著者

柳澤 正久 佐藤 恵一 原 常典 中沢 徳郎 古矢 勝彦 内田 昌文 矢守 章 河島 信樹

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.51, pp.1-27, 1987-12

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The two stage light gas guns have been used widely to study the collisions between planetesimals, from which the planets were believed to be made, meteorite impacts on the surface of the moon and planets, and high pressure states in the planetary interiors. The electromagnetic guns, especially railguns, are expected to make these researches with much higher velocity (more than 10km/sec) possible. The railgun accelerator system was set up in the Institute of Space and Astronautical Science (ISAS) in 1986,having more than 10km/sec with 1g projectile as a goal. The energy source is a 300kJ capacitor bank. The maximum velocity so far is 2.4km/sec at 108kJ with 2.4g projectile and 1.8m barrel.

著者

川口 淳一郎 森田 泰弘 澤井 秀次郎

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.82, pp.1-180, 1995-09

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本書は, 文部省宇宙科学研究所が平成7年1月15日に打ち上げたM-3SII型ロケット第8号機の第2段飛翔中に発生した姿勢異常について行った技術検討結果を報告するものである。本書は, M-3SII-8号機調査特別委員会の報告書ではなく, 内容は, 技術検討結果のみを報告するものである。過去, 今号機において行われた飛翔前試験の実施状況や, 体制を含めた不具合発生との関連, 再発防止などについては, 同調査特別委員会の最終報告書にゆずる。内容は, 何回かの調査特別委員会にて検討に供された技術資料を, 順次章ごとにたどる形式が採られている。本書では, 以下の同委員会報告内容の主たる点を, この冒頭で記述するにとどめる。「姿勢異常の原因は, 制御系を介した構造振動モードの励振に端を発した姿勢制御用噴射体の枯渇にあったことが明らかとなった。制御系が自励的に構造振動を発振せしめた原因は, 今第8号機におけるペイロード重量増により, 姿勢検出部における構造振動モードが不安定側に大きく転じていたことと, 同じ理由により構造振動に対する制御利得が著しく大きな値となっていたためである。M-3SII型ロケットの開発にあたっては, その初号機の飛翔前においては, 構造振動モード解析ならびにそれら柔軟性を考慮した制御系解析が行われたのであるが, 1)初号機においては剛体性が極めて高いことが数値指標で確認されていたこと, 2)姿勢検出部は初号機においては第1次構造振動モードの腹の位置にあり少なくとも線形性の成立する範囲ではペイロード重量の構造振動モードの制御安定性におよぼす感度は十分小さいと判断されていたこと, 3)今号機の飛翔以前の7回の飛翔を通じて第1次構造振動モードは励振はもちろん検出されたことがなかったことから, 今第8号機の飛翔前においては, 依然として剛体性近似が適用できると判断し, 構造振動モード解析および柔軟性を考慮した制御系検討は行われなかった。これが今回の不具合を事前に発見するにいたらなかった理由である。」

著者

二宮 敬虔 上杉 邦憲 川口 淳一郎 横田 博樹 村中 昇 滑 孝和 北出 賢二 小笠原 雅弘 木村 雅文 土橋 雅之

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.33, pp.1-45, 1986-03

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To support the operation of onboard AOCS (Attitude and Orbit Control System) of "SAKIGAKE" and "SUISEI", ground support software for attitude control and orbit correction was developed. The software, named POPS (PLANET-A AOCS Operation Software), has the function of (1) generating the commands for RCS thruster control and HGA (High Gain Antenna) despin control, (2) simulating spacecraft attitude dynamics to confirm the generated RCS control commands. (3) performing orbit correction analysis to provide the optimum ⊿V-maneuver under various maneuvering constraints, (4) estimating RCS fuel consumption, and (5) conducting the calibration of RCS thrusters. In this paper the functions of POPS are described in detail. The operational results of "SAKIGAKE" and "SUISEI" in orbit are also presented.

著者

半揚 稔雄 Hanyou Toshio

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)

巻号頁・発行日

vol.44, pp.1-102, 1986-12

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In the trajectory design to Jupiter, various interplanetary flight modes have been investigated. In this paper, the general characteristics of four interplanetary flight modes, that is, direct Earth-Jupiter trajectories, Mars gravity assist trajectories, deep space &htri;V-Earth gravity assist trajectories, and Venus-Earth gravity assist trajectories, are considered. Each mode is evaluated in terms of required &htri;V and flight time, and the periodicity of the launch opportunity for each mode is classified. The solutions are obtained by a new trajectory generation method which seeks the optimal trajectories including the intermediate impulses and the powered swingbys. Also, the procedure which gives the initial values to reach the optimal trajectories is described.

著者

二宮 敬虔 小川 原嘉明 橋本 樹明 広川 英治 村中 昇 前田 健 藤原 宏悦 飯田 浩 河原 哲雄 木村 雅文 高安 星子 NINOMIYA Keiken OGAWARA Yoshiaki HASHIMOTO Tatsuaki HIROKAWA Eiji MURANAKA Noboru MAEDA Ken FUJIWARA Kouetsu IIDA Hiroshi KAWAHARA Tetsuo KIMURA Masabumi TAKAYASU Hoshiko

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)

巻号頁・発行日

vol.81, pp.1-92, 1995-03

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本報告では, 1991年8月30日に M-3S II-6 号ロケットにより打ち上げられた"ようこう"の姿勢制御系に関する詳細な説明を行う。"ようこう"は近地点高度約500km, 遠地点高度約800km, 軌道傾斜角約31゜の軌道に投入され, そのミッションとして軟 X 線帯及び硬 X 線帯の各高分解能望遠鏡を使用して, 太陽の精密な X 線画像を日々撮り続けている。 "ようこう"にはこれまでにない高分解能の X 線太陽望遠鏡が搭載されているため, 撮像された太陽像にブレが生じないように非常に高い安定度の姿勢制御が要求されている。このため姿勢制御系はバイアスモーメンタム方式に基づく姿勢安定化を図った上で, アクチュエータとして2台の強力なモーメンタムホイールと高速応答の小型コントロールモーメントジャイロを使用することによって精密で安定な太陽指向姿勢を保持し, この制御要求に応えている。本報告書の構成は以下のとおりである。第1章で衛星の形状, 地上支援系を含む姿勢制御系の概要を, 第2章で姿勢制御モード構成と各モードの制御方式概要を, 第3章で機体の力学特性と姿勢擾乱特性を, 第4章で"ようこう"に搭載した姿勢制御系機器の性能を, 第5章で地上支援系の構成, 機能を, 第6章で打ち上げ前に地上において確認してきた姿勢制御系の動作確認試験の目的と概要を, 第7章で飛翔結果に基づく姿勢制御系搭載機器の動作, 姿勢制御性能, 及び衛星に働く空力外乱トルクの推定結果について記述している。

著者

倉谷 健治

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.90, pp.1-28, 1997-02

被引用文献数

1

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高温での炭化水素と窒素よりHCNを生成する過程を電算機シミュレーションした。適切な素反応群と反応速度定数とを用いればよいのであるが, 実験値は僅かであるのに対し, 計算に用いられる反応式, 速度定数は多数で任意性が極めて高く, 何らかの規制を加えないと, 極言すればどうにでも実験値と符合させることが可能である。このうち反応式は原系から生成系に至ると考えられる反応を一旦網羅し, 感度解析を行って不要なものを削除すればよいのであるが, この際, 反応式が素反応であるか, 逆反応が平衡定数から精確に算出可能であるかが大きな問題である。素反応性を確認する方式が確立されていないし, 多数の文献でも多くの矛盾が見られるので, 怪しい反応を取り込むことを避けるのが望ましい。また, 素反応として, 平衡定数より逆反応の速度定数を求める場合には生成熱の精確さが重要なので, これにも検討を加えた。一方速度定数についてはBaulchの推薦値があるものはこれを優先第一順位とし, それが見あたらない時にはMiller, その他の推薦値を, さらにそれも見られない場合には文献に頻出し, 多数の人が採択している速度値を用いることにした。しかし, CH_3+CH_3→C_2H_4+H_2の反応についてはWarnatz説とHidaka説とでは大差があり, その影響も極めて大きいので, ここでは両者を比較検討した結果, Hidaka説に従うこととした。これらの検討の結果, 可逆性に疑問のある場合には正方向のみの反応として, 簡素化を徹底し表8の機構を提案した。

著者

川口 淳一郎

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.43, pp.1-56, 1986-12

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This report summarizes the future trend in the weight of scientific satellites in Japan which will be launched or programmed in the late twentieth century. Among the several missions contained in this report, particular interest is directed to the interplanetary probes and astronomical observatory satellites. In the estimation of spacecraft weight, each component is systematically estimated based on the satellites which have already been launched or designed. Major result is that 3 ton LEO payload capabidity is needed in future transporter in order to accomplish the missions mentioned here.

著者

二宮 敬虔 広川 英治 周東 晃四郎 村中 昇 卯尾 匡史 小笠原 雅弘 青木 星子

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.32, pp.1-37, 1986-03

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An Attitude Determination Software (ADS) system was developed for Japan's first interplanetary spacecraft, "SAKIGAKE (1985-001-A)" and "SUISEI (1985-073-A)". The ADS determines the direction of the spaceraft's spin-axis in and inertial reference frame based on telemetry data received from the onboard sun sensor and star scanner. The software system sonsists of three functional subsystems : ADS-RT, ADS-DT, and ADS-BIAS. These are used respectively for near real-time attitude determination, off-line attitude determination, and bias estimation of onboard attitude sensors. In this paper the authors describe the ADS system configuration, its functions, adopted principles of attitude and bias estimation, and the operational results obtained through the in-orbit operations of "SAKIGAKE" and "SUISEI".

著者

川口 淳一郎 稲谷 芳文 米本 浩一 細川 繁

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.64, pp.3-199, 1987-03

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宇宙研における有翼飛翔体の研究は, 1982年に WG が発足して以来今日に至るまで, 2機のリモートコントロールによる機体動特性の同定試験, 計5機の低速滑空試験と飛翔試験を行なってきた。そして, 1988年度には初のブーストフェーズを導入した再突入実験機をロックーンにより打ち上げることになった。この実験機は, 小型ながらもリアクションコントロール, サーフェスコントロール, 対気および慣性姿勢検出という将来型の機体にも共通な機能をもち, 求められる制御能力もまた従来宇宙研では行なったことのない新規のものである。本報告は, この新たな飛行制御系の設計の経緯と基本的な考え方についてまとめたものである。特に, かなり高い応答性が要求されたモーションテーブル試験については, 実験結果と設計の見直しというプロセスを詳しく記述している。本文は, 今後の設計, 試験に反映させやすいように, 設計データ集の形で構成されている。

著者

廣澤 春任 名取 通弘 紀伊 恒男 高野 忠 橋本 樹明 大西 晃 井上 浩三郎 村田 泰宏 三好 一雄 井上 登志夫 野田 隆彦 栗林 豊 田嶋 隆範 近藤 久美子 佐々木 崇志 箭内 英雄 萩野 慎二 小倉 直人 岡本 章 杉山 祥太郎 HIROSAWA Haruto NATORI Michihiro KII Tsuneo TAKANO Tadashi HASHIMOTO Tatsuaki OHNISHI Akira INOUE Kouzaburo MURATA Yasuhiro MIYOSHI Kazuo INOUE Toshio NODA Takahiko KURIBAYASHI Yutaka TAJIMA Takanori KONDOH Kumiko SASAKI Takashi YANAI Hideo HAGINO Shinji OGURA Naoto OKAMOTO Akira SUGIYAMA Shohtaro 中川 栄治 NAKAGAWA Eiji

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)

巻号頁・発行日

vol.101, pp.1-27, 1998-06

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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。

著者

林 友直 高野 忠 市川 満 橋本 正之 鳥海 道彦 斉藤 宏 小坂 勝 栄元 雅彦 藤久保 正徳

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)

巻号頁・発行日

no.62, pp.p1-102, 1989-03

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臼田宇宙空間観測所の64mφアンテナ設備は1984年10月に竣工し, 人工惑星「さきがけ」・「すいせい」のハレー彗星観測や同人工惑星を利用した太陽オカルテーション観測をはじめ, TDRSを用いたスペースVLBI実験等にも利用され, 数々の成果をもたらしている。さらに, 1989年8月の「ボイジャー2」海王星オカルテーション観測実験や1990年の「MUSES-A」追尾運用に使用される予定である。臼田局周辺の気候は, 強風によるアンテナ運用停止や大雨による伝送条件の低下等, 局の運用に少なからぬ影響を及ぼす。特に, 「MUSES-A」で用いられるX帯における影響は, 現用のS帯におけるそれより遥かに大きく, より深刻である。これらの気象条件の把握と解析のために, 気象観測システムはきわめて有用かつ必要不可欠なものである。臼田観測所における気象観測は1983年に始まり, 恒久的な『気象観測装置』を1987年3月に設置した。そして, 翌1988年にはこれまでの経験を元に, コンピュータシステムを中心とする『気象データ処理部』を付加し, 全体として『気象観測システム』として機能するようにした。この『気象観測システム』は, (1)雨量(雪量), (2)気温, (3)気圧, (4)風速, (5)風向及び(6)湿度(将来計画)の各データを収集し, その処理を行うものである。このシステムの基本コンセプトは, 次の点にある。「(a)臼田観測所でデータ収集からデータ整理までできるほか, 相模原キャンパスでもモニタ可能にする, (b)気象統計データを帳表形式に整理できる, (c)臼田局の運用管理情報の一つとして利用できるようなデータ表示を行う, (d)軌道決定のための大気補正データとして利用できる道を開く」。今回, 開発した気象データ処理システムは, 各パーソナル・コンピューターにおける処理を最適分散させ, 各機能をフルに生かせるシステム構成とする一方, 将来の拡張性も考慮した。そして, パーソナル・コンピュータを中核とするマルチタスク処理機能を基本に, 現行計算機システムではまれなオペレート・ガイド・システムやデータファイルの自動ハンドリング機構等を導入した省力化システムとした。また, 処理システムの各項目を階層構造のメニュー内容に登録し, メニュー選択時に「次にどの操作をすればよいか」等の基本操作方法を前もって表示するほか, 誤入力に対しても十分なプロテクトと丁寧なメッセージを用意し, 初心者でも運用できるシステムとした。さらに, 自動運用を推進するため, データファイルの自動ハンドリング機構を導入した。この機構では, データファイルの確保・削除等の領域管理をはじめ, ファイル管理まで全自動化した。また, データ取得しながら, メニュー選択によりフロッピーディスクヘデータ退避できるようなマルチタスク処理機能も有している。本報告書では, 『気象観測システム』の概要を述べると共に, 操作手引書としても使用できるように操作例を交えながら紹介する。資料番号: SA0166276000

著者

山内 誠

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)

巻号頁・発行日

no.63, pp.p1-48, 1989-03

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セイファート銀河の物理的状態を明らかにするために, 2つのI型セイファート銀河, MCG-6-30-15とNGC4051が「ぎんが」衛星に搭載された低バックグラウンドの大面積比例計数管により観測された。今回の観測により, 以下に記すような3つの新しい結果を得ることが出来た。(1) 50%を越えるような大きな振幅の変動が100&acd;300秒の短時間でも見つかった。これは今までの観測結果と比べ最も短時間での変動である。(2)両方の天体でスペクトル変動が見つかった。これはX線強度が増すとそのスペクトルの傾きが急になるというものである。このスペクトル変動は2-10keVの光度が約3&acd;4倍増加するのに相関して, 光子スペクトル指数がα&ap;1.7の付近で△α&ap;0.4&acd;0.5増加するということで説明できる。(3)MCG-6-30-15のX線スペクトルは, X線源の約60%を覆うような, 非常にコラム密度の高い(N_H&ap;6・10^<24>cm^<-2>)吸収物質が存在するということを小している。このような物質は, 多分, 中心核の近くにあると考えられる。資料番号: SA0166281000

著者

山内 誠 Yamauchi Makoto

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)

巻号頁・発行日

vol.63, pp.1-48, 1989-03

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セイファート銀河の物理的状態を明らかにするために, 2つのI型セイファート銀河, MCG-6-30-15とNGC4051が「ぎんが」衛星に搭載された低バックグラウンドの大面積比例計数管により観測された。今回の観測により, 以下に記すような3つの新しい結果を得ることが出来た。(1) 50%を越えるような大きな振幅の変動が100&acd;300秒の短時間でも見つかった。これは今までの観測結果と比べ最も短時間での変動である。(2)両方の天体でスペクトル変動が見つかった。これはX線強度が増すとそのスペクトルの傾きが急になるというものである。このスペクトル変動は2-10keVの光度が約3&acd;4倍増加するのに相関して, 光子スペクトル指数がα&ap;1.7の付近で△α&ap;0.4&acd;0.5増加するということで説明できる。(3)MCG-6-30-15のX線スペクトルは, X線源の約60%を覆うような, 非常にコラム密度の高い(N_H&ap;6・10^<24>cm^<-2>)吸収物質が存在するということを小している。このような物質は, 多分, 中心核の近くにあると考えられる。

著者

山本 善一 鳥山 学 廣澤 春任 Yamamoto Zenichi Toriyama Gaku Hirosawa Haruto

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)

巻号頁・発行日

vol.66, pp.1-14, 1990-02

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This paper evaluates the performance of the Doppler measuring system at Usuda Deep Space Center. The system is used for the tracking of Japanese deep spacecraft "SAKIGAKE" and "SUISEI". It will be very important to evaluate the system performance since the tracking accuracies of the spacecraft are very sensitive to the Doppler frequency error. Here we evaluate the system performance by the analyses of the tracking data of "SAKIGAKE" and "SUISEI".

著者

二宮 敬虔 上杉 邦憲 村中 昇 加藤 昭夫 北出 賢二 滑 孝和 卯尾 匡史 NINOMIYA Keiken UESUGI Kuninori MURANAKA Noboru KATOH Akio KITADE Kenji NAMERA Takakazu UO Masashi

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)

巻号頁・発行日

vol.37, pp.1-62, 1986-06

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"SAKIGAKE", Japan's first interplanetary spacecraft was successfully launched on January 8,1985.Its mission was to verify the launch capability of the then newly developed Mu-3SIIvehicle and the technology applied to "SUISEI", Japan's Halley's comet explorer launched later the same year on August 19. These spacecraft are spin-stabilized at about 6rpm spin rate, and have same configuration except, of course, for the differing scientific payloads. To assure the communication link between the spacecraft and the ground station, a high-gain parabolic antenna mechanically despun with respect to the spinning spacecraft, is used. In order to provide SUISEI with the ability for ultraviolet imagery of the comet, while satisfying, thermal constraints of the onboard instruments, the spacecraft were also designed so that their spin-rate could be reduced to a low and stable value of around 0.2rpm by spinning up a momentum wheel. The imagery instrument uses the time-delay-and-integration scheme of a 2-dimensional charge coupled device sensor to obtain unblurred pictures of the comet at this spacecraft spin rate. For attitude and orbit control actuator, a hydrazine (N_2H_4) monopropellant propulsion system was developed. Attitude sensors consist of a spin-type sun sensor and a star scanner. Thus far, the attitude and orbit cotrol systems have functioned properly so these spacecraft should be able to fully complete their mission goals. In this report, the function and the detailed design of the attitude and orbit control system of SAKIGAKE and SUISEI are described, together with the analyses pertinent to the design and the operation. The flight results to verify the design are also presented.

著者

二宮 敬虔 広川 英治 周東 晃四郎 村中 昇 卯尾 匡史 小笠原 雅弘 青木 星子 NINOMIYA Keiken HIROKAWA Eiji SHUTO Koshiro MURANAKA Noboru Uo Masashi OGASAWARA Masashi AOKI Hoshiko

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)

巻号頁・発行日

vol.32, pp.1-37, 1986-03

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An Attitude Determination Software (ADS) system was developed for Japan's first interplanetary spacecraft, "SAKIGAKE (1985-001-A)" and "SUISEI (1985-073-A)". The ADS determines the direction of the spaceraft's spin-axis in and inertial reference frame based on telemetry data received from the onboard sun sensor and star scanner. The software system sonsists of three functional subsystems : ADS-RT, ADS-DT, and ADS-BIAS. These are used respectively for near real-time attitude determination, off-line attitude determination, and bias estimation of onboard attitude sensors. In this paper the authors describe the ADS system configuration, its functions, adopted principles of attitude and bias estimation, and the operational results obtained through the in-orbit operations of "SAKIGAKE" and "SUISEI".

著者

林 友直 升本 喜就 川口 正芳 HAYASHI Tomonao MASUMOTO Yoshinari KAWAGUCHI Masayoshi

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)

巻号頁・発行日

vol.34, pp.1-20, 1986-03

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Japan's inter-planetary exploration spacecraft "SAKIGAKE" and "SUISEI" employ a mechanically despun antenna which operates at 0.2 rpm and 6 rpm spin rates. This is the first time that an antenna-despin-control system is used in space at an ultra-low spin rate of about 0.2 rpm. The despin control system was developed by incorporating several new techniques and its performance confirmed through the ground tests and the computer simulation. This paper describes the system tradeoff and study of the antenna despin control system developed for "SAKIGAKE" and "SUISEI" together with the flight data.

著者

二宮 敬虔 上杉 邦憲 川口 淳一郎 横田 博樹 村中 昇 滑 孝和 北出 賢二 小笠原 雅弘 木村 雅文 土橋 雅之 NINOMIYA Keiken UESUGI Kuninori KAWAGUCHI Junichiro YOKOTA Hiroki MURANAKA Noboru NAMERA Takakazu KITADE Kenji OGASAWARA Masahiro KIMURA Masahumi DOBASHI Masayuki

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)

巻号頁・発行日

vol.33, pp.1-45, 1986-03

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To support the operation of onboard AOCS (Attitude and Orbit Control System) of "SAKIGAKE" and "SUISEI", ground support software for attitude control and orbit correction was developed. The software, named POPS (PLANET-A AOCS Operation Software), has the function of (1) generating the commands for RCS thruster control and HGA (High Gain Antenna) despin control, (2) simulating spacecraft attitude dynamics to confirm the generated RCS control commands. (3) performing orbit correction analysis to provide the optimum &lrtri;V-maneuver under various maneuvering constraints, (4) estimating RCS fuel consumption, and (5) conducting the calibration of RCS thrusters. In this paper the functions of POPS are described in detail. The operational results of "SAKIGAKE" and "SUISEI" in orbit are also presented.

著者

島田 延枝 寺沢 敏夫 内藤 統也 松井 洋 星野 真弘 向井 利典 山本 達人 斎藤 義文 國分 征 町田 忍 SHIMADA Nobue TERASAWA Toshio NAITO Tsuguya MATSUI Hiroshi HOSHINO Masahiro MUKAI Toshifumi YAMAMOTO Tatsundo SAITO Yoshifumi KOKUBUN Susumu MACHIDA Shinobu

出版者

宇宙科学研究所

雑誌

宇宙科学研究所報告 (ISSN:02852853)

巻号頁・発行日

vol.98, pp.1-23, 1997-11

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1994年2月20日01UTに発生した太陽フレアは, その伝播過程で強い惑星間空間衝撃波を生じた。太陽風中をモニターしていたGEOTAIL衛星は, 翌日2月21日09UTにこの衝撃波と遭遇し, 粒子分布や磁場等のプラズマ状態を詳細に観測することができた。その結果, このイベントに幾つかの特筆すべき現象がみられることが明らかになった。高周波まで及ぶ比較的強い磁場波動が観測された他, イオンのみならず, 電子に於いても衝撃波フェルミ加速の結果といえる分布とエネルギースペクトルが得られた。1AUに於いて電子の衝撃波統計的フェルミ加速のはっきりした証拠が得られることは, 大変希である。本稿では, 電子の衝撃波フェルミ加速現象の報告を中心に, それに関連する観測結果を述べていきたい。

著者

平木 講儒

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

no.103, pp.1-55, 1999-03

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近年, 火星・小惑星などの天体からサンプルを持ち帰るサンプルリターン計画において採集されたサンプルを地球に持ち帰る際に必要な再突入カプセルは主として受動的な空力安定性に頼って安定な飛行を達成することが多いが, これまでに行われたカプセル型物体の安定性についての研究から, 静的には安定であっても, 特に遷音速域において動的には不安定になり運動が発散する傾向があることが指摘されている。 本研究は, 扁平な形状を有するカプセル型物体に見られる動的不安定性現象に着目し, 実機飛翔の定量的な運動の予測をするための手順を確立すること, およびこれまでの研究で明らかにされなかった動的不安定性の発生メカニズムを理解することを目的とし, 風洞内で1自由度の回転運動を許容した模型の運動の観察および表面圧力の測定により実験的事実を蓄積し, それを基に動的な空気力を簡潔に表現した結果を用いて実機飛翔の運動を予測し, 実機飛翔結果と比較するというアプローチにより, 動的不安定性はカプセル背面の圧力変動によるものであること, その結果カプセルに生じる運動は流れ場との連成により達成される安定状態と考えられること, その運動の最大振幅はカプセル形状が相似であればマッハ数のみの関数として一意的に決められること, ここで示した手順により実機飛翔の運動の最大振幅は予測可能であることを示したものである。