川口 淳一郎

宇宙科学研究所が2002年に打ち上げる小惑星サンプルリターン計画MUSES-Cについて、電気推進を用いた小惑星までの惑星間飛行、2AUを越える超遠距離通信、探査機システムの概要、小惑星へのランデブー、サンプル採取法、地球への帰還、直接大気圏再突入に焦点をあてつつ、紹介する。 加えて、宇宙科学研究に関する衛星技術の将来への課題について概観する。

The paper reveals the essential feature of the attitude control of the lunar penetrator system and evaluates its fundamental performance. The spinning LUNAR-A mother spacecraft, orbiting a low lunar elliptic orbit, is to release penetrator modules one by one, which penetrate into the moon's surface carrying scientific instruments. This final phase of the journey is featured by a thumb line controlled attitude maneuver followed by an active nutation control, to ensure the proper impact point attitude. The accuracy of the control will play a key role in the mission as it directly affects the level of the impact load. Although the maneuvering strategy itself cannot be considered special, a relatively high spinning rate of the module makes the problem absolutely different. The level of fluctuation in response time delay of the actuating system has significant influence on the control accuracy: as small as I msec of error leads to approximately 0.7 degree of directional dispersion, almost half the required accuracy. Thus a special autonomous delay compensating algorithm has been developed while the active nutation control is also expected to enhance the control capability of the system. The performance of the entire attitude control system has been finally established through a flight test via an ISAS' sounding rocket in January 1997.

本書は, 文部省宇宙科学研究所が平成7年1月15日に打ち上げたM-3SII型ロケット第8号機の第2段飛翔中に発生した姿勢異常について行った技術検討結果を報告するものである。本書は, M-3SII-8号機調査特別委員会の報告書ではなく, 内容は, 技術検討結果のみを報告するものである。過去, 今号機において行われた飛翔前試験の実施状況や, 体制を含めた不具合発生との関連, 再発防止などについては, 同調査特別委員会の最終報告書にゆずる。内容は, 何回かの調査特別委員会にて検討に供された技術資料を, 順次章ごとにたどる形式が採られている。本書では, 以下の同委員会報告内容の主たる点を, この冒頭で記述するにとどめる。「姿勢異常の原因は, 制御系を介した構造振動モードの励振に端を発した姿勢制御用噴射体の枯渇にあったことが明らかとなった。制御系が自励的に構造振動を発振せしめた原因は, 今第8号機におけるペイロード重量増により, 姿勢検出部における構造振動モードが不安定側に大きく転じていたことと, 同じ理由により構造振動に対する制御利得が著しく大きな値となっていたためである。M-3SII型ロケットの開発にあたっては, その初号機の飛翔前においては, 構造振動モード解析ならびにそれら柔軟性を考慮した制御系解析が行われたのであるが, 1)初号機においては剛体性が極めて高いことが数値指標で確認されていたこと, 2)姿勢検出部は初号機においては第1次構造振動モードの腹の位置にあり少なくとも線形性の成立する範囲ではペイロード重量の構造振動モードの制御安定性におよぼす感度は十分小さいと判断されていたこと, 3)今号機の飛翔以前の7回の飛翔を通じて第1次構造振動モードは励振はもちろん検出されたことがなかったことから, 今第8号機の飛翔前においては, 依然として剛体性近似が適用できると判断し, 構造振動モード解析および柔軟性を考慮した制御系検討は行われなかった。これが今回の不具合を事前に発見するにいたらなかった理由である。」

This report summarizes the future trend in the weight of scientific satellites in Japan which will be launched or programmed in the late twentieth century. Among the several missions contained in this report, particular interest is directed to the interplanetary probes and astronomical observatory satellites. In the estimation of spacecraft weight, each component is systematically estimated based on the satellites which have already been launched or designed. Major result is that 3 ton LEO payload capabidity is needed in future transporter in order to accomplish the missions mentioned here.