橋本 樹明

日本初の火星探査機、「のぞみ/PLANET-B」搭載のMars Imaging Camera(MIC)は、小型軽量の可視CCDカメラである。CCDは、波長分離のためにRGBそれぞれのフィルターで覆われた3ラインからなる。MICのCCDのライン方向は「のぞみ」のスピン軸にほぼ平行で、MICでは、「のぞみ」のスピンを利用して2次元画像を取得する。われわれは、画像の幾何補正や感度補正に必要な特性を地上試験で取得した。また、複数の方法を用いてMICの総合的な撮像機能の確認試験を行った。現在、打ち上げ後の機上校正試験を行っている。

MUSES-Cは、文部省宇宙科学研究所が2001年に小惑星NEREUSに向けて打ち上げ、サンプルを持ち帰る計画の深宇宙探査機である。このミッションでは、惑星間航行、小惑星への接近、着陸、離脱といった従来に無い誘導制御技術が必要となる。また、非可視での運用や地球から遠く離れた地点での着陸には、高度な自律制御が要求される。その実現のため、小型・軽量・低消費電力でかつ高機能な航法・姿勢センサが必要となっている。現在、スタートラッカ、ライダ、レーザレンジファインダ、ファンビームセンサの4つのセンサを開発しており、これらのセンサの概要と開発現状を紹介する。

科学衛星「はるか」は, スポース VLBI に必要な工学諸技術の実験ならびにスペース VLBI による電波天文観測を行うことを目的として, 1997年2月12日, 宇宙科学研究所の新型ロケット M-V の初号機により打ち上げられた。「はるか」では数々の工学的課題への取り組みがなされたが, それらの中で, ケーブルとメッシュからなる, 有効開口径8cmのパラボラアンテナの軌道上での展開が, 最大の工学的課題であった。打ち上げ約2週間後の2月24日から28日にかけてアンテナ展開実験を行い, 展開に成功した。本稿は「はるか」のアンテナ展開実験を, 衛星システム全体としてのオペレーションの観点から詳述するものである。

We present the specifications of the Mars Imaging Camera (MIC) on the Planet-B spin-stabilized spacecraft, and key scientific objectives of MIC observations. A non-sun-synchronous orbit of Planet-B with a large eccentricity of about 0.87 around Mars provides the opportunities (1) to observe the same region of Mars at various times of day and various solar phase angles with spatial resolution of about 60 m from a distance of 150 km altitude (at periapsis), and (2) to monitor changes of global atmospheric conditions on Mars near an apoapsis of 15 Mars radii. In addition, (3) several encounters of Planet-B with each of the two Martian satellites are scheduled during the mission lifetime of two years from October 1999 to observe their shapes and surface structures with three color filters, centered on 450, 550, and 650 nm. (4) A search for hypothetical dust rings along the orbits of two satellites will be tried from the forward-scattering region of sunlight.

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.