRIG: Floated Rate Integration Gyro)という機械式ジャイロを1軸のスピンフリーテーブル(SFAP)上に配置していたが,M-V型ロケットにおいては,ファイバオプティックジャイロ(FOG: Fiber Optic Gyro)を機軸に固定するストラップダウン方式を用いて,計算機(CPU)内部で座標変換を行う方式へと大幅に変更をしている.この新しい姿勢基準装置(IMU: Inertial Measurement Unit)は,搭載加速度を用いて,機上で航法誘導演算を行う慣性航法誘導装置INGを構成しているのも,M-V型機の特徴である.FOGは,機械的な可動部分を全くもたないため,信頼性が高く,次世代のジャイロとして諸外国が開発にしのぎを削っているものである.しかしながらその反面,その実用化,特に慣性航法誘導装置に採用されるレベルのドリフト変動を実現するのは非常に困難である.M-V型ロケットで採用しているFOGは,さまざまな課題を克服して完成したものであり,画期的な装置となっている.IMU及びCPUは,第3段の計器部に配置され,この部位での角速度情報は,姿勢変動分のインクリメントとして計測される.一方,第1段の姿勢制御においては,第1段の可動ノズルの応答を加味すると,第3段位置での角速度情報を用いるよりも,第1段後部筒部位での角速度情報を用いた方が、制御系の安定余裕を確保しやすい.そのため,第1後部筒部位には,レートジャイロが搭載されている.第2段ノズル部には,第1段飛翔中の横加速度を測定し,荷重を軽減する論理を可能とすべく,計測用として加速度計が搭載されている.また,各段には通信制御部(I/O)が搭載され,各段間のデータのやりとりを行う.

本稿では,M-Vロケット(1,3,4号機)における風補正および電波誘導システムについて概説する.風補正とは,打ち上げ時の風速・風向を予測して,最終投入軌道を変更することなく,機体にかかる荷重を軽減するようにロケットの姿勢ターゲット(ランチャー角度を含む)を最適化することを指す.また電波誘導とは,新精測レーダの観測量である直距離,方位角,上下角から,M-Vロケットの軌道推定(位置および速度)を行ない,飛翔中に生ずる軌道分散を補正して最終達成軌道の目標軌道からの誤差を極力小さくするための誘導コマンド(ロケットの姿勢ターゲット変更)を送信することを指す.

Among a wide variety of challenging projects planned for the coming decade is the MUSES-C mission designed by the ISAS of Japan. Despite huge amount of data collected by the previous interplanetary spacecraft and probes, the origin and evolution of the solar system still remains unveiled due to their limited information. Thus, our concern has been directed toward a sample return to carry sample from an asteroid back to the earth, which will contribute to better understanding of the system. One of the keys to success is considered the reentry technology with hyperbolic velocity, which has not been demonstrated yet. With this as background, the demonstrator of atmospheric reentry system with hyperbolic velocity, DASH, has been given a commitment to demonstrate the high-speed reentry technology, which will be launched in summer of next year by Japan's H-IIA rocket in a piggyback configuration. The spaceship, composed of a reentry capsule and its carrier, will be injected into a geostationary transfer orbit (GTO) and after several revolutions it will deorbit by burn of a solid propellant deorbit motor. The capsule, identical to that of the sample return mission, can experience the targeted level of thermal environment even from the GTO by tracing a specially designed reentry trajectory. (C) 2002 Elsevier Science Ltd. All rights reserved.

Nozomi is the first Japanese spacecraft to explore the planet Mars. It was launched in July, 1998, and put into interplanetary trajectory by multiple lunar gravity assists and a powered Earth swing-by. This paper describes the analysis of orbit determination in each phase of Nozomi trajectory. Non-conservative force which is caused by solar radiation pressure and unexpected small maneuvers at reorientations has a significant influence on orbit determination for Nozomi. We improved the modeling of the non-conservative force. The accuracy of orbit determination is 1km in position and 1 cm/s in velocity in well determined period for cislunar orbit.