ひてん

ひてん（第13号科学衛星 MUSES-A）は、文部省宇宙科学研究所（ISAS）が開発した工学実験衛星である。将来の惑星探査に必要なスイングバイ技術の試験、軌道の精密測定やデータ伝送の研究を目的とした。

1990年（平成2年）1月に鹿児島宇宙空間観測所よりM-3SIIロケット5号機で打上げられた。10回の月スイングバイや地球大気を利用した世界初のエアロブレーキ実験等を成功させ、1993年（平成5年）4月に月面に衝突する形で運用を終了した。搭載していた月オービターはごろもは月周回軌道に投入され、日本初の月周回衛星（孫衛星）となった。ひてん本体もその後月周回軌道に投入・月面へ衝突したことで、日本は月周回軌道への人工物体投入・衝突を含む月面への人工物体到達を達成した国としてはアメリカ・ソ連に続いて3か国目となった。開発・製造は日本電気。

概要サムネイル|M-3SIIロケット（展示機）ひてんの基本的な軌道は地球周回軌道をとり遠地点が地球から非常に距離のある楕円軌道であるが、月近傍を通過する際に月重力を利用して衛星が速度を得る月スイングバイの試験、実証をミッションとした。特にひてんのスイングバイミッションで特徴的なのは地球から遠ざかる軌道の途中で月の後方を通過して増速・遠地点の大きな楕円軌道に変化し、地球に接近する軌道の途中で月の前方を通過して減速・周期調整を行う二重月スイングバイ（Double Lunar Swingby）を初めて実施したことである。この軌道制御方法は1992年に打上げられる磁気圏尾部観測衛星GEOTAILが太陽から見て地球の夜側の遠い位置（220Re）で観測活動をする磁気圏尾部観測ミッションを実現するために必要な技術であり、ひてんによって技術習得がなされた。その後の火星探査機のぞみや小惑星探査機はやぶさなどのミッションでもスイングバイ技術が活用されている。

また、楕円軌道の近地点通過時に高度120km程度にある地球大気の抵抗を利用して減速するエアロブレーキング実験も行われ、減速度・姿勢変動・空力加熱はほぼ理論値通りの結果が得られた。宇宙塵観測機器で宇宙空間に存在するダストの観測、星・月・惑星の天体画像から自機姿勢や軌道情報を知るための光学航法センサ実験装置をスピン安定方式として初めて採用、マイクロプロセッサを3台搭載して確率的出力選択方式により宇宙放射線でビット反転するSEUを除去する新しいプロセッサ方式、パケット方式でのデータ伝送などが実験された。

運用日時は日本時間。

1985年（昭和60年）3月13日、宇宙開発計画において第13号科学衛星MUSES-Aの開発が明記され、昭和64年度（1990年度）を打上げ目標として開発着手。 1990年（平成2年） 1月24日 20:46、鹿児島宇宙空間観測所からM-3SIIロケット5号機で打上げられた。打上げから477秒後、キックモータKM-Mから分離されMUSES-Aが長楕円軌道に投入され「ひてん（飛天、HITEN）」と命名された。打上げから20分後、追跡を依頼していたNASAジェット推進研究所（JPL）がゴールドストーン局で電波を受信。この追跡による軌道予報値から投入軌道が計画よりも低い28.6万kmしかないことがわかり、地球を4周半して月と会合する計画を変更し5周半するバックアップ案に切り替えられた。 1月30日、ダストカウンターMDCに電源投入。ONSにより地球の画像を取得。 2月 7日、微小宇宙塵を検出。 14日、フォールトトレラント型オンボードコンピュータに電源投入。 21日、月オービターに負荷電流異常が発見され、送信機に不具合があると判明。月オービターからのテレメトリを直接受信することが不可能となる。その後の地上検討により、電圧切り替えの際に中継器のトランジスタが破壊されることがあると確認された。 3月19日第1回月スイングバイ。 04:37:03、地上からのコマンドにより月オービター分離。 05:04:03、月オービターのタイマにより内蔵されたキックモータが点火。東京大学木曽観測所の105cmシュミットカメラがこの燃焼を観測し、月周回軌道に投入されたものと推定した。月オービターを「はごろも（羽衣）」と命名。 05:04:09、月に最接近。最接近距離の計画値16,474.6kmのところ、距離16,472.4km、時刻誤差1秒以下となり成功した。 7月10日、第2回月スイングバイ実施。月の前方を横切る減速スイングバイ。増速と減速の双方を実施したことにより、二重月スイングバイを世界で初めて達成した。サムネイル|ひてんは豊かの海（図中赤丸）より下の位置に衝突した 1991年（平成3年） 3月19日、第1回エアロブレーキ実験。近地点高度126kmを通過した。 3月30日、第2回エアロブレーキ実験。近地点高度120kmを通過し、熱入力量を測定するカロリーメータで観測した温度は86℃に達した。 4月27日、地球周回衛星として当時の最遠距離153万kmを通過。 10月2日、10回目の月スイングバイ実施。L4・L5ラグランジュ点周回軌道に投入。 10月中旬、L4ラグランジュ点付近を通過。 1992年（平成4年） 1月下旬、L5ラグランジュ点付近を通過。 2月15日、第11回目の月最接近で10分間ガスジェット装置を作動させ、82m/sの減速により、ひてんが月周回のホーマン軌道に投入される。ホーマン軌道を使った月周回軌道への投入は世界初。 1993年（平成5年） 2月3日・3月30日、ひてんの月面落下点が地球から見て裏側になると予想されたことから、残り1kg程度の燃料を2回に分けて噴射し、合計7m/sの速度修正が実施された。 4月11日 03:03:38、月面の「豊かの海」ステヴィヌスクレータ付近に秒速2.5km/sで落下衝突し運用終了した。衝突を含めて月面への到達は3か国目。

ミッション軌道制御実験打上げによる初期の楕円軌道の投入で、委託したNASAによる観測結果から、投入軌道が遠地点高度50万kmの計画のところ28.6万kmに留まっており、ロケットの第3段とキックモータの速度増分が計画値よりも50m/s小さかったことがわかった。計画通りなら地球を4周半して月と邂逅する予定だったが、事前検討で仮に3段4段の性能が共に3σの誤差があった場合に周回数を3周半または5周半とするバックアップ案が考慮されており、これに基づいて地球を5周半周回する計画に切り替えられた。

月スイングバイ 1990年3月19日に1回目の月スイングバイに成功。スイングバイ前の遠地点40万km・近地点4,000kmから、遠地点72万km・近地点11万kmに高度を大幅に上げた。計画との誤差は最接近距離2km、時間のずれは1秒以下の精度だった。その後1991年10月にかけて、加減速を伴うスイングバイを合計10回行っている。5回目のスイングバイでは後のGEOTAILと同様の高度135万 km に一時停留する軌道へ投入された。遠地点を常に地球の夜側に置く太陽同期で、加速と減速の両方を行うことから太陽同期二重月スイングバイと表現される。

エアロブレーキ実験地球（惑星）の大気を利用して減速するエアロブレーキ実験は世界で初めて実施・成功となった。第8スイングバイによって地球周回軌道の近地点高度126kmまで低下させ、1991年3月19日に1回目のエアロブレーキ実験を実施した。日本からの通信可視範囲を外れて消感し、太平洋上でエアロブレーキ実施、ゴールドストーン局で再び入感した。減速量1.8m/s、遠地点の効果量は9,000km、衛星の温度はカロリーメータの測定で52℃まで上昇した。2回目のエアロブレーキ実験は同年3月30日に実施し、近地点高度120km、減速量2.8m/s、遠地点効果量14,000km、カロリーメータの測定で86℃まで上昇した。実験後の衛星はすべての機能が正常だった。減速度・姿勢変動・空力加熱の得られたデータはシミュレーションデータとよく一致した。

衛星頭部は空力加熱で高温に曝されることから耐熱性断熱性が優れたMLI（多層インシュレーション）が新開発された。耐熱温度の高いチタン箔が2層、アルミ蒸着したポリイミドフィルムが8層、それらのセパレータとなるチラノ繊維クロス9層の合計19層構成とした。

月周回軌道投入計画ではエアロブレーキ実験で衛星が高温に曝されるためミッション終了する予定だったが、スイングバイ等が順調に推移したこともあって搭載燃料の余裕もあり、エアロブレーキ実験の後のミッションも検討することとなった。NASAジェット推進研究所（JPL）からの軌道の提案があり月の公転軌道に近い軌道をとることで月周回が可能なことがわかり、月周回軌道への投入する計画となった。第9回目の月スイングバイで一度地球から153万 kmまで離れ、地球引力圏の境界付近に到達。そこで太陽の引力を利用して近地点高度を上昇させ、第10回目のスイングバイで月公転軌道に近い軌道に乗り、1992年2月15日に11回目の月接近で月周回軌道へ入った。

月衝突月を周回するひてんは1993年3月ごろに月の裏側に衝突すると予測されていた。最期のミッションとして、軌道制御を行い落下点を地球から見える月面の表側とし、臼田宇宙空間観測所の可視時間にとることで、将来的なピンポイント着陸の予備実験が計画された。1993年2月3日・3月30日に2回の速度制御が行われた。ひてんは4月11日に月のステヴィヌス・クレーターとフレネリウス・クレーターの間（東経55.6度、南緯34.3度）に衝突し、運用を終了した。月面衝突時に舞い上がった砂に太陽光が当たったものと推測される発光が、観測を依頼していたオーストラリアシドニー郊外のアングロ・オーストラリアン天文台の赤外望遠鏡で撮影された。

宇宙塵観測ひてんは工学実験機であるが、理学目的のセンサとしてドイツのミュンヘン工科大学が開発した宇宙塵カウンタMDC（Munich Dust Counter）を搭載し、地球・月周辺軌道の宇宙空間における宇宙塵分布を観測した。微小隕石を専門とするイゲンベルグス教授が日本滞在中の1987年にISASを訪問したことからセンサ搭載が実現した。

月周回軌道に投入される遷移軌道で通過したラグランジュ点 L4 、L5 ではトロヤ衛星に相当する星間塵の検出が期待されたが、ダストのカウント増加は見られなかった。ひてんによる調査では観測機会が少なく、これによって結論づけられるものではないとされた。

月探査ひてん・はごろもは月探査機に分類されることがあるが、月の探査を目的としたミッションではなく、搭載した光学カメラONSは月面を撮影してるが解像度が低く新たな理学的意義が得られるものではなかった。2007年に打上げられた月周回衛星かぐやは「日本初の本格的月探査機」ないしは「日本初の大型月探査機」などとして報道された。

衛星諸元サムネイル|ひてん地上試験モデル（相模原市立博物館展示品）サムネイル|ひてん地上試験モデル下面

電源系

太陽電池パネル発生電力：110W（スピン軸黄道面垂直・1年後）シリコン系、2cm×2cm×約5900枚、ボディマウント方式バッテリ角形ニッケルカドミウムセル、16セル直列定格容量：8AH 出力電圧：17.6 - 26.08V

通信系

地上局鹿児島宇宙センター臼田宇宙空間観測所 DSN（NASA）中利得アンテナ（MGA）送信：S帯（2.2GHz）、X帯（8.4GHz）将来の高速長距離通信に備えて、日本の衛星としてX帯の送信機を初めて搭載した受信：S帯（2.0GHz）オムニアンテナ（LGA-A/B）送信：S帯（2.2GHz）受信：S帯（2.0GHz）コマンドデータ処理系コマンドビットレート：1000bps テレメータビットレート HI：8196bps MED：2048bps LOW：256bps データメモリ：CMOS、1Mbit

姿勢・軌道制御系サムネイル|ONSのプロトタイプモデル（PM）センサスピン型サンセンサ（SAS）：視野170°×2台スタースキャナ（SSC）：Vスリット型、視野10°×10° 加速度計（ACM-B/C）：RCSのΔV計測、レンジ：-40mG - +40mG 加速度計（ACM-D）：縦加速度計測、KM-MのΔV計測、レンジ：-20G - +20G 地球センサ（SHCI）：ペンシルビーム状視野（0° - 360°を3°ステップ可変）アクチュエータリアクションコントロール装置（RCS）アキシャル：23N×4 ラジアル：23N×4 タンジェンタル（スピンレート制御）：3N×4 燃料：ヒドラジン、30.65リットルタンク×2（42.0kg）、ブローダウン方式（ヘリウムガス）ニューテーションダンパ（ND）：シリコンオイル封入型円環ダンパ、時定数：3分ミッション系オプティカルナビケーションセンサ（ONS） 2次元CCD、視野：水平10.0°×垂直7.3° 解像度：384×490 レンズ直径：40mm、焦点距離：50mm 月・星の方向を高精度に検出する。画像データの処理、制御はAOCで実行。月専用CCD（-12.7等級）と星専用CCD（2等級以上）の2系統を有し、スピン衛星であるためTDI（時間遅延積分）方式で撮像される。撮像可能スピンレート：10.0rpm - 20.5rpm オンボードコンピュータ（OBC）：クロック8MHz、ROM256kbyte、RAM64kbyte マイクロプロセッサ：68000 同一構成の単位コンピュータ（CELL）を3組持つ。互いに通信して自身が異常と判断された場合は内容を修正し、他者が異常と判断される場合は正常な結果になるまで分離と通信を繰り返し、正常と判断された時に通常状態に復旧させる。ダストカウンタ（MDC）検出対象ダスト：質量10-15 - 10-5g、1 - 45km/s 衛星のスピンは黄道系北極方向を軸とし、太陽角が90°で熱制御や電力発生に適した姿勢をとる。

はごろもはごろも（ルナ―オービター、LO）は、ひてん上部に結合された月周回実験機である。ひてんから分離された後、月周回軌道に投入され孫衛星（地球を公転する衛星（月）を公転する）となった。

周回軌道投入用の減速キックモーターを内蔵し、軌道投入確認手段として通信機を搭載した。温度センサや圧力センサ以外の観測機器は搭載されない。投入軌道は分離後30日間は日陰にならないため、バッテリは搭載されない。

通信機の故障ひてんの上部に結合した状態で打上げられた後、軌道上ではごろもの動作チェックが行われ、はごろもの電力系からひてんの電力系へ切り替える際に過渡的過電圧が発生したことで、はごろも送信機内のトランジスタを破壊してしまった。計画ではひてんから分離後、地上との直接通信により衛星状態のテレメトリの送信と電波伝搬時間を利用した測距のためのレンジング通信を行う予定だったが、通信機機能の喪失により直接通信による軌道投入確認ができないこととなった。軌道投入の完了確認の代替手法が検討され、ひてんのダストカウンタを利用する方法や、地上の郵政省通信総合研究所や宇宙科学研究所の赤外望遠鏡による観測、鹿児島宇宙空間観測所や東京大学木曽観測所のシュミットカメラを使った観測などの案が出された。分離するまではひてんを経由してはごろもテレメータの取得は可能であった。

月周回軌道への投入 1990年3月19日04:37:03、1回目の月最接近のスイングバイにおいて、地上からのコマンドで月オービター「はごろも」を分離した。はごろもの内蔵タイマーによって所定の時間経過後05:04:03に内蔵キックモータに点火して減速を行い、はごろも単独で月周回軌道に投入された。キックモータの点火燃焼する噴煙を東京大学木曽観測所が捉えたことで、軌道投入に成功したと推定した。「飛天」の初孫という見立てにより、「はごろも」と名付けられた。

これにより、月周回軌道への投入はアメリカ、ソ連に続いて日本が3か国目となった。

諸元

太陽電池：InP系（効率17%以上）、2×1cm×1000枚、発生電力約10W 当時の人工衛星用太陽電池として最高水準の発電効率で、耐放射線性が優れるタイマ：KM-L点火信号出力、シーケンス1800秒データ処理装置 PCMビットレート：64bps 伝送データ：16ワード（同期コード3、タイマモニタ1、アナログデータ12）テレメータとしてバス電圧、KM-L圧力・温度、各部温度を送信。トランスポンダ（S帯） CMデータ伝送、RARR（レンジアンドレンジレート、信号の折り返し伝搬時間による測距）オムニアンテナ：1本、半球をカバーする。スケルチ信号の受信によりテレメトリモードとレンジングモードを切り替える。レンジングとテレメトリの同時伝送はしない。 KM-L（キックモータ） ΔV：763.3m/s 平均Isp：291.5sec 総重量：4.00kg、推進薬：2.76kg 分離機構：スプリングアクチュエータ方式、分離速度1.0m/s

その他

プロジェクト名称計画初期には工学実験衛星シリーズの名称としてSTAR (Space Technology and Astronautics Research)という仮のシリーズ名も用いられ、初号機の仮称はSTAR-Aであったが、最終的には野村民也所長（当時）の提案でMUSES（Mu Space Engineering Satellite　ミュー・ロケットで打ち上げる工学実験機）というシリーズ名に決まった。シリーズ初号機であるMUSES-Aには、音楽の神でもあるMUSESに近い東洋の概念として「ひてん（飛天）」の愛称が与えられた。なお、「ひてん」は"Celestial Maiden"と言う公式英名が命名されている。また、海外の宇宙関係のwebサイトなどでは、孫衛星の「はごろも」は"Maiden's robe","Angel's robe"などと紹介されている。

なお「STAR計画」の名は、その後JAXAでアジア太平洋地域のための衛星技術計画（Satellite Technology for the Asia-Pacific Region (STAR) Program）として用いられている。

ミッション検討少し先を見据えた工学ミッション実験機であるMUSESシリーズは計画段階において3種類の候補が検討されていたが、当時はGEOTAILのミッションが控えていることが重視され、スイングバイ実験機として月や惑星探査などに必要な軌道制御技術を習得するために使用されることが決定した。他の2つの候補はランデブードッキング実験機と電気推進実験機であったが、後者は後にMUSES-Cで採用されることとなる。

脚注

注釈

出典

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