はやぶさ (探査機)
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4.構造
4.2.探査機器
宇宙機でのミッション系に相当する探査機器類は、受動的なセンサ系と能動的なサンプル採取関係のものに大きく分けられる。センサ系は小惑星への接近時に用いられる純然たるミッションの誘導用と、ミッション内容によらず宇宙空間内での位置や方向などを知るための航法用のものがあり、両方を兼ねるものもある。[56][57][25]
センサ系
外部の状況を知るためのセンサには、スタートラッカ (STT) やジャイロ、それに光学航法カメラ (ONC) 系統などの航法用センサ類と、探査ミッションに関わる対象物の科学的データを得るためのセンサ類が搭載された。また、機体内部の温度や電圧、電流といったセンサもそれぞれの搭載機器に多数が配置され制御系へ測定データを提供していた[25]航法用センサ
太陽センサ
太陽の位置を検出することで自機の方向を知る、航法用センサとしては最も基本的なものである[25]
スタートラッカ
スタートラッカ (STT) は、比較的明るい星の位置を検出することで自機の方向を知る航法用センサである。地球を周回するような近距離では、センサだけ搭載しておいて星図データとの照合は地上にデータ送信することで対応する方法が主体であるが、はやぶさでは星図データを搭載して自ら照合する自立星同定機能を備えていた。本機の実体は30度×40度程度の視野角を持つカメラだった[25]
光ファイバ・ジャイロ
慣性基準装置 (IRU) とも呼ばれる光ファイバ・ジャイロは3軸ごとに機体の回転運動を測定する。IRUは実績がある米国製の700グラムほどの製品が採用され2台(各3軸計測)が搭載された[58][25]
加速度センサ (ACM)
加速度センサは機体の直線加速度を測定する。3軸方向が必要になる。理論上は直線加速度を積算することで宇宙空間内での移動距離が判るはずであるが、微小な加速度の測定は誤差が大きく、ACMだけでは正確な航法・誘導は行えない[25]
光学航法カメラ (ONC)
3台ある光学航法カメラ (Optical Navigation Camera) は航法用センサであると同時に、科学観測に用いられる探査ミッション用センサでもある。3台のCCDは同種のものが採用され、画像処理回路も1つだけが共通に備え、撮影対象に応じて、底面方向 (-z軸) のONC-T(望遠)/ONC-W1(広角)と側面方向 (y軸) のONC-W2(ワイド)[59]という3つのカメラが切り替えて用いられた。
探査ミッション用センサ
レーザー高度計 (LIDAR)
レーザー測距機とも呼ばれるレーザー高度計 (LIght Detection And Ranging; LIDAR) は、YAGレーザー光を用いた測距装置である。地表の反射率を測定する科学機器としての運用も想定されていた為、計測距離は50m - 50kmと広範囲[61]。また、着陸降下時の距離測定値を利用しイトカワの重量と密度の推定が行われた[61]
レーザーレンジファインダー (LRF)
レーザーレンジファインダー (Laser Range Finder) は、レーザー光を用いた測距装置であり、LRF-S1とLRF-S2の2台がある[25]
LRF-S1:LIDARが比較的長距離を担当するのに対してLRF-S1は近距離を担当し、30度ほどの角度を持たせた4本のレーザー光を用いて対象面の傾きを測定する。70メートル以下でLIDARと併用し、互いの誤差を確認しながらLRF-S1の測定へ切り替える。LIDARがレーザー単パルス波を用いて反射されて来るまでの伝播時間を計測するのに対して、LRFではFM変調した連続レーザー波を送信して反射波との位相差を計測する[25]
LRF-S2:サンプラーホーンの長さを測る。着地時などにホーンが押されて縮むが、機体側からホーン先端部との距離を計測することで小惑星との接触を検知するようにした。S1/S1共通のデータ処理回路部 (0.91kg) が別にあり、切り替えて使用するためにS1とS2は同時に使えない[25]
ファンビームセンサ (FBS)
ファンビームセンサ (Fan Beam Sensor) は、レーザー光を利用した障害物検出器であり、送信機/受信機のセットが探査機両側面に各2か所、合計4セットが配置されていた。イトカワへの着地(タッチダウン)では、探査機本体が未知の地形へ降下するため、起伏が予想以上に大きい場合に備えて、太陽電池パネルの下方空間をレーザービームで扇状にスキャンすることで10cm大程度の岩石の突出部がパネルに接触する前に再上昇して接触回避できるように考えられていた[62][63][25]
近赤外分光器 (NIRS)
0.8 - 2.1μmの近赤外線領域を測定する分光器である。InGaAs素子による64画素が1列に並んだ光学的な検出器である。視野角0.1度×0.1度で取り込んだ検出光を、透過型回折格子によって波長ごとに分散させ、0.8 - 2.1μmの領域を64バンドで光量を検出する。イトカワを構成する岩石などの組成を知るために、太陽からの反射光を小惑星の表面で測定し、主にケイ酸塩鉱物による吸収スペクトル線を知ることで、組成に関する情報を得るものである。AMICAの可視光領域の情報と合わせれば、より詳細な鉱物組成が推定できる[64]。NIRSとXRSはコントローラと電源を共有している[25]
蛍光X線スペクトロメータ (XRS)
X線蛍光分光器とも呼ばれるXRS (X-Ray Spectrometer) は、3.5度×3.5度の視野角を持ち、1.0 - 10keVのエネルギー帯域のX線を160eVの分解能で検知することができる。本来の小惑星の組成を検知する底面に取付けられたセンサー部にはX線CCD素子が4枚用いられており、太陽活動によってX線の放射量が変化するのを補正するための側面に飛び出した位置にある標準試料を捉えている別に1枚が使用され、合計5枚のX線CCD素子が搭載されている。センサー部だけで1.7kgの重量であり、センサー部とは別にXRS用の電子回路が共通電子回路部内に収納されている[25]。オンボードコンピュータ(OBC)としてSTRAIGHTプログラムで開発されたSH-OBCを採用し、当時惑星探査用としては高速だったSH-3(SH7708)の三重冗長系によって観測画像の機上解析を実現した[65][66]
可視分光撮像カメラ (AMICA)
AMICA (Astroid Multiband Imaging Camera) は、航法用カメラ"ONC-T"の別名であり、航法では元々不要な機能である分光用の8域の分光フィルターホイールが探査用として備わっている。1つのバンドは航法に用いる場合の350 - 950nmまでの全域を通過させるものであり、残る7つのフィルターが、360nm, 430nm, 545nm, 705nm, 860nm, 955nm, 1025nmを通すようになっている[67]。偏光フィルターもCCDの四隅に備えられていて、小惑星に接近した時に表面の粒子サイズを検出することになっていた[68][25]
ターゲットマーカー
はやぶさはイトカワ上に短時間だけ接地して岩石等の試料を採集するが、その着陸を安全に行うために、広角カメラ"ONC-W1"の撮影によって横軸方向の移動速度を安全値である毎秒8cm以内に収めるよう降下軌道を制御するが、その際の良好な画像を得るのにターゲットマーカーが用いられる。イトカワに30m程まで接近したはやぶさは、底面にぶら下げた状態のターゲットマーカーの固定ワイヤーを火工品、つまり火薬で焼き切る。はやぶさはRCSで自らは減速することで、ターゲットマーカーを先に着陸地点となるイトカワ上に落としておき、ゆっくり接近しながら、"ONC-W1"はフラッシュで照らした画像と照らさない暗い画像を簡単な内部演算することで、ターゲットマーカーの位置を知る。複数回この処理を行うと、横方向の移動速度を知ることができる。
ターゲットマーカーは重力の小さなイトカワ上で弾まずに確実に定着するように、薄いアルミ製の袋にポリイミド粒を収めたお手玉のような構造に作られており、転がり防止用の4つのとげが付けられていた[69][70]。フラッシュに対して明るい反射を得るため、表面は再帰性反射シート(民生品)で覆われていた[25]
サンプラー系
イトカワ表面からサンプルを採取するサンプラーは、5つのサブシステムから構成されている。 プロジェクタ
サンプラーホーン
サンプルキャッチャー/カプセル蓋
搬送機構
サンプルコンテナ[25]
プロジェクタ
プロジェクタは弾丸(プロジェクタイル)を下方へ向けて打ち出し、イトカワ表面の岩石などを飛散させてサンプルとしてホーン内に飛び上がらせる役割を持つ。3本の棒状の発射装置がサンプラーホーンの基部外面に備わり、電気発火によって推進薬に点火されることで、5gのタンタル製の弾丸が各1発ずつ順番に発射されると秒速300mで飛び出してイトカワ表面を打つ。ホーンの基部にはアルミ箔の膜が付いた穴が3か所開いており、それぞれのプロジェクタがこれらに合わせて取り付けられている。点火後、弾丸は推進薬の圧力によってアルミニウム製のサボと共に前進し、弾丸はプロジェクタから飛び出すが、サボはプロジェクタ内に留まり変形して銃口を塞ぐので、発射ガスがホーン内に吹き込まれてサンプルや地面を汚染することはほとんどない。弾丸は穴からホーン内に入射されると、下部ホーン下端の中央付近に飛ぶように照準されている。弾丸はタンタル製であるため、小惑星の岩石組成とは区別が付きやすいとされる。プロジェクタの発射命令は、ホーンの長さを測るLRF-S2が1cmの短縮を検出することで出されることになっていた[25]
サンプラーホーン
サンプラーホーンは、先端部の内径が20cmで全長1mほどのほぼ円筒形をした中空の管である。上部ホーンと下部ホーンはアルミニウム製の円錐形であり、ホーン全体の外形を保ちながら、舞い上がったサンプルを最上部へと誘導する働きをする。中部ホーンは耐弾性がある布を円環で支えた蛇腹構造になっていて、打ち上げ時には畳まれ、宇宙空間で伸ばされるようになっている。舞い上がったサンプルがホーンを破って機体に損傷を与えないように強靭な布が選ばれており、機体自身が地面に接触しないように距離を稼ぐと同時に接地時の衝撃吸収も担っている。下部ホーンの周囲にはダストガートというスカートがあり、ホーンに入らなかったサンプルが機体側に飛び上がって障害を起こさないように考慮されている[25]
サンプルキャッチャー/カプセル蓋
サンプルキャッチャーは直径48mm、高さ57mmの円筒形の容器であり、内部はA室とB室に隔てられている。上部ホーンから導かれたサンプルは45度に傾いた反射板に当たることで進路が横向きに修正されて、1回目のサンプル収集ではB室に格納され、次にA室に格納される。2室の切り替えは120度(1/3回転)ごとに2方向の開口部を持つ回転ドア式の回転筒キャップによって行われ、最後の1/3回転によってこれがそのまま蓋となる。サンプルキャッチャーの一方にはカプセル蓋が固定されている[25]
搬送機構
サンプルキャッチャーをサンプルコンテナ内に移動させるのが搬送機構の役割である。サンプルの収集を終えて、サンプルキャッチャーをサンプルコンテナ内に移動するには、まず、サンプルキャッチャーに挿入されているホーン上端部を下げる。次に、形状記憶合金製のバネに通電してサンプルキャッチャーとカプセル蓋を押し、これらをサンプルコンテナ内に挿入する。ラッチ・シール機構に対して信号を送り、ラッチによってカプセルにカプセル蓋を固定する動作と、Oリングによる真空シールを保つ動作を同時に行う。カプセル側と結んでいた信号ケーブルを火工品によるワイヤーカッターで切断した[25]
サンプルコンテナ
サンプルコンテナは帰還カプセル内の中央に位置しており、サンプルキャッチャーを格納する容器である。宇宙空間でサンプルキャッチャーを収容したサンプルコンテナは、サンプルキャッチャー側の2重のOリングと共にサンプルキャッチャーとサンプルコンテナとの狭い間隙を真空に保つことで地球帰還時の再突入の高温から熱伝導を断ち、同時にサンプルコンテナ内まで真空に保つことで地球大気からのサンプルの汚染も防ぐようになっている[25]
帰還カプセル
帰還カプセルは、直径40cm、質量16.3kgの蓋付中華鍋のような形状をした耐熱容器で、サンプルコンテナなどを除けば、ヒートシールド、パラシュート、インスツルメント・モジュールといった要素から構成される。帰還カプセルはサンプルコンテナを収容後、分離地点に到達したところで止められていたラッチを火工品により解除し、18本のヘリカルスプリングが再突入カプセルを回転をつけながら押し出すしくみである。地球帰還時には最大、約43,000km/時(約12km/秒)の速度で大気に進入するため、主に断熱圧縮による空力加熱を受けて前面の空気の温度は最大では2万℃ほどになる。15MW/m2ほどの加熱率と見込まれる[25][6]。地球帰還後は月軌道付近[6]で本体から分離し(実際には 70,000km[71]または 74,000km[72]で分離した)、突入角12.0度[73]、秒速12.2km[73]超軌道速度[6]で再突入する。 ヒートシールド
ヒートシールドは、主に炭素繊維強化プラスチック (CFRP) によって作られた耐熱性のカバーであり、前面ヒートシールドと背面ヒートシールドの2つの円盤状の部品から構成される。最大2万℃になる熱に耐えながら、内部への熱の侵入を断つことが求められた。前面ヒートシールドは、落下中の減速効果と姿勢の安定性を両立させるために曲率半径20cmの部分球面状の外形が選ばれた。高熱に耐えるための外面を形成するCFRPの層は「アブレータ」と呼ばれる[74]。前面側では25 - 36mmほどのアブレータ層の内側には10mmほどの断熱層が形成され、背面側では11mmのCFRP層になっている。表面にはアルミ蒸着カプトンの薄膜が貼られている[75][35]。背面ヒートシールドにはパラシュートの一端がつながり、ヒートシールドを分離・破棄する過程でパラシュートが引き出されることになる[77][25]
パラシュート
再突入カプセルは、大気を落下中の高度5 - 10km付近でヒートシールドを捨て、ポリエステル製のパラシュートを開いて、落下速度を7m/秒程度にまで減速させる[25]
インスツルメント・モジュール
インスツルメント・モジュールはサンプルコンテナを取り囲むように配置されている電子機器であり、リチウム一次電池によってパラシュートの開傘命令と電波ビーコンの送信が行われる。加速度センサやタイマーによってパラシュートの開傘タイミングを決め、開傘後に地上に落下してからはUHF帯でビーコンを送信する[6]。高熱や開傘時の50Gほどの衝撃にも耐える必要から、基板間は樹脂で満たされ固められている[25]
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(4.1.バス系)
[6]次ページ
(4.3.搭載探査機)

9. 山田哲哉 & 安部隆士 2006, p. 368.
32. 川口淳一郎 2011.
56. NASAの探査ローバー "MUSES-CN" も搭載する計画が進められていたが中止となり、打ち上げ予定時期直前まで同ローバーの搭載予定空間と本体左太陽電池パドル下に開口部があった。
57. カメラを含むデジタル機器類の仕様を見れば、2011年現在の民生用途の普及品レベルよりも劣るものが多いが、2003年当時は相応に高性能であり、また宇宙機の部品全般に言えるのは宇宙での使用実績のない最先端技術よりも実証済みの枯れた技術が採用される傾向がある。
58. 小型軽量高精度であるが、デジタル処理回路に宇宙線が当たることで演算エラーとなり、平均的には数か月に1度程度エラーとなってリセットしなければならない。小惑星への再突入前日に、前々日からバイアス調整済みだった1台がエラーとなり、リセット(再起動)したが、ぎりぎりで再調整することになった。
59. ONC-W2ははやぶさの側方を広角撮影するために設けられた。はやぶさはイトカワに近づくと、その重力に引かれることや太陽と地球にパドルとアンテナを向けながらイトカワを観察する必要から、イトカワと太陽/地球を結ぶ線上の「ゲートポジション」(20km) や「ホームポジション」(7km) と呼ばれる位置に留まることが多くなる。ただしそのような位置からではイトカワの表面は太陽に照らされた明るい画像しか得られず、科学探査としては陰影のある側方からの「ターミネーター観測」と呼ばれる撮影が望まれた。太陽方向へパドルを向けることはほぼ必須であったので、この要求に答えて側面方向にもカメラを備えることになった。結局、主にRWの故障によってターミネーター観測はキャンセルされ、最後に地球の映像を撮影して役目を終えた。
61. 小惑星探査機はやぶさ搭載用レーザ高度計:機器開発とその実運用結果報告 日本航空宇宙学会論文集 Vol.54 (2006) No.634 P514-521
62. 何らかのノイズを拾って受光センサが異常検出しないように、FBSでは複数回異常を検出した場合に限り、障害物があると警告を報告するようになっていた。
63. 1回目の降下では、接地寸前にFBSが異物を検出したので規定の自律判断に従い、降下を中止すると同時に底部RCS4基の噴射によって機体は上昇をはじめたはずだった。その後の状況は明確ではないが、安全圏に浮かびながらその後の指令が来るのを待っているはずであったが、上昇用スラスタの推力に不均一があったのか、一旦は上昇した後、十分離れる前に上昇を終えると、やがてはイトカワに落下して数回バウンドしてから30分間程度、小惑星表面に不時着していたと分析された。4基のRCSが均等に推力を発生しないと機体は弧を描いて進み、最悪では小惑星へ向かって突進してしまうため、自律制御プログラムは不均一な推力状況ではRCSの噴射を停止するように定められていた。RCSは極寒の真空環境で動作する多くのバルブ類や温度や圧力に本来は敏感な化学的反応に頼っているため、精密な動作制御にはあまり向いていない。FBSは2回目の接地からは正常に動作した。
64. 実際のNIRSを使った観測では、7km離れたホームポジションから12m四方の領域を測定し、イトカワ表面の6 - 7割をカバーした。
65. 山本幸生; 岡田達明; 白井慶; 加藤学 (2002年5月31日). “MUSES-C搭載用蛍光X線分光計におけるX線CCDの機上解析 (PDF)”. 地球惑星科学関連学会2002年合同大会予稿集. 日本地球惑星科学連合. 2012年12月19日閲覧。
66. 斉藤宏文、福田盛介「小型高機能科学衛星INDEXの開発 (PDF) 」 、『ISASニュース』第281号、ISAS/JAXA、2004年8月、 2頁、 ISSN 0285-2861、2012年12月19日閲覧。“表2 INDEXに搭載される先進衛星機器(中略)機器:SH-3プロセッサ 特徴/性能:60MHz三重多数決プロセッサ 適用ミッション:INDEX,はやぶさ,SELENE”
67. AMICAのフィルターは、地上から小惑星を観察する際に用いられる分光域"ECAS"に準拠しているため、多くの小惑星データと比較することが可能である。
68. リアクションホイールが使えず偏光フィルターを用いた測定は行えなかった。
69. ターゲットマーカーは東京の町工場によって作られた。
70. クローズアップ現代』2006年11月30日放送分
71. “「はやぶさ」試料回収カプセルの再突入結果について(速報)” (プレスリリース), 宇宙航空研究開発機構, (2010年6月16日), http://www.jaxa.jp/press/2010/06/20100616_sac_hayabusa_j.html 2010年6月16日閲覧。 
72. “はやぶさ帰還…小惑星の砂、期待”. 読売新聞. (2010年6月14日). オリジナルの2010年6月17日時点によるアーカイブ。. https://web.archive.org/web/20100617185421/http://osaka.yomiuri.co.jp/science/news/20100614-OYO8T00272.htm 2010年6月26日閲覧。 
73. “Hyperseed MAC: Hayabusa SRC Entry Observing Campaign”. NASA Ames Research Center. 2010年6月17日閲覧。
74. アブレータは従来から用いられている技術であるが独自の工夫も加えられており、例えば、CFRPの一部が高温状態で流動化しやがて気化する過程で、ガスが炭化層を持ち上げ剥がすような作用を防ぐために、スリット入り積層の「ラティス・アブレータ」や斜め積層などの工夫が行われた。
75. 地球周回軌道から再突入するスペースシャトルの約30倍(淀み点総加熱率)もの空力加熱によってカプセル周囲の気流は1万℃に達するが、アブレータから揮発したガスが熱を遮り、ヒートシールド表面は3,000度、カプセル内は50度程度までに抑えられる。
76. 山田哲哉 & 安部隆士 2006.
77. 実際は大気圏突入後5分経過した22時56分に高度5km付近でヒートシールドが分離された。パラシュートが開いて4秒後にビーコンの発信が始まった。

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出典:Wikipedia
2018/06/09 10:00
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