Jun'ichiro Kawaguchi

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.

The observation of Asteroid Itokawa by Hayabusa spacecraft has brought us a lot of new knowledge for very small (about 500m in length) S-type asteroid. We already have started to consider next space mission to small bodies in the solar system. For the next asteroid mission, we would like to explore C-type asteroid, which is also major type in the asteroid belt. This type of asteroid is supposed to have organic matter or water more than S-type asteroid, and it is important to study the material related to life. In this paper, we present the current plan for the next exploration to asteroids. We also want to encourage many researchers to join our asteroid mission.

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.