H-2Aによるユリシーズ型太陽極軌道への軌道設計

• Material Type: 文書・図像類
• Title: H-2Aによるユリシーズ型太陽極軌道への軌道設計
• Author/Editor: 歌島, 昌由; Utashima, Masayoshi
• Author Heading: 歌島, 昌由; Utashima, Masayoshi
• Publication, Distribution, etc.: 宇宙開発事業団
• Publication Date: 2001-12-25
• Publication Date (W3CDTF): 2001-12-25
• Alternative Title: Orbital design for Ulysses-type solar polar orbit by H-2A
• Periodical title: 宇宙開発事業団技術報告 = NASDA Technical Memorandum
• ISSN (Periodical Title): ISSN : 1345-7888
• Text Language Code: jpn
• Subject Heading: H-2ロケット打ち上げ型有翼回収機; 太陽極軌道; 打ち上げ機; 太陽電気推進; 太陽磁場; バックグランド放射; 木星; 2次プログラミング; HOPE; H-2 Orbiting Plane; solar polar orbit; launch vehicle; solar electric propulsion; solar magnetic field; background radiation; Jupiter; quadratic programming
• Target Audience: 一般
• Note (General): 日本の惑星科学分野において、2020年頃までの将来計画のビジョンを描く作業が進められており、太陽極軌道を実現して、黄道面から大きく離れた空間からの太陽磁場、黄道光、星間塵、赤外線宇宙背景放射などの観測の有効性が認識されている。NASAとESAの共同ミッションとして1990年10月に打ち上げられたユリシーズ(Ulysses、宇宙機質量は約370kg)の軌道は木星swingbyを利用して実現された太陽極軌道であり、黄道面から大きく離れる点で上記のミッションに適した軌道の1つである。本報告では、木星swingbyを利用して実現されるユリシーズ型太陽極軌道に対し、H-2Aの2トン級バージョンを用いて、どの程度の質量の宇宙機を投入できるかを検討する。木星までの飛行において、(a)2段式固体上段モータを使って地球を脱出し直接木星に向かう方法、(b)固体モータで数年後に地球に戻る中間軌道に投入した後、地球(推力)swingby後に木星に向かう方法、(c)C(sub 3)がほぼゼロの軌道に投入し電気推進系を1〜2年間使って地球との相対速度を大きくした後、地球swingbyにより木星に向かう方法(E delta V-EGA)、の3つの方法を検討する。ユリシーズは(a)の方法を使用している。本報告の検討においては、打ち上げ年度は2013年〜2020年の範囲で考え、ユリシーズ型太陽極軌道の近日点半径は1.8AUとする。(a)の方法では約317kgの宇宙機を1年3ヶ月で木星まで届けることができ、(b)の方法では約448kgの宇宙機を4年4ヶ月で、(c)の方法では約752kgの宇宙機を約3年で、木星まで届けることができる。(c)の方法は比較的短い期間で大きな宇宙機をユリシーズ型太陽極軌道に投入できることが分かる。ただし、推力および比推力をノミナル値に対して約0.6〜1.6倍の範囲で可変にでき、宇宙機の初期質量500kg当たり180mN(太陽から1AUでの値)推力の電気推進系が必要である。現在の電気推進系ではまだ困難であり、今後の研究開発が期待される。; In the field of planetary science in Japan, future vision up to about 2020 is being made. In that work, the observation of the solar magnetic field, the zodiacal light, the interstellar dusts, and the infrared space background radiation from the points far away from the ecliptic plane is thought to be promising. The orbit of the Ulysses (about 370 kg) launched in 1990 is the solar polar orbit realized by the Jupiter swingby and is one of the adequate orbits, since the maximum deviation of the orbit from the ecliptic plane is large. In this report, it is studied what amount of spacecraft can be injected into the Ulysses-type solar polar orbit by the 2 ton-version H-2A launch vehicle. For the flight to the Jupiter, 3 methods of (a) going to the Jupiter directly by the solid motor upper stages, (b) utilizing the Earth swingby after the injection into an intermediate orbit by the solid motor, and (c) utilizing the E delta V-EGA by the solar electric propulsion system, are studied. The Ulysses used the method (a). In this report, the candidate launch years are set to be 2013-2020, and the perihelion radius of the solar polar orbit is set to be 1.8 AU. By the method (a), the spacecraft of about 317 kg can be delivered to the Jupiter in one year and three months. By the method (b), the spacecraft of about 448 kg can be delivered to the Jupiter in four years and four months. By the method (c), the spacecraft of about 752 kg can be delivered to the Jupiter in about three years. The method (c) can inject a massive spacecraft into the Ulysses-type solar polar orbit in a relatively short period. The method (c), however, requires an advanced electric propulsion system with the variable performance of both thrust and specific impulse between 0.6 and 1.6 times of the nominal values. Research and development for the realization of such a propulsion system are expected.; 資料番号: AA0032597000; レポート番号: NASDA-TMR-010011
• Source: https://jaxa.repo.nii.ac.jp/?action=repository_action_common_download&item_id=42529&item_no=1&attribute_id=31&file_no=1
• Access Restrictions: 限定公開
• Data Provider (Database): 国立情報学研究所 : 学術機関リポジトリデータベース（IRDB）（機関リポジトリ）; https://irdb.nii.ac.jp
• Original Data Provider (Database): 宇宙航空研究開発機構 : 宇宙航空研究開発機構リポジトリ