MELOSのミッション検討と工学的チャレンジ／久保田，尾川，藤田，大山，藤井69

特集：MELOS火星複合探査の科学検討

MELOSのミッション検討と工学的チャレンジ
久保田 孝 ，尾川 順子 ，藤田 和央 ，大山 聖 ，藤井 孝蔵
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2009年4月20日受領，2009年5月8日受理．

（要旨）火星複合探査（MELOS）ミッションにおいて，複数の周回機と着陸機を用いた革新的な科学観測を実現するため，数々の工学的なチャレンジが必要になる．本稿では，それらの概要を紹介する．

1. はじめに月後となる．打ち上げ手段としてH-IIAロケットを想定し，2機のオービタと複数のランダを一度に打ち上

火星複合探査ワーキンググループでは現在，2018年

げ，火星周回軌道にも同時に投入することを考えてい頃の打上げを目指して，大型の火星探査ミッションのる．初期周回軌道に投入された後は順にオービタやラ検討[1]を進めている．複数の周回機（オービタ）と着陸ンダの切離しが行われ，最終的にオービタはそれぞれ機（ランダ）が有機的に協調することにより，従来の火のミッションに適した軌道に入り，ランダは目標地点星探査から一歩進めた複合科学を実現することをめざに降下，着陸する．

している．そのためには，「のぞみ」「はやぶさ」「かオービタとしては，金星探査機PLANET-Cタイプ

ぐや」「PLANET-C」などで獲得された知見や技術をの3軸安定衛星である気象オービタと，火星探査機「の駆使し，さらに新しい技術開発を行う必要がある．

ぞみ」タイプのスピン衛星である大気散逸オービタの表１に技術的なチャレンジ項目を示す．本稿では，主要な技術の概要と課題について紹介する．
表1

火星複合探査におけるチャレンジ技術

軌道制御

・複数オービタとランダの軌道設
計及び制御
大気抵抗を利用 ・高精度軌道決定
した火星軌道投 ・エアロブレーキ
入技術
・エアロキャプチャ
エントリ技術 ・エアロアシスト
・パラシュート展開減速
着陸航法誘導 ・ピンポイント着陸
・航法センサ ・着陸脚
表面探査
・自律型移動探査ロボット
・サンプル採取
空中探査・飛行技術

２機構成をベースとして検討が行われている．軌道投入・変換は大気散逸オービタの大型スラスタが受け持つ．ランダはロケットの打上げ能力に応じて1 ～ 3機を想定しており，小惑星探査機「はやぶさ」の大気再突入技術や次期月探査機SELENE-2のピンポイント着陸航法誘導技術，地表移動体技術などを最大限に活用していく．
オービタの軌道設計および制御はMELOSの主要な工学的チャレンジの一つである．気象オービタは火星の全球観測を行うため，少なくとも遠火点付近からは火星全体を一望できるような軌道に入らなければならない．一方，高層大気の散逸プロセスを追う大気散逸オービタでは大気すれすれの低周回軌道が要求される．
そして火星複合探査の本質的目標の一つが，大気散逸

２.

ミッション検討概要

オービタの「その場観測」領域を気象オービタからも同時にグローバル観測することによる，大気散逸の総火星探査機の軌道計画案[2]としては，例えば2018合的理解である．この連携観測では，図１に示すよう年打ち上げの場合，太陽を半周して火星到着は約7 ヶに両オービタの軌道面が直交し，かつその構成がミッ

1. 宇宙航空研究開発機構
kubota@isas.jaxa.jp

ション期間中は維持される必要がある．MELOSミッ70

日本惑星科学会誌 Vol.18, No.2, 2009

め，近火点高度の下限は探査機の耐熱性能によって決まり，100km程度となる．この場合1周回で得られる減速ΔVは数m/sであり，減速ΔVの大きな軌道マヌーバを行うためには長期間を要することになる．
軌道投入時間を大幅に短縮するためには，探査機を惑星間軌道から大気圏深く進入させ，軌道投入に必要な減速ΔVを一度に得ればよい．これがエアロキャプ
チャである．この方法では軌道投入に必要な推進系重図1： 二機のオービタと複数のランダによる複合探査量は劇的に低減される一方，過酷な空力加熱から機体を防御するための熱防御システムが必要となる．また，ションでは，軌道を乱す要因となる火星重力の摂動や大気密度は高度とともに指数関数的に変化すると同時火星大気抵抗などを逆に積極的に利用することで，いに，気象条件，季節，経緯度によっても大きく変化す

かに推進剤の消費を抑えつつ、目的の軌道へと遷移さる．そのため，必要な減速ΔVを正確に得るためには，せてゆくかが工夫のしどころである．またオービタの大気突入時の飛行経路角を高精度で設定するとともに，軌道はランダの着陸地点とも密接に関連してくるため，大気密度の変動に対しても正確に機体を誘導できる自オービタ・ランダ双方を考慮し，理学的成果を最大化律的誘導システム（空力誘導システム）を備える必要がするような解を探る必要がある．

ある．図２はこのような要求を実現する空力誘導シス
テムの一例
（想像図）
であり，超軽量アブレータを用い3. 空力誘導・軌道マヌーバ技術てペイロード重量比60%を実現する．しかし軌道投入成功率99.9%を実現するためには，大気突入時の軌道探査機を火星周回軌道に投入するためには探査機を減速しなければならない．例えば無限遠接近速度決定精度を±5km以下とする必要があり，今後いかにして軌道決定精度を向上させるかが鍵となる．

が3.8km/sの探査機を近火点高度150km，遠火点高度

上記の空力誘導技術は大気突入システムに共通の技

3,000kmの楕円軌道に投入する場合，比推力310秒の術であり，ランダのキャリアとして用いる大気突入カロケットモータを用いると，軌道投入に必要な推進系プセルに応用すれば，着地点分散を最小化し，地学的重量は探査機全重量の60% となり，ペイロード重量に特徴的な地点へランダを着陸させることが可能とな比は40 % 以下に制約される．ペイロード重量比を増る．またエアロキャプチャ技術の応用として，高弾道加させるためには，軌道投入や軌道マヌーバに必要な係数を有する探査機を高度35 ～ 40kmまで進入させダ減速ΔVを空気力によって実現すればよい．

ストや大気サンプルを採取し地球に帰還させるという，エアロブレーキは，近火点付近において上層大気を無着陸サンプルリターン機も提案されている．机上検かすめるように探査機を飛行させて空気力により減速し，遠火点高度を徐々に下げる手法である．我が国も既に「ひてん」で地球大気での実験に成功している
ほか，米欧の火星探査では既に利用されており，それほど高度な技術ではない[3]．上の例で，最初にロケットモータで探査機を近火点高度150km，遠火点高度7R（Rの楕円軌道に投入し，近火点高度mmは火星半径）を下げてエアロブレーキを用い最終軌道までマヌーバさせると，ペイロード重量比を50%程度まで増加させることができる．エアロブレーキでは大気密度の高い領域を飛行させれば1周回あたりに得られる減速ΔVは大きくなるが，それに応じて空力加熱が増加するた

図2： 空力誘導システムを備えた大気突入システム

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表2：ฦᣇᑼ䈱㐳ᚲ䈫⍴ᚲ㩷
各方式の長所と短所⴫䋲㩷ߢ߈ࠆ㧚ߐࠄߦ㧘࿑㧟ߦ␜ߔࠃ߁ߦ㧘⒖േဳតᩏࡠࡏ
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図3： 探査ロボットによる火星表面探査䊶㔌⌕㒽䈏࿎㔍 䊶⥄േ೙ᓮ䈲ኈᤃ䊶㕒ᱛ᷹ⷰ㔍䈚䈇

討では既にその実現性が実証されており，現在その実㧢㧚߅ࠊࠅߦ

現に向けて具体的なシステム検討が進められている．
載し，いくつかの地点に地震計や熱流量計を埋め込み，
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ネットワーク探査を行うことも検討中である．現在，
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4. 着陸表面探査技術ᛛⴚ㧘㘧ⴕតᩏᛛⴚߦߟ޿ߡߘߩ᭎ⷐߣ⺖㗴ࠍㅀߴߚ㧚ᣣᧄ߇޿߹߹ߢߦၭߞߡ߈ߚ᦬ᖺᤊតᩏᛛⴚࠍ↢߆ߒ㧘
着陸機による直接表面探査は，着陸機周辺および上5.ߐࠄߦᣂߚߦᛛⴚ࠴ࡖ࡟ࡦࠫࠍⴕ߁ߎߣߦࠃࠅ㧘Ἣᤊ
火星飛行探査࿑䋳㩷 តᩏ䊨䊗䉾䊃䈮䉋䉎Ἣᤊ⴫㕙តᩏ㩷
空の気象変動を観測できるだけではなく，火星表面おតᩏߦ㕟ᣂࠍ߽ߚࠄߔߎߣߦߥࠆߢ޽ࠈ߁㧚㧡㧚Ἣᤊ㘧ⴕតᩏ
よび内部の詳細な科学観測を可能にする．そのため，広範囲にわたって高解像度の画像情報やサンプルを着陸探査[4]では，空中探査，表面探査，地中探査を効ᐢ▸࿐ߦࠊߚߞߡ㜞⸃௝ᐲߩ↹௝ᖱႎ߿ࠨࡦࡊ࡞ࠍ
率よく行うことが期待できる．
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空中探査では，着陸機からアームやテザーなどを用⠢ᯏ㧘࿁ォ⠢ᯏ㧘⠀߫ߚ߈ᯏ㧘᳇⃿ߥߤߩᚻᲑ߇☨࿖
いて観測機器を伸展や展開をすることにより，周辺お߿ᣣᧄߥߤߢᬌ⸛ߐࠇߡ߈ߚ߇㧘޿ߕࠇߩ႐ว߽࿾⃿よび上空の観測を行うことができる．また超小型のプ਄ߩ 1/100 ⒟ᐲߒ߆ߥ޿ᄢ᳇ኒᐲ߇ਥⷐ࿃ߣߥࠅ㧘ߘ
ローブを放出し，浮上タイプのプローブを用いることߩታ⃻ߦߪᄢ߈ߥ࿎㔍ࠍ઻߁㧚ߘࠇߙࠇߩ೑ὐ࡮ᰳὐ
により，高い高度の観測や崖などの観測ができる可能ࠍ⴫㧞ߦᢛℂߔࠆ㧚性がある．飛行探査については次節で詳細に述べる．
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表面探査では，着陸機から長いアームを用いてサンߩታ⃻น⢻ᕈߦߟ޿ߡᬌ⸛ࠍᆎ߼ߚߣߎࠈߢ޽ࠆ㧚࿕
プル採取を行い，地質探査を行ったり，着陸機周辺にቯ⠢ᯏ[5]ߪ೨಴ߩ㧠ߟߩ࠲ࠗࡊߩਛߢ߽ߞߣ߽ᛛⴚ
地震計や熱量計を埋め込んで，内部探査を行うことも⊛ߥታ⃻ᕈ߇㜞ߊ㧘߹ߚ㧘዁᧪ߩតᩏߢߩᄢဳൻ߽Ყ
できる．さらに，図３に示すように，移動型探査ロボ

ෳ⠨ᢥ₂
得ることができる航空機を利用した探査は，火星科学ットを搭載すれば，着陸機近傍だけではなく，広範囲

較的容易であると考えられる．実現までには空力，推の表面探査が可能になる．探査ロボットに，ロボット進，制御・誘導，電源，構造などさまざまな課題があ

アームと観測機器を搭載し，分析すべきサンプルを選るが，研究会を立ち上げ広く意見を集め，MELOSミ

定後，サンプルを収集し，着陸機に戻る．着陸機搭載

ッションでの実現を目指している．

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翼機，回転翼機，羽ばたき機，気球などの手段が米国=?01ICYCGVCN2TGNKOKPCT[/KUUKQP#PCN[UKUCPF
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や日本などで検討されてきたが，いずれの場合も地球 VQDGRTGUGPVGF 
上の1/100程度しかない大気密度が主要因となり，そ=?,%5OKVJ,$GNN/CTU1F[UUG[#GTQDTCMKPIの実現には大きな困難を伴う．それぞれの利点・欠点,QWTPCNQH5RCEGETCHVCPF4QEMGVU8QN0Q
を表２に整理する．
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現在，我々のグループではMELOSミッションに向観測に革新をもたらす可能性がある．これまで，固定)WKFCPEG

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けて，総重量1kg程度の固定翼機による工学試験飛行'ZRNQTCVKQPVJ+565Fの実現可能性について検討を始めたところである．固=?ᄢጊ⮮੗Ἣᤊតᩏ㘧ⴕᯏ⠢ဳߩⓨജ⸳⸘ᦨㆡൻ

定翼機[5]は前出の４つのタイプの中でもっとも技術ᣣᧄᯏ᪾ቇળᵹ૕Ꮏቇㇱ㐷⻠Ṷળ⻠Ṷ⺰ᢥ㓸)

的な実現性が高く，また，将来の探査での大型化も比の科学観測装置を用いて，サンプルの化学組成，鉱物組成などの詳細な分析が行われる．これにより「観た6. おわりにいものを観る」ことが可能となる．
地中探査では，地中レーダによる探査や着陸機によMELOSミッションで検討している新たなチャレンる探査以外に，移動ロボットが小型掘削プローブを搭ジ技術として，軌道制御技術，空力誘導技術，表面探72

日本惑星科学会誌 Vol.18, No.2, 2009

査技術，飛行探査技術についてその概要と課題を述べた．日本がいままでに培ってきた月惑星探査技術を生かし，さらに新たに技術チャレンジを行うことにより，火星探査に革新をもたらすことになるであろう．

参考文献[1] 佐藤，2009, 遊・星・人 18, 41[2] Ogawa, N. et al., 2009, 27th ISTS (to bepresented)[3] Smith, J. C. and Bell, J., 2005, Journal ofSpacecraft and Rockets 42, 406[4] Kubota, T. et al., 2008, 26th ISTS, 2008-d-04[5] 大山ほか, 2005 , 日本機械学会流体工学部門講演会公演論文集, G405