著者

秋葉 鐐二郎 雛田 元紀 松尾 弘毅

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会誌 (ISSN:00214663)

巻号頁・発行日

vol.26, no.288, pp.42-52, 1978-01-05 (Released:2009-05-25)

参考文献数

10

著者

秋葉 鐐二郎 松尾 弘毅

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会誌 (ISSN:00214663)

巻号頁・発行日

vol.24, no.267, pp.169-180, 1976-04-05 (Released:2009-05-25)

参考文献数

6

被引用文献数

1 1

著者

長友 信人 松尾 弘毅

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京大学宇宙航空研究所報告 (ISSN:05638100)

巻号頁・発行日

vol.4, no.2, pp.325-334, 1968-04

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太陽熱を動力源とした低推カロケットを,地球の近傍のミッションに用いる場合は,地球の日かげの部分でエネルギーの供給が停止する.とくに低高度の人工衛星として打ち上げられた太陽熱ロケットが,その速度方向に加速することによって,その軌道を拡大する場合は,日かげに入っている時間が長く,その飛行軌道に日かげの影響があらわれる.ここでは,この影響がもっともよくあらわれるようなケースについて軌道計算し,日かげなしの場合と比較した.すなわち,地球の公転によるかげの一の移動はなく,太陽熱ロケットは太陽と地球を含む面内を飛行し,しかも太陽ロケットの作動は,日かげでは停止し加速されないとする.ミッションとしては,500km高度円軌道から同期円軌道への遷移として,太陽熱ロケットの諸元としてのこのミッションに適した値とし考えられるものを用いた.解析結果を比較すると,日かげのある場合は,ない場合に比べてミッションに要する時間は25%多く,この値はロケットの比推力その他のパラメータの変化の影響をほとんどうけない.日かげなしのとき準円軌道で拡大してくる飛行経路は日かげありの場合,出発直後は比例的に長円となる傾向があるが,ミッション最終段階では,この傾向は鈍化し,そのときの離心率に相当する値はそれほど大きくなく,ここでの軌道修正は容易である.したがってエネルギー的損失も,ほとんど問題にならないくらい小さい.

著者

野村 民也 松尾 弘毅 雛田 元紀

出版者

国立極地研究所

雑誌

南極資料 (ISSN:00857289)

巻号頁・発行日

vol.65, pp.87-91, 1979-03

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東京大学宇宙航空研究所では,単段式の観測ロケットS-500型の開発を進めている.これは従来のK-9 M, K-10型の代替機となるもので,高度350kmに100kgのネットペイロードを打ち上げることが可能である.現在54年度冬期の初飛行を目標としており,完成のあかつきには南極での使用も期待できる.

著者

松尾 弘毅

出版者

公益社団法人 計測自動制御学会

雑誌

計測と制御 (ISSN:04534662)

巻号頁・発行日

vol.23, no.1, pp.100-105, 1984-01-10 (Released:2009-11-26)

参考文献数

5

著者

本間 正修 渡辺 篤太郎 松尾 弘毅

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京大学宇宙航空研究所報告 (ISSN:05638100)

巻号頁・発行日

vol.12, no.1, pp.167-190, 1976-02

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観測ロケットのピッチ=ロール・レゾナンスの問題に関連して,若干の仮定の下に共振点付近での機体の運動の解析を行った. また共振状態が持続するロール・ロック=イン現象について,それが起こらないための条件を求め,シミュレーション結果との比較を行った.

著者

長瀬 文昭 田中 靖郎 堂谷 忠靖 石田 学 紀伊 恒男 伊藤 真之 松岡 勝 柴崎 徳明 大橋 隆哉 国枝 秀世 田原 譲 北本 俊二 三原 建弘 田中 靖郎 CANIZARES C. RICKER G. 鶴 剛 粟木 久光 河合 誠之 吉田 篤正 SERLEMITSOS アール 林田 清 BREON S. 海老沢 研 VOLZ S.V. KELLEY R. HELFAND D. MCCAMMON D. 常深 博 牧島 一夫 満田 和久 村上 敏明 小山 勝二 山下 広順 小川原 嘉明 宮本 重徳 MUSHOTZKY R. 槇野 文命 HOLT S. 井上 一 SERLEMITSOS R. 川口 淳一郎 中川 道夫 藤本 光昭 長瀬 文昭 松尾 弘毅 上杉 邦憲 WANG B. FEIGELSON E. GRAFFAGNINO V. REYNOLDS C. 羽部 朝男 GEHRELS N. FABBIANO G. SERLEMITSOS RICKER G 山内 茂雄 池辺 靖

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

国際学術研究

巻号頁・発行日

1992

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「あすか」(Astro-D)は、1993年2月に打ち上げれられ、わが国4番目のX線天文衛星となった。この衛星は0.5-10keVの広いエネルギー帯をカバーし、史上最高の感度でX線天体の撮影を行うと共に、世界で初めてX線CCDによる精密X線分光を行う高性能X線天文台である。「あすか」の性能はX線天文学を飛躍的に進めるものと国際的に注目されている、X線天体は極めて多岐に亘り、殆どあらゆる種類の天体がX線天文学の対象となっている。特に銀河系では中性子星やブラックホールのX線連星、超新星残骸等、銀河外では、銀河団、クェーサー等の活動銀河中心核、更に遠方からのX線背景放射が重要課題である。この衛星に搭載されている観測装置は日米共同で製作された。打ち上げ前には、装置の設計・製作・試験・較正・調整を、打ち上げ直後には装置の較正・調整を共同で行ってきた。さらに、定常観測に入ってからは、装置の性能の正確な把握や正しいデータ解析のツールの提供等でも共同で作業を行うとともに、その成果を最大限に挙げるために、観測計画の打ち合わせ、ソフトウエア開発、観測結果の処理、解析等の各過程で両国の研究者が協力して作業を行ってきた。これらの作業のための日米研究者の移動は、主に、本科学研究費によって行われた。これら日米協力に基づく「あすか」がもたらしたいくつかの成果を以下にまとめる。・「あすか」が打ち上がって40日もたたないうちに近傍銀河M81に発生したSN1993Jからは、ドイツのX線天文衛星ROSATとほぼ同時にX線を検出した。発生して1週間ほどの超新星からX線を検出したのは今回がはじめてである。・超新星の爆発で飛び散った物質が星間物質と衝突して光っている超新星残骸について、「あすか」のすぐれた分光特性による新しい学問的展開がひらかれている。・ガンマ線バーストと呼ばれる特異な現象の発生源をはじめて既知の天体との同定に成功し、この現象の原因の解明に大きな貢献をした。・われわれの銀河系の中心部や円盤部を満たす高温ガスからのX線の分光的研究が進み、従来の予想では理解し難い事実があきらかになりつつある。・楕円銀河、銀河群、銀河団といった宇宙の大きな構造物をとりまく高温ガスの分光学的研究が進み、これらのガス中の重元素量が一貫して少ないという、新しい考え方の導入を迫る事実があきらかになってきた。また、これらの構造物を構成する暗黒物質の分布や量についても新しい知見が得られつつある。・遠方の銀河団をつかった宇宙の大きさを決める研究も、「あすか」の広い波長範囲の分光を行える能力をつかって、着々と成果をあげつつある。・活動銀河の中心にある大質量ブラックホールのごく近傍からのものとおもわれる鉄の輝線構造をはじめて発見し、ブラックホール近傍での物質流につき貴重な情報をもたらしている。この中心核を取り巻く比較的遠方の物質や分布の物理状態についても「あすか」のすぐれた分光性能により新しい事実が次々と明らかになってきている。・宇宙X線背景放射の研究も、「あすか」の波長範囲の広さを利用して、宇宙のはて近い遠方の宇宙初期の原始天体を探る研究がはじまりつつある。以上のように、本科学研究費補助金の援助のもと、「あすか」を用いた日米の研究者による共同研究は大きな成果をあげている。

著者

松尾 弘毅

出版者

The Society of Instrument and Control Engineers

雑誌

計測と制御 (ISSN:04534662)

巻号頁・発行日

vol.23, no.1, pp.100-105, 1984

著者

秋葉 鐐二郎 松尾 弘毅 上杉 邦憲

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京大学宇宙航空研究所報告 (ISSN:05638100)

巻号頁・発行日

vol.8, no.2, pp.437-458, 1972-06

著者

秋葉 鐐二郎 松尾 弘毅 長友 信人 佐伯 信吾

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京大学宇宙航空研究所報告 (ISSN:05638100)

巻号頁・発行日

vol.4, no.4, pp.689-698, 1968-12

著者

松尾 弘毅 秋葉 鐐二郎

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京大学宇宙航空研究所報告 (ISSN:05638100)

巻号頁・発行日

vol.4, no.4, pp.659-677, 1968-12

著者

秋葉 鐐二郎 松尾 弘毅

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会誌 (ISSN:00214663)

巻号頁・発行日

vol.24, no.266, pp.103-113, 1976-03-05 (Released:2009-05-25)

著者

平田 安弘 中田 篤 松尾 弘毅 猿渡 輝一

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)

巻号頁・発行日

vol.12, pp.1-24, 1983-03

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The launcher building became operational since the summer of 1981. It was introduced primarily to guarantee the launch operation of sounding rockets under the unfavorable conditions. Prior to launch, a part of the roof slides to make a 4.6m×5.8m window. And the rocket, carried in on the mobile launcher, ascends through it. It covers launch azimuth and elevation angles of 130∿160 deg. and 70∿85 deg., respectively. Its design philosophy, layout and operation along with the measurement results of the lift-off environment are given in this report.

著者

江口 智 平尾 邦雄 松尾 弘毅 石井 信明

出版者

東海大学

雑誌

東海大学紀要. 工学部 (ISSN:05636787)

巻号頁・発行日

vol.32, no.2, pp.187-197, 1992

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This paper describes the guidance strategies of solar sails which leave the circular orbit with 50,000km radius around the earth towards the moon. The solar sail is a spacecraft which is thrust by the light pressure (radiation pressure) of the sun. The design of the orbit targeting the moon using the solar sail is complicated due to reasons as follows : 1) The thrust obtained by the solar light pressure is so small that the long flight time is needed in the lunar mission. 2) As the thrust vector is determined by the relative angle between the sun and the sail, magnitude and direction cannot be controlled independently with a sail. One of the typical control method of the solar sail is "Maximum velocity increment control", where the sail direction is always kept along the instantaneous velocity of the spacecraft to get the maximum acceleration. It is efficient to increase the radius of orbit in the initial phase, but insufficient in the last phase to hit the moon. Therefore, other control procedure should be adopted to approach to the lunar orbit. In this approaching phase maneuver, the principle of "Maximum velocity increment control" is still used in conjunction with the control of the magnitude of acceleration between zero and 100% of the maximum level, which can be achieved by means of the specially designed sail. With this method, the apogee distance as well as the arrival time to the apogee can be adjusted to hit the moon. The most efficient time to switch from the initial to the approaching phase is also discussed with R-T (the apogee distance the apogee passage time) diagram proposed in this paper.