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MEF レポート ポストはやぶさ時代の小天体探査 改訂版 2004 年 1 月 小天体探査フォーラム(MEF)編 「MEF レポート：ポスト はやぶさ時代の小天体探査」改訂版 編集委員会：委員長・矢野創（JAXA/ISAS） 幹事・秋山演亮（秋田大学） 委員・阿部新助（チェコ国立天文学研究所） 安部正真（JAXA/ISAS） 奥平恭子（JAXA/ISAS，総合研究大学院大学） 北澤幸人（石川島播磨重工業） 熊谷玲美（科学技術振興機構） 長谷川直（JAXA/ISAS，東京大学） 濱邊好美（加速器科学研究所） 三浦弥生（東京大学地震研究所） 森本睦子（JAXA/ISAS，総合研究大学院大学） 吉光徹雄（JAXA/ISAS） (50 音順) 表紙： 池下章浩(CG アーティスト)・MEF 2002 年 12 月 31 日 第一版 発行 2004 年 1 月 29 日 改訂版 発行 編者 発行者 発行所 連絡先 電話 ファクス メイル URL MEF レポート編集委員会 矢野 創 独立行政法人宇宙航空研究開発機構・宇宙科学研究本部・固体惑星科学研究系 〒229-8510 神奈川県相模原市由野台 3-1-1 042-759-8197 042-759-8457 [email protected] htt@://www.minorbody.com © 小天体探査フォーラム, 2004 1 目次 はじめに ................................................................................................................................ 9 MEF 概要................................................................................................................. 10 1. 1.1. 日本の宇宙科学研究における小天体探査の位置づけ ..................................... 10 1.2. 市民参加型の惑星探査検討グループ .................................................................. 10 1.3. MEF 会員による探査案検討 ................................................................................. 11 1.4. 統合ミッション 2 案と 2010 年以降の始原天体ミッション案 ...................... 15 1.4.1. 1.4.2. ーン 1.4.3. 科学的意義 .............................................................................................................. 25 2. 2.1. 小天体探査の科学的意義 ....................................................................................... 25 2.1.1. 2.1.2. 2.1.3. 2.1.4. 2.1.5. 2.1.6. 2.1.7. 2.2. 2.3. 小天体探査特有の貢献 ......................................................................................... 25 始原天体としての側面 ......................................................................................... 26 分化天体としての側面 ......................................................................................... 28 生命物質の揺籃としての小天体........................................................................... 30 地球衝突小天体 .................................................................................................... 33 資源としての小天体............................................................................................. 36 小天体探査のロードマップ.................................................................................. 39 観測手法毎の探査内容・意義 ............................................................................... 43 2.2.1. 2.2.2. 2.2.3. 2.2.4. ＜地上観測＞望遠鏡による観測........................................................................... 44 ＜現地探査＞探査機による遠隔探査 ................................................................... 52 採集試料の分析研究とその体制・設備................................................................ 67 ＜地上観測＋現地探査＋地上試料分析＞隕石タイプと小惑星 ........................... 91 ポスト はやぶさで目指す探査案の意義 ............................................................ 96 2.3.1. 2.3.2. 3. 太陽系小天体探査のトレンドと今後の方向性..................................................... 15 ファミリーミッション：メインベルト小惑星族マルチフライバイ＆サンプルリタ 17 スペクトル既知ＮＥＯマルチランデブー＆サンプルリターン ........................... 21 ファミリー探査 .................................................................................................... 98 NEO 探査............................................................................................................ 100 理学機器開発 ....................................................................................................... 101 2 3.1. はやぶさ搭載理学機器（M-V-5/MUSES-C 実験計画書(2003)より抜粋） ............... 103 3.1.1. 3.1.2. 3.2. 望遠カメラ .............................................................................................................. 110 3.2.1. 3.2.2. 3.2.3. 3.2.4. 3.3. 概要..................................................................................................................... 103 主要な観測計画 .................................................................................................. 106 はじめに ............................................................................................................. 110 長所..................................................................................................................... 110 短所......................................................................................................................111 まとめ................................................................................................................. 112 地形カメラ .............................................................................................................. 113 地形識別要素 ..................................................................................................................... 114 3.4. AOTF........................................................................................................................ 117 3.4.1. 3.4.2. 3.4.3. 3.4.4. 3.5. 今後の検討課題 .................................................................................................. 120 小天体用 X 線分析装置......................................................................................... 121 3.5.1. 3.5.2. 3.5.3. 3.6. AOTF 概略.......................................................................................................... 117 AOTF の光学系 .................................................................................................. 118 AOTF の運用検討............................................................................................... 119 はじめに ............................................................................................................. 121 科学目的 ............................................................................................................. 121 機器の概要.......................................................................................................... 121 サンプラー .............................................................................................................. 123 3.6.1. 3.6.2. 小天体探査におけるサンプル採集法 ................................................................. 123 ペネトレータを用いたサンプル採集方法のアイディア .................................... 124 3.7. 内部構造探査 .......................................................................................................... 126 3.8. 着陸地質探査 .......................................................................................................... 128 3.8.1. 3.8.2. 3.8.3. 3.8.4. 3.8.5. 3.8.6. マクロカメラ用分光光源.................................................................................... 128 X 線分光装置 ...................................................................................................... 129 岩石加工装置...................................................................................................... 130 ガスクロマトグラフィ ....................................................................................... 130 質量分析器.......................................................................................................... 130 揮発成分昇華機構............................................................................................... 130 工学検討 ................................................................................................................. 131 4. 4.1. 今回の検討の注意点.............................................................................................. 131 4.2. ミッションアーキテクチャ ................................................................................. 131 4.2.1. 軌道検討 ............................................................................................................. 131 3 4.2.2. 宇宙機に対するシステム要求 ............................................................................. 157 4.3. ハードウェア構成/コンフィギュレーション.............................................. 158 4.4. 4.5. ミッションシーケンス ....................................................................................... 154 宇宙機サブシステム検討 ..................................................................................... 160 4.5.1. 4.5.2. 4.5.3. 4.5.4. 4.5.5. 4.5.6. 4.5.7. 4.5.8. 4.5.9. 4.5.10. 構造機構系.......................................................................................................... 160 推進系................................................................................................................. 162 通信系................................................................................................................. 168 誘導/制御系......................................................................................................... 171 ジンバル ............................................................................................................. 177 電源系................................................................................................................. 179 熱制御系 ............................................................................................................. 184 ランダ/ローバ/ロボット ..................................................................................... 186 データ処理.......................................................................................................... 214 帰還カプセル...................................................................................................... 217 アウトリーチ 研究員制度 .......................................................................... 221 5. 5.1. アウトリーチとは何か？ ..................................................................................... 221 5.1.1. 5.1.2. 5.1.3. 5.1.4. 5.1.5. 5.2. ポストはやぶさミッションにおけるアウトリーチ ....................................... 229 5.2.1. 5.2.2. 5.2.3. 5.2.4. 5.2.5. 5.2.6. 5.2.7. 5.3. 情報公開・啓蒙・アウトリーチ......................................................................... 221 メディア依存からサポーター形成へ ................................................................. 224 宇宙教育とアウトリーチ.................................................................................... 224 米国の惑星探査機とはやぶさのアウトリーチ事例 ........................................... 227 MEF でのアウトリーチ活動 .............................................................................. 227 ミッションにおけるアウトリーチの流れ.......................................................... 229 アウトリーチ担当チームの設置......................................................................... 230 ミッション参加型のアウトリーチ..................................................................... 230 教育現場でのアウトリーチ................................................................................ 232 科学館･天文台などの施設でのアウトリーチ..................................................... 232 メディア･出版業界へのアウトリーチ................................................................ 233 惑星探査ポータルサイトとしての MEF 一般公開ページ ................................. 234 研究員制度 .............................................................................................................. 235 国際協力 ................................................................................................................. 236 6. 6.1. 国際協力の意義 ...................................................................................................... 236 6.2. 協力の形態 .............................................................................................................. 236 4 6.3. ポストはやぶさ時代の国際協力のあり方と課題 ........................................... 237 6.3.1. 6.3.2. 6.3.3. データや試料の使用権 ....................................................................................... 237 情報フローの整備............................................................................................... 237 文化習慣上の課題............................................................................................... 237 ＜付録＞ MEF Report Ver.2.0 Appendix *MEF Presentations in 1999 *MEF Presentations in 2000 *MEF Presentations in 2001 *MEF Presentations in 2002 *MEF Presentations in 2003 *MEF Presentations in 2004 *MEF Open Site Contents 040129 *MEF Leaflet 0210 *MEF Proposals 0010 5 執筆者一覧 はじめに 矢野創（JAXA/ISAS） 1. MEF 概要 矢野創（JAXA/ISAS） 2. 科学的意義 秋山演亮（秋田大学） 安部正真（JAXA/ISAS） 奥平恭子（JAXA/ISAS，総合研究大学院大学） 倉橋映里香（産業技術総合研究所，東京大学） 小林憲正（横浜国立大学） 佐伯和人（秋田大学） 斎藤潤（西松建設） 白石篤史（富士通） 関口朋彦（国立天文台） 出村裕英（会津大学） 中村良介（JAXA/ISAS） 野口高明（茨城大学） 長谷川直（JAXA/ISAS，東京大学） 春山純一（JAXA/ISAS） 廣井孝弘（米ブラウン大学） 三浦弥生（東京大学地震研究所） 三田肇（筑波大学） 道上達弘（福島高等専門学校） 宮本英昭（東京大学，米アリゾナ大学） 矢田達（東京大学，米ワシントン大学セント・ルイス校） 矢野創（JAXA/ISAS） 山本聡（東京大学） 吉川真（JAXA/ISAS） 渡部潤一（国立天文台） 3. 理学機器開発 秋山演亮（秋田大学） 岡田達明（JAXA/ISAS） 杉原孝充（北海道大学） 出村裕英（会津大学） 濱邊好美（加速器科学研究所） 矢野創（JAXA/ISAS） 横田康弘（JAXA/ISAS） 吉田和哉（東北大学） 4. 工学検討 秋山演亮（秋田大学） 安部正真（JAXA/ISAS） 小川博之（JAXA/ISAS） 片山雅英（CRC 総合研究所） 川口淳一郎（JAXA/ISAS） 高野忠（JAXA/ISAS） 竹内伸介（JAXA/ISAS） 田島道夫（JAXA/ISAS） 出村裕英（会津大学） 西山和孝（JAXA/ISAS） 野口高明（茨城大学） 6 橋本樹明（JAXA/ISAS） 藤原顕（JAXA/ISAS） 本多宏至（IHI エアロスペース） 丸木武志（国際宇宙大学） 森本睦子（JAXA/ISAS，総合研究大学院大学） 矢野創（JAXA/ISAS） 山川宏（JAXA/ISAS） 山田隆弘（JAXA/ISAS） 吉川真（JAXA/ISAS） 吉田信介（JAXA/ISAS） 吉田和哉（東北大学） 吉光徹雄（JAXA/ISAS） 5. アウトリーチ 秋山演亮（秋田大学） 阿部新助（チェコ国立天文学研究所） 井本昭（A’s Space） 熊谷玲美（科学技術振興機構） 笹岡満栄（日本火球ネットワーク） 玉置晋（東京理科大学） 出村裕英（会津大学） 永井智哉（科学技術振興機構） 野尻抱介（SF 作家） 浜根寿彦（ぐんま天文台） 布施哲治（国立天文台） 前波晴彦（東北大学） 村木祐介（北海道大学） 矢野創（JAXA/ISAS） 山中勉（IHI エアロスペース） 横田康弘（JAXA/ISAS） 6. 国際協力 石橋かずのり（米マサチューセッツ工科大学） 奥平恭子（JAXA/ISAS，総合研究大学院大学） 関口朋彦（国立天文台） 中村良介（JAXA/ISAS） 廣井孝弘（米ブラウン大学） 矢野創（JAXA/ISAS） 渡部潤一（国立天文台） 付録 MEF Proposals （所属は当時） CAT 天体ミッション 阿部新助（宇宙科学研究所） 大塚勝仁（日本流星研究会） 志岐成友（理化学研究所） 長谷川均（アステック）○ 永井智哉（日本科学未来館） 中村良介（宇宙開発事業団） 浜根寿彦 （ぐんま天文台） 矢田達（東京大学） 吉田和哉（東北大学） 渡部潤一（国立天文台） 7 近地球型小惑星マルチフライバイ＆火星衛星サンプルリターン 秋山演亮（西松建設） 出村裕英（会津大学）○ 「ファミリー」ミッション 安部正真（宇宙科学研究所） 片山雅英（CRC 総合研究所） 藤原顕（宇宙科学研究所） 矢野創（宇宙科学研究所）○ 山川宏（宇宙科学研究所） 吉川真（宇宙科学研究所） M タイプ小惑星探査ミッション 齋藤潤（西松建設）○ 佐藤勲（渡辺技術研究所） 長谷川直（宇宙科学研究所） Phobos/Deimos 着陸探査 秋山演亮（西松建設）○ 出村裕英（会津大学） スペクトル型既知 NEO マルチランデブー＆サンプルリターン 安部正真（宇宙科学研究所）○ 出村裕英（会津大学） 野口高明（茨城大学） 藤原顕（宇宙科学研究所） 矢野創（宇宙科学研究所） 山川宏（宇宙科学研究所） 吉川真（宇宙科学研究所） 吉田信介（宇宙科学研究所） ベスタランデブー 佐々木晶（東京大学）○ 武田弘（千葉工業大学） 廣井孝弘（米ブラウン大学） 山口亮（国立極地研究所） （○は主提案者） 8 はじめに 本レポートは， はやぶさに続いて我が国が 2010 年頃に行うべき次期小天体探査ミッション案 について，市民参加型の会員制 e グループ「小天体探査フォーラム（MEF） 」に参加する 200 名余りのメンバーおよびその周辺関係者が，2000 年半ばの発足より 3 年半の期間をかけて，検 討した内容をまとめたものである．ただしアマチュアが陥りがちな夢物語ではなく，現在の JAXA/ISAS が行える予算規模，技術範囲，開発期間の中で実現可能な，世界第一級の科学的成 果をもたらす無人探査機による理学ミッションの創案を試みている．2003 年 1 月の第 3 回宇宙 科学シンポジウム開催に合わせて， 「MEF レポート」暫定版の CD-ROM を JAXA/ISAS 究開発 関係者および関心のある市民に広く配布し，さらに一般公開ページ（http://www.minorbody.com） 上からダウンロードできるようにした．本書はその後さらに一年間，暫定版で弱かった工学的 検討を進めたり，この 3 年余りの期間で新たに明らかになった科学的知見や海外のミッション の動向を考慮して，内容をアップデートした改訂版である． 本「MEF レポート」の最終版は，あくまで 2003 年度末ないし 2004 年度初頭に JAXA/ISAS 宇宙理学委員会へ申請する予定の「次期小天体探査ワーキンググループ」が発足する際，従来 のトップダウン型の方針決定ではなく，惑星探査に興味のある市民と研究者が協力してボトム アップ型で創り上げてきた探査原案を，その議論の「たたき台」として提供することにある． 本書を読まれてコメントやご質問がある方や，新しくワーキンググループ発足の暁にはミッシ ョンを一緒に創っていきたい方は， 奥付に記載された連絡先まで， ご遠慮なくご一報頂きたい． 以上から，本レポートは現時点では全くの有志による検討報告書であり，JAXA/ISAS のいか なる公式な支援や責任の元で編まれたのではないことに，今一度ご留意頂きたい．本案はあく まで「たたき台」であり，ワーキンググループ内では独自に新しい検討がなされるのであり， 最終的には本書に掲げたミッション案以外の構想が日本の次期小天体探査ミッションとして採 択される可能性もある．しかし内容を読んで頂ければお分かりになるように，本レポートは搭 載用観測機器と工学的なシステムについてさらに詳細な検討が必要なものの，理学的な考察に ついては，極めて正統な惑星探査検討報告書として成立している．それは MEF での検討結果 を過去 4 年間の宇宙科学シンポジウムで口頭発表させて頂いたり，過去最大の宇宙科学会議だ った World Space Congress2002 を含む幾つかの国際学会で発表した際に，国内外の惑星研究者 の熱い注目と期待を集めてきたことからも，証明されている．また，次期小天体探査ワーキン ググループが発足した暁には，本レポートの執筆にも協力して下さった若手の理学・工学の研 究者および教育者達が，その中核をなすであろうことは想像に難くない．特に惑星科学の分野 では，日本の学界で始原天体探査の研究に関わってきた若手の大半を網羅できており，すでに 将来ミッションを支える大きな裾野を形成しつつある． 本レポートの製作に当たっては，別記の編集委員会各位の長きにわたる献身的なご支援が不 可欠であった．また本編 200 ページを超えるレポートに執筆に加わって下さった全ての方々， 特に MEF メンバーでは無いにもかかわらず，我々の求めに快く応じて下さり，貴重な原稿を 寄せて頂いた関係者諸氏に，この場を借りて深く感謝する次第である．このレポートから生ま れたアイディアの多くが，10 年以内に形となって宇宙へ飛び出し，新しい科学の地平を切り開 くことを，心より願う次第である． MEF レポート編集委員会委員長 矢野 創（JAXA/ISAS 固体惑星科学研究系） 9 1. MEF概要 1.1. 日本の宇宙科学研究における小天体探査の位置づけ 現在，JAXA/ISAS が掲げている「太陽系科学探査の中長期的目標」は， (1)太陽系の起源・ 進化，(2)惑星の多様性，(3)生命の起源，(4)磁気圏の統一的理解の四項目である．その内の(1)-(3) は， 「始原天体（小惑星， 彗星，EKBO など） 」における分化・未分化状態の理解，隕石・宇宙 塵試料との相関，生命前駆物質の生成・進化を探ることと密接な関わりがある． また，ISAS 固体惑星研究系の二大戦略は，(1)月・惑星の内部構造探査と，(2)原始太陽系の化石としての始 原天体探査である． 後者の先陣を飾るのが，今世紀初の日本の惑星探査機であり，2003 年 5 月に打ち上げられた 工学試験宇宙機・はやぶさ(MUSES-C)である．人類初の小惑星サンプルリターンに挑むはやぶ さ探査機は，M-V 型ロケットで打ち上げられた後，1 年間地球に近い軌道を巡り，電気推進エ ンジンで増速させる．2004 年春に地球スイングバイを行って，惑星間空間の軌道に入る．2005 年夏には，直径 600-300m 程度の近地球型小天体（NEO） 「(25143) Itokawa (1998SF36)」に到着 して約 3 ヶ月間，全球観測を行う．その後 NEO 表面に接地し，重さ 5 グラムの金属製弾丸を 射ち込んで表面を砕く．そこから放出される破片を，探査機の下に伸びた長さ 1 メートルの円 筒型の試料採集装置で集めて，探査機内部の専用容器に導く．こうした採集を小惑星上の異な る 2−3 箇所で行った後に地球への帰路に経ち，2007 年夏には小惑星試料を閉じ込めた回収カ プセルのみが地上で回収される．はやぶさ以降も小天体探査を継続・発展させていくことは， 国内の太陽系探査の科学目標と戦略の両面から期待されている． 次期小天体探査計画では，同時代の国内外の状況，宇宙工学技術の進歩の速さ，10年後でも 探査以外の手法では解決できない惑星科学の根本的な命題などを見極めながら， 慎重に検討す る必要がある．タイムスケールとしては，はやぶさの試料分析が終わる2010年代初めに間断な く小天体探査機を打ち上げるには，2004年度初めにはワーキンググループを発足させ，2年ほど の詳細検討の後に宇宙理学委員会の評価を受けてミッションを発足し，3-4年計画で探査機製作 を開始することになる． そのため，旧宇宙研の小天体探査グループはまず，1999年度末に「始原天体探査ロードマッ プ」を策定し， 関連研究者を旧宇宙研に招いてブレインストーミングを数回開いた．そこで明 らかになった点は，(1)研究者毎に興味の対象が異なるために探査対象が直ちには絞り込めない ことと，(2)参加者と現在探査計画を指揮しているベテラン世代との年齢的な隔たりが大きく， 経験値を上げるためには惑星科学会の枠を超えて，周辺分野の研究者の新規参入を促す必要が あるということだった．さらに，昨今の宇宙開発研究を取り巻く社会状況は，太陽系探査にも， 納税者や教育現場への十分なアカウンタビリティ（説明責任）とアウトリーチ（啓蒙普及）を 従来以上に求めているようになってきている． 1.2. 市民参加型の惑星探査検討グループ そこで矢野をはじめとする有志が所属に関係なくパブリックドメインに集まり，2000 年 5 月 末から，はやぶさに続く 10 年後に日本が行うべき小天体探査について， (1)アイディアを全国からボトムアップ式に募り (2)各案の科学的意義や工学的な実現可能性を検討し (3)旧宇宙研が実施できる規模の有力なミッション候補を，2000 年度内に幾つか創り出す という目標と期間を明確に限定したミッションステートメントを掲げた，インターネット上の 「日本語限定」 会員制 E グループ・ 「小天体探査フォーラム(MEF: Minor Body Exploration Forum)」 を発足させた（会員ページ，http://www.egroups.co.jp/group/minorbody；一般公開ページ， 10 http://www.minorbody.com ）(Table 1-1)．日本初（世界初？）の市民が参加して惑星探査案を作 る場の誕生である． また， 「惑星探査が一人の頭の中に浮かんでから宇宙に飛び出すまでの過程を， 興味ある日本 人全てに情報公開することで，惑星探査のサポーターを増や」し， 「科学的目標と工学的実現性 は世界第一級を確保するために，議論のレベルは妥協せず」 ， 「ネット特有の匿名性によるアナ ーキズムを排除し，責任ある建設的発言を積み上げる」という三点を満足させるため，5 つの 紳士協定を会員間に設けた．すなわち， (1)10 年後の小天体探査を全国の仲間と創り， ミッションが実現した暁には，各自の立場 で積極的に計画を支援する意欲を持つ (2)上記の目的以外のトピック，発言者個人のみに当てた通信，個人の中傷は投稿しない (3)登録・投稿に際しては，ハンドルネームは使わず，本名を名乗る． (4)議論の主要言語には日本語を使う． (5)ミッション案は無人探査機を前提とする． これらを遵守して頂ければ，年齢，性別，職業，所属，居住国，国籍に関わらず，どなたで もメンバーとして受け入れると宣言し，関連学会を始めとする各種メイリングリスト（ML） や個人に案内を配った．単なる ML ではなく E グループとした理由は，名簿管理が自動化され ていて運営側に負担が少ないこと，登録や退会をメンバー自身が行えること，掲示板上で議論 できるだけでなく， 好きなときに議論のログを見直したり，共有ファイルから情報をアップ・ ダウンロードしながら， 文書の共同作成をしたり， 電子投票で意思決定に直接参加できること， などである． 当初は若手の惑星研究者 10 名ほどに加えて， 工学や周辺分野からの新規参入が同数ほどあれ ば MEF は成功だろうと思われていた．しかし様々な雑誌， メイリングリスト，ネット掲示板 などを通じて， あるいは口コミでその存在が知られるに連れて， 研究者，大学生，エンジニ アだけでなく，現場の教師，博物館・科学館の学芸員，アマチュア天文家，SF 作家，ジャーナ リスト，はては主婦や小学生まで，実に多様な職種からの参加が得られた．まさに勝手連的な 惑星探査のサポーター集団が自然形成されたのである．2003 年末現在で，登録メンバーは 200 名を越え，通信数は 1500 通を優に上っている．研究者メンバーの主要分野は，惑星科学，物質 分析科学，観測天文学，ロボット工学，航空宇宙工学，軌道工学，衛星工学などで，従来の ISAS のミッションに参加していなかった分野，地方，年代の発掘にも成功した．彼らの何割かは次 期小天体探査 WG が発足した暁にはコアメンバーとして活躍することが期待できる．さらに議 論の過程で，黄道面脱出ミッション計画の立案や，すばる望遠鏡を使った CAT 天体の観測プロ ポーザルの作成など，新たな研究協力が生まれる場としての機能も果たす様になった．その結 果，国内外の学術会議での MEF 関連の発表も，これまでに通算 30 篇近く出された． 1.3. MEF 会員による探査案検討 会員ページではまず発足から 2000 年夏までに，各メンバーの興味ある小天体と，そこで何を どこまで測りたいたいのかを自由に表明してもらった．続いて各々について科学的意義や工学 的可能性を議論した．この段階での専門的な議論は全く妥協せずに進めたので，当然小・中学 生やアマチュアの方々でフォローしきれない方もいただろう．しかし彼らには議論を全てわか らなくてもいいから，一つの惑星探査案を作る全工程に立ち会ってもらい，どんな観点がどこ まで掘り下げられて検討されるのか，大の大人が懸命になって議論するほどに惑星探査のどこ が面白いのだ，という疑問を持ち続けてもらうだけで，アウトリーチ活動として十分な効果が 11 あると考えた． そして各案がある程度収斂した段階で，簡単な探査機構成や軌道計画を含めた探査案をまと めてもらった所，以下の 7 つの探査案が提案された（Table 1-2） ． (1) ファミリーミッション（探査天体：Koronis 族小惑星=Ida，Baikonur，Mimosa，Moultona） (2) スペクトル既知 NEO マルチランデブー＆サンプルリターン（Nereus，Orpheus，1982XB など ） (3) CAT（彗星・小惑星遷移）天体ミッション（Wilson-Harrington 彗星） (4) Phobos・Deimos 着陸探査ミッション（Phobos＆Deimos） (5) Vesta ランデブー（Vesta） (6) 近地球型小惑星マルチフライバイ＆火星衛星サンプルリターン（NEO[TBD]＆Phobos） (7) M タイプ小惑星ミッション（1986DA） これらは結果として始原天体ロードマップに沿ったもので，その後に欧米で発表された各種 の小天体探査案もほぼ全て MEF7 案をなぞっており，本フォーラムでの議論の確かさを改めて 裏付けた．その後各案について，理学系（探査手法，搭載機器など）と工学系（軌道計画，輸 送系，衛星設計，通信系，熱設計）などを出来る範囲で検討し，2000 年 10 月に各最終案を， (1) MEF メンバーによる投票 (2) 提案者同士の相互評価（自己採点は除外） (3) 旧宇宙研ミッションに実際関わっているベテランの教授クラスの専門家 4 名への独自 評価の依頼 という 3 種類の評価を行った． （1）については， 「科学的に最も重要な提案はどれか？」 「技術 的に最も実現性の高い提案はどれか？」 「科学，技術の両分野で独創性が高い，もしくは現状の 日本の独創性を継承・発展可能な提案はどれか？」の三つの設問を，ネット上の投票機能を使 って行った． （2） （3）は共に，システム工学的なトレードオフを，6 カテゴリー（ 「ミッション 目的・目標の明確さ」 ， 「研究手法の妥当性」 ， 「科学的重要性」 ， 「技術的実現性」 ， 「ミッション プランの明確さ」 ， 「独創性」 ） ，48 細目の評価事項に分けた同じ評価表を配布して実施した． その結果は，2000 年 11 月に各案のポスター発表と共に，招待講演として日本惑星科学会で 発表された．3 種類の評価方法は独立して行われたにも係わらず，大筋で同じトレンドを示し， 7 つの案が上位（ファミリー＆NEO） ，中位（Phobos& CAT &Vesta） ，下位（(NEO＋火星)&M 型） の 3 グループに分かれた(Table 1-2)．上位 2 案に共通しているのは， 「小惑星への複数訪問」と 「サンプルリターン物質分析」であった．つまり 21 世紀初頭の日本の小天体探査における最重 要科学目標は， (A)小惑星博物学の早期決着と(B)分化・未分化小惑星の表面・内部構造探査に 集約された．そこで上位 2 案に他案と共通する科学目的をできるだけ統合して「統合 2 案」と し， 「スペクトル既知 NEO マルチランデブー＆サンプルリターン（できれば M 型と CAT 天 体候補含む）＋着陸機（又はローバ）＋HERA ミッションとの国際連携」と「複数スペクトル 型小惑星族マルチフライバイ＆サンプルリターン＋編隊飛行技術」をレファレンスミッション 案として，本 MEF レポートの中でさらに詳しく検討することになった． （それぞれの詳細につ いては，該当章を参照のこと． ） 最終的に本レポートは，2004 年度初頭にも発足を目指す「次 期小天体探査ワーキンググループ」での議論のたたき台として提供される．これによって，一 般市民が議論してボトムアップ式に創ってきた惑星探査案が，JAXA/ISAS の正式な探査計画に 反映されるのである． 12 Table 1-1 MEF 発足当時のカバーレター From: [email protected] Date: 2000 年 6 月 11 日(日) 9:39am Subject: A Web-based Discussion Group for Minor Body 惑星科学関連メイリングリストの皆様，知人・関係者各位 （複数受け取られる方はご容赦下さい． ） ∼誰でも参加できる，新しい小天体探査を検討する e グループへのお誘い∼ 太陽系探査は構想から実現まで，およそ 10 年単位で進む，息の長い国家プロジェクトです．宇宙科学研究所は 2002 年に，世界初の小惑星サンプルリターン探査機はやぶさを打ち上げ，2006 年に小惑星のかけらを地球に持ち帰る予定 です．また，欧米では今後 10 年間，数々の彗星探査が実施されます． それらの実現には，惑星科学や航空宇宙工学は勿論，天文学，エレクトロニクス，情報科学，通信，熱設計，プロ ジェクトマネージメント，教育・啓蒙，政治的サポートなど，様々な専門を持ち寄らなくてはいけません．また現在， 宇宙研や NASDA では 10−20 年後の宇宙開発・研究計画のグランドビジョンやロードマップが検討されています．こ うした長期の視点が必要な大計や投資には，現在第一線で活躍している方々の経験や専門知識を生かすと同時に，将 来，実際の現場で働く若い世代の夢や希望を上手に取り入れてこそ，活気のある新時代のミッションが生まれると思 われます． そこでこの度，私達は有志を募り，はやぶさに続く 2000 年代後半，つまり今から約 10 年後に日本が行うべき新し い太陽系小天体探査ミッションについて，アイディアを広く全国から募り，それぞれの惑星科学における意義や工学 的な実現可能性をシビアに検討し，宇宙研が実施できる規模の有力なミッション候補を，2000 年秋までに幾つか創り 出し，最終的に絞られたミッション案を，宇宙研に提案するためのワーキンググループ設置の核となる，という具体 的な目標を持つ，インターネット上の会員制ホームページ「小天体探査フォーラム（Minor Body Exploration Forum(MEF) ） 」を設立致しました． しかし本グループは，プロの研究者だけに閉じられたものではありません．以下の紳士協定を遵守して頂ける方で あれば，年齢，性別，職業，所属，居住国，国籍などに関わらず，メンバーになることができます． (A) 10 年後の小天体探査を，日本全国の仲間と一緒に創り，ミッションが実現した暁には，それぞれの立場で積極的 に計画に参画・支援する意欲を持つ． (B) 上記の目的以外のトピック，発言者個人のみに当てた通信，個人への中傷は投稿しない． (C) 登録・投稿では，ハンドルネームは使わず，本名を名乗る． （登録時に「My プロフィール」に本名，コメント欄などに所属と「MEF を知ったきっかけ」を記入し， 「公開」に設 定して頂かないと，入会申請を受理できません． ） (D) 議論の主要言語には日本語を使う． (E) ミッション案は無人探査機を前提とする． ここに，本グループの主旨に賛同してくださる方のご参加をお願いする次第です．登録のお申し込みは，URL: http://www.egroups.co.jp/group/minorbody にて簡単にできます．また，退会もホームページ上にてご自分で申請でき， 会費なども一切ございません．なお，ご興味のあるお知り合いには，このメイルを転送してお誘い頂いても構いませ ん． 一度登録されますと，メンバーは，誰の許可も必要なく，自律的に掲示板・メイル上で議論をしたり，検討を進め るミッション案や関連情報を共有ファイルやリンクページにアップデートできます．各案の検討の進み具合によって は，本グループから枝分かれして，より専門的に議論することもできます． これはいわば，草の根式，ボトムアップ 式にこの国の惑星探査の素案を創ろうとする，全く新しい試みです．従ってメンバーの皆さんの積極的な参加が，そ の成否を決めます． まず，開設当初の 1−2 週間で，上記の条件下で「いつ，どこで，なぜ，何をしに行きたいのか」のアイディアを集 めるところから始めます．その後，徐々に各々についての意義や実現可能性をきっちり議論していき，成立すると分 かった段階で，具体的な輸送，通信，衛星製作，機器開発などの検討を分担していきます． 天文学，惑星科学，地球化学，航空宇宙工学の関係者は勿論ですが，特にこれからの宇宙開発や惑星探査を担う情熱 を持つ学生さん，新しく宇宙分野に進出したい企業の方々，宇宙教育やアウトリーチ活動に興味のある教育界，メデ ィア，作家の方々など，多方面のからの活発なご参加をお待ちしております． そのため，惑星探査についてまだ良くご存知ない方でも議論に入れるように，役立つリンク集やすでに検討が始まっ ている案に関する共有ファイルなどが，用意されています．本グループでの活動を通じて，惑星探査を創る現場の本 当の姿を多くの方に触れてもらい，宇宙を仕事の場とする生き方に共感して頂ければ，幸いです．なお，本メインペ ージへのリンクは，ご自由にお張り頂けます． ご質問などは，上記のホームページを通じてお気軽にお寄せ下さい． 以上． 矢野創・宇宙科学研究所（MEF オーナー） 寺薗淳也・日本宇宙フォーラム（MEF 管理者） 中村良介・宇宙開発事業団（MEF 運営委員） 秋山演亮・東京大学大学院（MEF 運営委員） 13 Table 1-2 MEF で提案されたポスト はやぶさ小天体探査 7 案 評価順位： 1＝専門家委託 2＝提案者相互（自己抜き） 3＝MEF メンバー投票 NASA-D=米ディスカバリーミッション MEF 提案 （探査天体例） ファミリー ミッション （Koronis 族小惑星 [Ida，Baikonur， Mimosa，Moultona]） 主な探査目的 海外の競合探査案 (2002 年当時) None メインベルト小惑星 族マルチフライバイ ＆サンプルリターン． 母天体である原始惑 星の衝突履歴・内部構 造の解明・小惑星起源 微粒子の組成計測． スペクトル既知 二つ以上の異なるス ヘラ (NASA-D) NEO マルチランデ ペクトル型の近地球 ブー＆サンプルリ 型小惑星へのランデ ターン ブー＆サンプルリタ （Nereus，Orpheus， ーン．はやぶさ，HERA 1982XB など ） 等と協力して小惑星 博物学の決着を目指 す． CAT（彗星・小惑星 CAT 天体へのランデ ディープスペース-1 (JPL/NASA) 遷移）天体 ブー＆着陸探査．水星 彗星核サンプルリター ミッション から小惑星への変遷 ン(JPL/NASA) （Wilson-Harrington 過程の解明． スターダスト 彗星） (NASA-D) コンター(NASA-D) ディープインパクト (NASA-D) ロゼッタ(ESA) Phobos・Deimos 着 火星衛星の内部構造 フォボス 1 & 2 (Russia) 陸探査ミッション 探査．巨大クレータを （Phobos＆ 持つ小天体内の空隙 Deimos） の起源解明． Vesta ランデブー V 型小惑星ランデブ ドーン(NASA-D) （Vesta） ー．巨大クレータを通 マスター (ESA) した，分化天体の「内 部構造」観察．HED 隕 石の起源解明． 近地球型小惑星 複数機の編隊飛行に アラジン (NASA-D) マルチフライバイ よる小惑星のフライ フォボスサンプルリタ ＆火星衛星サンプ バイ全球撮像．火星衛 ーン（CNES） ルリターン 星表面サンプルリタ （NEO[TBD]＆ ーン． Phobos） None M タイプ小惑星 M 型小惑星ランデブ ミッション ー＆着陸．隕鉄の起源 （1986DA） 解明．分化天体の中心 核探査． 14 評価 1 1 評価 2 1 評価 3 2 2 1 3 3 5 1 3 4 3 5 3 6 6 7 5 7 6 6 1.4. 統合ミッション 2 案と 2010 年以降の始原天体ミッション案 その後上位 2 案を軸に，他の 5 案の科学目標や挑戦すべき技術課題で最大公約数が取れるも のについては，なるべく統合した．2000 年の宇宙科学シンポジウムでは，惑星科学以外の理工 学の専門家諸氏に対し， ポスト はやぶさが目指す科学とそれを実現する最終的な統合 2 案につ いて，レビューを行った． 同時に，他案もロードマップに沿えば，近い将来に実現させる価値のあるミッションばかり であり，日本で機会がなくても，Table 1-2 の競合ミッション欄が示すように，海外ミッション で実現する可能性は十分ある．特に，Vesta，火星衛星，CAT 天体は好例である．そこで今後， 日本の惑星科学者は，それらへの参加・統合を積極的に検討すべきだろう．CAT 天体案は，彗 星科学者の関心が特に高かった．しかし，今後 10 年間で欧米は半ダースもの彗星探査機を打ち 上げるので，日本はその間，相補的に小惑星に専念するのが戦略的には優れているという意見 も多かった． 既存の彗星ミッションの成果を待ち， さらに新しいテーマを目指した彗星探査を， 日本が 2010 年以降に挑戦する価値はあるだろう． なお今回検討した「ポストはやぶさ」のカテゴリーには入らないが，2010 年以降の課題とし て MEF で議論された始原天体探査案には， 「黄道面脱出ミッション」と「EKBO ダスト採集・ EKBO＆ケンタウルス天体フライバイまたはランデブー」があったことも付記しておく．特に 前者は，その後 MEF から独立して，JAXA/ISAS の工学試験探査機候補として挙がっている「ソ ーラー電力セイル」の科学観測の中核に位置づけられ，積極的に検討が進められている． 1.4.1. 太陽系小天体探査のトレンドと今後の方向性 太陽系小天体探査の本格的な始動は，1985-6年のハレー彗星探査に対する国際連携である．そ の後は大型惑星探査機のフライバイによる幾つかの小惑星の撮像が行われ，ディープスペース -1によるBorrely彗星フライバイ，そしてNEARシューメイカー探査機による近地球型小惑星 （NEO）Erosのランデブー調査と続いてきた．そして1999年に打ち上がったNASAの彗星塵サン プルリターン計画・スターダストに始まる，今後10年間の日欧米の探査計画は，「第二の黄金 期」と言って良いだろう（Fig.1-1）．一方で，小天体探査が月・火星探査と異なる大きな特徴 は，太陽系の創世から惑星ができ上がるまでのエポックメイキングな出来事のどこを調べるか によって，訪問すべき天体が異なる点である． 次章でより詳しくのべるが，これまでのMEFの検討から，現在から2020年頃の「次々世代小 天体探査」までに我が国が挑むべき太陽系小天体の研究目標には，小惑星については(1)小惑星 と隕石・宇宙塵の対応の決着，(2)惑星間空間での生命前駆物質の進化の理解（宇宙生物学への 貢献） ，(3)始原天体・固体惑星の内部構造の理解など，が挙げられる（Fig. 1-2） ．一方，彗星探 査については，CAT天体探査を除けば，現有ミッションの成果を踏まえて2010年代に新しい研 究課題を整理する必要があるだろう． その際の次期小天体探査は，はやぶさで培った探査技術と科学的成果を最大限に活用しつつ， 上記課題を次々世代の小天体探査で発展させるのに必要な新規技術開発や科学的挑戦も含有し， 両者を橋渡しすることに留意すべきである．以上から本書では，Fig.1-2の次期小天体探査構想 のうち， 「小惑星族マルチフライバイ＆サンプルリターン」と「スペクトル既知NEOマルチラン デブー＆サンプルリターン」の統合二案を詳説する．まず本章で両者の概要を示し，次章から それぞれの科学目的，理学観測機器，工学的検討について論じ，その後に両者に共通する課題 として，アウトリーチや研究員制度，国際競争と国際協力について考察する． 15 Fig. 1-1. 「小天体探査・第二の黄金期」のラインアップ Fig. 1-2. 次期小天体探査で日本が重点すべき科学目標を整理したロードマップ 16 1.4.2. ファミリーミッション：メインベルト小惑星族マルチフライバイ＆サンプルリターン ミッション概要 本案では，原始惑星の破壊から生まれた小惑星族を訪ね，母天体の内部構造，衝突破壊の復 元，隕石の相関を解明する．はやぶさ技術を継承した探査機は，3-6年間にS型サブクラスの異 なるKoronis族3-5個，あるいは2-3年間に同一族でもスペクトル型の異なるNysa-Polana族2個へ接 近する軌道から，望遠撮像・分光，重力測定，ダスト帯の組成分析を行う．フライバイする各 天体表面には，自律航行機能を持って親機と編隊飛行を行う「弾丸」用子機を放出し，近接撮 像を行いながら超高速衝突させる（Fig. 1-3） ．それにより，地下数ｍオーダーの深さから放出す る試料をエアロジェルのような非破壊捕集物質で採集して，はやぶさと同様の帰還カプセル投 下で地球に回収する(Fig. 1-4)． Fig. 1-3（上） 本ミッション案の探査機想像図． 弾丸子機が標的の小惑星に向かって放出され たところ Fig. 1-4（右） ：ファミリーミッション探査機の模 式図 科学的意義 似た軌道要素を持つメインベルト小惑星の一群（ 「族（ファミリー） 」 ）は，原始太陽系の初期 にできた原始惑星の衝突破壊によってできたと考えられている．Koronis族は小惑星帯における 3大ファミリーの一つで，軌道計画的にも最も行きやすいファミリーである．過去に探査機が唯 一フライバイしたファミリー小惑星であり，連星小惑星でもある，Idaとその衛星Dactylも有す る．スペクトル型は全てS型だが，軌道要素（これは母天体内部の位置関係と関連していると考 えられる）に相関するサブクラスが存在するという報告もある．さらに黄道光への寄与が大き い独自のダストバンドも既に観測で発見されており，宇宙塵研究の観点からも興味深い天体で ある．一方のNysa-Polana族は同一族の中でE, M, S, F型と多様なスペクトル型を持ち，二つのサ ブグループ（Nysa群，Polana群）にも分類されており，比較的最近に二つの異なる小惑星が衝 突破壊した現場であるかも知れないと注目を集めている． 17 そこで同一族の中で異なるサイズ，軌道要素，分光特性を持つものを複数探査することで， 以下のような科学的課題を解くことが期待される． (1) 小惑星族の起源は，本当に単一の原始惑星なのか？ (2) すでに失われた100ｋｍ程度の原始惑星の内部構造（分化レベル）はどのようなもの か？ (3) それが各族小惑星の組成や物性にどれほど影響を残しているか？ (4) 太陽系初期には普遍的な現象だった衝突破壊・再凝集の物理・化学的素過程はどんな ものであったか？ (5) 宇宙塵の起源に対する小惑星の貢献度はどの程度か？ (6) 原始太陽系での衝突破壊の時期，エネルギーの推定，再凝集などの履歴の復元 (7) 新「小惑星衛星」の発見や，族起源ダストバンドのフラックスと主要成分の解明 (8) 地上観測による小惑星のスペクトル型と実際の表面物質や隕石・宇宙塵試料との相関， など． ミッション設計 過去の検討の結果，Koronis族については3年間で3個，あるいは一度地球に戻って採集試料を 入れたカプセルだけを回収し，さらにもう一周させて6年間で5個の同属小惑星をフライバイさ せる軌道計画が可能である(Fig. 1-5)．一方，Nysa-Polana族内では，スペクトル型が異なるNysa 群内の二個の小惑星（Nysa-Russellmark） ，あるいはNysa群とPolana群一個ずつ(Hertha-Hillary)を 探査する解が得られた．いずれの検討も，ミッション期間の短縮と科学機器の搭載重量を重視 した結果，H-IIA打ち上げと化学推進を利用した（Table 1-3，詳細は５章に再掲載してあるので， 参照のこと） ．H-IIAをM-Vに代える場合，メインベルトまでの推力を稼ぐために，スペクトル 既知NEOミッションの時のように， 「小惑星でのサンプル採取」＝＞「地球へのカプセル投下& フライバイによる推力増強」＝＞「小惑星でのサンプル採取」を繰り返す必要があり，ミッシ ョン期間が長期化する．また搭載機器重量も厳しくなり，複数フライバイは可能でも，複数サ ンプルリターンは難しくなる． 科学計測用搭載機器 必要な搭載機器としては，ランダ・ローバ以外の主なその場計測装置は後述のスペクトル既 知案と共通である．しかし観測機会が会合速度数km/s-10 km/s程度のフライバイ時のみのため， 特に光学系を使った測光・分光装置は望遠鏡による遠隔観測にチューンアップする必要がある． またダストバンドと子機の衝突による放出粒子双方の測定のために，進行方向面に設置する衝 突微粒子組成分析器の重要性が増す． 18 Table 1-3 ファミリーミッション軌道設計初期検討の一例（化学推進，フライバイ探査） Fig. 1-5 毎回試料を地球帰還させる1基1機5Koronis族（Ida-Dactyl含む）訪問例の軌道計画 技術開発項目 本案の大部分は，過去の探査機の技術蓄積で乗りきれる．探査機（親機）の自律航法機能 は，高速フライバイのために，はやぶさで獲得した技術を１桁以上の精度向上させる必要があ る．熱設計・太陽電池発電効率・通信能力は，日本のミッションの中では太陽から最遠に行く ので，火星探査機ののぞみの技術を応用する． 本案の科学機器の中で最大の技術課題は，ランデブーなし（＝フライバイ）インパクトサ ンプリング技術の確立である．それにはまず，小惑星表面状態による衝突放出物のサイズ・速 度の空間分布の理解（ハイドロコード，衝突実験）が必要であり，続いて最接近高度・通過時 間を関数とした探査機本体への衝突危険性の評価・防御壁による安全設計と，エアロジェルト レイによる採集効率の見積もりを同時に行う．こうした技術は日本初の試みだが，米国ではア ラジン計画で火星衛星について同様の技術開発が行われ，ディープインパクト計画でも彗星核 へ子機を超高速衝突させて，様子をその場観測するミッションが準備されている．なお命中さ せるには， 自律航法の技術向上と運用計画の工夫により， 100 m 程度の射程精度が必要である． これには，衝突用自律型小型衛星である弾丸子機を監視する航法望遠鏡を備えて自律航法制御 を行う親機の編隊飛行の成立が欠かせない． 19 探査機（親機）の自律航法機能は，高速フライバイのために，はやぶさで獲得した技術を１ 桁以上の精度向上させる．地球帰還用カプセルもはやぶさを継承する．カプセル内に収納され る，衝突によって放出された試料回収トレイ・コンテナには，スターダストやSCIM計画同様に エアロジェルを使う．国産技術としては，国際宇宙ステーションに搭載されている日本のメテ オロイド＆デブリ捕集装置，ISSーSEDA-MPACのエアロジェル技術が宇宙実績を持っている． なお10-15 km/sの衝突速度でも非破壊捕集できるようするには，にバルク密度を最適化した新型 エアロジェルが必要であるが，すでにJAXA/ISAS・千葉大学・茨城大学と共同で0.010 g/cm3未 満の開発に成功している． 同じく自律航法を行う弾丸子機システムは，Lunar-Aぺネトレータモジュールを参考にしつつ， 自律航法装備については親機同様にはやぶさ技術の継承・発展させる．近接撮像用可視カメラ とレーザー高度計ははやぶさの各装置を改良し，自律航法機器を兼ねる．運用時間約24地球時 間程度では，Lunar-A ぺネトレータ技術を応用した充電池や親機との通信機能が重要である． こうした量産型小型衛星共通バス（10-20 kg程度）は，JAXA/ISASのストレート計画の実践でも ある．子機そのものが自律型小型衛星であり，小惑星を指向させ衝突軌道をとる．衝突直前ま で航法を兼ねた光学カメラにより小惑星表面の近接撮像を行って親機に画像を転送し続ける． また，子機にEFP (Explosively Formed Penetrator)弾頭を仕込めれば，小惑星の放出物に指向性を 持たせる衝突爆発が可能になり，エアロジェルトレイを展開した親機を予想した軌道を通るよ うに編隊飛行を組むことが容易になる．ただし，宇宙空間を数年飛行した後でのEFP爆発威力 の保証と調整，ロケット打上げ時の搭載安全性，爆発に伴う放出試料への汚染度の評価とその 除去などの課題を評価する必要がある．また衝突爆発とクレーター形成の規模を親機から観測 できれば，それは小惑星の内部構造への大きな手がかりとなる．これまでにもファミリーミッ ションを想定して，S型およびC型小惑星表面からの衝突放出物のサイズ・速度の空間分布につ いて，ハイドロコードでの検討が行われてきた． Fig. 1-6（上） 複数エアロジェルトレイを格 納した，地球帰還カプセルの概念図 Fig. 1-7（右上下とも） EFP式弾道による衝 突放出物の志向性確保 20 1.4.3. スペクトル既知ＮＥＯマルチランデブー＆サンプルリターン ミッション概要 2000年代後半あるいは2010年初頭に，1∼2機の探査機を近地球型小惑星でスペクトル型既知 の天体複数個にランデブーさせ，軌道上グローバルマッピングマッピング，および着陸機また は微小重力ローバによる表層・内部構造のその場計測をした後，表面物質を地球に持ち帰る（Fig. 1-8, 9） ．探査対象は，はやぶさや米国のＮＥＯマルチランデブー＆サンプルリターン計画「Hera」 ミッションなどと調整して，それぞれ異なるスペクトル型を選び，全体として多種のスペクト ル型小惑星のサンプルリターンを短期間で可能にする．またはやぶさで開発した技術の継承， 発展による開発期間の短縮，低価格化も目指す． （詳細な技術開発項目は3, 4章を参照のこと． ） 科学的意義 太陽系に広く分布する小惑星は，地上分光観測から，最低３つのスーパークラス(Primitive, Metamorphic, Igneous)，あるいは1ダース程の主要なスペクトル型（D，P，C/K，T，B+G+F, Q, V， R，S，A，M，Eなど）に分けられ，各存在頻度は太陽からの距離によって異なる．小惑星帯の 一番内側にはS型やE型，その外側にはM型，次にC型，さらに外側にはP, D型がそれぞれ多い割 合で分布しており，小惑星帯内では原始太陽系の形成後も，日心距離方向には構成物質があま り混ぜられなかったことが予想される．現在スペクトル型が判明している小惑星は2000個以上 であり，その絶対数はS型とC型が多く，M型がそれらに続く．またその中には，CAT天体も含 まれている．そこで本案では，これら地上観測による小惑星スペクトル型と，物質分析による 宇宙塵・隕石種データベースの対応関係の早期決着を目指す．具体的には，小惑星スペクトル 型と実際の小惑星表面物質および表面状態との対応を解明するため(Fig. 1-10)に，ホームポジシ ョンないし小惑星表面からの「その場計測」とサンプルリターンによる物質分析を行う．最終 的には，小惑星帯全体における物質分布と太陽系の誕生と進化の解明を目指す． Fig. 1-8 本ミッション案の探査機想像図 Fig. 1-9 マルチNEO探査の打上げオプション例 21 Fig. 1-10 現在想定されている小天体の観測データと宇宙塵・隕石試料の相関 なお数あるスペクトル型のうち，はやぶさは最も存在率の高いS型に訪問して，宇宙風化作用 についても重要な知見を得る．ポストはやぶさ時代における科学目標の優先順位の高いタイプ は，最も始原的な固体天体の起源としての微惑星の成長や生命前駆物質の進化を調べるための 「未分化小惑星」であるC, P/D型と，その後の固体惑星への熱的進化を経験した「分化小惑星」 の内部構造を調べられるM, V, E型であろう（Table 1-4）． Table 1-4. 今回検討されたスペクトル型既知NEOと貢献する科学目的 ミッション設計 軌道設計については，スペクトル型既知NEOのうち，輸送系の能力的にも行きやすい候補を 選んで，以下のシークエンスについて数例を検討した．科学ミッションを成立する解を最優先 した結果，多くがH-IIAの打ち上げとなった．ただし，(1)科学機器の搭載重量を減らす，(2)長 期の運用期間を許容する，(3)スペクトル型が未知で最近発見されたNEOも候補天体に含める， などの条件を広げれば，Nereus-1993BX3の例のように，大型電気推進（例：28.5mNの単体推力） とEDVEGA航法を用いて，M-Vでも複数の解があり得ることが分かった（4章参照） ．なお科学 的重要度からC型小惑星を含む解を優先させた． 推進系としては化学推進と電気推進の近似解を 検討したが，探査機自体の動作保証，回収試料分析の成果や研究者間の技術継承には，ミッシ ョン期間は短いほうが良い．つまり本案の実現可能性を上げるには，ミッション期間の短縮化 22 が鍵である． ． Fig. 1-11 . 毎回試料を地球帰還させる1基1機3小惑星訪問の軌道計画の一例 そのためには，地球に近づく毎に一つずつカプセルを落とす軌道計画（例： 1989ML-Nereus-Orpheus） （Fig. 1-11）や，地球スイングバイなしで複数の小惑星へ連続ランデブ ーさせる軌道計画（例：Nereus-1993BX3）の確立，新発見されたNEO（ただしfast rotatorでない， 22-23等級よりは明るいもの）の地上分光観測キャンペーンを実施し，ミッション立案の自由度 と探査機重量マージンを増やす，などの対策が重要である．一例として，H-IIAで打ち上げる電 気推進のスペクトル既知NEO ランデブー＆サンプルリターンで二個の小惑星からまとめて地 球に帰還する場合，サンプリング装置・地球帰還カプセルを除いても382kg，探査機全質量の約 20%を科学計測用搭載機器に充てることができる（詳細は4章参照） ．工学ミッションであるは やぶさ探査機の場合，サンプラーを除く科学計測用搭載機器が6kg, 全質量の1%であったので， 本案はより理学ミッションにふさわしい探査機設計になっていると言えよう Table 1-5では各々のシークエンスの代表例を一つずつ記した．ただし，(1)科学機器の搭載重 量を減らす，(2)長期の運用期間を許容する，(3)スペクトル型が未知で最近発見されたNEOも候 補天体に含める，などの条件を広げれば，Nereus-1993BX3の例のように，大型電気推進（例： 28.5mNの単体推力）とEDVEGA航法を用いて，M-Vでも複数の解があり得ることが分かった． いずれにしても，探査機自体の動作保証，回収試料分析の成果や研究者間の分析技術の継承の ためには，ミッション期間は短いほうが良い．つまり本ミッションの実現可能性を上げるには， ミッション期間の短縮化が鍵である．そのためには，地球に近づく毎に一つずつカプセルを落 とす軌道計画（例：1989ML-Nereus-Orpheus）や，地球スイングバイなしで複数の小惑星へ連続 ランデブーさせる軌道計画（例：Nereus-1993BX3）の確立，新発見されたNEO（ただしfast rotator でない，22-23等級よりは明るいもの）の分光観測によるミッション立案の自由度と重量マージ 23 ンを増やす，などの具体策が重要である． 一方で次期小天体探査においては，小惑星内部のrubble pile構造やバルク密度，引っ張り強度 などの実測が，天体の成り立ちやその後の熱的履歴を推定する上で新しく挑戦すべき，極めて 重要な計測項目となる．しかし，地質境界面をもたない未分化小惑星や空隙率の高いrubble pile 構造の場合，土壌中の「水」の存在を前提とした地球上の地質計測技術をそのまま転用できな い．また地球上で確立している物理計測方法は，調査したい領域の大きさ，深さ，さらにそれ ぞれに求められる空間分解能によって，数種類に分岐している．そこで，小惑星の内部構造探 査を成立させる着陸・移動サブシステムと，小惑星環境に適切な物理計測方法の確立は，サン プリング装置の改良と並んで，次期小天体探査における新規開発の最重要項目である． 参考文献 [1] 矢野創, 2001：日本惑星科学会誌＝遊・星・人，10, No.3, 138-145. [2] 矢野創他, 2001：第一回宇宙科学シンポジウム講演集, 文部科学省宇科学研究所, 153-160 [3] 矢野創他, 2002：第二回宇宙科学シンポジウム講演集, 文部科学省宇科学研究所. [4] 小天体探査フォーラム，2002: MEFレポート・Post MUSES-C時代の小天体探査，CD-ROM. [5] 川口淳一郎, 2003：第二回宇宙科学シンポジウム講演集, 宇宙科学研究所, 81-84 [6] 矢野創，長谷川直，石黒正晃，松浦周二，今村剛，2003: 本収録. [7] 森本睦子他, 2001：第22回太陽系科学シンポジウム講演集, 文部科学省宇科学研究所, 64-67 [8] MUSES-C実験計画書，2003: 文部科学省宇宙科学研究所. [9] M. Morimoto, et al., 2003: Adv. In Space Res., submitted. [10] H. Yano, et al., 2001:第 22 回太陽系科学シンポジウム講演集, 文部科学省宇宙科学研究所, 68-71. 24 2. 科学的意義 2.1. 小天体探査の科学的意義 2.1.1. 小天体探査特有の貢献 1801 年に小惑星第一号 Ceres が発見されてから 2 世紀の間に，20 万個以上が発見され, 10 万 個近い小惑星がほぼ精密な軌道確定し, 確定番号を獲得している 1）. 平行して地上からの測 光・分光・偏光観測等も精力的に行われてきた. また，これまで世界中で収集・記録された宇 宙塵・隕石コレクションも数万個に上り，様々な分析機器を使って研究が進められてきた. これらに対し，宇宙機を使った小天体探査の歴史はまだ浅い. Eros に“touch down”をした NEAR シューメイカー探査機以前では, 半ダースに満たない小惑星を近接撮像したに過ぎない. はやぶさを含めて探査対象は, 科学的意義から選ぶというより, 宇宙機の工学的能力で行きや すい天体を選ぶというのがもっぱらであった. 2004 年 1 月に米ブッシュ政権が発表した「人類とロボットが協調して太陽系探査を拡大して いく」という米国の新しい宇宙戦略や, 最終的には火星有人探査を目指した ESA の長期ビジョ ン「オーロラ計画」が実施されたとしても, 今後 10-20 年の間に, 小天体探査の機会が現在のト レントから飛躍的に増大するとは考えにくい. その為, ポストはやぶさ時代の小惑星探査の目 的の一つは, 豊富な地上での観測・分析のデータと探査機のデータを橋渡しをするために, 主要 なスペクトル型小惑星の各々について定点データを取得し, 「小惑星の博物学」をなるべく短 期間に決着させることであろう. しかし一方で, 「小天体探査」の本来の意義は, 原始太陽系星雲やダスト成長の時代から始ま り, 微惑星や原始惑星から大型の分化天体への衝突成長と熱的分化に至るまでの, 様々なイベ ントに関する直接情報が得られることにある. そこでポストはやぶさ時代には,「小惑星博物学 の決着」と平行して, 原始太陽系の進化過程のどのイベントを解明したいかという視点に立ち, その為には小惑星・彗星・CAT 天体といった多様な小天体の中から対象を絞る探査計画も立案 しなくてはいけない． 小天体はそれぞれ様々な歴史を持っており, 以下のような状態であると考えられる. 1． 分化した小天体 2． 未分化の小天体 3． 分化した天体の破片としての小天体 4． 未分化の天体の破片としての小天体 地上には様々な隕石が落下してきているので, これらを調べることで上記のような小天体が 存在するかどうか調査できる可能性がある. しかし, 隕石のそのほとんどの出自は, 軌道要素 等から小天体起源（あるいはメテオロイド起源）と考えられるが, 確実に小惑星起源だと言え る試料は HED 隕石以外には入手できていない. また, 小天体は様々なスペクトルタイプを持つことから, 分化・未分化に関して推測を行うこ とも可能である 2)が, まだこれらは状況証拠にすぎない(2-1-3 参照). そこで様々なタイプの小 天体に関して探査を行い, サンプルを直接入手することにより, 隕石種と小天体物質との関連, スペクトルタイプと小天体物質との関連を明らかにし, 地上で入手することが出来る多くの資 料と実際の小天体物質とを関連づけて議論を行い, 小天体に関する研究を深めることが求めら れている. こうした探査で明らかになると期待される具体的な項目には以下の 5 つがある. 25 1. 原始太陽系円盤を構成した物質の空間的分布（ガスから塵への進化） 2. ガスと塵が微惑星や原始惑星を経て，現在の惑星・衛星・小天体に成長した過程で起 きた出来事（塵から天体への進化） 3. 太陽系内での惑星や小天体の軌道・空間分布の変遷（惑星軌道・分布の進化） 4. 天体内部/表面における，衝突破壊/集積や熱的分化などの物質進化の過程 5. 生命の前駆物質と考えられる各種アミノ酸等有機物の存在・進化 (参考文献) １） 吉川真 ISAS ニュース No. 238(2001) ２） S. Sasaki, et al., Nature, (2001). 2.1.2. 始原天体としての側面 現在の惑星科学は, 次のような太陽系形成論を支持している. 原始太陽の周りを周回しだし たガスや塵は次第に黄道面上に集積し, 厚さ 1km 程度のディスクを作り出した. ディスクの中 で塵は衝突による離合集散を繰り返して，微惑星が形成された. その後, それらが集まり巨大惑 星と変化し, 現在の太陽系が形成された（Fig. 2-1）. この過程に置いて, 木星の暴走成長に伴い 成長しきれなかった微惑星が, 火星と木星軌道の間に小惑星帯を形成している. また, 冥王星 軌道の外側にも, 集積しきれなかった様々な微惑星が存在していると考えられる. これらは EKBO と呼ばれる. 微惑星が集積する際には, 衝突エネルギー・放射性核種の壊変エネルギー等が開放され, 天体 は徐々に熱エネルギーを蓄える. やがて天体が一定以上の大きさになると全球が溶け, 重い物 は中心へ, 軽いものは表面へと移動する. これが分化といわれる現象である. （Fig. 2-1-c） 巨大惑星はすべてこのような分化を経験していると考えられ, この段階で惑星を形作った様々 な物質はすべてリセットされてしまい, それ以前の情報を保持していない. それに対して, 十分な大きさまで成長できなかった微惑星は, こうした熱変成を受けること なく, あるいはわずかな熱変成のみで済み, 現在まで太陽系形成時の物質が持っていた情報を 保持し続けていると考えられる（Fig. 2-2）. これが小天体の持つ“始原天体”としての側面で あり, 太陽系の形成論を考えるにあたり, 小天体探査に求められる重要な意義の一つである. したがって探査対象となる「始原天体」としての小惑星は, 一つにはあまり巨大化しておらず, また太陽の輻射熱による熱変成も少ないものが望ましい. EKBO はその条件を満たす重要な天 体群であるが, これらまでの距離は遠く,米国のニューホライズンズのように原子力電池と巨大 な打上げロケットを利用した高速フライバイによる探査以外は, 現時点では困難である. 彗星については, その起源を EKBO あるいはそれ以遠の太陽系周縁部に持つと考えられ, 始 原天体としての側面を持つ可能性が十分にある. また, 彗星の多くが地球軌道の内部に近日点 を持つため, 距離だけを考えれば探査機を送り込みやすい対象天体である（ただし実際にはΔV を考慮にいれなければならい）. これら始原天体での探査にあたっては, 一つには太陽系形成時の情報を保持した物質を調査 すること, もう一つには生命の前駆物質となりうるような有機物や揮発性成分がこれらの天体 に含まれているかを調査することにより, 地球生命の起源と進化に関して知見を深めることも 望まれている. 26 原始太陽の周りをガスや塵が取り囲んでいる 次第に黄道面上に集積し, 厚さ 1km 程度のディスクを 形成する 塵が衝突による離合集散を繰り返し, 微惑星→巨大惑 星を形成する 現在の太陽系が形成される Fig. 2-1 太陽系 の誕生 太陽系の形成過程模式図 1) 現在 経過時間（log T) 隕石・ 宇宙塵の衝突 熱的進化は継続中 脱ガス 大気 海洋 地殻 マグマ オーシャン マントル 核 サイズ成長 地球等巨大固体惑星 熱的進化の終了 脱ガス 地殻 マグマ オーシャン マントル 核？ サイズ成長 セレス等巨大小惑星 脱ガス 熱的進化の終了 サイズ成長 1998SF36等小型小惑星 図中の は熱・物質循環を示す 原図：春山(1998) Fig. 2-2 固体惑星形成模式図 27 2.1.3. 分化天体としての側面 分化とは 1-2 節で述べたように, 微惑星が離合集散を繰り返し, その運動エネルギー及び放 射壊変熱が集積し, 天体全体が完全に溶け, 重い物質が内部へ, 軽い物質が表面へと分離した 状態を指す（Fig. 2-3）. 集積により巨大化 微惑星に塵が集積 塵が持っていた運動エネルギー, 位置 エネルギー, 放射性物質の崩壊エネル ギーが熱に変わり, 微惑星全体が溶け 出す（マグマオーシャンが出来る） 金属等の重い元 素が中心に集積 Si 等の軽い元素 が表面に浮く 全溶解後の天体がどのような過程を 経て分化が進んでいくかに関して は, 今後の解明が求められる Fig. 2-3 固体惑星の分化模式図 隕石は, 始原的隕石 （＝未分化の隕石, コンドライト） と分化した隕石の2 つに大別される. 前 者は固体粒子形成後大規模に溶融することがなかったもので, このような隕石からは太陽系の 平均的化学組成や太陽系形成時の物理化学条件などを伺い知ることができる. 後者は固体粒子 形成後に溶融を経験しその後再凝縮してできた隕石で, 比較的大きな母天体を起源とすると考 えられる（ただしその後の衝突破壊でより小さな天体に壊されていたかもしれない）. 分化し た隕石からは分化天体の内部構造や熱源について調べることができる. 分化した隕石は, 主構成物質が珪酸塩であるエコンドライト, および, 鉄隕石, 石鉄隕石に分 けられる. これらもさらに細分されている（2.5 節を参照）. 分化した隕石の中には, サブグル ープとしては別々に分類されるが, 同位体組成の一致や元素組成が分化の傾向で説明できるこ となどから, 共通の母天体の異なる場所に位置していた（すなわち共通母天体起源）と解釈さ れている隕石種も存在する. 例えば, ユークライト, ダイオジェナイト, ホワルダイトがその一 例である. 分化により表層にユークライト, その内側にダイオジェナイトが分離され, 両者の 機械的混合がホワルダイト, さらに, 金属コアと珪酸塩の境界付近のサンプルがパラサイトか 28 もしれない. 母天体が分化するためには, 放射性物質の崩壊による熱供給も考えられるが, 集 積時に獲得したエネルギーの効率的な保持が必要で, 分化した隕石の母天体はコンドライトの 母天体よりも大きいものであったと考えられる. 分化した隕石の微量元素分析から, 母天体の 集積, 溶融, 内部構造の進化過程の推定が進められている. 特にサンプルリターンでは, 分化プロセスの解明の他, 分化の程度と関連ある事柄を明らか にすることが探査目的の一つの柱となる. また, 母天体のサイズや太陽からの距離と, 分化の 程度と相関があるのかどうかは現在もまだ残る問題である. このような研究は, 例えば「小惑星 族マルチフライバイ＆サンプルリターンミッション」や「スペクトル型既知 NEO マルチラン デブー＆サンプルリターンミッション」において解決できる可能性が高い. 分化および分化に付随して起こる現象は, サンプルの採集時や地球帰還時に汚染・変成して いなければ, 隕石の母天体上で起こったと考えるのが自然である. また, 大部分の隕石は小惑 星が起源と考えられているので, 隕石の母天体としての研究が可能である. すなわち，隕石と小 惑星(母天体)との対応付けに ground truth を提供することができる. 起源が明らかな小天体からの「地球環境と反応していない」サンプルは, 現在まだ地上に持 ち帰られていないし, ごく近い将来サンプルリターンが実現したとしても, それは数ある小天 体のごく一部にしか過ぎない. したがって, 今のところ小天体表面物質の鉱物組成を調べる唯 一の方法は, 小天体による太陽光の反射スペクトルを用いたリモートセンシングである. 地球 表面のリモートセンシングと異なり, 小天体の場合には, 隕石や地球の岩石・鉱物のスペクトル を実験室で測定して小天体のスペクトルと比較することが普通である. 特に小惑星表面では月 の表面のようにある程度のレゴリス層の存在が考えられているので 1), 一般にはサンプルを粉 末にしてスペクトルを測定する. 分化の程度がわかっている隕石試料と得られたスペクトルを 比較することにより, ある小天体が分化・未分化かを推定することも可能である. これにより地 上観測による反射スペクトル型とサンプルリターンで得られた試料のスペクトル型に違いがあ るかという問題にも決着がつくことが期待される. もちろん隕石分類と同様に, 小惑星スペク トルタイプの対応付けも解決できる. 以上から小惑星探査では, 小天体内部における熱的分化の程度およびそのその熱源の解明・ 小天体表面上での水質変成の程度の解明, そして母天体, ひいては固体惑星の形成・進化の解明 につながることが期待される. また, 限られた探査の回数をカバーするためにも, 隕石試料お よび小惑星の主要なスペクトル型との対応付けを明らかにすることにより, 地上にある多くの 隕石・宇宙塵試料や地上観測で得られたスペクトル観測結果のデータを再分類して，さらに詳 細な小惑星物質の調査が可能になる. 用語注 ＊親鉄元素（例えば白金属元素） ：鉄との親和性が強く, 惑星の中心核に濃集すると考えられる 元素群. 隕石中の存在度と起源物質（コンドライト隕石）との比較から, これらの元素が惑 星の核-マントル間でどのように分配しているかを推定し, 核の形成・成長過程を推察する. ＊親石元素（例えば希土類元素） ：ケイ酸塩鉱物中に取り込まれやすい元素群. 惑星内部の層分 化層分化が進むにつれて表面の地殻部分に濃集する. 惑星表面で地殻がどの程度発達して いたのかを推定する. ＊揮発性元素（例えばハロゲン元素 F, Cl, I, Br） ：高温過程を経ると揮発する元素. 存在度から, 衝突などによる変成の度合いを推定する. 29 2.1.4. 生命物質の揺籃としての小天体 小天体中の始原有機物 地球生命の起源や地球外生命の存否は人類に遺された最大の謎のひとつである. 地球生物は 約 40 億年前に原始海洋中に誕生したと考えられている. これは生体を構成する有機物，例えば アミノ酸や核酸塩基が, それ以前に生物の関わりなしで（無生物的に）生成していたことを意 味する. それらの有機物の生成の場としては原始大気が従来重要視されてきた. 原始大気がメ タンやアンモニアなどを多く含む還元性の強いものであったとすると紫外線や放電などによる これらの有機物の生成が容易であることは, 種々の室内模擬実験によって示されてきた. とこ ろが惑星科学の進歩に伴って新しい原始地球像が描かれるようになり，原始地球大気は二酸化 炭素・窒素などを主とする還元性の弱いものと考えられるようになった. この環境下では同様 の手法による有機物の生成は難しい. そこで地球生命物質の生成の場として新たにクローズアップされているのが地球外有機物で ある. 暗黒星雲中には約100 種類の星間分子が同定され， また木星やタイタンの大気中にも様々 な有機物が検出されている. 中でも, 地球上の生命との関わりからは隕石および彗星中の有機 物が重要視される. 隕石の中で炭素含量の多い「炭素質コンドライト」からは多種類の有機物 が抽出されており，その中にはアミノ酸や核酸塩基も含まれている. また，彗星中には極めて 複雑な有機物が存在していることがハレー彗星の探査などから明らかになりつつある. これら から地球に供給されうる有機物の総量は，現在の地球生物圏有機物よりもはるかに多いと考え られる. こうした彗星や隕石中の有機物の起源は不明であるが，その生成プロセスに関して次のよう なシナリオが提案されている： １） 星間塵一個一個の粒子のまわりに種々の分子が凍結してアイスマントルができる ２） そのアイスマントルに紫外線や宇宙線が作用し, 有機化合物を生じせしめる このようにして生じた有機物を含む星間塵が太陽系生成時に成長し，さらに合体することによ り，原始太陽の近くでは微惑星に，遠くでは彗星になる. 微惑星もしくは「死んだ」彗星の破 片が隕石となる(Fig. 2-4). 以上のシナリオの中で，星間塵アイスマントル中での有機物の生成に関しては室内模擬実験 により部分的に確認されている. しかし，隕石・彗星・星間塵の相互の関係についてはまだ検 証されていない. また，炭素質コンドライト中の有機物はこれまでにかなり詳しく調べられ， 元素組成などから極めて始原的な物質であるとされているものの，その母天体についての情報 が少なく，特に有機物に関してはどのような変成（加熱・衝撃・水との接触など）を受けてき たか明らかになっていない. 宇宙空間で生成した有機物とわれわれが現在手に取って分析できる隕石中の有機物との間の ミッシングリングは，彗星や小惑星などの小天体中の有機物である. 特に炭素質コンドライト に類似した分光特性を有する小天体はそのような有機物を多く含むことが期待される. これら の天体の探査により，地球環境の有機物の混入に苦しむ隕石よりもさらに「素性」が明らかな 地球外有機物の研究が可能となると期待される. 30 Fig. 2-4 Greenberg Model による Interstellar Dust の進化図 1) 上図：Interstellar Dust の進化 下左図：アイスマントル模式図 下右図：アイスマントルの集合体としての Interstellar Dust 31 小天体と光学活性の起源 地球外有機物は，前節で述べたようにまず量の面からのその重要性が指摘される. 近年，そ れに加えて「質」の面からの重要性が指摘され初めている. すなわち生体有機物の光学活性の 問題である. 地球上の生物が用いている有機物のうちアミノ酸や糖は光学活性物質であり，Lアミノ酸および D-糖のみが用いられている. それに対して無生物的に生成したアミノ酸や糖は D-体と L-体が 1:1 で混じり合った「ラセミ体」になるとされてきた. では，なぜ地球上の生物 は L-アミノ酸と D-糖を選択したのだろうか？ この謎を解く鍵も地球外有機物中にある. J.R.Cronin らは炭素質コンドライト中のアミノ酸エ ナンチオマーを分析し，一部のアミノ酸（イソバリンなど）は L-体が D-体よりも多いことを発 表した. 光学異性体の混合物中で，一方のエナンチオマーが他方よりも若干でも過剰の場合， その差を化学的に増幅する機構が知られている. もし地球外から若干でも L-過剰のアミノ酸が 供給されたとすれば，その増幅機構によって L-アミノ酸ワールドが形成された可能性が考えら れる. では，なぜ地球外で一方のアミノ酸エナンチオマーの過剰が生じるのだろうか. これには中 性子星からの円偏光による一方のアミノ酸エナンチオマーの選択的分解など，いくつかの機構 が提案されている. このように地球外物質中の有機物の光学活性の検出は極めて興味深いテー マである. 隕石よりも素性がよりはっきりわかっている小天体中にそのような光学活性種が検 出されれば，生体分子の光学活性の地球外起源説がさらに確かなものとなるであろう. 1) Greenberg, M. The core-mantle model of interstellar grains and the cosmic dust connection. In Interstellar Dust (Eds., Allamandola L. J. and Tielens, A. G. G. M.) pp. 345-355, Dordrecht: Kluwer Academic Publ. (1989) 32 2.1.5. 地球衝突小天体 天体の地球衝突 1)というと, 少し前までは何か架空の物語であってサイエンスとしてまじめ に取り上げるべきものではないというような雰囲気にあった. しかし, 1980 年代から地球に接 近しうる天体が次々と発見されるようになり, 状況は大きく変わってきた 2)-7). 特に, 1996 年に は, 国際スペースガード財団というものが発足し, 地球に接近・衝突するような天体を積極的に 発見・追跡するような活動が世界的に行われるようになった. 日本でも, 同年に日本スペースガ ード協会が発足し, 天体の地球衝突という問題に対して活動を行っている. 国際天文学連合 （IAU）でも, IAU Working Group on NEOs というものが組織され, 議論や各種の作業が行われ始 めている. さらには, 国連等でも天体の地球衝突について議論がなされるようになってきた 8). 地球に接近し衝突してくる天体としては, 小惑星と彗星とが考えられる. これらを総称して, NEO（Near Earth Objects）と呼んでいる. 特に小惑星だけを指す場合には, NEA（Near Earth Asteroids）と呼ぶ（一般的には, 近日点距離が 1.3AU よりも小さい小惑星や彗星が NEO に分類 されている）. この NEA の最近の発見の様子をヒストグラムにしたものを Fig.2-5 に示す. これ は, 各月ごとに発見された小惑星の個数を示したものである. このグラフを見れば明らかであ るように, 1980 年代では, 1 ヶ月当たり 1 個の NEA の発見があるかないか程度だったものが, 1990 年代に入ると, 毎月数個の NEA が発見されるようになった. そして, 1998 年になると, NEA の発見数が急激に増えている. このように, 近年になって NEA の発見数が急激に増えて いる理由は, 技術の進歩によって天体の観測に CCD カメラが用いられるようになり, 暗い移動 天体の発見のための処理がコンピュータで行えるようになったためである. また, 地球には多 くの天体が接近しているという事実が認識され, 世界でいくつかのグループが積極的に NEO の観測を始めたことも大きな要因である. 特に, 1998 年から NEA の発見個数が急激に増えたの は, アメリカの MIT のリンカーン研究所における LINEAR というプロジェクトが始まったた めである. Discovery of NEA 60 50 NO 40 30 20 10 2001 2000 1999 1998 1997 1996 1995 1994 1993 1992 1991 1990 1989 1988 1987 1986 1985 1984 1983 1982 1981 0 Year Fig. 2-5 地球に接近しうる小惑星（NEA）の毎月の発見個数 ここでは, 近日点距離が 1.3AU よりも小さいものを NEA としている. （2001 年 7 月末の時点で の観測データより） 33 このような地球に衝突する可能性のある小惑星を発見することの意義は, 改めて述べるまで もないであろう. ある程度以上大きな天体が地球に衝突すば, 人類の生存に大きな影響が及ぶ からである 9). 最近の例では, 1908 年のツングースカ大爆発というものが有名である. これは, シベリアの森林地帯で爆発が起こり, 2000km2 以上もの森林を荒廃させてしまったものである が, その原因としては, 直径が 60m くらいの彗星（氷のかたまり）が衝突してきたためと推定 されている. 幸いこのときには, 人がほとんど住んでいないところだったため, 人的な被害は 少なかった. また, 6500 万年前に恐竜を含む多くの生物種が絶滅し, 地質年代が中生代から新 生代に移ったわけであるが, その原因は天体の衝突ではないかという説が近年, 非常に有力に なってきている. この説によると, メキシコのユカタン半島付近の地下に直径が 180km ほどの クレータがあるが, これが 6500 万年前に直径が 10km 程度の天体が衝突した跡であり, その衝 突によって地球環境が大きく変化して多数の生物が絶滅したということである. 恐竜の絶滅の原因については, まだ議論があることではあろうが, いずれにしてもそれなり の大きさの天体が地球に衝突したら大惨事が起こることは容易に想像できることである. その ような衝突が起こる確率は, 人間の寿命からみれば非常に小さいことではある. しかし, 技術 的に可能であるなら, 積極的に地球に接近する天体を探してその軌道を把握していくことは, 未来に向けて現在の人類がやっておくべきことではないかと思われる. 地球に接近する天体を 発見しその軌道を正確に決めることができれば, 実際に地球に衝突するのかどうかは正確に予 測できる. つまり, 天体衝突をむやみに恐れる必要がなくなるのである. もちろん, ここでは敢 えて述べないが, そのような天体は, サイエンスの研究対象としても, また, 宇宙工学等におけ る資源としても, 非常に重要なものになろう（2-1-6 参照）. Fig. 2-6 2001 年 7 月末現在で発見されている NEA の軌道を描いた図 中心の＋印が太陽で, 白抜きの軌道が惑星（内側から水星, 金星, 地球, 火星）である. ほと んど黒く塗りつぶされてしまっているが, 1400 個余りもの NEA がすでに発見されている 34 2001 年 7 月までの観測で, NEA として 1400 個余り発見されている（Fig.2-6）. しかし, まだ 発見されていない NEA が多数存在している. これらをすべて発見し軌道を確定するためには, 非常に長い時間が必要である. 現在は, 地上の望遠鏡による観測が主であるが, 地上の望遠鏡 でもあまり大型の望遠鏡は観測時間の制約があるので適さない. 現在のスペースガードの観測 は, 口径 1m 前後の望遠鏡をほぼ占有するような形で行われている. したがって, 発見できる小 惑星の明るさもある程度明るいものに限られてしまっており, 当面の目的は直径が 1km 以上の NEA をすべて探すということになっている. しかし, これでははなはだ不十分であり(Fig. 2-7), より大きな望遠鏡かスペースからの観測によって, より小さな NEA まで発見するようなこと を目指していくべきである. Fig. 2-7 地球へ流入する地球外物質の質量と頻度 10) （参考文献） 1)地球衝突小惑星研究会,いつ起こる小惑星大衝突,192pp., 講談社,1993 2)藪下信,宇宙からの危機,193pp., 恒星社,1994 3)小島卓雄,地球を狙う危険な天体,173pp., 裳華房,1994 4)磯部秀三,吉川真,矢野創,彗星大衝突,340pp., 三田出版会 1997 5)松井孝典,巨大隕石の衝突,216pp.PHP 新書 1998 6)磯部秀三,巨大隕石が地球に衝突する日,214pp.河出書房新社,1998 7)日本スペースガード協会,小惑星衝突,294pp.1998 8) Annals of the New York Academy of Sciences Volume 822, Near-Earth Objects, The United Nations International Conference, 632pp, 1997 9) John S. Lewis, Comet and Asteroid Impact Hazards on a Populated Earth, 200pp., 2000 10) 矢野創, あすてろいど, 1999. 35 2.1.6. 資源としての小天体 小天体は資源になるか？ 宇宙開発は, 地球外資源を全く利用しない形で進むには限界がある. つまり宇宙活動におい て必要となる様々な物資などは, 全て地球から運ぶよりも, 可能な限り現地で調達する方が望 ましい. 過去の宇宙開発においても, 既に太陽電池を用いて太陽光をエネルギーに変換したり, 惑星の大気を利用してブレーキをかけるなど, 宇宙の環境を利用する試みはなされているが, 今後もこの方針は発展していくと考えられる. 地球外の物質資源を積極的に利用する日が来る 事は, 宇宙開発が続いている限り間違いないであろう. 宇宙資源利用の最初の目的としては, 探査機に燃料を補給したり, 生命維持に必要な水や酸 素を生産する事が考えられる. 続いて地球の周回軌道や月, 火星に建造物を作るための物資を 供給することが現実的であろう. 更なる大規模な開発を考えたとしても, 地球の低軌道（LEO） に燃料や金属を持ってくる事が, 経済的効果の面から有望と考えられている 1). このような視 点から太陽系内の天体を眺めてみると, その長・短所は簡単に言えば以下のようになる： ・月 利点：地球からの距離が短い. 過去に詳しい研究がされている. 往復に新たな技術開発が 必要無い. 欠点：揮発成分に乏しい. Δv は地球より遥かに小さいと言っても, 月面から LEO への Δv は 3.0km/s と彗星や小惑星に比べるとはるかに大きい. その点で, 月資源を使 って深宇宙探査船を建造したり宇宙港にするという, 2004 年 1 月に発表されたブ ッシュ政権の新宇宙戦略には問題がある. ・彗星 利点：揮発性成分に富む. 小さいΔv で地球に帰還できる. 欠点： 現時点でコマ内部の彗星核の近接撮像に成功したのはハレー，ボレリー，Wild 第二彗星のみであり，その一般的描像については, 未知と言えるほど情報が少な い. 資源回収が困難と考えられる. 打ち上げウインドウが絞られる. ・小惑星 利点：Δv が小さい（多くの地球近傍小惑星から LEO までは 0.4km/s 以下）. 未分化な 物から分化した天体まで, 幅広い種類で多数存在するので, 様々な有用鉱物が期 待できる. 欠点：スペクトル種と実際の物質種の相関関係に関して, 立証が十分でない. 近地球小惑 星では打ち上げウインドウの間隔が長い（ただし同種の近地球小惑星を多数候補 に挙げておけば, 資源調達に関してはその制約は低減される）. 上に見るように, 資源利用という側面から考えると, 小惑星は非常に魅力的である. すなわ ち, 技術的・物理的に明らかな欠点が無く, 非常に有望な物質に富んでいると考えられる. 特に 月では確保が難しいとされる水や有機物が利用できる可能性が高い事は注目に値する. しかし ながら今まで十分に探査が行われていないために, 実利用に向けた本格的な検討を実施する事 ができない. そこで科学・実利用双方の目的を持たせた探査ミッションを通じて, 資源利用や燃 料の現地調達の可能性を探る事が期待される. さて, 地球外の資源が, いつの日か地球上で利用されるようになるのであろうか？この点に ついては, まず地球の物質資源量がどのように見積もられているかを考えておく必要がある. 地球に存在する資源を考えてみると, いわゆる「耐用年数」は例えば鉛や銀, 亜鉛が 20 数年の 36 耐用年数と試算されているので一見地球上で枯渇しているように見える 2)3). しかし可採埋蔵量 はより深い鉱脈を採掘する技術, あるいは品位の低い鉱石もコスト的に引きあうような処理技 術の開発など探鉱努力によって変化する. さらにリサイクルのシステムの整備により一度用い られた資源をかなり高い比率で回収して再利用できるようになる. この両者の相乗作用によっ て, 結果としての耐用年数も変わることになる. これが地球資源の「耐用年数」が何年経っても それほど変化しない理由である. このことを考えると, 地球上で地球外資源を利用する日はか なり未来になると考えざるを得ないしかしエネルギーについては物質資源と様相が異なると主 張する研究者もいる 4）5). よっていかに期待の持てる小惑星資源といえども, 地球に持ち帰って 利用する事は当面考える必要は無く, 今後の検討は主に宇宙空間でのその場利用・補給に絞っ て行うべきである. 従来考えられてきた利用方法 先に述べたように, 宇宙資源としてまず確保すべき物質は, 水を中心とした揮発性物質であ る. 例えば水があれば, これは生命維持に用いることが出来るだけでなく, 電気分解などで水 と酸素に分離しておけば, 液酸液水モーターの燃料として利用することも出来る. 現在の惑星物質に関する知識で考えれば, 最も安く揮発性物質を手に入れる方法は, 炭素質 コンドライト（いわゆる CI, CM タイプのような層状珪酸塩鉱物を含むもの）的な小惑星の物 質を加熱等で分解して水等を抽出するという手法である 6). この場合, 水は泥質の鉱物に含ま れていると考えられるが, 泥質の鉱物や水の氷は, 弱い加熱（250−300℃）によって酸素を抽出 する事ができる. これは例えば月面でイルメナイトを使って酸素を抽出（1000 度程度に加熱す る必要がある 7）するよりも遥かに低エネルギーで済む. また液体の水は電気分解する事で水素 の抽出が可能であり, ロケットの推進剤として利用できる. 他に窒化物を利用して, 窒素ガス（生命維持, 肥料）やメタンガス（推進剤）として利用する 事も考えられている. また, エンスタタイトコンドライトに似た小惑星物質の硫化物を利用し て, Mn, Cr, Ti (, V, Zr, Mo)などの抽出も考えられている. さらに, 金属も取り出す事が可能で, 特に鉄とニッケルは比較的簡単に選別する事ができるといわれている. 実際には採掘に際して, 未加工の表土が固結しているのか分離しているのかなどといった問題点は多いが, 数値モデル を用いた検討 8)や模擬物質を利用した検討, 隕石の熱分解を通じた分析 9)などによって理解が 進む事が期待される. 最後に, 酸化物から元素を抽出する事を考えると, 酸素, 鉄, アルミニウム, チタン, マグネ シウム, シリコンなど表層を形成している酸化物の構成元素は多種多様にわたる. しかしこの 場合は結晶格子を壊して必要な元素を抽出する必要がありこれはエネルギー的に損である（い わゆる「鉱物学的障壁」10）. 例えばレゴリスを完全に溶融して電気分解する事を考えると, 1g の酸素を抽出する為に 3 万カロリーのエネルギーが必要になってしまう! 問題点と超えるべき技術的困難 隕石・宇宙塵と小惑星の関連が次第に明らかになりつつあり, 隕石・宇宙塵を用いた物質科 学的研究から資源利用への具体的な検討が始められている. ただし資源利用には対象天体の組 成とその埋蔵量（地質学的分布の規模）の見積もりが必要不可欠である. 現状では地上観測と 探査機による散発的な地上観測に限られている. これらは組成の推定につながる情報をもたら す為に非常に重要であるが, 例えば表層の岩石が比較的固結しているのか分離しているのかを 区別できないなど, 具体的な採掘・選鉱方法を議論する上で必要な情報を得る事は難しい. さて, メインベルト小惑星は, 太陽からの距離によりタイプ別の存在率が異なると考えられ ている. 資源として有望な揮発性成分が多いと思われる小惑星（C 型やそのサブタイプ）は太 陽から遠い側になり, 地球から遠くなってしまう. 不揮発性の酸化物なら月の方が安定して供 37 給できることを考えると, 少ない燃料で到達可能という利点がある地球近傍小惑星に関するよ り深い知識が望まれる. これらは太陽にも近いため, 太陽電池等で宇宙機に電力供給が可能で あるという利点も存在するが, 技術的には月へ行くより接近・着陸は困難であると考えられて おり, 高い誘導制御技術が求められていた. しかし, 近年ようやく NEAR シューメイカーやは やぶさ探査機の運用によって, そうした基盤技術が整いつつあり, ポストはやぶさ時代の小天 体探査では, 例えば C 型 NEO の格的な資源探索が可能になると期待される. まとめ 宇宙に既に存在する物質を利用するという考え方は, 地球から同じ物を運ぶ事を考えると, はるかに大きな可能性を秘めている. 将来の近地球における宇宙活動は月や小惑星の物質資源 で支えられるだろう. 特に揮発性成分は小惑星に頼る可能性が高い. しかしながら, 将来の利 用を考える上で不可欠となる基本的な知識がまだ得られていない. 例えば地球近傍小惑星のタ イプ別の存在度は, 未だ分からないことが多いし, 組成の多様性があるかどうかを地上観測や 軌道進化の視点などからも検証していく必要がある. これらは資源的目的だけでなく太陽系の 小天体に関する科学的知識を得るうえでも重要な研究テーマである. 小惑星探査ミッションを 出来る限りシリーズ化し, 可能な限り多くのサンプルリターンを実施することでこの問題を解 くことが今後の大きな課題である. (参考文献) 1) Cutler, A. H., and Hughes, M. L., Transportation economics of extraterrestrial resource utilization, in Space Manufacturing 5: Engineering with Lunar and Asteroidal Materials, Eds. B. Faughnan and G. Maryniak, 233-244, 1985. 2) 西山孝,資源経済学のすすめー世界の鉱物資源を考える, 188pp., 中央公論社, 1993. 3) Minerals Yearbook, U.S. Geological Survey Minerals Information, 1999. 4) Glaser, P. E., Power from the Sun: its Future, science, 162, 857-866, 1968. 5) Duncan, R., Fossil fuel prospects for the twenty-first century, in Solar Power Satellites, P. E/ Glaser, F. P. Davidson, and K. I. Csigi eds., John Wiley & Sons., 87-101, 1998 6) Nichols, Volatile products from carbonaceous asteroids, in Resources of near-earth space, 543-568, 1993. 7) Lewis, J. 1987 8 )Bose, K. and Ganguly, J., Kinetics of volatile extraction from carbonaceous chondrites: Dehydration of talc, Resources of Near Earth Space: Proc. Second Annual Symp. UA/NASA SERC. Tucson, Ariz., Abstract book, p. 13, 1991. 9) Levy, R. L., Wolf, C. J., Grayson, M., Gilbert, L., Updegrove, W. S., Zlatkis, A., and Oro, J., Organic analysis of the Pueblito de Allende meteorite, Nature, 227, 148-150, 1970. 10) Lewis, J.S., Mining the Sky, Addision Wiley Pub., 1996. 38 2.1.7. 小天体探査のロードマップ 日本の太陽系科学探査戦略における小天体の位置付け 現在のJAXA/ISASが掲げる科学衛星将来計画における「太陽系科学探査の中長期的目標」は, （1） （2） （3） （4） 太陽系の起源・進化 惑星の多様性 生命の起源 磁気圏の統一的理解 の四項目である. その中の（1）―（3）は, 「始原天体（小惑星, 彗星, EKBOなど） 」における 分化・未分化状態の理解, 隕石・宇宙塵試料との相関, 生命前駆物質の生成・進化を探ることと 密接な関わりがある. さらに, JAXA/ISAS固体惑星科学研究系の二大戦略は, （1） 月・惑星の内部構造探査 （2） 原始太陽系の化石としての始原天体探査 である. 従ってJAXA/ISASが, 「工学試験ミッション」で初の小惑星サンプルリターンを試みる はやぶさ以降も, 小天体探査計画を継続・発展させていくことは, その太陽系探査の科学目標と 戦略の双方から期待されている. しかしながら, 現代日本の小天体探査の予算と機会は, 10年に1回程度である. つまり残念な がら, 興味ある科学目標全てを網羅することはできないし, また一つの科学目標の達成に何十 年もかけていられない. さらに, 月や火星などの探査とは違い, 太陽系の創世から地球型惑星 や木星型惑星ができるまでの様々なエポックメイキングな出来事（例えば, 原始太陽系星雲の 形成, ダスト成長, 重力不安定による微惑星の誕生, 衝突による原始惑星の集積・破壊, 熱的分 化の開始など）のどの時代を調べるかによって, 探査すべき小天体は異なる. そうした理由から, 次期小天体探査ミッションを「理学探査ミッション」 （Table 2-1）として具体的に検討するには, まず「始原天体探査ロードマップ」 （Fig. 2-8）を策定し, 欧米の後追いではなく, かつ独自・相 補的な科学目標の達成を目指した探査対象を絞りこむことが不可欠である. Fig. 2-8 太陽系小天体探査ロードマップと，欧米，MEF，I ソーラーセイルの探査検討案 39 Table 2-1 日本の小天体探査ミッション：はやぶさ vs. ポスト はやぶさ はやぶさ 工学試験ミッション 工学的に行ける小惑星に行く 世界初小惑星SR(サンプルリターン) 新規探査技術の「障害物競走」 裏番組は月・火星 トップダウン式決定 ポスト-はやぶさ 理学探査ミッション 科学的に行きたい小惑星に行く 太陽風, 彗星, 小惑星らの初SR以後 はやぶさで実証された技術の継承・発展 裏番組は彗星・ISS ボトムアップ式提案 現在・未来の小天体探査のトレンド 小惑星と彗星は, 太陽系形成時の情報を現在まで保存している「化石」と考えられている. 小 惑星実データの取得は長らく地上観測に限られていたが, 1990 年代になると目的の惑星へ向か うクルージングフェーズで小惑星の近傍を通過する（フライバイ）機会や, NASA のディスカバ リークラスのミッションで小天体専用の探査機が次々と準備されるようになった. 例えば木星に向かうガリレオ 探査機が, 1992 年には Gaspra に, 1993 年には Ida およびその衛 星 Dactyl に接近し, それぞれの画像データを地球に送ってきた. その結果, いずれもスペクト ル型は S 型で平均密度は 2.5 g/cm3 程度, Gaspra の平均半径は 6.1 km, Ida の最大径は 55∼56 km 程度であることが解明された. また, 両者とも数十 m もの厚いレゴリス層と固有磁場を持って いるかもしれないこという報告もなされた. 特にレゴリス層の発見は, 捕獲された小惑星と考 えられる火星衛星 Phobos と Deimos にも共通した現象である. 従来は表面重力が微小な小惑星 には, レゴリス層は形成できないという理論が支配的であったが, 小惑星の内部構造（rubble pile 構造）と平均密度に関する考察とともに, 急ピッチで見直されている. 一方, ディスカバリークラスとは, 公募型の太陽系探査計画であり, 開発期間, 総費用, 打ち 上げロケットなどに厳しい制限を設けることで, 従来の大型探査機に較べて, より速く, より 安く, より科学目的を絞ったミッションを実現している. 結果として, 地球に近い天体への探 査の数が増加した. 1996 年には, その第一段として NEAR シューメイカー探査機が, Eros に向け て打ち上げられた. NEAR シューメイカーは, 1997 年に C 型小惑星 Mathilde にフライバイして可 視分光マッピングを行い, その表面に水質変成鉱物の兆しがないことを示した. 2000 年 2 月 14 日に目標天体 Eros に無事ランデブーし, 探査機は 1 年間にわたって, 小惑星表面の観測データ を収集し続けた. ディスカバリークラスの小天体探査には他にも, 以下のミッションが控えている. （1） 1999 年 2 月に打ち上げられ, Wild 第二彗星起源の塵を採集して 2006 年に地球へ持ち帰 るスターダスト探査機 （2） 2002 年から 6 年間で 3 つの短周期彗星をフライバイする CONTOUR (Comet Nucleus Tour)探査機（軌道修正時に分裂, 失敗） （3） 2005 年の米国独立記念日に彗星核へ 300kg の銅製の衝突子機を秒速 10 km で撃ち込み, 衝突発光を探査機及び地球から観測するディープインパクト探査機 （4） 2010~11 年でメインベルト小惑星 Vesta へ, 2014~15 年で最大の小惑星 Ceres へランデブ ー観測を行うドーン探査機 また近々新しいディスカバリー計画案の公募が始まる. その際に小天体探査で提案が検討さ れているものに, 複数のスペクトル未知 NEO にランデブーしサンプルリターンを狙う「ヘラ」 （提案者：アーカンソー大学 Derek Sears）と小惑星の内部構造探査を目指す「ディープ・イン 40 テリア」 （提案者：カリフォルニア大学サンタバーバラ校 Erik Asphaug）などがある．なお ESA が 2004 年 2 月に打ち上げ予定のロゼッタ探査機は, 10 年後にコマが形成される前の Churyumov-Gerasimenko 彗星核にランデブーする. そして日心距離の変化と共に彗星の表面活 動の変遷を観察する（表 2-2, Yano, 1999）.さらに 2004 年 2 月にフェーズ A 検討が締め切られ る米 New Frontiers 計画の 4 個の最終検討案の一つには「彗星核サンプルリターン」が含まれて いるし，英国では火星衛星 Phobos・Deimos の探査案が検討中である．これらは全て，ポスト はやぶさミッションと同様に，2000 年代後半から 2010 年代初頭の打上げ・運用が想定されて いる．このように, 少なくとも今後 10 年間, 太陽系探査における小天体ミッションの比重が大 きくなることは明らかである. これらの科学的成功のためにも, 個々の探査対象天体の物理観 測は今まで以上に重要になってきている. 41 Table 2-2 年 1996 1997 1998 1999 2000 2001 2002 2003 2004 2005 2006 2007 2010 2011 2014 2015 1996-2015 年の 20 年間に運用・予定されている既存の小天体探査 （2004 年現在. (Yano(1999)より改訂) 主な出来事 • NEAR 打ち上げ(~2000) • NEAR, Mathilde にフライバイ • マーズ・グローバル・サーベイヤ−が火星衛星 Phobos に接近 • ガリレオ探査機, 木星の小型・内側衛星 (Metis, Adrastea, Amalthea, Thebe)を撮影 • NEAR , Eros にフライバイ • スターダスト打ち上げ(~2006) • ディープスペース-1, Braille をフライバイ撮像 • NEAR シューメイカー(改称), Eros にランデブー・その場観測 •スターダスト, 星間塵の採集を開始 • ディープスペース-1, Borrelly 彗星をフライバイ撮像 • ジェネシス打ち上げ, 太陽・地球 L1 点で太陽風の採取開始(~2004) • NEAR シューメイカー, Eros の近接撮像後に衝突「着陸」 • CONTOUR 打ち上げ （軌道修正時に失敗） • スターダスト, Anne Frank をフライバイ撮像 • MUSES-C 打ち上げ, 「はやぶさ」と改名 ( 2007) • マーズ・エクスプレス，火星衛星 Phobos の多数回フライバイ観測 • スターダスト, Wild 第二彗星にフライバイ. 彗星核の撮像と彗星塵の採集. • ロゼッタ打ち上げ(~2014) • はやぶさ地球スイングバイ • ジェネシス, 太陽風粒子を地球に持ち帰る • ディープインパクト, 打ち上げ（~2005） • はやぶさ, (25143)Itokawa に到着. 全球観測後に表面試料の採集. • ディープインパクト, Tempel 第一彗星にフライバイ, 衝突発光観測. • スターダスト, 彗星塵試料を地球に持ち帰る • ドーン, Vesta＆Ceres に向けて打上げ(~2015) • ニューホライズンズ, 冥王星・カイパーベルトへ向けて打ち上げ（~2016） • はやぶさ, 小惑星表面試料を地球に持ち帰る • ニューホライズンズ, 木星スイングバイ. • ドーン, Vesta にランデブーし, 全球観測. • ドーン, Vesta を離れ, Ceres へ移動開始. • ロゼッタ, Churyumov-Gerasimenko 彗星にランデブー, ランダは核に着陸 • ドーン, Ceres にランデブーし, 全球観測. • ドーン,Ceres の全球観測終了. • ニューホライズンズ, 冥王星と衛星キロンをフライバイ観測.その後もカイパ ーベルトフライバイを目指してミッション継続. 42 2.2. 観測手法毎の探査内容・意義 小天体を探査する手法としては, 主に以下の 4 つの手法が考えられる. ・地上（地球周回を含む）からの遠隔観測 ・隕石および宇宙塵の分析 ・探査―その場計測（フライバイ・ランデブー・着陸） ・ ―サンプルリターン 地上観測は, これまでもっとも長く行われてきた手法であり, すでに多種多様なデータが蓄 積されている. 地上観測によって入手できる情報は, 以下のようなものがある. ①小天体のもつ軌道要素→その起源に関して情報を与える ②位相角による光度変化, 偏光観測→表面状態に関する情報を与える ③時間による光度変化→自転軸の向き, 自転周期, 3 軸比に関する情報を与える ④スペクトル→表面を構成する物質に関する情報を与える ⑤掩蔽→小惑星の形状に関する情報を与える ⑥レーダー観測→全体形状に関する情報を与える 等. 地上観測は, 長期に渡り様々な情報を与えてくれるが, しかしそれらは限界も持つ. ①に関 しては, 小天体をある程度分類付けることを可能にはするが, そこからは直接の意味をくみ取 ることは難しい. ②は, これは表面物質の持つ様々な条件（粒度・空隙率・粉体の形状・温度等） に左右されるため, 一意に表面状態を決定することは出来ない. ③は小天体の概略に関して情 報を与えてくれるが, そこからだけでは科学的な意味をくみ出すことは難しい. ④はかなり重 要な情報であるが, 小天体の表面は宇宙風化作用により, 地上で観測を行う場合とは異なるス ペクトルの傾向を示すことがわかっていることに加えて, 表面の様々な条件によってもスペク トルが変化するため, 実際の物質との比較検証を行って補正をおこなわないと確定的なことは 言えない. ⑤に関しては小天体の一断面に関する情報は与えてくれるが全体形状に関しては情 報を与えてくれず, ⑥に関しては地球に極めて接近した小天体に関してのみ観測が可能である. このように, 地上観測のみのデータ解析ではそれぞれ様々な制約を持つが, しかしこれらを 探査機による観測と組み合わせて考えると, かなり重要な意味づけを行うことが出来る事がわ かる. これは隕石宇宙塵の地上に於ける分析でも同様であり, これらの分析結果は探査機のも たらす情報と組み合わせることにより, 格段と高い意味づけを行うことが可能である. 一方, 探査機による直接探査・サンプルリターンも完全ではない. 一番大きな問題点は, すべての天体 へ探査機を送ることは実際問題として, 現状ではかなり長期を要するという点である. これら のことから, 現状でベストと言える探査手法は, これら4 つの探査手法をうまく組み合わせ, 相 互補完を行う事であると考えられる. このような視点から, 本節では地上観測, 現地観測, 地上 での物質分析, そしてそれらの手法を混合させた手法に関する詳細を述べる. 43 2.2.1. ＜地上観測＞望遠鏡による観測 望遠鏡観測の科学的意義 小天体探査における地上支援観測は, その場計測, 回収試料分析などと並ぶ, 計画成功のた めの柱の一つである. ミッションの工学的実現性を評価したり, 科学的意義を高めるには, 小 天体の物理観測や軌道のフォローアップは不可欠であり, 近年増加している地方天文台での中 型クラスの望遠鏡はここに大きく貢献できる. 公開天文台が地上観測の中心となってミッショ ンに積極的に参加することは, 日本独自の小天体の物理観測データベースを構築することにも 繋がり, 学界からも歓迎されるだろう. また天文台側も, 宇宙教育・広報のための豊かな情報に 直接アクセスできる. また, すばるを初めとする国内, 国外の大型望遠鏡を使った観測も同時 に探査にとっては必要不可欠である. 本章ではこれら地上観測の科学的重要性に関して述べる. 当然のことながら, やみくもに探査機をとばしても偶然小惑星の側を通過するということは, ありえない. その為, なによりもまず地上観測で小惑星を発見しその軌道を確定することが探 査へ向けての最初の一歩ということになる. 次に小惑星の大きさを知ることが重要な観測項目である. NEAR のように周回する場合, あ るいははやぶさのようにタッチダウンする場合にも, その小惑星の質量を知らないことには, 軌道の設計も必要な燃料量の見積りも不可能である. 地上観測で得られる小惑星の可視での明るさの情報は, 太陽光を反射している部分の面積 (∼小惑星のサイズ)と反射率の積に比例しているにすぎず, 可視光観測だけでは「小さくて反射 率の高い小惑星」 と 「大きくて反射率の低い小惑星」を区別することができない. しかし, 小 惑星が反射しなかった光のエネルギーは, いったん小惑星に吸収されやがて熱放射の形で小惑 星表面から放出さる. その為, 「小さくて反射率の高い小惑星」 よりも「大きくて反射率の低 い小惑星」方が, ずっと大きな赤外線熱放射を出すことになる. この為, 熱赤外線の観測と可視 の観測（関口等が実施）を合わせることにより, 大きさと反射率のふたつの未知数に対してふ たつの条件が課せられ, 解を得ることができる. この時大きさと一緒に反射率が判明するが, この情報は探査機に搭載される観測装置のゲインを決定する上で非常に重要となる. たとえば CCD カメラであればできるだけ S/N 比が高く, かつ飽和しないようにゲインを決定することが 可能となる. 小惑星の 形・自転周期・自転軸方向も, 地上観測に期待される重要な観測項目で ある. 小惑星は普通球形ではなく数時間程度の周期で自転している. その為, 太陽に照らされ ている部分の面積が変化し, 明るさは自転周期に同調して変化する. これにより小惑星の自転 周期, 自転軸方向, 3 軸比を計算する事が出来る. 地上でスペクトル観測を行うことは, 探査機による対象天体を決定する上でも重要な観測項 目である. 地上観測によって得られた小惑星のスペクトルをいん石などと比較することでその 小惑星がどんな物質で作られているかを推測することができ, 探査機をどの小惑星に飛ばすべ きかを決定することが出来る. スペクトル観測には様々な電磁波が用いられる. 以下にこれら バンドの分類と, それぞれにおける観測項目をまとめる. ・可視光線 我々の目で見える電磁波だが天体観測では紫外線領域の U バンド, 赤外線領域の I バン ドも含める事が多い. 大まかには 0.3--1 ミクロン位. U(UV), B(Blue), V(Visible), R(Red), I(Infrared)のバンドに分けられる. 近赤外線より長波長側では地球大気中の水蒸気などによる電磁波の吸収が少ない「大気の 窓」で, バンド名で"普通は"定義される. ・近赤外線 可視より長波長側. I バンドを含めたり含めたかったり. また L と M は近赤, 中間赤外ど 44 ちらに含めてもいいと思う. J(1.2μm 辺りの大気の窓域), H(1.65μm 辺りの大気の窓域), K(2.2μm 辺りの大気の窓域), L(3.5μm 辺りの大気の窓域) ・中間赤外 太陽系では, 太陽以外のものが熱放射する波長 M(5μm 辺りの大気の窓域), N(10μm 辺 りの大気の窓域), Q(20μm 辺りの大気の窓域) 小天体探査における地方天文台支援観測の役割 月や火星のように地球から近く, またこれまでに様々な視点で調べられた太陽系天体では, 探査機を送るためにもはや新しい物理観測を必要としない. 一方, 小天体探査において地上観 測で得られるデータは, 小天体ミッションの立案段階でも, 決定的な役割を果たす. つまり, 目 標天体の選定前には, それぞれの候補天体に対して （1） 軌道要素 （2） 大きさ, 形状, 自転周期, 自転軸の傾きの有無（光度変化） （3） 表面状態, 表面材料（スペクトル型） などの物理観測を行う. さらにそれらの結果から, その天体を探査すれば期待できる科学的成 果を予測する. また軌道要素やアルベドは, 探査機の燃料他の重量や熱設計, 軌道・運用・通信 計画, サンプルリターンの可否・手段など, 工学的な要素にも直接反映する. また地上観測は, (1) (2) (3) 天体にフライバイまたはランデブーする際のその場計測 サンプルリターンによる回収試料の鉱物学的分析 実験室内の表面状態の模擬・再現実験 と並んで, ミッションを科学的に成功させるため大きな柱の一つでもある（Table 2-31））. 45 小天体探査における科学計測項目(Yano, et al. (2000)xvi より改訂) Table 2-3 地上観測 スペクトル型 （表面状態, 材料） アルベド 光度曲線（形状） サイズ 軌道要素 自転周期 など. フライバイ・その場計測 形状 より精密なサイズ 重力･質量（フライバイ時の探査機軌道 のずれ） バルク密度（Rubble Pile 構造） 高分解能表面スペクトル（同一型内の バラエティ, 同一天体上のローカルな 違い） レゴリス層の確認 宇宙風化作用の確認 残留磁場 歳差運動 自転軸の傾き 付随微粒子のフラックス 付随衛星や微小族天体の発見とその軌 道要素の測定 など. サンプルリターン 隕石試料との相関 スペクトル型との相関 小惑星上の水質変成度, 有機 物の進化度 衝突破壊の年代決定 など. Fig. 2-10 Itokawa 予測形状 2) Fig 2-9 Itokawa ライトカーブ 2) はやぶさ探査機は, 実際の探査対象を Nereus や 1989ML から Itokawa へ変更した. 2001 年ま での観測好機に得られた地上観測データによると, その自転周期は約 12 時間, 大きさは 600× 300× 200 m 程度の楕円球であることが分かった 2)（Fig.2-9, 10）. また, 多色測光とアルベド測 定によるスペクトル型の分類では S 型ながら他の大きな同型よりも明るく, そのアナログ隕石 は LL 普通コンドライトが弱く宇宙風化を受けているものと解釈されている. ただし, 地上観測 のスペクトルは天体表層の数ミリの深さ部分を観察しているにすぎないこと, また小惑星全表 46 面からのスペクトルの重ね合わせを点光源として見ていることなどを考えると, これとバルク 物質との対応は, 実は非常に不確かなものであることに注意する必要がある. また表面重力は 10-4,-5 G 程度となる. これほどの微小重力下では, レゴリスを重力のみでは保持しにくいと考え られるが, 少なくとも直径 20-30km 程度の S 型小惑星 Eros には十分な量のレゴリスが存在した. Itokawa のサイズにおけるレゴリス存在の有無や厚さ, 組成・粒径などの分布は, 正にはやぶさ とそれに続く小惑星探査で明らかにされるべき重要な課題である. 小惑星族の探査・サンプル リターン以外にも, Table 2-4 のような小天体探査の候補例が挙げられる. それぞれの候補天体 の科学的価値を評価するためには, それらの信頼できる量と質のデータに裏付けられた物理観 測が重要である. このように, 現在および近い将来の小天体探査の科学的意義を高めるため, また工学的に成 立するミッションを検討する際の実データを提供するためには, 軌道が決まった小天体をフォ ローアップして, 物理観測（測光, 分光・偏光）のデータベースを構築する事が必要なのは明ら かである. 幸い過去数年間, 各国のスペースガード観測（NEAT，LINEAR 等）によって, より 暗い小天体が以前に増して検出されてきており, その中には Table 2-4 に掲げたような科学探査 に適した候補天体も多くいるに違いない. ところが, 現在世界各国の大型のプロ用光学望遠鏡・天文台による太陽系天体の観測は, EKBO など外縁部の暗い新天体の発見に人気が集中している. また, 内惑星領域の探査天体の フォローアップや物理観測を提案しても, オーバースペックであることが多い. そのため, 短 い観測時間すら確保するのが困難である. 実際, 1999 年の観測好機に 1989ML の物理観測を世界 各地の望遠鏡に提案したが, アルベド絶対値の決定ができるほど広域（複数）の波長帯の分光 観測や, 自転周期をカバーできる光度変化を求めるのに十分な測光観測などの観測時間は採択 されなかった. 一方, アマチュアの, いわゆる「小天体ハンター」諸氏の動機の多くは, 科学よ りも新天体発見による命名権などにあるため, そうした「報酬」のない, 軌道決定以上のフォロ ーアップや物理観測に興味のある方は少ないようである. さらに分光測定などを行うには, あ る程度集光能力を持った望遠鏡が必要であり, 多くのアマチュアのスペックでは手に余る. こうした状況にも拘わらず, JAXA/ISAS には独自に常時候補天体の物理観測データベースを 構築していく予算とマンパワーが, 残念ながら存在しない. 相模原キャンパスの共同利用望遠 鏡も検出器の再整備と可視シーイングの貧しさという問題を抱えており, 今すぐは解決策でき ない. このジレンマを打開できる位置にいるのが, （1）150cm 級など, 海外のプロの中型望遠 鏡にも負けない高 S/N スペックを持ちながらも, （2）光度変化の長期観測を含む比較的「地味」 なフォローアップ観測に観測時間を, プロの天文台よりもフレキシブルに確保できるという特 質を持つ, 近年増加している地方天文台での中型クラスの望遠鏡である. 地方自治体が持つ公開天文台が, 研究所, 大学, 企業と同列の主要メンバーとして, 国家・国 際プロジェクトである惑星探査に計画当初から, 地上観測という小天体ミッションに不可欠な 柱の一本を担うことを妨げる理由は何もない. むしろ堂々と貢献して頂けば, 学界から大いに 歓迎されるだろう. また公共の教育啓蒙機関としては, 探査計画へ参加することで, その進捗 状況や宇宙教育に関する情報をリアルタイムで展示・紹介でき, メリットも高いのではないだ ろうか. 一方の JAXA/ISAS など探査の実施機関にとっては, 外国に頼らない独自の候補天体デ ータベースを作成したり, 観測好機を逃さずに物理データを集められる天文台との協力体制が 国内に確立できれば, より柔軟で魅力ある探査計画が立案できるようになる. これは両者に利 益がある, 新しい共生のカタチではないだろうか？具体的には, Table 2-5 のような観測テーマが 想定できるだろう. 47 Table 2-4 小天体の種類 スペクトル型にバ ラエティのある族 小惑星 始原的な族小惑星 他の次世代小天体探査の候補例 (Yano, et al. (2000)より改訂) 探査候補天体 Eos 族 （M, S, EMP 型） ＊Flora 族 Themis 族 (C 型) Nysa・Hertha 族 (E, M, F 型) 科学目標 分化した原始惑星の 内部構造の理解 注意点 ＊ Eos(a=3.1AU), Flora （a=2.2AU, 高アルベド） 共に, 軌道傾斜角が高い 小惑星表面での水質 ＊Themis（a >3AU）, 変成の度合い（Themis Nysa(a= 2.4AU, sin i＝ 族） 0.05). Nysa 族は, 平坦な 水と有機物の起源 分光型に対し, 様々なア ルベド値を持つ. 既知の隕石と関連 Vesta と Vestoids 小惑星 Vesta –HED エコンド Vesta 最大のクレータは Hebe があると思われて ライト起源説の決着 ハッブル宇宙望遠鏡で いる小惑星 （ぺネトレータが不 観測されている. 要な分化天体の内部 過去に何度もミッショ 探査） ン提案されたが, 実現し ＊Hebe–H コンドライ ていない. 軌道傾斜角が ト起源説の決着 高い. 4015 Wilson-Harrington 「枯渇した彗星核」 彗星と小惑星の違い サンプルリターンには, （彗星） としての近地球型 とは何か？ 厳しい「宇宙検疫」が適 小天体 （ 「彗星-小 3200 Pheathon 彗星起源隕石の発見 応. 2201 Oljato 惑星遷移天体」 ） ふたご座流星群の母 Wilson-Harrington のサン 1992LC 天体としての プルリターンも現在検 ＊1995 QU3 など. Pheathon 討されている. 近地球型小惑星マ 多くの近地球型小惑星 隕石と近地球型小惑 はやぶさの既存技術で ルチフライバイに の組み合わせが可能 星のリンク 成立. 新規性なし. よる博物学 1989ML とは異なる 2000 年代後半までに, 1 スペクトル型を一つ ダースほどの近地球型 ずつ訪問して継続研 小惑星は, すでに探査機 究(S-, M-, E 型など. ) がフライバイしている. 対応する隕石のな 1996PW (D 型) これらのスペクトル サンプルリターンには, い, P, D 型小惑星 ＊Verita 族 (D, C 型) 型に対応する隕石は 厳しい「宇宙検疫」が適 発見されていない. 応. 多くはメインベルトの 外側にあるため, 行きに くい. 幾つか近地球型に 例外あり. 48 Table 2-5 中型望遠鏡を有する公開天文台が貢献できる小天体探査の支援地上観測の具体例 観測テーマ 観測内容 現存の小天体探査の 2004 年の Itokawa の観測好機に, 章動を考慮した形状が決定でき 候補天体の物理観測 る長さの観測夜を確保した測光観測. スペクトル型を決めるアル ベド値の決定や近赤外波長域を含む分光観測. Itokawa の特殊・一般性を判断するための, 比較的小さな近地球型 小惑星の可視・赤外線観測. （スペースガードで見つかる新天体を 物理計測でフォローアップ） 新小天体探査計画立 ポスト はやぶさの小天体探査（例：小惑星族, 枯渇した彗星核） 案のための, 独自の の, 探査天体の物理観測を, 国内の中心となって実施. 物理観測データベー 当然ながら小惑星の数は多く, 一個の小惑星から試料を持ち帰る スの構築 だけで, 基本的な問題を全て解くとはできない. しかしスペクトル （小惑星の形状とア 型が詳しく分類された現在では, ground truth を掴むための少数の小 ル ベ ド マ ッ プ の 作 惑星探査によって小惑星全体の傾向について把握できる. 成） 群馬天文台では, 具体的に以下の観測を組み合わせる. これらの観 測とコンピュータモデルを組み合わせ, 第一次近似的な小惑星の 形とアルベド地図を求める. 60 cm 望遠鏡による測光観測で, 光度曲線を導く. 150 cm 望遠鏡による偏光・分光観測で, 表面反射特性の非一様性を 求める. 当初は既に探査機が訪問した Ida, Mathilde, Gaspra, Eros などの小惑 星について, 各形状とアルベドを再現できる解析手順を確立する. 一度これが可能になると, その後はそれらを較正データとして, 探 査機を飛ばす以前に小惑星の形やアルベドがある精度で得られる ようになる. Astro-F による小惑星 次期赤外線望遠鏡 Astro-F の観測機器 IRIS/IRC/MIR を使って小惑星 の熱輻射フラックス の熱輻射を求めるには, いびつでない（球形に近い）小惑星で較正 観測の支援 を行う必要がある. 過去の光度変化データから絞られた（△H<0.06 mag.）較正天体候 補について, 可視で確認観測を行う. 小天体探査における地上観測は, その場計測, 回収試料分析, 実験室内の表面状態の模擬・再 現実験と並ぶ, 計画を成功させるための柱の一つである. 特に現存あるいは近い将来の小天体 探査ミッションの工学的実現性を評価したり, 科学的意義を高めるためには, 小天体の物理観 測や軌道のフォローアップ観測は不可欠だが, それぞれ異なる理由でプロ, アマの天文学者が あまり人気がない. 中型望遠鏡を有するの公開天文台はここに大きく貢献できる. 地方自治体 の研究施設が全国の研究所, 大学, 企業と同列に, 初期段階から地上観測の中心となってミッ ションに積極的に参加することは, 日本独自の小天体の物理観測データベースを構築すること にも繋がり, ミッションの実施機関や学界からも歓迎されるだろう. またそうすることによっ て, 公開天文台も宇宙教育・広報のための豊かな情報ソースに直接アクセスできるようになる. 両者のこうした新しい共生のカタチを, 今後模索していくことが求められる. （参考文献） 1) H. Yano, et al. , ぐんま天文台シンポジウム講演集, 2000 2) D. Tholen 1999 3) R. Binzel 1999 49 大型望遠鏡の役割―すばる望遠鏡によるミッションターゲット観測を例に― 地上大型望遠鏡は, 一般の観測者向けに観測時間の割り当てを行っている. 一般の観測者は 観測計画を立案し, これら地上大型望遠鏡の管理主体に, 決められた期間に決められた書式で プロポーサルを提出することにより, これら地上望遠鏡を利用することが出来る. 観測プロポーザルでは Feasibility と呼ばれ, 観測の実現性についての記述が必須となる(Table 2-6). とりわけ我々の観測対象は天文観測では特異な「移動天体」であるため, 天球上の天体の 位置が重要となる. 海外の大型地上望遠鏡へプロポーサルを提出することも可能であるが, 日 本でもNAO 岡山天体物理観測所, 東京大学木曽観測所, NAO 野辺山宇宙電波観測所それとハワ イ観測所のすばる等が利用可能である. すばる意外の望遠鏡に関しては, Table 2-7 にその主要 観測機器と特徴をまとめる. Table 2-6 観測実現性に関する検討項目 項目 説明 天 体 の 天 球 上 太陽離角 での位置 観測天体は太陽からある程度は離れている必要がある. 電波のように波長が長い電磁波の観測を除いて, 昼に観 測を行う事は不可能. つまり天体が太陽に近ければ, 地 上からは観測できない 観測天体が天の川の中では不可能ではないが観測が困難 である. 天体が銀河の中にあると周りの星がノイズの一 部となり S/N(シグナルとノイズの比)が稼げないことが 原因. 観測天体が月に近い, あるいは満月の夜の測光観測は困 難. 月に近ければバックグランドノイズが異常に大きく なるし, 満月ならば可視の測光を行うにはほんとに明る いものに限られてしまうから. 観測天体自身の明るさが十分に必要. これは一般の天体 観測(太陽系以外)の Feasibility に相当する. 銀河面との関係 月離角, 月齢 天体の明るさ Table 2-7 観測実現性に関する検討項目 観測所名 主要観測機器 内容 東 京 大 学 2KCCD -- 可 可視の撮像からは大きさの目安である絶対等級の導出, 自転周期 木曽観測所 視撮像 の取得ができる. 48 分角という稀に見ぬ広視野を持つこの装置は どんなに早い NEA でも追いかけるのはたやすい. 2001 年 3 月に行 われた JAXA/ISAS（安部）のはやぶさミッションターゲット Itokawa の撮像観測でも近地点付近のもっとも早い移動速度での 観測に威力を発揮している. 国立天文台 偏光分光 岡山天体物 理観測所 国立天文台 ガス輝線, 野辺山宇宙 熱放射観測 電波観測所 近赤分光器は明るい天体なら物質特定に迫れるかもしれないが, あまり現実ではない. ここでは偏光装置が小惑星の観測に適用で きる可能性がある. 小惑星の表面情報を得る偏光観測は神戸大の グループが堂平観測所にて精力的に行って来たが, 最近堂平観測 所は閉鎖になったため国内では岡山でのみ可能である. 明るい彗星なら CO 分子の輝線観測が可能である. また, 意外と知 られていないのがミリ波による小惑星, 彗星の熱放射観測である. 長谷川（アステック）らは Tempel・Tuttle 彗星, Giacobini・Zinner 彗星の熱放射観測を行った. 結果的には残念ながら検出できなか ったが, より地球に近付く NEA での観測可能性は残っている. は やぶさターゲット Itokawa の次回の観測好機には一考の余地があ る. 50 すばる望遠鏡は, 2001 年 3 月に安部（JAXA/ISAS）を中心とした「はやぶさミッションター ゲット Itokawa の観測」でその有効性が確認された. 現在, すばる望遠鏡で公開されている各観 測装置を太陽系天体, とりわけ差し当たってのはやぶさミッションのターゲット観測に関して, 必要性が高い順に並べた. １）FOCAS Faint Object Camera And Spectrograph 可視の標準的装置, 撮像分光装置, 小惑星のスペクトル型分類に有効なだけではなく, 太陽系天体には汎用性はひじょうに高い ２）COMICS - Cooled Mid-Infrared Camera and Spectrograph 中間赤外の撮像分光装置. 可視の撮像観測から大きさを分解できないような小天体に対 してはその大きさ, アルベドを知るのは必須 ３）IRCS Infrared Camera and Spectrograph, OHS/CISCO - OH Suppressor/Cooled Infrared Spectrograph and Camera for OHS. 近赤外の撮像分光装置 鉱物, 氷の吸収を検出するのは必須. OHS は近赤外域 H バンドの大気の輝線の影響を気 にする際に有効. ただし K バンドは IRCS のみのようだ ４）HDS - High Dispersion Spectrograph 紫外線領域から主として可視の高分散分光装置 彗星, 惑星などガス大気の輝線から分子の量を知るのに有効 ５）Suprime-Cam - Subaru Prime Focus Camera 広視野撮像装置. 新たなミッションターゲット候補を探す際にもっとも有効になる装置 ６）CIAO - Coronagraphic Imager for Adaptive Optics 近赤外のコロナグラフ付き撮像装置. 明るい天体の近くの淡い天体を見る事に有効, (小) 惑星の衛星など ポストはやぶさ計画を検討するにあたっては, これらの機器の特性を理解し, 観測計画を立 案する必用がある. Table 2-8 に世界の大型望遠鏡を列挙する. 各望遠鏡ともすばると同様の装 置を備える場合が多いため, プロポーサルを提出する対象として検討が必要である. 口径[m] 10.4 10.2 9.96 9.2 8.4 8.2 8.1 8 6.5 6.5 6 Table 2-8 世界の大型望遠鏡(6m 以上) 呼び名 設置場所 GTC カナリー諸島（スペイン） SALT Shutland（南ア） Keck I&2 Mauna Kea HET Mt.Fowlkes LBT Mt.Graham Mauna Kea すばる VLT Cerro Paranal GEMINI-I NORTH & SOUTH Mauna Kea & Cerro Pachon Magellan I & II Cerro Manqui MMT Mt. Hopkins BTA ロシア 51 標高 2400 1771 4146 2072 3050 4139 2635 4200,2715 2400 2606 2070 竣工年 建設中 建設中 1993,1996 1996 建設中 1999 1998,2000 1999,2000 2000,建設中 2000 1976 2.2.2. ＜現地探査＞探査機による遠隔探査 探査手法 遠隔探査概論 遠隔探査とは, 対象と非接触の測定技術一般を指す. 広義には写真測量や各種物理探査が含 まれるが, 人工衛星による電磁波を使った観測を指す例が多い. ここでは電磁波だけでなく, 音波による内部探査, 軌道トラッキングによる重力場モデリングも遠隔探査の一種に含めて, その原理と特徴, 観測目的, 機器実績, 科学目標と業績, 将来技術, といった項目について触れ る. 遠隔探査は, 容易に質の揃った全球概査を行えるメリットがあるが, 反面, 間接・相対測定 準備（打ち上げ前, ないし巡航中） 既存知見の整理／初期解析目標設定 地上・機上較正データ取得／較正手順の確立 単独／協働観測手順の整理 データ取得／システム情報の更新（ミッション期間中） 各機器First Look（兼初期チェック, 即時） 応答感度特性など較正確認 初訪の場合 全球概査マッピング 測地基準点網定義 再訪の場合 基準点網に基づく標定 同, 指向精度確認 高分解能機器データに基づく測地基準点網の改善 →位置／姿勢／指向情報の更新（半年ー数年） 全球精査マッピング ※冬極（極夜）のタイミングで必要期間が決まる. 部分精査（クローズアップ等） 追跡データによる衛星軌道／重力場モデリング →位置／姿勢／指向情報の更新（1 年ー数年） 解析プロダクト生成（システム情報精度と更新時期に依存） 全球統合（データと天体経緯座標との結合, モザイク化） 定性マップ（地名定義や, 較正できない濃度分布など） 物理量換算マップ（下記の地理情報システム準拠表現） アルベド, 地形図, 岩相・鉱物・元素, 熱慣性など 主題図作成（上記マップの組み合わせ） 地質判読＝地質ユニット境界抽出／追跡／地史復元 地形特徴抽出／分布調査 クレーター密度→フラックス推定, 相対年代決定 構造地形測量／分布→表層構造把握, 応力場推定 Fig. 2-11 遠隔探査: 総合解釈の手順 52 もしくはモデル依存の強い仮定を伴う結果が多く, 厳密な値を得るには地上検証（ground truth） が欠かせない. 何がどこまで確からしいかの検証が重要である(Fig. 2-11). 特に月惑星探査では, それ自身の挙げる科学成果だけでなく, 後続探査ミッションの検討材料を提出する意義も大き い. 例えば, 後続機着陸地点・試料採取地点探索用の基本図作成といった実績がある. ・電磁波 物質から輻射される電磁波は, 既知照射源からの電磁波に対する応答もしくは熱輻射である. それらは波長帯ごとに相互作用機構が異なるため, 電磁波スペクトルを測定することで物質の 物理特性・状態が分かる. これが, 電磁波による遠隔探査の原理である. 電磁波名称と波長帯, それに応じた取得情報について, 表 2-9 にまとめる. Table 2-9 電磁波名称 ガンマ線 エネルギー ＞105 eV エックス線 紫外線 可視光 赤外線 104-102 eV 100 - 4 eV 4 - 1 eV 1 - 10-5 eV 電磁波の波長と物質の相互作用 波長帯 ＜0.01 nm 内部状態・相互作用機構 取得情報 原子核内部の相互作用 放射性物質の検知, 元素マッピング 10∼0.001nm 殻内電子電離/蛍光 X 線 元素マッピング 360∼1 nm 外殻電子電離 水素・ヘリウムの検知 360k∼830 nm 外殻電子励起/太陽輻射 （アルベドマッピング） 近赤外 電子・分子振動 鉱物組成マッピング 830∼2500 nm 中間赤外 分子振動スペクトル 2500∼25000 nm 遠(熱)赤外 分子回転/熱輻射 25000∼106 nm マイクロ波 10-4∼10-5 eV 0.1mm∼1m ラジオ波 10-7 eV 以下 ＞1m 分子回転, 電子スピン/磁界 殻スピン/磁界, 電離層反射・散乱 鉱物組成マッピング, 大気組成 温度, 大気組成, 岩相(珪酸塩量)マッピング 大気組成, 地表電気特性, 降水量 地表電気特性, 磁場・電離層観測 電磁波遠隔探査機器は光源の種類によって二つに大別される. 太陽光（6000K 黒体輻射）が 十分明るい場合もしくは熱輻射を受ける場合は受動型検知器(passive sensor)が使えるが, 太陽 がそれほど明るくない波長帯では自前の照射源を持つ能動型検知器(active sensor)でないと受か らない. 能動型検知器では, 反響時間や干渉もしくは合成開口処理を通じての測距計（高度計・ 地形把握）としての用途がある. また波長スケールの浸透深度を持つので, 電波領域の能動検知 器は地表ある深度までの電磁気的特性, 例えば比誘電率, の鉛直分布を分離することも可能で ある. 能動型・受動型を問わず, 対象物質からの輻射を見るときはスペクトルの輝線を, 光路上の対 象物質を見るときは欠落帯域・スペクトル吸収線を, それぞれ測定する. 前者は固体表面の観測, 後者は惑星大気やダスト観測に相当する. また, それら輝線・吸収線の微妙な中心波長遷移や波 長帯形状から, 対象温度や表面状態など詳細な物理特性の手がかりも得られる. 更に, アルベ ドマッピング, 影や地形特徴を用いての測量・基準点網作成, 地形認識・写真地質図作成といっ た作業もルーチン化されつつある. 種々の物理量の空間分布と併せての総合解釈に基づいて過 去履歴を復元することも重要な科学目標である. 53 ・音波 音波は伝える媒体が必要であるため非接触ではありえない. しかし, 対象天体に接地した検 知器と震源との空間配置から走査線解析を行うことで, 天体内部構造を把握することができる. 検知器から遠く離れた場所を観測するので, 遠隔探査の一種として扱った. 基本的には, 天体表面に地震観測点網を張り, 人工震源もしくは自然地震を用いて天体・地域 の三次元速度構造を得る. 続いて天体バルク密度や太陽系元素存在度などから物質候補を絞り 込むことで, 速度構造だけでなく密度構造等にも換算できる. 但し, 余りに空隙率が大きいな ど音波の減衰・散乱が強い要因があると（例えば月表層レゴリス）, 精度良く内部構造を決定 できなくなるので注意が必要である. 可能な限り多くの観測点と大エネルギーの人工震源を用 意することが望ましい. ・重力場モデル 対象天体質量は, 衛星の周回周期と軌道半径から容易に求めることが出来る. また, 制御履 歴のはっきりした周回衛星の軌道群から, 対象天体の重力場モデルが得られる. 軌道は, 衛星 電波源トラッキングによる位置決定の履歴で得られる. 地球電波観測点から非可視領域の軌道および重力場を決定するには, リレー衛星など衛星― 衛星トラッキングも行うことが理想的である. 周回衛星は, 低頻度制御・低軌道ほど重力場モデ ルの精密化が図れる. 地表で重力加速度を直接計測しての全球探査は, 惑星クラスの大きさで は労力・時間・コストの観点から, 小惑星クラスでは低重力環境を測定する加速時計精度の観 点から, それぞれ現実的ではない. そのため, 電波科学の分野である, 衛星による重力場モデリ ングも, 遠隔探査の一種として扱った. ・総合解釈 遠隔探査データを組み合わせることで, 対象天体を総合的に理解できる例も多い. 種々の解 釈を積み重ねた判読図・測量図は, 航空地質図もしくは宇宙地質図と呼ばれる図幅として世に 出る. 現在は地理情報システム(GIS)に則ったデータ管理・配布が標準的になりつつある. たと えば, 以下の米地質調査所のホームページが参考になる. http://webgis.wr.usgs.gov/ 周回探査と着陸探査 小天体の探査にあたっては, その探査機の取る軌道によって大きくフライバイ探査, 周回/ラ ンデブー探査, 着陸探査, に分けて考えることが出来る. また, ローバを使った探査, サンプル リターンを行う探査などをこれらに組み込んで実施することも出来る（Fig. 2-12）. ・フライバイ探査 探査機が小惑星近傍を通過し, 比較的短期間に様々な計測を行う探査手法. 長所：打ち上げ時期, 軌道をうまく設定すれば途中で軌道修正をほとんど行わずに, 一つ の探査機で複数小惑星を観測可能 短所：探査機と小惑星の会合速度がかなり速いため, 全球探査には不向き 観測：光学（測光・分光・偏光）観測, 電波観測, 放射線観測, 蛍光 X 線観測, 探査機軌道 のずれによる重力場･質量の推定など ・周回/ランデブー探査 探査機を小惑星の周回軌道に投入する, あるいは小惑星と同期させた公転軌道を周回さ せる探査手法. 54 長所：小惑星全球に渡って広範囲で探査が出来る 短所：小惑星の構成物質を直接分析できない（Fig. 2-13） 観測：光学（測光・分光・偏光）観測, 電波観測, 放射線観測, 蛍光 X 線観測, 探査機軌道 のずれによる重力場･質量の推定など ・着陸探査 より接近した探査機から着陸機を小惑星に降下させる探査手法. 長所：小惑星の表面付近を直接探査が可能 短所：安全な場所を選んで自律的に着陸し, 微小重力環境下で機体を小惑星表面に固定す る技術開発が必要 観測：電磁波を利用した微視的な観察, 質量分析, 弾性波速度構造解析など ・ローバ探査 自走車(ローバ・表面移動ロボット)を用いる探査手法. 長所：広範囲の地質構造探査が可能（Fig. 2-14） 短所：移動機構や通信機能等, 探査機の構造が複雑になる. 微小重力下でも目標地点まで の表面を移動できる技術開発が必要. 観測：電磁波を利用した微視的な観察, 質量分析, 弾性波速度構造解析など. ローバにはサ ンプリング機構のみを搭載し, 分析は着陸機に戻って行う方法も考えられる. ・サンプルリターン 探査対象から採集した物質を地球に持ち帰る探査手法. 長所：制御された環境下で, 機器の重量を気にすることなく, その時代における最高レベ ルの分析装置を使って, 様々な方面から研究者が直接分析できる. 短所：レゴリスを分析するにあたって必要不可欠な情報である層序関係や土壌の空隙率を 維持したままのサンプリング技術（詳細は後述）はまだ確立していない. 往路のみ ならず復路の燃料や軌道制御, リスクに関する検討, 科学的に要求される試料の性 質に応じた採集機構（後述）の開発, 航行中および地球再突入時に試料を汚染・変 質させない対策, 地上での初期分析・試料保管施設の設置・運用などが必要 観測：地上で行えるすべての分析手法. サンプル採集方法としては軌道上, あるいは小惑 星近傍でプロジェクタを打ち込み, それによって発生するイジェクタを回収する方 法や, あるいはランダやローバにより試料を選別して, あるいは多点から採集する 方法なども考えられる. このように, フライバイ・周回/ランデブー探査, 着陸探査・ローバ探査・サンプルリターン にはそれぞれ一長一短があるが, 天体を探査するに当たっては, 全球探査によって得られた元 素分布マップは着陸探査地点の選定に当たって非常に重要なデータを与える事が出来るため, まずは軌道上から全球の探査を行うことが望ましい. 続いてこれらのデータに基づき効率よく着陸地点を決めて, 実際にサンプルを分析できる着 陸探査あるいはサンプルリターンによって軌道上での探査ではわからなかった項目に関する調 査が求められる. この項目は探査対象が分化天体の場合, 未分化天体の場合で異なる. 55 ローバ フライバイ ・元素分布（一部） ・全体形状（概略） ・表面地形（一部） ・鉱物組成/分布 ・岩石組成/分布 ・構成元素分析/分布 ・レゴリスの粒度/分布 着陸 ・鉱物組成 ・岩石組成 ・構成元素分析 サンプルリターン 周回 ・元素分布（全球） ・レゴリスの粒度（全球） ・全体形状（詳細） ・表面地形（全球詳細） ・鉱物組成 ・岩石組成 ・構成元素分析 ・同位体比 ・レゴリスの粒度（部分） 地上望遠鏡 宇宙望遠鏡 ・ライトカーブ ・巨視的な表面構造 ・存在元素 ・リムプロファイル ・軌道 ・ライトカーブ ・巨視的な表面構造 ・存在元素 ・リムプロファイル ・軌道 Fig. 2-12 探査形態と観測項目 分化天体の場合 分化天体の場合は未分化天体と異なり, 有機物の存在が予想されないのでサンプルを地上に 持ち帰ることに関して障害は少ない. その場分析の役割は, 軌道上からのリモートセンシング 探査と, サンプルリターンによる探査の間を補完するものになる為, 1) レゴリスの空隙率など, サンプルリターンでは保存されない情報 2) サンプル種類の分布 などが重要な調査項目となる. レゴリスの形成メカニズムや, レゴリスの光学的な作用を知るためには表面レゴリスの空隙 率調査, 粒度調査などが重要な観測項目となる. また宇宙空間に曝露されている部分とされて いない部分の分光観測を行うことにより, 宇宙風化作用の調査が可能となる. この場合は風化 した部分, 風化していない部分のサンプルを持ち帰り, 地上にて微小鉄が形成されているか否 かを調べることも可能で在れば実施したい. また, 岩石組織や鉱物の結晶構造を調べることに より, 岩石・鉱物の形成時の条件がわかる. これは固体惑星の進化史に知見を与えることが出来 る項目である. 軌道上からの分光観測では, 既存の隕石試料等との対応づけによって鉱物量比 を大雑把に仮定する事しかできず, 岩石が固化した温度・圧力条件の見積もりが不可能であり, 岩石の組織をみなければ, 深成岩か, 貫入岩か, それとも特殊な化学組成の溶岩なのかは区別 がつかない. また, それら岩石がどのような配置をしているかをしることは, 地質学的に非常 に重要である. 小天体が母天体の地殻部分, あるいはマントル部分に相当する場合は, 表面の岩石が多様で ある事が期待される. それは, 地殻やマントルに相当する隕石種は, 同種の隕石でも落下ごと に岩石組織に個別の特徴があることから, 全く同じ岩石ユニットはそう広くは分布していない 56 と考えられるためである. この場合は, 直径が 1km 程度の小天体でもいくつかの地質ユニット が認められる可能性があり, それぞれのポイントで観測を行うことが望ましい. 一方小天体が 母天体のコア部分である場合は, 地質ユニットはそれよりもさらに大きな物となると考えられ る. この場合, 例えばカンラン石が濃集している場所などを探して, 地域性のある場所を探し て観測を行うことが望ましい. これらローカリティーのある物質の組成・組織・分布を知るこ とにより, 分化がどのように起こった（均質に起こったのか地域性を持って起こったのか）の か, またどのように固化していったのかなどを調べることが出来る. Fig. 2-13 カンラン石の結晶形状 左側は Brehnam (width 8cm), 右側 Eagle Station (width 8cm)（いずれも Saiki et al., (2003)より）左 図のような丸まったカンラン石はコアマントル境界でもできるが, 右図のような角ばったカン ラン石が丸くならないためには, 表層付近で急冷する必要がある. これらを見分けるのは, 軌 道上からの探査では不可能である. Fig. 2-14 隕石中の Fe/Mg 比 隕石（ポリミクトユークライト）中の様々な輝石を蛍光 X 線により判別した画像（解析範囲の 横幅約 1.3mm） 左図はポリミクト岩中に月の垂直構造を示す複数種の岩片が混入している場 合を示し, 右図は表層で固結した岩石に典型的な組織を示す. このように岩石組織中の Fe/Mg の分布は岩石の生成過程を雄弁に物語るが, これらは着陸探査ないし岩石のサンプルリターン を行わないと実施不可能である. (出典：SELENE-B 報告書) 57 未分化天体の場合 C,P,D タイプといった未分化の天体では様々な有機物が存在している可能性がある. 「宇宙検 疫」の観点からは, これらが地球生物にどのような影響を及ぼすかはわからないうちはバイオ ハザードを引き起こす場合と同様に考えるべきであるという提案が, 政治的には世界のコンセ ンサスとなっている 1）. その為, これらタイプの小惑星サンプルを地上に持ち帰ることは技術 以外の分野で大きな困難を伴う. そこで最初は着陸探査によって現地で様々な分析を行うこと が期待されるが, 分析機器の中には着陸機搭載のための小型化が難しく, サンプルリターンが 必要不可欠となる調査項目もある. これらの天体ではアストロバイオロジー（宇宙生物学）との関係が大きなテーマとなる. こ れ以外の観点からは水の H/D 比の調査が興味深いテーマにあげられる（未分化の小天体は重水 素が多い水で構成されているはずで, 一時は地球の海に D が多い理由の一つ（これら未分化小 天体が D を地球に供給した）と考えられていた為）が, やはり一般的な関心は有機物の分析に 主眼が置かれ, 観測項目としては炭素化合物の存在確認が重要なテーマとなる. 未分化の小天体中には炭素化合物が存在すると考えられるが, どのぐらいのサイズの炭素化 合物が存在しているかを調べることは重要である. 存在している可能性のある炭素化合物とし ては, 1) 揮発性有機化合物（HCN や CO2, CH4 のような単純なもの） 2) 低分子有機化合物 3) ケロジェン様（難溶性）物質 などが考えられる. これらのうちどのようなものが存在するかがわかれば, 当該小天体の生成 時の固化条件などが, 地上実験によって在る程度推定できる可能性がある. 以下に詳細観測目 的・項目を述べる. 揮発性有機化合物 これらは小型のガスクロマトグラフ（GC）などで分析可能であり, その場分析が可能である. また常温では気体で存在するため, サンプルリターンを試みる場合には低温真空などの保持が 必要となる. しかしながら, ミリ波観測, 彗星探査機などで既に広く存在が確認されているの で, アストロバイオロジー的観点からは新規性にかけるところがある. 低分子有機化合物 彗星の中のアミノ酸はまだ確認されていないが, 2-1-4 でのべたような化学進化を考えるとき, 存在する可能性が大きい. 彗星に代表される未分化の小天体は, 低温で凝縮した天体なので, 原始太陽系星雲, 星間分子雲の内部の情報を残している（2-1-4 参照）. その為アミノ酸が彗星 にあれば, 宇宙では普遍的にアミノ酸が存在することの傍証となり, 生命発生は宇宙ではかな り普遍的だと推定することが出来る. これらを調べるためには, 分子量の計測や分子構造の確 定が必要となる. このように低分子化合物では, 糖・アミノ酸・核酸塩基・リン酸化合物などの生体関連有機 化合物が重要な観測対象と考えられる. しかし一方で, 炭素質隕石などにも豊富に含まれるカ ルボン酸・アルカン・芳香族炭化水素などを調べることによりその場で起こっている化学反応 などを知ること（例えば芳香族炭化水素の異性体比から熱履歴を推定するなど）ができ, これ らはアミノ酸などと同様に非常に重要な観測対象である. これまでの炭素質隕石などの分析から考えると, アミノ酸と芳香族炭化水素の分析がもっと も容易であると予想されるが, 現状ではこれらには wet の操作が必須となるため, その場分析 58 でこれを行うのはは非常に難しい. しかしいったんサンプルリターンを行うことを決めれば, これらの化合物の大部分は難揮発性であるため, 氷の固まりを採取する場合以外はさほど装置 的な要求はないと考えられる. また氷の場合は揮発成分を蒸発させてから持ち帰ることにより, 簡便に持ち帰ることが出来る. これらの炭素化合物が存在した場合, キラリティを調べ, ラセミ体からずれがあるかどうか を調査することにより, “生命”との直接のつながりを考えることが出来る. （地球上でのキラ リティの偏りは, 生命活動が原因と考えられているため）このようなキラリティの偏りが発見 された場合は, 小天体上の場所によってそのキラリティの程度に差があるかどうかを調べる事 が重要である. 天体表面の分子が左右非対称であってもちょっと深い部分ではラセミ体であっ た場合, あるいはその逆の場合などが観測されれば, 生命の起源や宇宙での耐性に関して重要 な情報となる. しかし一方で試料量などを考えるとこの観測には非常な困難が予想される. 現 状では, 偏りがないことがまさに現地の試料を採取できたことの証と見なされ, たとえ現地で の分析が可能であったとしても, 地球と同じ偏りが見られれば地球からの有機物を持ち込んだ と見なされる可能性が大きい. ケロジェン様（難溶性）物質 地球上のケロジェンは, 生体を構成していた有機化合物が熱などにより重合したものや分解 されにくい有機物が残ったものと考えられている. 炭素質隕石中に含まれる有機物の大部分が ケロジェンに似た難溶性の有機物であるが, これらの場合はケロジェンと明らかに異なり, 生 体物質が変化したものではない. その為生物そのものの痕跡を求めることは期待できない. し かし, アミノ酸などの低分子有機物が熱や圧力でケロジェン様物質を形成した可能性や, この ような炭素質物質からアミノ酸などの低分子化合物が生成した可能性が考えられる. このようにケロジェン様物質の分析は, その成因・役割・総炭素量の見積もりなど多くの点 で興味深い. 揮発性有機物はミリ波観測などで広く宇宙空間に存在が知られている. 一方ケロ ジェン様物質は炭素質隕石には豊富に含まれていることから広い分布が予想（期待）されてお り, このような有機物が核になって星間塵が形成されているなどと言われているが, ミリ波な どの観測では捉えることのできないケロジェン様物質が実際どの程度どのような形で存在する かは, 未分化天体などの現地観測・サンプルリターンなどをするしか方法がない. その為, 例え ば炭素含量を求めるだけでもその観測意義は意義大きい. これらの組成分析には, 熱分解や化学分解などが用いられる. レーザ（あるいは電気炉）と質 量分析計を搭載することが出来れば, その場分析でかなりの観測を行うことも可能であるが, 詳細観測をするにはサンプルリターンをすることが望ましい. 生命関連物質を超長期間宇宙空間に晒すとどのような影響があるかを調査することは, 例え ば氷に閉じこめられた生命関連物質のエウロパ表面付近での予想される変成状態を考察する上 で非常に重要となる. その為ケロジェンのような超高分子が発見された場合は, それが生体由 来でなくても, その断面の情報を知ることによって, 生体由来のケロジェンがどのような影響 を受けるかを推定することが期待される. また, 地球上では有機物質塊への過去の生命関与の 判断に C12 と C13 の比がよく使われるが, これは「明らかに非生命的な起源の炭素化合物」が あってそれとの比較が容易な地球でしか通用しない方法である. 小天体では生命活動は期待さ れていないが, この同位対比を調べておくことは, 将来の地球外の生命／生命関連物質の研究 においてひとつの参照データとなるため, 重要と考えられる. （参考文献） １） National Research Council Space Studies Board “Evaluating the Biological Potential In Samples Returned From Planetary Satellites And Small Solar System Bodies” 1998 National Academy Press. 59 宇宙風化作用 小惑星は太陽系初期の環境に関する情報を保持しており, 太陽系の起源と進化を解明する上 で大変重要な存在である．一般に, 隕石の母天体は小惑星であると考えられている．近年では, 大気のない小天体では天体表面を光学的に変化させる「宇宙風化作用」が働いているのではな いかと考えられている．現在, 小惑星に関する情報は主に望遠鏡による地上観測および探査機 によるスペクトル観測から得られている．実際に小惑星表面で宇宙風化作用が働いているなら ば, 小惑星のスペクトルデータから宇宙風化作用の影響を取り除き, 小天体表面本来の組成を 導き出すことが必要不可欠となる． ・宇宙風化作用とは？ 天体表面において物質を変化させる何らかの作用が存在することを最初に提示したのは Gold1)である．Gold は月表面において, 物質を暗くする作用が働いていると予測した．その後, アポロ計画により実際に月の岩石やレゴリスが回収されると, 月レゴリスは月岩石を粉砕した ものとは光学的に異なることが明らかになった 2) 3)．このことから, 月表面において, レゴリス が光学的に変化したのではないかと考えられるようになった． アポロにより持ち帰られた月試料についての研究が盛んに行われた70 年代には, 地上望遠鏡 からの小惑星スペクトル観測も盛んに行われた．小惑星と隕石のスペクトルの比較の結果, 小 惑星（4）Vesta と玄武岩質エコンドライトの反射スペクトルがほぼ一致することが明らかにな り 2), 小惑星は隕石の母天体であると考えられるようになった．同時に, 月とは異なり, 小惑星 では天体表面は変化していないとも考えられた．しかし, 小惑星および隕石のスペクトルの比 較がさらに行われるようになると, 小惑星と隕石のスペクトル一致には限界があることがわか ってきた．中でも小惑星の中で最も多い S 型小惑星に対応する隕石がほとんど存在せず, 一方 で隕石の中で最も多い普通コンドライトに対応するスペクトルを示す小惑星が非常に少ないと いう大変重要な問題があることが明らかになった．S 型小惑星と普通コンドライトのスペクト ルを比較すると, 両者とも主にかんらん石と輝石で構成されているが, S 型小惑星のスペクトル は普通コンドライトに比べ, 紫外から近赤外波長域にかけて全体的に反射率が低下（暗化）, よ り短波長側の反射率低下が大きい（赤化）, 吸収帯が浅いという 3 つの大きな特徴が見られる． 両者の構成鉱物が同じであることから, 小惑星表面が何らかの作用を受け, もともと普通コン ドライトに似たスペクトルを示すものが S 型小惑星のスペクトルに変化したのではないかとい う説が提案された 4) 5)．そして, 太陽風インプランテーション, 星間塵や微小隕石の衝突等によ って天体表面が光学的に変化する宇宙風化作用が考えられるようになった．1996 年に Binzel らによって, 普通コンドライトと S 型小惑星の中間のスペクトルを示す小惑星が複数存在する ことが明らかになり, 小惑星において宇宙風化作用が働いている強い証拠を示す結果となった． さらに小惑星において宇宙風化作用が存在することを決定づけたのはガリレオ探査機による小 惑星（243）Ida の観測である．ガリレオ探査機による観測の結果, クレータ底部とそのクレー タ周辺では反射スペクトルが異なることが明らかになった．小惑星表面に比べ, クレータ底部 のスペクトルは吸収帯が見られ, 赤化の程度も小さくなっている（Fig. 2-15） ．このことより, ク レータの底に比べ, 小惑星表面は宇宙風化作用の影響をより大きく受けたために反射スペクト ルが変化したと考えられる．このように, 近年では小惑星の表面において宇宙風化作用が働い ていると広く考えられている． 宇宙風化作用の原因 1969 年にアポロ計画により月レゴリスが採取され, 月レゴリスを用いた研究が盛んに行われ るようになった．70 年代には月レゴリスを用いた蒸発・溶融実験等の結果, スペクトルを変化 させる原因としてレゴリスのガラス化が有力であると考えられていた 6) 7)．しかし, その後の研 60 究からガラス化だけではスペクトル変化のすべてを説明することができないことがわかってき た．さらに月レゴリス試料には金属鉄が含まれていることも示唆されるようになり, 1975 年に Hapke によって, 蒸発・凝縮の結果, 月レゴリス中に微小金属鉄が生成することが初めて予測さ れた．そして, 1993 年に透過型電子顕微鏡による観察の結果, 月レゴリス試料中に実際にナノメ ートルサイズの微小金属鉄が生成していることが発見された(Fig. 2-16)8)．Hapke9)はナノメート ルサイズの微小金属鉄粒子が宇宙風化作用に似たスペクトル変化を起すことを理論的に示して いる．さらに宇宙風化作用を模擬した室内実験において, 反射スペクトルの変化やナノメート ルサイズの微小金属鉄の生成が実現され, スペクトル変化が大きくなるほど微小金属鉄生成量 が増加することが明らかになっている 10) – 13)．以上のことから, 近年では宇宙風化作用の根本的 原因は微小隕石や星間塵の衝突等によって生成したナノメートルサイズの微小金属鉄であると 考えられている． ・はやぶさおよびポストはやぶさに期待されること 2003 年打ち上げられたはやぶさでは S 型の近地球型小惑星 Itokawa を訪れ, 表面試料の採集 が計画されている．近地球型小惑星に多くみられる S 型小惑星と普通コンドライトのスペクト ル不一致に関する研究は現在までに多くなされており, S 型小惑星を探査することは過去の研 究との比較を行うことで多くの重要な情報を得られると大いに期待できる．加えて太陽系内の 惑星における年代情報は現在のところクレータ年代学のみであり, 表面画像から得られるクレ ータ密度による相対年代と宇宙風化作用によるスペクトル変化を比較することで, 宇宙風化作 用がクレータ年代学に続く新たな年代測定法として確立できるかどうかを検討することもでき る． またポストはやぶさにおいてもサンプルリターンを行うことによって, 宇宙風化作用の研究 をさらに進ませることができると期待される．具体例としては以下の 2 案が挙げられる. ① 主小惑星帯の S 型小惑星 主小惑星帯内の小惑星を観測対象とすることで, はやぶさによる S 型近地球型小惑星の結 果と比較することにより, 太陽からの距離および微小隕石や星間塵の衝突フラックス等と宇宙 風化作用の影響の関係が得られる． ② 小惑星（4）Vesta 近年では小惑星表面において宇宙風化作用が働いていることは広く受け入れられている．し かし, 隕石の反射スペクトルとの比較から, 宇宙風化作用がほとんど働いていないと解釈でき る小惑星も存在する．そのひとつが小惑星（4）Vesta である．このように宇宙風化作用を受け ている天体と受けていない天体があるという事実が, 宇宙風化作用に関する大きな問題として 挙げられる．ただしこの観測は米国のドーン計画で実現する公算が高いので，ポストはやぶさ ではむしろ，例えば Vesta の破片だと考えられている V 型の近地球型小惑星についての探査を 行い，両探査機の比較によって日心距離や衝突フラックスの宇宙風化の度合いへの効果を評価 する意義が高いだろう． （参考文献） 1) Gold 1955 2) McCord and Johnson, 1970 3) McCord and Adams, 1973 4) Matson et al., 1977 5) Chapman, 1995 61 6) Conel and Nash, 1970 7) Adams and McCord, 1971 8) Keller and McKay, 1993 9) Hapke 2001 10) Yamada et al., EPS, 1999 11) Nakamura et al., 2001 12) Sasaki et al., Nature, 2001 13) Kurahashi et al., 2002 小惑星 243 Ida 表面 [Pieters et al., 2000] 月レゴリス試料中のナノメートルサイ ズ微小金属鉄 透過型電子顕微鏡による観察 Fig. 2-16 クレーター Fig. 2-15 小惑星 243Ida の表面画像および 反射スペクトル 表面画像はスペクトルに基づいて色分けされ ている 表面微細構造（高分解能での偏光特性, 位相角依存性の観測） 地上観測によって測定されるデータは, 表面全体の平均的な特性である. しかし, 実際の表 面特性に非一様性があってもおかしくはない. 例えば, 小惑星の偏光特性, 位相角依存性は, レ ゴリス粒子層による多重散乱の場合と瓦礫など岩石表面そのものの凸凹による場合とでは異な る. 地上観測からは, これらの違いを分離して小惑星の表面特性を理解することは不可能であ る. 一方, 探査による高分解能観測の場合, これらの散乱特性の寄与を分離して評価すること が可能となる. これは, 室内散乱実験を小惑星の地上観測データに応用する場合に役立つ. 数 メートルスケールの分解能があれば瓦礫や岩の特性とレゴリス粒子層の反射特性の違いを明ら かに出来る. 小惑星表面を覆うレゴリス粒子はマイクロメテオロイドの衝突により, 破砕, 溶融, 宇宙風 62 化作用など, 力学的および物性的変化を受ける. 一方, 衝突クレータリング過程において放出 速度が速い粒子は母天体から失われる. また新たなレゴリス生成に伴って衝突変成を受けてい ない新しい粒子が表層を覆う. 実際の小惑星表面特性はこれら諸過程のタイムスケールの兼ね 合いにより, 決定されていると考えられる. 表層レゴリス粒子が衝突変成しても, 短いタイム スケールで母天体を脱出してしまえば, 見かけ上その表面は常に新しい状態に保たれるように なる. これらのタイムスケールは母天体の重力に依るため, 小惑星の大きさによって変成の割 合が変化する. ところで, 多くの小惑星は形状がいびつな為に, 重力場が表面で不均一がある ことが知られている. その為, 表面重力場の違いによって宇宙風化の度合いや粒子のサイズ分 布が異なる可能性がある. 表面スペクトルの非一様性と表面重力場の相関を明らかにできれば, 宇宙風化などが小惑星に影響を及ぼす際に母天体のサイズや形状がどのように影響を与えるか を明らかに出来る. これは, 隕石スペクトルと地上観測データとの比較検討やマイクロメテオ ロイドの衝突の影響を考慮する際に重要となる. このことについて検討する為には, 重力場が 有意に変化するスケール（数 100 メートル？）で, 表面分光特性の非一様性を観測することが 必要である. 熱進化 小惑星の軌道進化において, ヤーコフスキー（Yarkovsky）効果が重要な役割を果たしている というアイデアが提案されている. ヤーコフスキー効果とは, 小惑星表面の熱輻射の非等方性 によって天体の軌道角運動量が変化することである. この軌道角運動量変化により数百万年オ ーダで内側メインベルトの小惑星がヤーコフスキー効果によって, 木星のν6 や 3:1 レゾナンス まで移動し, NEAs になる可能性がある. 天体表面での熱輻射の非等方性の原因の一つとしては, 日側と夜側の境界部分で, 天体の自転に伴って生じる表面温度の差があげられる（夕方側は朝 側に比べて, 表面温度が高い）. そのため, ヤーコフスキー効果を考える上では, 自転軸の向き や自転速度と同様に, 表面の熱慣性も重要なパラメータとなる. レゴリス層の場合, 熱伝導度 は粒子の状態によって 0.001∼3W/m/K まで変化する. そのため, 小惑星からの隕石供給を考え る上で, 例えば, 宇宙線曝露年代をヤーコフスキー効果の時間スケールによって説明する場合, 熱伝導度が精度よく決定されなければならない. つまり, 軌道進化を考慮して小惑星と隕石の 関連づけを行う上で, レゴリス層における熱慣性の決定が重要となる. ローバやランダによる 熱流量の測定から, レゴリス層の熱慣性の詳細が明らかできれば, このヤーコフスキー効果に よるメインベルト小惑星から NEAs への軌道進化および, 小惑星からの隕石供給の研究に大き な制限を与えることができる. ヤーコフスキー効果においては, 日側と夜側境界付近での温度 差が重要となるので, 表面の熱慣性の測定だけでなく, 自転に伴う日照部と影の部の境界通過 に伴う熱流量時間変化を測定する必要がある. 探査器機から自発的加熱を行い, 周りの熱変化を調べることで, レゴリス内の物性や空隙率 について情報が得られる. もし, これらのレゴリス層内に有機物, 水などが存在する場合, 加熱 段階で相転移が起こり, 吸熱反応（場合によって発熱反応）が起こる可能性がある. 熱流量の時 間変化を調べることで, レゴリス粒子に含まれる有機物, 揮発性物質などの含有状況を調べる ことができる. 最小クレータ 小惑星の表面に覆われているクレータは, 小惑星の衝突の履歴を示している. 小さなクレータはレゴリスに覆い隠されることがあるが, どのサイズまでのクレータが覆い 隠されているかを調べることで, レゴリスの厚さを観測的に見積もることができる. レゴリス の厚さが分かれば, 小惑星の物質的な強度を推定できる 1). Fig.2-17 は, Gaspra に関して見積もられたレゴリス厚さと小惑星の物質強度の見積例である. 63 NEAR による探査により, Gaspra のレゴリス厚さは 50m 程度と見積もられており, これから小 惑星の物質としての強度は 1∼100Mpa 程度であると推定される. 天体同士の衝突現象は, この 物質強度によって大きく左右される. 物質強度を知ることは小惑星の衝突進化, 広くは太陽系 の衝突進化を知る上で, 大きな手がかりとなるであろう. Relationship between the regolith thickness and the tensile strength of Gaspra 140 120 100 80 60 40 20 0 0.1 1 10 100 1000 Tensile strength Yt (MPa) Fig. 2-17 レゴリスの厚さからの小惑星強度の見積例 (参考文献) 1) 道上, 博士論文, 東京大学, 2001 年 クレータサイズ分布 小惑星帯での物質の総質量は, 過去において現在の 1000 倍以上あったとされている. ところ が, 現在の小惑星帯での総質量は, 小惑星をすべて集めたとしても月の3 分の1 にも満たないと いわれている. これは小惑星サイズ分布のべき乗則の指数 b を 2 から 2.5 と考えられているから である. 小惑星のサイズ分布 N(>D) ∝D^(-b) D:小惑星の直径(km) べきの指数 b は 3 の値より小さい場合, （数は多くても）小さな小惑星になるほど, 全体の総質 量に占める割合は小さくなる. 月や小惑星にできるクレータは衝突天体のサイズ分布を反映し ており, クレータ数が飽和している領域では, 上に示したべきの指数と同じである（飽和すると べきの指数 b は 2 から 2.5 になることは知られている）. 飽和していない領域でも, 一部のクレ ータサイズを除いて上に示したべきの指数と同じになっている. ところが, 小惑星 Gaspra の 1km より小さなクレータは, このべきの指数 b が約 3.5 になっている. Gaspra の表面には比較的クレータは少なく, 飽和し ていない. 月でも飽和していない海において, 1km 程度のクレータのべきの指数 b が約 3.5 にな っている. これらのクレータのサイズ分布が, 他の飽和していない小惑星でも多く見られるこ 64 とになれば, このサイズのクレータを作る衝突天体は, 考えられているよりも数が多いことを 示唆しているのかもしれない. このことにより小惑星帯の物質の総質量は増える傾向になる. 小惑星の内部探査 ①最表層 リモートセンシングのデータと比較する上で重要となる表層数 mm オーダの内部 ②表層 小惑星表面の地層（レゴリス堆積層）を考える上で重要となる m∼数(or 十)m オーダの内部 ③深部 小惑星とその始原天体を結びつける岩盤層になる, m∼数十 m より深い内部 といったレベルにわけて論じる必要がある. 上記に述べたように, それぞれのオーダ深さでの 科学的な意義は異なってくる（Fig 2-18）. ・最表層探査 地上観測や地球軌道上から観測されている小惑星表面の性質は，全て表層レゴリスに依存し ているので，表面のレゴリス層は重要な調査対象である．周回軌道からの蛍光 X 線観測では， 表面から 100μm 程度までの深さに関する主要元素の存在度が調査できる．また表層レゴリス では，メテオロイド衝突と太陽風のスパッタリングを受けたことによる宇宙風化の影響が観測 され，最表層に宇宙に曝露していた期間が推定できる．表面の厚密構造や微細構造の直接観測 等をするためには表層レゴリスの観測やサンプルリターンが必要となる． ・表層探査 ・1cm オーダ深さのレゴリス このオーダ深さのレゴリスには，太陽起源の放射線は届かないが，高エネルギーの銀河宇宙線 が到達している．そこで銀河宇宙線による生成核種の同位体比計測，希ガス測定が出来れば， レゴリス層の集積に関する履歴が辿れる．しかし現在の技術では，小惑星表面にて同位体分析 や mm∼μm レベルの顕微観測を地上の実験室と同じ精度で行える小型機器は作られていない． そのため，この深さの試料分析にはサンプルリターンが必要となる． ・10cm オーダ深さのレゴリス この深さのレゴリスは表層とかなり撹拌されていると考えられる．この深さのレゴリスの宇 宙風化度を表層レゴリスの宇宙風化度と比較する等の手法により，撹拌度を押さえて表層レゴ リスの物質循環を定量的に制約することから， レゴリス形成の歴史に関する知見が期待される． このような調査にあたっては地質層序を広範囲に渡り調べることが必要なため，ローバによる 移動探査が有効である． ・1m オーダ深さのレゴリス このオーダ深さでは，レゴリス・角礫化した岩石等からなる，宇宙線照射やメテオロイド衝突 による衝撃・熱変成を受けていない層が存在していると思われる．この層に関する岩石・鉱物 学的研究から，その小惑星の比較的大規模な衝突破壊の履歴や，場合によっては水質変成の情 報も得られるだろう．これらを調査するためのその場分析器も開発が進められているが[13]， それにはコアボーリングや後述のインパクトサンプリング等による深部試料の採集技術を確立 しなくてはいけない．また，小惑星表面には Phobos に見られるようなグルーブといった，地下 深くまで続いていると考えられる割れ目が存在している可能性が有り，このような割れ目近傍 65 までローバを送り，そこから光ファイバーを差し込む，あるいは蛇型のプルーブを降下させる 等方法も考えられる． Fig. 2-18 スケール別, 不規則形状小天体地形 ・深部探査 火星衛星 Phobos や S 型小惑星 Eros のような数十 km サイズの小天体では, このレベルの深さ でレゴリス層が尽きると考えられる 1)．そこでこのオーダ深さから試料を採集出来れば，地球 に到達しているコンドライト隕石等と同様な, 角礫化していない岩石試料が入手できるかも知 れない． また, 現在までに既にいくつかの小惑星の密度が計測されている. 隕石の母天体が小惑星だ と仮定すると, 小惑星の比重は隕石と比較することから, 2∼3 程度になってもおかしくないが, 実際には2 以下のものと2 以上のものに大別される. これは, 小惑星がいわゆるラブルパイル構 造であるのか, あるいは中まで詰まった状態なのかによってその差が生まれているのではない かと考えられる. この小惑星の内部構造の様子は, 小惑星がどのような衝突履歴を経て現在の状況に至ったの かを示すと同時に, 内部構造の違いはメテオロイドの衝突によって小惑星表層に生じる振動モ ードの違いとなって現れるのではないかと考えられる. この考えは今後検討される必要がある が, NEAR シューメイカー探査機が”Touch Down”直前に送ってきた Eros 表層の非常に滑らか な地域とラフな地域を作り出した原因などに影響を及ぼしている可能性がある. またこれは小 惑星表層のレゴリスパッキングに影響を与えると考えられるので, 小惑星の密度の違いからリ モセンのデータを補完することが出来るかも知れない. これらの点に関して, 今後の調査が望 まれる. また, 小惑星内部の岩盤の組成・密度の偏り等を調べることにより, その小惑星が母天体のど の部分にあったのかを類推することができる可能性がある. これにより, 分化天体内部に関し て, 我々は寄り多くのことを知ることができる. 66 2.2.3. 採集試料の分析研究とその体制・設備 地上分析の科学的意義 約30年前の米国のアポロ計画と旧ソ連のルナ計画から始まった「サンプルリターン探査」と は, 「地球環境と反応しておらず, 母天体が明確に分かっている宇宙物質を, 汚染を最小限に抑 えながら地球に回収し, 地上でその物質を分析する」戦略である. 太陽系の起源・進化, 惑星の 多様性, 生命の起源などへの理解を深めるために物質を直接に扱い研究を行っていくことは極 めて重要であるが, 現在の物質科学的情報は地球物質を除くと隕石, 宇宙塵, 月試料からのみ に限られている. サンプルリターンにより小惑星から試料が持ち帰られれば, （1）地上観測や 探査機によるその場分析だけでは得られない多種多様な分析データを取得できるとともに（2） 隕石, 宇宙塵, 月試料との相関や小惑星反射スペクトル型との相関を明らかにできると考えら れる. 隕石と小惑星スペクトル型の対応関係を明確にできれば, 膨大な隕石データと実在の天 体とがつながっていき, 小惑星帯全体が主としてどのような物質から構成されているのかにつ いても理解が深まる. さらに, 小惑星間での分化・未分化の違いや酸化還元状態の違いは何と相 関があり（例えば太陽からの距離と相関があるかもしれない）どのようのような理由で生じた のかといった点にも制約が与えられる可能性が高い. これらをもとに小惑星や太陽系の形成・ 進化過程をより詳細に知ることができる. 隕石の中には, アポロ計画で採集された月岩石と類似したものが30個程度（同一落下群を考 慮すると）存在しており, それらは月起源であると同定されている. またこのような直接的証拠 は持たないが, 年代や同位体の特徴から20を越える隕石（同一落下群を考慮すると18）が火星 起源ではないかと考えられている. しかしながら, これらの隕石を除くと, これまでに見つか っている2万個以上の隕石がどこから飛来してきたものなのかは明らかになっていない. 隕石 は小惑星帯付近から飛来してきたものと考えている人は多い. これまでに5個の隕石（Innisfree, Lost City, Pribram, Peekskill, Tagish Lake）について, 落下時の目撃データから軌道が計算され, そ れらは遠日点を小惑星帯付近とする楕円軌道を描いていた. それらが地球軌道を横切る際にた またま地球と交差し我々のもとに降ってきたのである. 上記の軌道計算から小惑星帯からやっ てくる隕石が存在することは真実と思われるが, 果たして我々の手にしている隕石のほとんど が小惑星帯付近に軌道をもつ小惑星を起源にしているのか, これまでに見つかっている隕石種 が小惑星全体を反映しているものなのか, ということについては答えが出ていない. しかし, 最近まで疑問とされていた, 隕石の8割を占める普通コンドライトと同じスペクトルを示す小 惑星が少ないこと（逆に小惑星に多いS型に対応する隕石が少ないこと）については, 小惑星表 層での風化作用が普通コンドライト的物質のスペクトルをS型的スペクトルに変えているため であると指摘されている. 従って, 小惑星の多くが落下数の最も多い普通コンドライトと同様 な物質である可能性は高い. 現在発見されている隕石が小惑星全体を反映しているのか, その 答えがサンプルリターンにより出されることが期待される. サンプルリターンは, その場計測に比べて重たい分析装置を多数搭載しなくてよいので, JAXA/ISASのような小型探査機に有利な戦略である. 今回の統合2案において採用されたのも 妥当であろう. しかし同時に運用期間が長くなり, 地球帰還までがミッションなので, トータ ルのミッションリスクは片道探査に比べると高くなる. ともあれ, 探査機設計時代の分析技術 に制限されず, 試料回収時の最先端の分析施設を利用したり, 試料を保管・管理することで, 将 来にわたって研究対象と機会を確保できるという利点は, そうしたリスクを負ってもなお価値 が高い. さらに搭載機器を開発しなくても, サンプルさえ入手できれば誰でも独自データを産 出できるため, 探査研究に関わる際の「敷居」が低く, 幅広い研究者の協力が期待できるのも利 点である. さらに, はやぶさで創設するキュレーション施設や, 養成する分析科学者のテクニ ックが継続して生かせることは, 日本の惑星科学の発展およびJAXA/ISASでの探査経験を継承 する意味でも, 価値は高い. 67 隕石および宇宙塵研究 小惑星からのサンプルを調べる上で隕石や宇宙塵試料との対比は欠かせないものである. 以 下では, 隕石および宇宙塵についてこれまで用いられている分類方法や特徴を述べるとともに 今後の研究課題について検討する. ・隕石回収数と南極隕石 これまでに回収されている隕石の総数は 2 万個を越える. このうち約 4700 個が非南極地域で 回収された隕石で, 残りは南極裸氷上で回収された南極隕石である. 現在では世界各国の調査 隊により南極隕石探査が行われているが, 大量の南極隕石発見のはじまりは1969 年に日本の調 査隊がやまと地域で偶然 9 個の隕石を発見したことにある. 日本隊の 1979 年の隕石探査におい ては 3500 個を上回る隕石が, また最近の第 41 次調査隊（1999 年 11 月∼2001 年 3 月）でもや はり 3500 個を越える数の隕石が, それぞれ回収されている. 現在日本は世界一の南極隕石保有 国である. 南極隕石は, 回収数が多いというだけではなく, 非南極隕石で見られる種類をほぼ 網羅するとともに新しい種類（分類）となるものも発見されている. 南極では裸氷上を探すため, 発見のし易さ（例えば鉄隕石などはその外観が地球の岩石と異 なることから発見されやすく, 反対にエコンドライトは地球の火成岩などに似ていて発見され にくい）によるバイアスが低い, 従って隕石種類別の落下頻度分布を調べる上で有効である 落下年代（地球へ落下した時期）は古いものでは数十万年にも及ぶ. すなわち, 過去数十万年間 の隕石落下の歴史を保持していると思われる. これらの研究から解釈される知見と小惑星探査 による小惑星の種類や分布に関する理解とをつきあわせていかれれば, 小惑星や太陽系の全体 像に関して新たな知見が得られるであろう. ・隕石の分類と特徴 隕石は, 始原的隕石 （＝未分化の隕石, コンドライト） と分化した隕石の2 つに大別される. 前 者は, 固体粒子形成後大規模に溶融することがなかったもので, このような隕石からは太陽系 の平均的化学組成や太陽系形成時の物理化学条件などを伺い知ることができる. 後者は, 固体 粒子形成後に溶融する出来事がありその後の再固結によりできた隕石で, 比較的大きな母天体 を起源とすると考えられる（ただし現在では衝突破壊などのため小さな天体に壊されているか もしれない）. 分化した隕石からは分化天体の内部構造や熱源について調べることができる. 始原的隕石はコンドルールと呼ばれる球粒状の珪酸塩物質を含むことからコンドライトとも呼 ばれる. 本レポートでもこの後はコンドライトという言葉を用いる. コンドライトはコンドル ールのほか, CAI（カルシウム・アルミニウム・リッチ・インクルージョン）と呼ばれる高温凝 縮物の塊や太陽系先駆物質（プレソーラーグレイン）を含んでいることがある. ただしこれら は熱変性により見えなくなっているものも多い. コンドライト中に隕石形成時またはそれ以前 に作られらた固体粒子である CAI や太陽系先駆物質が存在するということは, コンドライトが 太陽系初期の情報を現在も保持していることを意味している. コンドライトは, 化学（元素組成 や同位体組成など）, 鉱物学, 岩石学的特徴の違いにより, 炭素質コンドライト, 普通コンドラ イト, エンスタタイトコンドライトに分けられ, それぞれはさらに細分されている （Table 2-10） . 炭素質コンドライトは, より酸化的雰囲気下で形成されたコンドライトで揮発性元素の損失も 少ない. 特に CI コンドライトの元素存在度は太陽大気のものと良く一致している. CI コンドラ イト的な反射スペクトル型を示す小惑星は見つかっていないが, CI コンドライトが熱変性を受 けた場合に示す反射スペクトル型と似る反射スペクトルを持つ小惑星には例えば 3AU 付近に 多く見られる C,B,F,G 型がある. 現状では CAT 天体やカイパーベルト天体や彗星も炭素質コン ドライト母天体の候補としてあげられ, これらの天体からサンプルが回収され比較できること 68 は興味深い. 分化した隕石は, 主構成物質が珪酸塩鉱物であるエコンドライト, および, 金属鉄（ニッケル を含む）を主体とする鉄隕石, 金属鉄と珪酸塩鉱物からなる石鉄隕石に分けられる. これらもさ らに細分されている（Table 2-10）. 分化した隕石の中には, サブグループとしては別々に分類 されるが, 同位体組成の一致や元素組成が分化の傾向で説明できることなどから共通の母天体 の異なる場所に位置していた（すなわち共通母天体起源）と解釈されている隕石種も存在する. 例えば, ユークライト, ダイオジェナイト, ホワルダイトがその一例である. 表層にユークライ ト, その内側にダイオジェナイトが存在し, 両者の機械的混合がホワルダイト, さらに, 金属コ アと珪酸塩の境界付近のサンプルがパラサイトかもしれないと考えられている. これらの隕石 の酸素同位体組成はほぼ一様で, わずかに見られるバリエーションは質量分別効果で説明でき る. 母天体が分化するためには効率よいエネルギー保持が必要で, 分化した隕石の母天体はコ ンドライトの母天体よりも大きいものであったと考えられる. ユークライト隕石グループの母 天体候補としては, 小惑星 Vesta, あるいは Vesta のかけらであると考えられているベストイド があげられている. シャーゴッタイト, ナクライト, シャシナイト, オルソパイルクシナイトも 同一母天体起源と思われており, 希ガスや窒素の組成がバイキング探査機により分析された火 星大気の値と似ていることから火星起源説が支持されている. 宇宙塵とはどのようなものか 地球にはいろいろな大きさの固体地球外物質が昼夜を問わず降り注いでいる. その総量は, （40±20）x103 t といわれている. このような固体地球外物質はその大きさによって隕石と宇宙 塵に大別される. 大きさ 1mm 未満のものが宇宙塵は呼ばれ, 大きさ 1mm 以上の固体地球外物 質は隕石と呼ばれる. ちなみに, 宇宙塵は地表に降下する地球外物質の 90％以上を占める. こ のように宇宙塵と隕石の区別は大きさの違いにすぎないのであるが, 地球に到達するまでの軌 道進化が異なるために, それらの母天体は異なると思われる. 小惑星帯を起源とする隕石は小惑星帯において近隣の惑星からの重力的影響により軌道が不 安定なったものが, 近地球型小惑星と呼ばれる一群への移動を経て, 地球軌道と交差したとき に地表へもたらされると考えられている. 他方, 宇宙塵は小惑星帯のさまざまなところで生じ た塵が, ポインティングローバトソン効果とよばれる物理効果によって角運動量を徐々に失い, 公転軌道の半径が徐々に小さくなり, 数百∼数千万年かけて地球公転軌道に到達すると考えら れている. このため隕石と比べると, より小惑星帯を代表するバイアスの少ないンプルが得ら れると期待できる. また, 小惑星からのサンプルリターンによってもたらされるであろう試料 は, 宇宙塵のように極細粒の粉末状の試料である可能性が高く, 宇宙塵試料の研究は研究対象 にたいする科学的興味だけでなく, 技術的な点からも重要なものである. 宇宙塵の多くは始原的な未分化の小惑星や彗星を起源とすると考えられている. 例えば, 含 水 IDP あるいは非溶融微隕石と呼ばれる種類の宇宙塵の研究によって, それらは既知の隕石の 単なる破片ではないということが明らかになりつつある. また, 無水 IDP と呼ばれる宇宙塵の 中には彗星起源のものがあるといわれており, その中には母彗星が推定されているものもある. ・宇宙塵の種類について 宇宙塵は大気圏外, 地表あるいは深海底などの様々なところで採取されてきた. 従来採集地 域ごとに異なったグループによって研究されてきたうえに, 採集地域の違いによって得られる 宇宙塵試料のサイズや物理・化学的性質には大きな違いがあるため, 学術用語としては統一を 欠くが, それぞれ異なった名称が付けられてきた. 宇宙空間に存在する固体物質は, 大きさに関わらず, 学術的には「メテオロイド」と総称される . つまり隕石も宇宙塵も元々はメテオロイドである. これらのうち比較的小さなものは, 地球 69 低軌道を飛行する人工衛星表面に衝突して微小クレータを形成したり, 極低密度材エアロジェ ルに捕獲される. この, 人間活動によって形成された物質（スペースデブリ）以外の天然の微小 固体物質は通常「マイクロメテオロイド(micrometeoroid)」と呼ばれる. しかし, 地球低軌道付近 でマイクロメテオロイドの対地速度は最低でも 10km/sec, 場合によっては数十 km/sec まで達す ることもあり, 地球周回軌道上の人工衛星による捕集において, マイクロメテオロイドは捕獲 媒体との超高速衝突の影響（破壊・溶融・蒸発）を免れ得ない. これに対して, 地球大気に突入した宇宙塵は, 大気との摩擦によって急速に減速されると同 時に加熱を受けるが, それでも宇宙空間での捕獲より物理的破壊, 熱的影響の少ない状態で地 球大気に捕獲される. これらの宇宙塵の中でもゆっくりと落下する極細粒の宇宙塵は, 現在で は高度 18km の下部成層圏で主に飛行機を使って採集されている. こうした成層圏で採集され る極細粒の宇宙塵は, 軌道上や極地での多様な試料採集以前に発見されたため, 地球環境にあ りながらもより一般的な用語である「惑星間塵（Interplanetary dust particle: IDP） 」と名づけられ た. そのため, 現在も IDP とは, 宇宙塵の中でも成層圏で採集されたこのサイズのもののみを 指す. この IDP は粒径 5 - 50μm の, 主に珪酸塩鉱物から成る微粒子で, その主要な構成鉱物や 構造から chondritic porous (CP) タイプ, chondritic smooth (CS) タイプの 2 種類に分類できる. CP タイプの IDP はサブミクロンサイズのかんらん石, 輝石, ガラス, Fe-Ni 金属及び硫化物などか らなっている. このタイプの IDP は（1）非常に空隙率の高い構造を持っていて, 理論から推定 されている原始太陽系の初期において形成された塵の構造とよく似ている（2）隕石の中でも炭 素の豊富な炭素質コンドライトと比較しても, より炭素（有機物質）に富んでいる（3）重水素 /水素比が隕石と比較して非常に高い, などの点から彗星起源ではないかと考えられている. 一 方, CS タイプの IDP は滑らかな表面をしており, 主に層状珪酸塩から成っている. 層状珪酸塩 の種類, 組成, 鉱物組み合わせは, 水質変成を受けた炭素質コンドライトのマトリックス部分 に似ており, 起源についても炭素質コンドライト母天体との関連が深いと考えられる. 極地の氷床, 雪の中から見つかる, 非溶融の宇宙塵は, 「微隕石（micrometeorite） 」と呼ばれて いる. これらは粒径 30 - 300μm 程度とサイズが大きいため, IDP よりずっと強く大気圏突入時 の加熱の影響を受けている. 微隕石は, 主にサブミクロンサイズの細粒組織からなるタイプと, 粗粒な鉱物粒子からなるタイプの 2 つに分類できる. 微隕石全体の 8，9 割を占める前者の細粒 タイプは, 層状珪酸塩が大気圏突入時の加熱により熱分解して形成されたと考えられるサブミ クロンサイズのかんらん石, 輝石, 磁鉄鉱からなっており, まれに元の層状珪酸塩が生き残っ ている場合がある. 一方, 後者の粗粒なタイプはかんらん石, 輝石, 長石, 鉄ニッケル金属, ガ ラスなどから構成されている. 細粒タイプは, その全体組成などから, 水質変成を受けた炭素 質コンドライトのマトリックス部分とよく似ている. また, 粗粒タイプは一部普通コンドライ トの破片と考えられるものがあるものの, 大部分が微量元素組成, 酸素同位体組成などにおい て炭素質コンドライトの無水鉱物粒子の特徴を示す. このことから微隕石は炭素質コンドライ トの母天体と近い起源を持っていると考えられている. しかし, その希ガス同位体組成から, 塵のサイズで長期間惑星間空間に存在していたことが示唆されており, 鉱物学的な特徴からも, 単に既知の炭素質コンドライトの細片ではないことが明らかになってきた. ちなみに, IDP にあ るような, 彗星を起源とする可能性の高い粒子は現在のところ極域の氷床中からは見いだされ ていない. このほか, 19 世紀末のイギリスのグローマーチャレンジャー号の海洋調査の際に見いだされ, もっとも古くから研究されてきた宇宙塵が, 深海底スフェルール（Deep sea spherule: DSS）であ る. 特に, red clay と呼ばれる遠洋性の深海底堆積物は, 堆積速度が非常に遅い（1000 年に 1mm 程度）ため, 相対的に地球外起源のスフェルールが濃集している. その後, スフェルールは非溶 融宇宙塵と共に極地氷床, 成層圏などの, 地表で宇宙塵採集に適した場所のいずれからも採集 されている. スフェルールは粒径 10μm - 1mm の球状粒子で, その外観と構成物質から石質, 70 ガラス質, 鉄質の 3 タイプに分類される. 石質スフェルールはほぼコンドライト的な組成を持 っており, ガラス質スフェルールはそれより若干鉄に乏しい組成を示す. 鉄質スフェルールは ニッケルを数％含む鉄の酸化物からなり, しばしば鉄ニッケル金属を含む. スフェルールは一 旦全溶融してしまっているため, 元の物質の鉱物組成・組織の情報は失われてしまっている. 石 質とガラス質については宇宙線生成核種の存在度などから, 宇宙塵として惑星間空間に存在し, 普通もしくは炭素質コンドライトの母天体がその起源天体として示唆されるが, 鉄質について は鉄隕石の溶融飛沫なのか, コンドライト的母天体起源の金属もしくは硫化鉄なのかはっきり しない. 隕石の分類表 Table 2-11 鉄隕石 Iron 石 鉄 隕 Stony-Iron アタキサイト Ataxite ヘキサヒドライト Hexahedrite オクタヒドライト Octahedrite 石 パラサイト Pallasite メソシデライト Mesosiderite シュタインバッハ Steinbach など エ コン ドライト HED 隕石 HED Meteorite Achondrite 火星隕石 Mars Meteorite 月隕石 Lunar Meteorite オーブライト Aubrite ユレイライト Ureilite アングライト Angrite 始原的エコンドライト Primitive Achondrite ホワルダイト Howardite ユークライト Eucrite ダイオジェナイト Diogenite シャーゴッタイト Shergottite ナクライト Nakhlite シャシナイト Chassignite オルソパイロクシナイト Orthopyroxenite* ロドラナイト Lodranite アカプルコアイト Acapulcoite ブラチナイト Brachinite ウィノナイト Winonite EH (3-6) コ ン ド ラ イ ト エンスタタイトコンドライト EL (3-6) Chondrite Enstatite Chondrite H (3-7) 普通コンドライト L (3-7) Ordinary Chondrite LL (3-7) CB3 炭素質コンドライト CH3 Carbonaceous Chondrite CK (4-6) CV3 CO3 CR2 CM (1-2) CI1 R コンドライト R Chondrite (3-6) K コンドライト K Chondrite (3) 71 （参考文献） 「惑星の科学」清水幹生編, 朝倉書店, 1991. 「南極隕石の科学・6 南極隕石隕石」国立極地研究所編, 古今書院, 1987. （日本の所有する南 極隕石について） 「 Meteorites and their parent planets 」 McSween, Cambridge University Press, 1999. 「惑星間塵」山越和雄著, 地人選書, 1984. 地球化学, vol.32, No.4（ 「宇宙塵の物質科学」特集号）, 1998. 惑星間塵の鉱物学, 留岡和重, 鉱物学雑誌, 第 20 巻, 第 3 号, 105∼122 頁, 1991. 地上分析により解決したい課題 ・隕石との対応を明確にする 隕石の分類は, 化学（元素組成や同位体組成など）的, 物理学的, 鉱物学的, 岩石学的手法か ら総合的に行われている. サンプルリターンで持ち帰られた物質についても, 隕石研究で行わ れているこれらの手法を応用することで, 隕石との対応が明確に示されることが期待できる. また, 対応隕石のない反射スペクトル型をもつ小惑星もあるので, そのような小惑星からの物 質に対してもマルチ分析により特徴をつかみ, その起源や進化について詳細に検討できるであ ろう. 分類において欠かせない手法のひとつに酸素同位体分析が挙げられる. 酸素同位体組成 は隕石種ごとに非常によくまとまっており（Fig 2-19, 20）, 分類や起源を考える上で必要不可 欠な情報である. 安定同位体質量分析装置や二次イオン質量分析装置により酸素同位体組成は 決定される. 分析に必要なサンプル量を, Zolensky et al. (2000)および最近の論文を参考にして次節にまと めた. マイクログラムオーダの宇宙塵分析の試みにより微量分析・微小領域分析の進歩は著し い. サンプルリターンにおいては, サンプルの回収量が多いことは地上分析者に歓迎されるが, 回収量を増やすためには回収サンプラーが複雑になることやサンプラー重量が増加したりする ことなどのデメリットも予想される. 実現可能な回収量の一例として, 仮に数グラム程度のサ ンプルが得られるならば, 隕石との対応に必要なデータやその他の基本的情報を取得すること ができると思われる. ただし, 分析や同定に必要なサンプルの量は, 回収された試料の種類や 議論に要求されるデータの精度にも左右されるため, 現時点でトータル何グラムのサンプルが 必要最低ラインかを確定することは難しい. Fig. 2-19 酸素同位体組成比と隕石種(1) 72 17 O 16 O sample 17 − 1 x1000 δ O = 17 O 16 O SMOW Fig 2-20 (permil) 酸素同位体組成比と隕石種(2) 小惑星の反射スペクトル型との対応を明確にする 地上観測による反射スペクトル型と回収サンプルの実験室での反射スペクトル型に違いが見 られるかを明確にする. また, G, C, B, F 型のような類似スペクトル型どおしの差異の原因解明 （分化や風化作用？）や風化や水質変成がスペクトル型へ及ぼす影響について調べる. 各小惑 星反射スペクトル型の特徴や隕石との関連については次章にまとめている. その場観測の情報との関連を調べる サンプルリターンでは水平方向には限られた範囲の情報しか得られないが, カメラによる天 体表層の撮影あるいは地上観測においては水平方向に比較的広範囲の情報が得られる. 両者を 統合し天体全体のイメージを推測していく必要がある. ・母天体上での深さ方向の情報を得る 小惑星表層にはレゴリス層が存在していることが予想され, その厚さは 1m 程度から 10m 程 度と推測されている. 月のレゴリス層はおよそ 5m（海）から 10m（高地）程度であり, 小惑星 はそれに比べて薄くまた均質化の度合いは低いのではと考える研究者もいる. レゴリス試料で は本来の岩石学的・鉱物学的特徴が一部（また大部分）失われているが, 広範囲から由来する 物質が均質化して存在している可能性もあり, 天体表層の平均的情報を与えてくれるかもしれ ない. しかし, 地上観測等であらかじめレゴリス層の厚さを正確に予測することは難しいと思 われる. レゴリスより深い部分にある衝突破砕を受けていない（さらに後述のように宇宙線照 射の影響も少ない）岩石サンプルが回収されれば, 未分化天体ならばコンドルールや CAI の存 在とそこからもたらされる初期太陽系への制約, 分化天体ならば火成作用についての制約, が 得られる. レゴリス層の厚さの推定は難しいものの, 層序を保ち 1m 程度までの深さからサンプルが回 収できると, 風化や宇宙線の影響を調べることができる. 天体表層へ降り注ぐ宇宙線と岩石（岩 石を構成する核種）との相互作用により岩石内では宇宙線生成核種（宇宙線照射起源核種）が 作られる. 宇宙線照射起源核種の定量から, 回収サンプルが天体表層に存在していた時間が推 定でき天体表層の攪拌履歴が検討可能である. 宇宙線照射による核反応の影響が及ぶ範囲は, 太陽宇宙線(SCR)で数 mm から 1cm 程度（月試料での値）, 銀河宇宙線(GCR)で 1m 程度である. GCR の生成率は深さ 1m では極表層部分の約十分の一となる. よって表層から 1mm 以下の部分 では SCR 生成核種が卓越し, その後 1cm までは SCR と GCR 生成核種が同程度, 数 cm より深 73 部では SCR 生成核種は GCR 生成核種より 1 桁以上少なくなる. さらに, 1m 以深になると（深 くなるにつれ）GCR 成分の寄与もかなり小さい. 従って, 数 mm 以内, 50 cm 程度, 1m 以深（例 えば 1.5m）程度の深さからサンプルを回収できると, 宇宙線照射起源核種をもとにして宇宙線 の照射履歴や表層の攪拌履歴などについてより議論することが可能となる. あるいは, 1.5m 以 深から試料を回収できれば, 宇宙線照射起源核種の寄与が少ない可能性も高く, 例えば希ガス 研究においてはもともと捕獲されていた希ガス成分（始源的希ガス成分）を調べることができ る. これまで隕石研究で調べられている事柄と合わせ, 隕石形成時の星雲ガスの制約へと結び つく研究が期待できる. 天体表層には, レゴリス層のほか純然たるレゴリスではないが天体表層での衝突破砕により 生じたブレッチャーが存在しているかもしれない. 隕石 l 研究からわかってきているレゴリス （レゴリスもブレッチャーの一種）およびフラグメンタル／カタクラスティック・ブレッチャ ーについて, 次項にて多少詳しく紹介する. サンプリング方式に関しては, インパクトサンプリングでは層序が失われるためアンカー＆ 掘削方式等が望まれる. また, レゴリス層の厚さの調査や, 層序を保ったまま 1m 程度の深さの ところからサンプル採集が行えるよう, 微小重力下に着陸できるロボットの開発等も期待した い. ・レゴリスに関する研究 上述のとおりサンプルリターンによってもたらされるであろう試料は小惑星表面のレゴリ ス・ブレッチャーである可能性が高い. レゴリスとは，基盤となる岩石をおおう，様々な大き さの岩片がルーズに積み重なった層のことである. アポロ計画において活動した宇宙飛行士の 足跡が月面上にはっきりと残されていることからも分かるように，月では表面には特にソイル と呼ばれる細かい粉体状の物質が多い. このレゴリスは数ミクロンから数 km にいたる様々な 大きさの隕石が月表面に衝突して，月表面の物質が破壊されたり掘り返されたりすることで形 成されたものである. 小惑星の反射スペクトルの偏光特性から月表面と同様の物質がほとんど の小惑星の表面に存在するといってよいかどうかということには問題があるが，今までガリレ オ，NEAR などの探査機によって観測されたいくつかの小惑星や火星の衛星の表面は月と同様 な物質でおおわれていることが知られている. 他方, 隕石においても, 角礫岩組織やそれに類 縁の組織を示すものはいろいろ存在する. 角礫岩組織を示す隕石のうちで，レゴリス・ブレッチャーとフラグメンタル／カタクラステ ィック・ブレッチャーは，ともに様々の大きさの岩片や鉱物片と，それらの間を埋める細粒の マトリックス物質からなる角礫岩組織を示す隕石である. こうした隕石は，普通コンドライト， 炭素質コンドライト，エンスタタイトコンドライト，ルムルチコンドライトのどの種類のコン ドライトにも存在している. 例えば，H コンドライトの 5％，L コンドライトの 22％，LL コン ドライトの 23％，CM コンドライトの約 50％がこのような角礫岩組織を持つといわれており， ルムルチコンドライトにいたっては今まで見つけられたもの全てが角礫岩組織を持っている. また，普通コンドライトの場合，角礫岩組織を示す隕石が，普通コンドライトのなかの化学的 グループの違うものも含めて他の種類の隕石の岩片を含むことは比較的まれである. こうした 例として，H コンドライトのレゴリス・ブレッチャーである Dimitt 隕石が L コンドライトのク ラストを含んでいたという報告がある. これに対して，CM コンドライトのクラストが他の種 類の隕石にゼノリス（異質岩片）として含まれることはままある. 角礫岩組織を持つ隕石がレ ゴリス・ブレッチャーであるかどうかの判断を岩石の組織だけに基づいて行うことはかなり困 難である. なぜなら， 白っぽい岩片とその間を埋める暗色の細粒物質からなる light-dark structure という岩石組織が典型的なレゴリス・ブレッチャーでは見られるとはいえ，両者の最も大きな 違いは，隕石母天体（小惑星）表面に曝されていた証拠があるかどうかということに依ってい 74 るからである. すなわち，レゴリス・ブレッチャーは太陽風組成のガスのインプランテーショ ンを受けており，さらに太陽フレア・トラックを含んでいるが，フラグメンタル／カタクラス ティック・ブレッチャーはこれらを含まない. 両者の判断のためには, 希ガス局所分析と組み合 わせた岩石組織の観察が有効な手段となるであろう. 以下ではさらに, 小惑星のレゴリスを形 成している物質に関して, これまでにコンドライト隕石研究から得られている知見や今後明ら かにしたい点についてまとめる. 普通コンドライトのブレッチャーの特徴 特に普通コンドライトの場合，隕石母天体のいろいろな深さ（あるいは場所）の物質がわず か数 cm 四方の範囲に存在することがあり, このような特徴はどちらのレゴリス・ブレッチャー にもフラグメンタル／カタクラスティック・ブレッチャーにも見られる. レゴリスを作る小さ な衝突ばかりでなく隕石母天体の深いところまで掘り返す大きな衝突も何度も繰り返された結 果と考えられる. ブレッチャー中の岩石片・鉱物片には強い衝撃を受けたことを示すものがし ばしば含まれることもこの考えを支持していると思われる. 普通コンドライトと小惑星の反射スペクトルの比較におけるブレッチャーの意義 良く知られているように，小惑星の反射スペクトルからは S 型小惑星の一部が普通コンドラ イト隕石に関係するものではないかといわれている. しかしながら，そのスペクトルのパター ンを見ると隕石の場合とは違いが存在する. それはスペクトルの赤化の程度の違いである. 普 通コンドライトのレゴリス・ブレッチャーや衝撃を受け細粒の鉄ニッケル金属や鉄の硫化物が 析出することで黒っぽく見えるようになった black chondrite といわれる種類の隕石においても， 短波長側と比べて長波長側での反射能が小惑星の反射スペクトルの場合ほどには大きくなって いない. 月のソイルの光学的特徴を見てみると，月での宇宙風化作用における赤化は，全体の 25‰未 満を占めるにすぎない最も細かい部分がになっており，こうした光学的な変化は物質の表面に 関係した現象であるといわれている. また，こうしたソイルを構成する鉱物粒子の縁にはアモ ルファスなリム，インクルージョンに富むリム，多層構造を持つリム，発泡しているリムとい ったいろいろな種類の厚さ 60-200nm のリムが見られる. そして，リムに含まれる nm サイズの 金属鉄のインクルージョンがソイルの光学的及び磁気的性質に大きな影響を与えている可能性 が指摘された. また，実験的にもこのような nm サイズのインクルージョンを持つリムは再現 されており，こうしたリムの形成には微細な粒子の衝突と衝突時の加熱・蒸発・再凝縮が重要 な役割を担っていると推測されている. もし，小惑星の反射スペクトルにおいてもこうした細 粒フラクションを構成している物質のリムが最も影響を与えているとすると，普通コンドライ ト隕石のレゴリス・ブレッチャーをそのままあるいは粉末にしてスペクトルを測定しても小惑 星のものと直接比較するのは問題があるかも知れない. なぜなら，レゴリス・ブレッチャーで はその構成物がたがいに焼結しているため，上記のようなリムの部分が元々あったとしても変 化してしまっている可能性があるからである. 今後，月のソイルなどでみいだされたような鉱 物粒のリムあるいはリムが変化した物質がレゴリス・ブレッチャーの細粒フラクションについ て見いだされるかどうか鉱物の粒界を, 透過電子顕微鏡を使って調べる必要があるであろう. これらが見いだされれば，レゴリス・ブレッチャーの細粒フラクションと小惑星の反射スペク トルを比較することが重要になると思われる. 炭素質コンドライトのブレッチャーの特徴： 普通コンドライトの場合と比べて，炭素質コンドライトで角礫岩組織を持つものは多い. し かしながら，レゴリス・ブレッチャーかどうかの判断は普通コンドライトの場合よりもより難 75 しい. 炭素質コンドライトの多くは, 低熱変成作用と高水質変成作用のため破壊強度が普通コ ンドライトに比べてかなり低い. そのため，隕石母天体となる小惑星への最終的な集積の際に 形成されると考えられるアクリーショナリー・ブレッチャーと，レゴリス・ブレッチャーやフ ラグメンタル／カタクラスティック・ブレッチャーの組織がかなり似ている. それを区別する 手だては, 岩石組織の詳細な観察と隕石母天体（小惑星）の表面に曝されていた証拠の両方を よく比較することでしか得られない. レゴリスが宇宙線にさらされると, インプランテーション （打ち込み） や, スポレーション （核 破砕反応）で希ガスや他の微量元素の同位体比が変化したり, 放射性核種が生成したりする. エ ネルギーの低い太陽風は, レゴリス表面のせいぜい 100μm 程度の深さまでしか影響を及ぼさ ないが, 銀河宇宙線は表面から数メートルの深さまでレゴリス構成物質の同位体比に影響を及 ぼす. このような宇宙線による影響と衝突による岩石層序の混合により, レゴリス起源の隕石 は通常複雑な希ガス三次元分布を示す. サンプルリターンでは, 実際の小惑星における宇宙線 照射起源核種の 3 次元分布（あるいは 2 次元分布）を示すことができるので, 現在表層にある 物質がいつごろ表層に掘り起こされたかなどについて制約を与えることができるであろう. 角レキ化した CM コンドライトの形成史―角レキ化した CM コンドライトの組織 CM 炭素質コンドライト隕石は主に隕石母天体の水質変成で形成された大量の含水鉱物を含 む. このことは, 隕石母天体は含水小惑星であり, 少なくともある時期, 母天体に水（氷）が存 在していたことを示唆する. また, 希ガスの原始成分（隕石母天体が生成された時に既に含まれ ていた希ガス）を高濃度で含む. 従って, CM コンドライトの母天体のレゴリスは, 前述した太 陽風成分と銀河宇宙線照射起源成分, それに加えて原始成分の三成分の希ガスが混在する. 含 水小惑星のレゴリスの起源と形成プロセスを知るには, これら三成分の隕石中での分布と角レ キ化組織との対応を知る必要がある. Nakamura et al. (1999)では, CM コンドライトの厚さ 200− 300μm 程度の研磨切片を, 電子顕微鏡による岩石鉱物学的な構成物質の同定の後, レーザ抽出 型希ガス質量分析計で局所分析を行っている. そのなかから, レゴリス進化という側面に関連 した結果のみを簡潔に紹介する. CM コンドライトの約半数は角レキ化しており, そのような隕石は主に 2 種類の岩相 （Lithology）から成ることが知られている. Nakamura et al. (1999)が研究した 4 種（Murchison, Murray, Nagoya, Yamato791198）の隕石の研磨切片も 2 種の岩相からなり, 両者の割合は隕石ご とに異なっている. 2 種の岩相は PAR（Primary Accretionary Rock）と CMX（Clastic Matrix）と 呼ばれる. PAR はコンドリュールとその周りのダストリム, さらにその外側はFe, S‐rich なPCP （Poorly Characterized Phases）と呼ばれる物質に富む部分で構成される. この規則的な構造は PAR 全域にわたって確認されるため, PAR はその名が示すとおり, 隕石母天体が集積した時の 構造を残しているものである. 一方, CMX は PAR が衝突時の圧力で破砕されてできたと考えら れ, 細粒な鉱物片で出来ている. PAR に見られるような構造の規則性はないが, 構成鉱物種, バ ルクでの主要元素組成（Si, Al, Mg, Ca, Fe 等）は, PAR とほぼ等しい. CMX の中にさまざまな大 きさ（数センチメートル以下）の PAR が含まれているのが, 角レキ化した CM コンドライトの 一般的な構造である. PAR のサイズ分布は, 含水小惑星の衝突によるレゴリス進化の重要な情報になり得るが, ま だ詳しく調べられてはいない. PAR の判別は, 普通コンドライトの角レキの判別と異なり電子 顕微鏡を用いた観察が必要で, 統計的有為性を示すのに充分なデータを取るには膨大な時間を 要する. しかしながら, CM コンドライトを角レキ化した衝突の衝撃圧は低かったと思われる. 根拠は 2 つあって, CM コンドライトの特定鉱物の衝撃圧起因の組織観察から, CM コンドライ トがその全生成過程で経験した衝突による衝撃圧は他の隕石に比べると低く, 約 10GPa 以上の 衝撃圧を保存しているものは少ないということと, 角レキ化した CM コンドライトが, 一部を 76 除き, 脱水せずに含水鉱物を保持していることである. CM コンドライトの含水鉱物は 20GPa 程 度の衝突で脱水することが知られている. 希ガス微細分布に基づく角レキ化した CM コンドライトの形成過程 約 50 ミクロン径のレーザ光を用いた局所希ガス分析の結果, PAR からは原始成分と宇宙線照 射起源成分の希ガスが検出された. 原始成分の希ガスは特にコンドリュールの周りのダストリ ムから高濃度で検出された. その希ガス組成から, このダストリムには太陽系外起源のダイヤ モンドと, 太陽系起源だと考えられている希ガス原始成分の担体（Phase Q）が, ほぼ均質に分 布していることがわかった. このリム物質はコンドリュールが原始太陽系星雲中で周りに合っ た星雲ダストを付着することで形成されたと考えられており, 従ってリム中のダイヤモンドの 均質な分布は星雲中のダイヤモンドの均質な分布を示唆する. コンドリュールのダストリムの形成, それに引き続く PAR の形成は, 星雲内部のダストやガ スに富む暗黒空間で行われたと考えられる. 何故なら PAR からは太陽風成分が検出されず, PAR が形成された領域は, ダストやガスにより, 太陽風が遮蔽されていたことになるからだ. また, この領域は銀河宇宙線からも遮蔽されていた可能性が高い. PAR からは銀河宇宙照射起 源の希ガスも検出されたが, これらは隕石が最終的に隕石母天体から放出されて地球に降下す る数百万年の間に生成されたものである. なぜなら, 母天体形成時からのすべての照射歴を保 存する安定同位体である希ガスと, 母天体から放出された後に宇宙線照射により形成された放 射性核種である 26Al から割り出した銀河宇宙線への照射期間が一致するからである. PAR が星 雲内でどの程度まで成長したかは, 隕石中の PAR からはわからない. それらは衝突により元の PAR が砕けているからである. PAR がある大きさまで成長した後に, 原始太陽系星雲の散逸が起こったと考えられる. その ため太陽風や銀河宇宙線が PAR 表層に降り注ぎ, PAR 上では他の PAR や小天体との衝突による 合体と角レキ化作用が進行し, 初期の CM コンドライト母天体を形成したと考えられる. 衝突 により極細粒物質に粉砕された PAR の一部は CMX を形成し, これらは細粒であるために表面 積が大きく, 太陽風に曝された部分は大量の太陽風成分が打ち込まれた. このことは CMX 部 分からのみ太陽風成分が検出されることから実証される. 電子顕微鏡による観察では比較的場 所による片寄りのない構成粒子のサイズ分布を示す CMX も太陽風成分の希ガス分布は非常に 不均質である. 最高濃度を示す部分の CMX は, かつて太陽風に直接さらされた部分であり, そ の後の衝突による CMX の混合が十分でなかったために, 太陽風を直接打ち込まれた部分とそ の下部にあった部分の太陽風希ガス濃度の不均一が残されている. 一方 CMX の銀河宇宙線照 射起源の希ガス濃度はPAR と大差ない. このことは, 4 種の隕石が構成していた部分が隕石母天 体表層数メートル以内に存在していた期間が短かった （およそ50 万年以内） ことを示唆する. つ まりこれらの隕石は太陽系の歴史の大部分を母天体の地中で過ごしたことになる. かつて母天体の表層付近に位置していた物質は, 母天体上の衝突現象により掻き乱され地中 に埋没し, 現在の CM コンドライト隕石（PAR と CMX の混合物）の構造になったと考えられ る. 岩石学的証拠から, 地中で現在の構造になったあとも水質変成は続いていたことがわかっ ている. この水質変成は太陽風成分が大量に打ち込まれた CMX の希ガス組成に影響を及ぼし た. CMX の鉱物には太陽風の中でも比較的エネルギーの高い成分（SEP と SF: Solar Flare）, つ まり鉱物内部まで打ち込まれた成分しか検出されない. このことは, 太陽風の低エネルギー成 分（SW）が打ち込まれた鉱物の表面はすべて希ガス保持力の弱い含水鉱物へと変成され, 打ち 込まれた希ガスを失ったと解釈できる. つまり鉱物に打ち込まれた太陽風の一部が水質変成に より脱ガスしたということである. この現象は CM コンドライトに限らず, 他の CI や CR コン ドライトでも見られる. 水質変成がいつ始まっていつ終わったかはまだ良くわかってないが, 大規模な水質変成で形成されたとされる炭酸塩鉱物の形成年代から, 水質変成は太陽系形成の 77 最も初期に起こった可能性が高い. 今回分析した隕石は太陽風の打ち込みの後に水質変成を受 けた証拠を残していることから, これらの隕石の構成物質が母天体表層のレゴリスに位置して いたのは太陽系形成初期であり, したがって, これらはレゴリスの化石である可能性が高い. 今後この種の隕石の角レキ化作用に焦点を当てた研究を行えば, 含水小惑星のレゴリスがどの ように進化していったかをより定量的に議論できるようになると考えられる. Vigarano 隕石 CV コンドライトのブレッチャー CV コンドライトのひとつである Vigarano 隕石は，わずか数 cm2 の範囲にホストの含水鉱物 を含まないマトリックス，コンドルールなどとともに，水質変成作用を被っているクラストや コンドルールを含んでいる. 水質変成作用で形成されている鉱物は，クラストのマトリックス では主にサポナイトであり，ほとんど蛇紋石は含まれない. また，水質変成作用を受けたメソ スタシスは，緑泥石とおそらく Na 金雲母に置き換えられている. これらのクラストに含まれる コンドルールのサイズやコンドルールに含まれる鉄ニッケル金属の化学組成は，水質変成作用 を被っている構成要素もホストと同様に CV コンドライトの還元的サブグループに属すること をしめしている. こうした様々なクラストやコンドルールがひとつの母天体上の異なった場所 に位置していたのが，レゴリス・ガーデニングによって混合したのか，あるいはこの隕石の母 天体の最終的な集積の前に存在していた，同じ化学的グループに属するが履歴の異なった天体 が集積したものなのか（アクリーショナリー・ブレッチャー）は，岩石学・鉱物学的な研究だ けでは判断が付かない. この区別を付けるためにはやはり小惑星表面に曝されていたことを示 す太陽風組成のガスなどの情報が必要である. CI コンドライトのブレッチャー CI コンドライトにも角礫岩組織を持つものが多いが，構成要素の少なくとも一部は小惑星表 層にあった（すなわち過去のレゴリス・ブレッチャーであった）ことが示されている. CI や CM コンドライトについては，一部の特徴が水質変成作用で失われているとはいえ，太陽系初期に おける隕石母天体のレゴリス・ブレッチャーの化石を多く含んでいる. 普通コンドライト隕石 の場合は熱変成作用終了後のレゴリス・ブレッチャーしか見つかっていないが，CM や CI コン ドライトにおいては水質変成作用が終了した後の時代のレゴリス・ブレッチャーがまだ見つか っていない. 角礫岩組織を示す隕石についてのまとめ：原始太陽系星雲における惑星の進化においては， 非常にしばしば衝突現象が起きていたと考えられる. すなわち，塵の濃集層が数多くの微惑星 に分裂した際にも，微惑星から小惑星を含む惑星が形成された際にも，常に既に形成されてい た天体の衝突と合体によって成長したはずである. しかし，その衝突速度には変化があったと 考えられている. すなわち，微惑星の衝突合体が起こる時期に，衝突の相対速度が高速化した と考えられている. だが，このような衝突相対速度の変化を例えば角礫岩組織を示す隕石の構 成要素の粒径分布からいうのはかなり難しいと思われる. なぜなら，例えば普通コンドライト の場合，ブレッチャーの粒径分布は複数回のいろいろな大きさの衝突の結果を重ね合わせたも のだからである. このようなブレッチャーは隕石母天体における熱変成作用が終了してからのレゴリス形成に 対応した岩石である. なぜなら， 先に述べたように金属組織学的冷却速度計が示すように 500℃ 以下まで冷却した熱史の異なった物質が混合しているからである. より高温での熱史の違いを 反映すると考えられる珪酸塩鉱物の組織の違い（それは岩石学的タイプの違いに反映されてい る）はあるが，鉄ニッケル金属からは 500℃付近の冷却速度にばらつきのないというようなブ レッチャーはまだ発見されていない. これは，熱変成作用の起こっている期間が非常に短く， 78 その期間に形成されたレゴリス・ブレッチャーがほとんどなかったのか，そのような岩石がた またま隕石として地球にもたらされていないだけなのかは分からない. あるいは，普通コンド ライトの母天体での熱変成作用が起こる前や， 起こっている間にもレゴリスの形成があったが， 熱変成作用による再結晶と焼結が十分に進んでいなかったために岩石の破壊強度が低く，明瞭 な角礫岩組織を持たなかったうえ，さらに熱変成作用によって角礫岩であったことが分からな くなっている隕石があるのかも知れない. 宇宙風化作用の解明という点については，先に述べたように，普通コンドライトのレゴリス・ ブレッチャーの最も細かいフラクションの研究が重要になるであろう. その研究の進展によっ ては，小惑星レゴリス中のソイルと比較できるより詳しい情報が得られるかも知れない. それに対して，炭素質コンドライト，特に CM コンドライトや CI コンドライトからは，原始 太陽系星雲においてガスが吹き払われる時期と隕石母天体の最終的な集積から母天体表面にお けるレゴリス層形成にいたる時期，及び水質変成作用のおきた期間との間の時間関係を推測す る手がかりが得られつつある. 今後，さらに C 型小惑星の進化（特に表面付近の）について分 かってくると思われる. ・始原的（コンドライト隕石的）物質の同位体異常 SIMS を用いたマイクロメートルスケールの同位体分析も隕石研究において盛んに行われて きている. 例えば酸素同位体分析があげられる. 酸素は隕石を構成する主成分元素であり，隕石 分類の有用な指標であることはすでに述べたが, そのほか原始太陽系星雲の形成環境を調べる 上でも非常に重要なトレーサーとなっている. 最近では, CAI 中の各鉱物における酸素同位体 比のその場分析が可能であり, それにより 16O に富む CAI の元物質の存在が確認されると共に， 初期太陽系星雲中で繰り返し加熱が起こったという証拠が見いだされてきている. 酸素同位体 研究のほか，26Al の壊変によりできた Mg の同位体異常（26Mg の過剰）や 41Ca の壊変によりで きた K の同位体異常（41K の過剰）などについても SIMS による局所分析により精力的に進め られている. さらに, 太陽系が誕生する以前に生成された粒子（プレソーラー粒子）の発見や起 源の探求なども電顕観察や同位体組成の局所分析などから行われることが期待される. ・分化した物質の化学組成 鉱物を詳細に観察することにより, 鉱物が形成された環境に関する様々な情報を得る事がで きる. 隕石内に存在することが多く, 利用価値も高い輝石を例に解説する. マグマが冷えて輝 石が結晶化する際, より Mg に富む輝石がまず結晶化する. そうすると, 回りのマグマは Mg が より多く消費されるために Fe に富むようになり, 結果的に結晶化する輝石もだんだん Fe に富 むようになる. このような過程を経て, 普通に結晶化した輝石は中心が Mg に富み, 周辺が Fe に富むようになっている. これを化学ゾーニングと呼ぶ. では, 総ての輝石が化学ゾーニング 構造を持っているかというと, そう簡単ではない. 深いところで固まった岩石の冷却速度は遅 い. 長い間高温に保たれると, Fe-Mg の元素拡散によって, 輝石は一定の化学組成に均質化され てしまう. すなわち, 化学ゾーニング構造を残している輝石は, 母天体の比較的表層で固結し, 急冷されてできたものだという事がわかる. さらに深いところで長い間高温に保たれると, 離 溶という現象が起きる. 輝石は低温では Ca に富む輝石と Ca の少ない輝石と二相に別れた方が 安定に存在できる. Ca が拡散するのに十分な時間, 高温状態が続けば, その時間と温度に対応 して Ca に富む輝石が板状にもとの輝石の中に発達してくる. 板状構造の厚さは急冷された溶 岩は数十オングストローム, 徐冷された深部岩石だと, 数十マイクロメートルを超える. 鉄隕 石に見られるウィドマン・シュテッテン組織もニッケル含有量が異なる二種類の鉄ニッケル合 金でつくられた離溶組織である. 離溶組織は, 岩石の冷却速度を決める大変有効な鍵となる. 実際の月面や小惑星表面の岩石は, さらに複雑である. 度重なる隕石衝突によって, 岩石は 79 もとの場所から移動し, 多種の岩石と混合している事が多い. また, 隕石衝突による加熱で, 長 い間高温に保たれると, 多種類の輝石の化学組成が均質化してしまう事がある. また, 高温に 保たれる時間が短いと, Fe 含有量の多い輝石から, Fe 含有量の少ない輝石へ, Fe 原子が拡散し, 一見化学ゾーニングのような組織を呈する場合もある. 上記のような情報を駆使し, 例えば Saiki and Takeda (1999) は, Vesta から飛来した可能性の高 い隕石が岩石として固結してから長時間の高温保持とその後の混合を 2 度繰り返し, その後ま た短い期間高温に保持された後, 母天体からたたき出された事を明らかにした. このような手 法も, 分化物質が回収された場合には応用できる. ・始原的（コンドライト隕石的）物質から 太陽系の起源物質としての情報が得られる. 原始太陽系星雲中で, 気体から最初に固化した 物質が集積したものと考えられる. 宇宙空間で, 元素が気体から固体に凝縮する温度は, モデ ル計算によって求められており, 高温で凝縮する元素（Al, Ca, Mg, Si, REE など）や, 低温で凝 縮する元素（S, Se, Cd, Pb, Bi, Ti など）に分類されている. これらの元素の濃度を, 各回収サン プル, コンドライト隕石, モデル計算とで相互比較することにより, 集積時の温度, 圧力, 酸化 還元状態などの制約やサンプル間での違いを明らかにする. 違いが生じる原因は明らかではな いが, 集積時の太陽からの距離などに特に依存しているのかもしれない. 例えば「CAT 天体サ ンプルリターンミッション」ではこのような問題が解決できる可能性が高い. ・分化した物質から 微惑星の集積・合体時の衝突エネルギーや放射性核種の壊変エネルギーにより天体内部が溶 融し物質の分化が起こる. 分化した隕石の微量元素分析から, 母天体の集積, 溶融, 内部構造の 進化過程の推定が進められており, 以下のような研究例（分析元素の例）がある. 親鉄元素（例えば白金属元素） 鉄との親和性が強く, 惑星の中心核に濃集する元素群. 隕石中の存在度と起源物質（コンドラ イト隕石）との比較から, これらの元素が惑星の核—マントル間でどのように分配しているか を推定し, 核の形成・成長過程を推察する. 親石元素（例えば希土類元素） ケイ酸塩鉱物中に取り込まれやすい元素群. 惑星内部の層分化が進むにつれて表面の地殻部 分に濃集する. 惑星表面で地殻がどの程度発達していたのかを推定する. 揮発性元素（例えばハロゲン元素 F, Cl, I, Br） 高温過程を経ると揮発する元素. 存在度から, 衝突などによる変成の度合いを推定する. 特にサンプルリターンでは, 分化プロセスの解明のほか, 分化の程度と関連ある事柄を明らか にしていきたい. 母天体のサイズ, 太陽からの距離と相関があるのであろうか？このような研 究は, 例えば「ミッション族小惑星マルチフライバイ＆サンプルリターンミッション」や「ス ペクトル型既知 NEO マルチランデブー＆サンプルリターンミッション」において解決できる 可能性が高い. ・年代に関する情報 放射性核種の壊変をもとに年代決定を行う. 隕石で用いられている手法を応用し, 様々な放 射性核種を用いることで, 一つのサンプルに対し異なる意味を持つ複数の年代を求めることが 可能である. 放射性核種は半減期の長さの違いから長寿命核種と短寿命核種とに大別できる. 80 前者は太陽系の年代に相応する半減期（数億年から数十億年）を持つ放射性核種を用いる方法 で, 238U, 87Rb, 40K などがある. 後者は一般に 1 億年程度より短い半減期を持つ核種で, 太陽系形 成初期には存在したが現在は壊変し尽くしている核種である. 26Al, 53Mn, 60Fe, 129I, 244Pu などが あり, このような核種の存在は, 太陽系を作るもととなった星の元素合成や太陽系形成初期の 時間スケールを制約する. 短寿命核種からは相対年代が求まるが, 絶対年代のわかっている基 準隕石を用いることなどにより絶対年代に置き換え議論することが可能である. 年代のもつ意味から分類した場合は, 以下のような年代決定を行えることが期待できる（参 照：Fig. 2-21）. 用いる分析手法, 分析機器については後述する. 隕石の形成年代に関しては, 例えば普通コンドライトの燐酸塩鉱物の U-Pb 年代からは, 岩石 学タイプ（熱変性度）の異なる普通コンドライト隕石の年代が 4.56-4.50Ga であること, 熱変性 度が高くなるにつれてその形成年代が若くなること, などが報告されている. CAI の年代など も考慮すると, 「CAI 形成→コンドリュール形成→微惑星形成→原始惑星形成→冷却」と, 太陽 系初期のわずか約 7 千万年の間に天体進化が起こったと考えられる. 小惑星から直接回収され た試料について同様の年代分析を行うことにより, 上記進化のタイムスケールが一義的なもの なのか, 母天体ごとに異なるタイムスケールで進化したのかなど, 新たな知見が得られること が期待される. 近年の質量分析法の高感度化・高精度化は著しく, 固体元素質量分析装置（TIMS; Thermal Ionization Mass Spectrometer）, 希ガス質量分析装置, 二次イオン質量分析装置（SIMS; Secondary Ion Mass Spectrometer）などを用いることにより微量分析に対応しながら年代測定が行える. 例 えば SIMS では, 分析に適した鉱物が見つかれば ng 量の試料で U-Pb 放射壊変系等を用いた年 代測定が可能である. 現在国内では複数の SIMS が稼働しており, これらの装置では, U-Pb 年代 のほか短寿命核種を利用する Al-Mg 法や Mn-Cr 法なども行える可能性も期待できる. 回収試料 の鉱物種に応じて最適な年代測定法を適用していくことが理想的である. TIMS を用いての年代 測定も U-Pb 年代・Rb-Sr 年代・Sm-Nd 年代など実績ある測定手法が存在し, 信頼ある絶対年代 を求めることができる. また, 希ガス質量分析装置では, 消滅核種（129I や 244Pu）についての情 報や, 宇宙線照射履歴・照射年代が得られる. 複数の装置・手法を用いることで, 母天体が形成 されてから現在に至るまでに被ったイベントについて時間軸を入れることが可能となる. ガスなどが 一部脱ガス 衝突 変成 ＊︵火成活動︶ ＊︵ コア形成︶ 固体の析出 元素合成終了 固化年代・ 変成年代 （ I- X e , A l- M g M n - C rな ど ） 40億 年 現 在 46億 年 宇宙線の照射 （天 体 表 層 ） 小 片として母 天 体 から放出され地球 にもたらされると − ＞ 隕 石 固 化 年 代 ・ 変 成 年 代 （ U - P b , R b - S rな ど ) コ ア 形 成 の 年 代 （ W - H fな ど ) ガ ス 保 持 年 代 ・衝 突 年 代 （ K - A r , U ,T h - H e な ど ） 宇宙線照射年代 3H e , 21N e , 38A r ＊分化天体のみ Fig 2-21 宇宙物質試料の絶対年代測定：測定同位体元素と太陽系進化の履歴 81 ・有機物探査（前節参照） 炭素質コンドライトと関連がありそうな C, G, K 型小惑星や CAT 天体からのサンプルには特 に興味がもたれる. 生命に関係する可能性のある複雑な有機物が存在するかを明らかにする. この目的のためには, 地球への帰還時に試料が高温になったり, 途中で地球物質に汚染された りしないよう充分配慮することが必要である. ・族小惑星の起源 小惑星族には, 単一の反射スペクトル型を示す族（例えば S 型ばかりの Koronis 族）も複数 の型を示す族も存在する. それぞれの族は単一母天体起源であるのか？これは単一族からマル チサンプルリターンを行い（ファミリーミッション）それぞれのサンプルを隕石分類と対応さ せていくことにより判断可能と思われる. もともと族小惑星は軌道要素が似通っていることか ら同一天体起源であることが提唱されてきました. これを物質分析というまったく違った研究 手法から検証・判断していくわけである. 判断基準の一例としては, 単一母天体起源であるなら ば酸素同位体組成は一致するか質量分別直線上に並ぶことが予想される. また, 年代のリセットや衝突による鉱物組織への影響など衝突に関する証拠が残されていれ ば, 同一天体であったことを裏付けることになる. 分析手法の現状 隕石研究で行われている手法を応用することで, 小惑星から回収されたサンプルについて主 要微量元素・同位体分析, 年代測定, 有機物測定, 岩石学的・鉱物学的観察などを行っていくこ とが可能である. 国内においても以下のような分析装置を用いた研究が行われており, その多 くが世界レベルの技術と実績を持っている. 微小試料を扱う設備が整っているかについては必 ずしも十分であるとは限らないが, 宇宙塵分析などを通して現在も技術や設備の向上が進んで いる最中である. 全岩分析の例 ICP-MS（誘導結合プラズマ質量分析）−化学処理を含む ICP 発光分析（誘導結合プラズマ発光分析）−化学処理を含む NAA（中性子放射化分析）−化学処理を含む場合も XRF（蛍光 X 線分析） XRD（X 線回折） TIMS−化学処理を含む 希ガス同位体質量分析 酸素同位体質量分析 GC（ガスクロマトグラフ） 赤外分光分析 ラマン分光分析 ほか 局所分析の例 EMPA（電子マイクロプローブ） SEM（走査型電子顕微鏡） TEM（透過型電子顕微鏡） AFM（原子間力顕微鏡） AES（オージェ電子分光） 82 SR-XRF（シンクロトロン放射光 X 線分析法） PIXE（粒子線励起 X 線分析法） LS-ICP-MS（レーザサンプリング誘導結合プラズマ質量分析） SIMS（二次イオン質量分析） TIMS−化学処理を含む LS-希ガス同位体質量分析 LS-酸素同位体質量分析 LS-有機物質量分析 CL（カソードルミネッセンス） ほか これらの分析で必要な試料量, 破壊分析か非破壊分析か, 前章で記した研究課題との関連, などについて Table 2-11 にまとめた. Zolensky et al. (2000), はやぶさ探査計画書, 国内での現状 等を参考にしているが（努力目標も含む？）, 分析に必要な試料量は持ち帰られるサンプルの 組成や求める分析精度などにより異なることに留意する必要がある. 多くの分析において, マイクログラムオーダの試料でキャラクタリゼーションが可能である ことが期待できる. ただしそれは上記のようにサンプル組成や要求分析精度に左右され, また, 分析の多くが局所分析であることにも注意したい. 小惑星全体としての特徴を明らかにし, ま た隕石データべースとの比較を行うためにも, 全岩試料の分析も不可欠である. そのためには, 例えば, 酸素同位体分析については, 数 mg の試料で分析を行えば 1‰以下の誤差で同位体組成 を求めることができ, 隕石データとの比較が確実に行える. 同様に, mg 程度の試料で全岩化学 組成を求めることも, 隕石との対応や母天体像を知るために必要であろう. 希ガス分析に関し ても, レーザを用いる局所分析とともに, 全岩あるいは鉱物分離した試料の段階加熱分析など が, 熱履歴や同位体組成を精密に知るために有効である. このように総合的な分析フローは, 非破壊分析から破壊分析へ, 全岩分析（全体の特徴づけ）から局所分析へ, 限られた試料量から 最大限の分析成果が得られるよう検討されるべきである. 83 Table 2-11 小天体採集試料の研究課題と分析方法 研究課題 物性 化学 形状 粒度分布 光散乱特性 質量 比熱・熱伝導 弾性率 磁気 バルク密度 反射スペクトル 元素組成 分析装置例 最小試料 量の例 試料 状態# 高分解能 CCD 顕微鏡 高分解能 CCD 顕微鏡 レーザ顕微鏡＋ 偏向レンズ マイクロ天秤 熱電対? AFM? MFM? XTM （X 線 CT スキャン） NIRS+XRS 較正装置 XRF INAA ng ng ng ○ ○ ○ ng ng ng ng –μg ng ○ ○ △ △ △ ○ ○ ○ ng ng -mg × RNAA 同位体組成（元素 組成決定を含む 場合もあり） 有機物組成 鉱物 # 元素・物質の存在 状態 鉱物種・組織構造 ICP-MS ng –μg × SR-XRF PIXE SIMS ng ng ng ○ ○ × TIMS ng -μg × ICP-MS 希ガス同位体質量分析 酸素同位体質量分析 ng –μg μg - mg μg - mg × × × ng ng -μg ng × × ○ ○ ○ ng ng ng ng ○ △ ○ ○ ng △ 有機物質量分析 ガスクロマトグラフ 赤外分光分析 ラマン分光分析 高分解能 CCD 顕微鏡 SEM/EDX, EPMA TEM SR-XRF ガンドルフィ X 線カメ ラ＋XRD CL 特徴, その他 多元素同時分析が可能 分析過程での地球物質による 汚染の影響が少 分析過程での地球物質による 汚染の影響が少 高感度 多元素同時分析が可能 レーザサンプリングも可 高感度・高空間分解能 高感度・高空間分解能 同位体分析および水素からウ ランまで幅広く元素分析が可 能 U-Pb, Rb-Sr 等の年代測定には おそらく mg オーダが必要 レーザサンプリング法も可 レーザサンプリング法も可 高精度分析が可 レーザサンプリング法も可 分析に際し試料は, ○：そのままで OK; △:加工（エポキシ使用）等が必要; ×:破壊や汚染が避けられない （参考文献） Zolensky, Pieters, Clark and Papike (2000) Meteoritics and Planetary Sciences, 35, 9-29. 「はやぶさ計画概要」宇宙科学研究所, 2000.3 「固体惑星物質科学の基礎的手法と応用」武田弘ほか編, サイエンスハウス, 1994 84 採集試料の処理・保管と分析の流れ 国内では現在, はやぶさによるサンプルリターン計画が進められており, 持ち帰られた試料 の処理・保管・研究者への分配（これらの一連の作業をキュレーションと呼ぶ）について議論 や検討が進められいる. 日本には現在までのところ NASA ジョンソン宇宙センターのようなキ ュレーションを一手に引き受ける組織や施設がなく, 南極大陸で採集された南極隕石や宇宙塵 は国立極地研究所で, 国内で採集された隕石は地質調査所や国立科学博物館などで, 日本初の 回収型衛星 SFU の表面に衝突した宇宙塵試料は旧 NAL, ISAS, NASDA の三機関が協力しなが ら, システマティックな人や技術の交流もないままに, 別々に管理されている. はやぶさでは, 数 g の小惑星物質が 2007 年に持ち帰られる予定であり, その試料を最低限の汚染で, 保管・分 析され, また多くの研究者に有効に研究に使用されるようキュレーション体制の整備が進めら れている. それははやぶさの問題にとどまらず, 前述のように現在では個別に行われている宇 宙物質の受け入れ体制を相互協力や組織だって行っていくようにすることへも関係する. ポス ト はやぶさでは, はやぶさのキュレーション体制を引き継いで利用することが, 技術面からも 資金面からも必須である. ここでは, はやぶさの探査計画概要での議論を中心にキュレーショ ンについてまとめる. 微小試料分析技術 採取試料量は未定であるが, おそらく, グラムオーダの全試料を各研究者にマイクログラム あるいはミリグラムオーダで配分することになることが予想される. 宇宙塵やはやぶさでの経 験を十分に生かし, さらに訓練や経験を積むことが望まれる. 初期のキャラクタリゼーション やキュレーションには, 微小試料の分析技術を磨いた研究者から編成されるチームをいかに組 織するかが極めて重要である. 汚染管理の基本的な考え方 微小な試料であるほど, 簡単に汚染されてしまう. そこで, 探査機の材料や製作・打ち上げ・ 回収・分析の各段階で, 地球環境および人工の汚染物質を極力排除する努力が必要である. 試料 の汚染として, フライト品製作時, 総合試験から打ち上げまでの地上作業時, 試料採取時, 探査 機航行中, 地球に再突入時の時期が考えられる. 汚染管理の考え方は, （1）設計（ノンフライ ト品を含む）による自衛策, （2）窒素パージのような運用上の工夫, （3）完全な汚染除去は現 実には不可能なので, せめて各段階でどのような汚染物質が付着したかを継続してモニターす る, の3つに大別される. 汚染管理の効果は一番手を抜いた部分に規定されてしまうので, それ ぞれをオーバースペックになることなく, バランス良く実施することが重要である. 例えば, いくらクリーンルームやクリーンブースで注意を配っても, 野外と同じ程度の固体微粒子フラ ックスを持つ衛星組立室や整備塔内で汚染管理を緩めてしまうと, それまでの努力が水の泡に なってしまう. また逆にクリーンルーム内では人が作業していないときには極めて清浄度が高 いので, 特に積極的なパージをしなくとも, 物理的なフタをかぶせておくだけで, 十分な汚染 対策になっている. 汚染管理の具体例（はやぶさの場合） 探査機航行中の汚染は, 探査機自身からの汚染が最大のものである. したがって, サンプラ ー材料中の不純物の検討, 各材料のブランクピースの保管・分析・記録, 大気圏脱出や宇宙に出 た最初の 1−2 ヶ月に起こる脱ガス及び再吸着からのサンプラー内壁表面の汚染防止などが課 題である. サンプラーの金属材料は, 高純度の同一品番の金属合金（ステンレス鋼およびアルミ ニウム）で統一をはかっている. サンプラー表面の汚染には, 固体微粒子の他, フライト品の製 造過程での殺菌や作業中の被膜・フタなどの自衛手段によって, 有機物質と気体成分の吸着に 85 ついても注意する. なお, 試料採取時のプロジェクタは, 火薬燃焼ガスが漏れない設計になっ ている. サンプルリターンの最大の科学的価値は, 地球環境と反応していない, 宇宙空間に曝露され たままの情報を保持していることである. しかし, 地球再突入およびカプセル回収時には, 大 気をはじめとする地球環境による汚染が問題になる. 地球環境による汚染は, 特に, 小惑星試 料が元来含有する有機物や気体成分の分析を困難にする. また, 水蒸気成分等の吸着は弾性率 等の物性を変化させる. これらへの対策としては, カプセル内のキャッチャコンテナ内部で真 空状態を保持し, キュレーション施設での真空チェンバーと窒素パージチェンバーによって作 業・保管することを計画している. また, これらの汚染を低減する努力はもちろんであるが, 汚染を皆無にすることは不可能で ある. したがって, 地球上において模擬実験を十分実施して, 考えられる汚染の定量的な検討 を行い, 分析結果の誤った理学的解釈を回避する努力が大切である. 他にも各材料のブランク ピースの保管・分析, フライト品製作の各工程でのパーティクルカウンターなどの能動的なセ ンサや, ウィットネスプレートの定期的な交換による受動的な検査によって, 作業環境の汚染 レベルをモニター・記録しておくこと, キャッチャ内に高純度のアルミ片やサファイヤなどの 小型ウィットネスクーポンを装備するという対策が練られている. 有機分析では固体微粒子以外にも, 多くの汚染物質を考慮しなくてはいけない. バクテリア の繁殖からは, カルボン酸やアミノ酸, 空気中の霧や塵からはアミノ酸, 低分子炭化水素, 低分 子カルボン等, 人間の脂や汗からはアミノ酸脂肪酸, 各種の溶媒や試薬, 器具の汚れからも 様々な有機化合物が混入する. それぞれを防ぐためには, 滅菌洗浄, クリーンルームやクリー ンベンチの適切な性能の維持やクリーンスーツ・マスク・手袋の着用, 溶媒試薬の精製などの 対策を正しく行わなくてはならない. その際の使用可能な器具としては, パイレックスガラス, 石英ガラス, アルミニウム等の金属, テフロンらがあり, 使用できない材質には一般のプラス ティック（塩ビ, ポリエチレン, シリコンゴム, ゴム等）, グリース, 排気型ロータリーポンプ, 都市ガスバーナー（PAH の発生）等がある. アポロ計画では, チャンバー内での容器はステン レス, アルミ二ウム, テフロンなどが使われた. また作業者が真空チェンバーにグローブボックスを突っ込んで作業を行うことは, その気圧 差から宇宙服の膨れた手袋のように作業性が悪く, また少しでも破れがあると簡単に機密漏れ を起してしまう. そこでアポロ計画でも宇宙検疫の問題を解決した12 号による回収試料からは, 試料の初期分析やハンドリングは真空ではなく, 表面吸着や酸化の心配がない不活性ガスとし て, 窒素雰囲気で行われた. チェンバーの気温も, 最近発見されたモナハン隕石のように, 潮解 しそうな岩塩の中に宇宙起源の水が入っているというケースを除けば, 氷点以下の保存は絶対 条件ではない. 勿論, 帰還カプセルが大気突入時に高温になったり, 落下地点の砂漠で回収さ れるまでに日光によるコンテナ内部の温度上昇が起きた際には, 試料から脱ガスが起こること が予想される. そこでコンテナを開ける際には, 真空チェンバーの中でそうしたガスをトラッ プする専用容器を取りつける. 初期分析の流れ（はやぶさの場合） これまで協議されてきた初期分析の流れに関する試案は, およそ以下のようなものである. まず, 着陸地点で無事にカプセルから回収されたキャッチャコンテナは, ただちに専用容器に 移され, 一度も開けることなく日本にあるキュレーション施設に JAXA/ISAS の責任者がアテ ンドして空輸にて持ち帰る. 施設に到着したコンテナは外部を殺菌・洗浄された後に, 施設内に 設置されているクリーンルーム内の真空チャンバーにおいて基本的にはグローブボックス, あ と数年で技術が成熟すればマニピュレータ（例えば, 東大先端研で開発しているナノロボット （分子を積んでピラミッドを作る微動制御マニピュレータ）技術やバーチャルリアリティ技術 86 の応用）を使って開封される. その際, キャッチャ内に試料から脱ガスした希ガス成分や揮発性 成分が充満している可能性があるので, 専用の容器を用いてトラップしたガスを気体質量分析 装置用のバイアルに導く. 次に真空中で行わなければならない, 試料全体に対する最低限の検 査項目の分析, 具体的には全体の秤量, 光学撮影（光学情報, 粒度分布, 形状, 鉱物組み合わせ など）, AMICA・LIDAR・NIRS ら探査機搭載機器の較正等を行う. この段階が終わると, 試料 の総量が許容する限り, 短寿命放射性元素の測定に供する分だけの試料をチェンバーのエアロ ック外に出して, 分析担当者に回す. 残った全試料は, あらかじめ日米で合意した比率（Fig 2-22）に応じて分割される. その後の初期分析に供されるのは全体の 15％分の質量であり, それ以外のフラクションはた だちに真空保管庫に移される. それ後の流れの基本的な原則は, 以下の三つである. (1)バルク（全体）から個々の試料へ; (2)非破壊分析から破壊分析へ; (3)キュレーション・初期分析施設内部（インハウス）から外部の専門施設（アウトソーシ ング）へ. Fig2-23 にあるような基礎的なキャラクタリゼーションを 15％の試料に対しておこなった後, 全体の分析結果を学術雑誌やプレスレリースなどで公表する. その後, 同データおよび粉末試 料の一部については個々の粒子の記述を, ネットワーク上のデータベースカタログなどの手段 で公表し, 詳細分析について公募を国内外で行う. その際, 真空保管庫に保管されていた 85％ の試料は, 現案では国内研究者用の公募研究に 15％, 国籍を問わない公募研究に 15％, そして NASA への譲渡に 10％を配される. 残りの 45％は, さらに将来の研究他の目的に供するために 保管する. 但し試料回収から, 初期分析, 詳細分析公募までのタイムスケールは, およそ 1 年間 という合意があるだけで, 詳細な日程は今後の検討課題である. Fig 2-22 回収試料の分配・保管（現案） 87 Fig 2-23 はやぶさ回収試料の初期分析フローチャート（案） 88 キュレーションと初期分析施設（はやぶさの場合） 回収試料の最大の汚染源は, 研究する人間自身と大気である. したがって回収試料を汚染か ら守りつつ迅速に初期分析を行うため, キュレーション施設では各種作業の能率を落とすこと なく, できるだけ人の出入りを最小限に留めたい. そこで現在の叩き台としては, Fig.2-24 のよ うに, 作業内容別に幾つかのクリーンレベルに分けられつつも, 各クリーンルーム・作業部屋の 間ではイントラネットによって自由に画像, 音声, データのやりとりができるような, 「テレア ナリシス（遠隔分析） 」施設を提案している. Fig.2-24 では, 下へ行くほど, また左へ行くほど空気清浄度および気圧が上っていく. 最も上 に描かれているギャラリーは, 真空ポンプや空気調整器, 窒素ポンプなど, より内側にあるク リーンルームに必要で, 外部との交換が必要な装置が置かれている, イントラネットで結ばれ た端末を統合するサーバーやデータベースもここにまとめられている. また外部からの見学者 やクリーンルーム内の作業者に連絡する者も, ここに普段着のまま訪問できる. その横の準備 室はやや陽圧になっており, キャッチャコンテナの洗浄などが行われる. 続く着替え室にてク リーンルームに入る者は, クリーンスーツに着替え, 空気シャワーを通ってから, X 線アナライ ザー付き電子顕微鏡や XRF などの非破壊分析装置を操作したり, 必要ならばサンプルの前処理 を行うプローブ室へ入る. ここに設置された初期分析用の装置は, 隣の試料室にある試料チャ ンバーから大気を介することなく, 直接試料を受け取れる構造になっている. さらに清浄度の 高い空気チェンバーを通って, 試料室に入ると, ここに前述の真空チェンバーと窒素パージチ ェンバー, および真空試料保管庫とクリーンベンチが設置されている. 左下に描かれた温度調 節機能のついた真空チェンバーにエアロックを介してキャッチャを入れ, 前節のような真空中 で行う最低限の検査と, 85％の試料の真空保管を行う. 初期分析用の 15％の試料については, 作業性を高めるために隣の窒素パージチェンバーに移動され, アポロの月面試料と同じように グローブボックスを使って, 主に非破壊の物理測定を中心に作業を進める. この試料室での初期分析作業は, その後の初期分析のアウトソーシング部分や公募の詳細分 析にも大きく影響するため, なるべく様々な分析手法の専門家の意見をリアルタイムで取り入 れながら, 進めていくのが望ましい. しかし最も清浄度の高いクリーンルームに大人数を入れ ることはできず, 微小粒子を取り扱うことに熟練した研究者ばかりでもない. そこでこの部屋 での作業風景, チェンバー内の手元作業, および光学 CCD 顕微鏡の画像や電子顕微鏡・XRF の 取得データなどは, イントラネットを介して実際の作業者 （最大 2−3 名程度） の音声と共に, キ ュレーション施設の外部にある会議室に送信され, そこに集まった専門家達とインタラクティ ブに議論したり, サジェスチョンを受けながら, 分析作業を進めていく. 遠隔医療や遠隔教育 などはすでに機能しているが, 遠隔分析はようやく製薬会社数社で試験的に運用が始まったば かりであり, NASA/JSC にもない革新的なシステムである. しかも従来型のキュレーション施設 よりもコンパクトながら, 多くの専門家の意見をタイムリーに反映して, 効率の良い初期分析 作業が行える. その他 回収試料を受け入れる体制づくりは始まったばかりである. はやぶさにおいては, 上に述べ てきた課題の他にも (1) (2) (3) (4) 責任者や専門研究者の配置（人数や分担等）について 分析者の募集や選定の方法について 外国との協力関係について 宇宙検疫について 89 などが議論・検討されている. はやぶさでの分析体制の整備に協力し参加していくことは, ポス トはやぶさでよりよい成果を得ることにつながるはずである. Fig. 2-24 はやぶさ試料のキュレーション・初期分析施設案の一例 90 2.2.4. ＜地上観測＋現地探査＋地上試料分析＞隕石タイプと小惑星 反射スペクトル測定 まだ母天体が明らかな小惑星からのサンプルは人類史上地球に持ち帰られていないので，そ の鉱物組成を調べる唯一の方法は，小惑星による太陽光の反射スペクトルを用いたリモートセ ンシングである．地球表面のリモートセンシングの場合は，対象の地域からサンプルを回収し て，実験室でそれを測定・解析することができるが，小惑星の場合はそれがまだできないので， 隕石・宇宙塵や地球の岩石・鉱物のスペクトルを実験室で測定して小惑星のスペクトルと比較 することが一般に行なわれる．小惑星表面にも月の表面のようにレゴリスがある程度あると考 えられるので，一般にサンプルを粉末にしてスペクトルを測定する．一般に用いられる波長は 0.3∼2.6 nm 程度の近紫外・可視・近赤外であり，小惑星によっては 3 nm の水の吸収帯を測れ るものもある. このように細かいレゴリスがある小惑星の場合，この波長帯での反射スペクト ルに反映されるのは，小惑星表面の 1 mm 程度であることに注意する必要がある. 小惑星の分類と隕石との対応 小惑星は一般に，その 0.3∼1.1 nm あたりの反射スペクトルを主成分解析することによって 分類されているが，ここでは Tholen による 14 の分類（Fig. 2-25）に，2.6 nm までの近赤外スペ クトルに基づいた Bell による K 型と Gaffey らによる S 型の副分類を合わせたものを採用する． G, B, C, F 型は, 紫外吸収以外は全体的に暗く平らなスペクトルを示し，以前はまとめて C 型 と呼ばれ，CI1 または CM2 コンドライトの粉末から細かい粒子を除いたものに似た表面組成を 持つと考えられていた．その後のより詳しい観測から，確かに CM2 と似た 0.7 nm のサーペン ティン等の吸収が発見されている．C 型から G, B, F 型が分離された後は，それらは熱変成等で C 型から変化してできたとも推測された．最近になって，実際に熱変成を受けた CI または CM コンドライトが日本の南極隕石から多く見つかり，Hiroi らによる研究によって，それらのスペ クトルは G, B, C, F 型に似ているので，G, C, B, F 型全てがある程度熱変成を受けているとも考 えられるようになった． M, T 型も，右上がりである他は特徴に乏しいスペクトルを示す．M 型は，所々に見られる浅 い吸収を除けば鉄隕石の粉に似ていて，それらしい高いレーダー反射率を示すものもある．し かし，M 型小惑星の中から含水鉱物の吸収をスペクトルに示すものが報告されていることから， その指摘には疑問も多い．T 型は鉄隕石とトロイライトのスペクトルの中間的なスペクトルを 示すので，非常にトロイライトに富む鉄隕石があったら，T 型のスペクトルを示すと思われる． P 型と D 型は非常に暗い右上がりのスペクト ルを示すことから，これらの表面物質は有機 物を多く含むと考えられている．隕石には P, D 型に対応するものがなかったので，惑星間 塵にはそれらに近いものがあると考えられて いた. しかし，最近 Hiroi らによって Tagish Lake という新種の隕石（CT2 コンドライトと いう名称を提唱） の反射スペクトルが測られ， それがD 型小惑星に非常に似ていることが明 らかになった. 今後 P 型に対応する隕石も見 つかる可能性もある. S 型と K 型のスペクトルは珪酸塩の特徴的 な吸収帯を示し，0.3 から 0.7 nm にかけてス Fig. 2-25 小惑星スペクトル分類法の変遷 ムーズに上っていくのが特徴的である．K 型 (Tholen による) は 1 mmnm 付近にカンラン石の浅い吸収帯を 91 示し，CV3 コンドライトに似ているが，明るさが少し異なる．S 型は 7 つに細分されていて， カンラン石に富む S(I)から低 Ca 輝石に富む S(VII)までとバラエティが大きく，少なくとも石鉄 隕石などの分化した隕石がこの S 型に含まれるはずである． S 型の中でも S(IV)は，普通コンドライト（H，L，LL）に最も鉱物組成が似ていることが Gaffey らに指摘されている．しかしながら，上述の右上がりの紫外・可視スペクトルは，どの普通コ ンドライトにも見られないもので，それは金属鉄が多いためであるとか宇宙風化作用の影響で はないかとも考えられている．ここには示していないが，スペクトルが普通コンドライトに似 たその他のものとしては Q 型という小さな小惑星が幾つか見つかっているだけである． E, R, V, A 型は，珪酸塩の特徴を特に強く示しているものである．E 型は 0.9 nm と 1.8 nm に浅 い吸収帯を示すが，それらは鉄含有量の非常に少ないエンスタタイトの特徴であり，オーブラ イト隕石に似た物質かもしれないが実際にスペクトルが良く合った例はない．1.25 nm 付近の 浅い吸収は，斜長石の特徴とも考えられる．A 型はほぼカンラン石のみの吸収帯を示し，カン ラン石に富むエコンドライトか石鉄隕石のパラサイトに似た物質と考えられている．R 型は， 輝石による 2 nm 付近の吸収が E 型より深くて長波長よりなので，鉄の含有量が E 型よりも多 い輝石を持つはずである．0.9 nm から 1.3 nm あたりに広がった吸収帯はカンラン石がかなり入 っているためと思われる． V 型は R 型に似ているが，0.3 から 0.7 nm のスペクトルの形が S, R, A 型とは違って角ばって いる．そのことと，輝石の強い吸収(1 nm と 2 nm)と斜長石の吸収(1.25 nm)を示すことから，V 型は水を含まない玄武岩質物質と考えられており，隕石の中では HED 隕石がそれに最も近い ことが McCord らによって 30 年も前に知られていた．実際にある種のハワルダイトを細かい粉 末にしてスペクトルを測定すると，ほぼ完全に V 型の Vesta のスペクトルと一致する．このこ とから，Vesta の表面には細かいハワルダイトのようなレゴリスが存在すると思われている．ま た，Vesta の軌道の周りと，そこから木星との 3:1 の周期同調点(Kirkwood Gap)へ延びたあたり に，最近多くの小さな V 型小惑星が見つかっているが，それらは Vesta から飛び出した物質で あり，3:1 Kirkwood Gap を経て地球に HED 隕石として降って来つつあるものではないかと考え られている．しかし，HED 隕石の母天体のマントルや中心核であったと思われる物質が石鉄隕 石や鉄隕石の中に見つかっていることから，HED 隕石は Vesta ではなく既に破壊されてしまっ た小惑星から来たとも考えられている． 小惑星と隕石を対応させる際の問題点 現在わかっている小惑星と隕石などの対応を Fig 2-26 にまとめた．これからわかるように， 未だどの小惑星から来たのかわかっていない隕 石や，対応する隕石が見つかっていない小惑星 がある．また，隕石は小惑星の部分集合である ならば，隕石としてやって来ていない小惑星物 質があっても当然であり，また強度が小さいた めに大気圏突入の際に気化したりダストになっ てしまって隕石として生き残らない小惑星物質 もある可能性がある．小惑星帯の太陽から遠い 部分に多い G，B，F，C 型の小惑星に対応する 炭素質隕石があまり隕石として地球上ではあま り発見されないという問題も，そこに原因があ るかもしれない． また前述したように，非常に豊富な S 型小惑 Fig. 2-26 小惑星タイプと隕石タイプの関 係(Hiroi, Yano による) 星にスペクトルが完全に一致する(最も豊富な 92 隕石である)普通コンドライトも多くない. S 型小惑星は小さいものほど普通コンドライトに近 いスペクトルの特徴を見せるという傾向が報告されている. その理由として最も有力な仮説は すでに述べた通り，小惑星表面のレゴリスが宇宙風化作用によって変化して，内部物質とは異 なったスペクトルを示しているかも知れないというものである．探査衛星ガリレオがかつて測 定した S 型小惑星 Gaspra と Ida とその衛星 Dactyl のスペクトルを見ると，古い表面ほど S 型に 特徴的な紫外・可視スペクトルを強く示していることが分かり，それが宇宙風化作用によるも のとも考えられている．また Yamada et al.や Sasaki et al.ではパルスレーザを使って小惑星の宇 宙風化を再現することに成功しているが，まだ非常に限られた種類の鉱物と隕石を扱ったもの であり，宇宙風化度も多くの S 型小惑星よりも低い程度にしか達成されていない． 各小惑星タイプ別の課題（前節, および Table 2-10 も参照） D 型母天体の問題 D 型スペクトルを示す小惑星の表面物質は，有機物，層状珪酸塩， （と恐らく氷）であると推 定されている. こうした物質に似たものは CM や CI コンドライトに有機物（と恐らく氷）を加 えたようなものであると考えられる. 既知の隕石にはこのような物質は見いだされていないが， 惑星間塵にはこうした物質と類似したものが存在する（スメクタイトにとむ含水惑星間塵）. こ のような天体には原始太陽系星雲で形成されたダストやプレソーラーのダストが変質せずに生 き残っている可能性が大きい. 原始太陽系星雲での隕石母天体形成以前に存在していたダスト を研究できる可能性があり, より初期の原始太陽系星雲についての情報を得ることが出来る可 能性がある. また, 変質せずに残っているダストとスターダスト計画で回収されるであろう彗 星の核の物質との比較を行うことで, 原始太陽系星雲での物質の移動についても議論できるか も知れない. C 型母天体の問題 C 型スペクトルを示す小惑星の表面物質は，層状珪酸塩鉱物（粘土鉱物）や有機物質を多く 含むと推定されている. それらは，CM あるいは CI コンドライトのような水質変成作用を強く 受けてかつ有機物を含む隕石に類似の物質であるといわれている. このように C 型の小惑星と いっても, おそらく表面の物質は CM コンドライトと同様の物質から成るもの, CI コンドライ トと同様な物質から成るもの, あるいは層状珪酸塩を多く含む微隕石（CM コンドライト類似 のものと CI コンドライト類似のものがあるが, どちらも隕石とは違う鉱物組み合わせを持つ） と同様な物質から成るものなどがあると考えられる. まずはひとつの水質変成作用を強く受け た小惑星の表面物質をサンプリングして, その表面物質がいずれの隕石や微隕石に似たもので あるかを確定することは重要である. CM コンドライトの場合, 水質変成作用の程度が弱いものから強いものまで様々な物が存在 している. これは元々存在していた無水鉱物が水と反応した際の温度が低いものから比較的高 いものまであった可能性があることを示唆している. また, ほとんど全ての CM コンドライト は水質変成の程度の異なるクラストを含む regolith breccias である. これらのことから CM コン ドライト母天体は水質変成作用の程度のことなった部分を持ち, その表面には水質変成作用の 程度の異なる物質が regolith gardening により混在していると考えられる. これは一つのサンプ ルから表面付近のいろいろなところの物質のサンプリングを一つのサンプルで出来ることを意 味する. この際には, サンプリングを行う前に一つの小惑星表面の詳細な地形観察と反射スペ クトル測定を行うことで, 小惑星表面のどのようなところからもたらされたクラストがサンプ ル中に入っているのか推定することが出来るであろう. さらに, もし小惑星の比較的深いとこ ろが露出している場所があれば, 水質変成作用過程のより進んだ物質について試料をサンプリ ングすることも出来ると考えられる. 93 また, より温度が上ったためにいったん形成された層状珪酸塩鉱物が脱水分解している CM コンドライトまで見出されている. こうした隕石もひとつの CM コンドライト母天体である小 惑星からもたらされたのかどうかということや水質変成・熱変成過程の関係も, 小惑星表面の 詳細な地形観察と反射スペクトル測定を行ってサンプリングをすることで推定することが出来 るかも知れない. 熱変成作用を受けたのではないかと考えられる炭素質コンドライトに似たス ペクトルを与える小惑星は, B, F, G 型であるといわれている. しかし, 小惑星表面の一部に熱変 成作用を受けた部分が露出しており, 更に水質変成作用を受けた部分と regolith gardening を受 けていれば, 全体としては C 型のスペクトルを与える可能性もあるのではないだろうか？この ように, できれば複数箇所のサンプリングが出来ると, 小天体における水質変成・熱変成過程と いった進化過程により大きな貢献が出来ると期待される. S 型母天体の問題 S 型スペクトルを示す小惑星の表面物質は，低 Ca 輝石，かんらん石，鉄ニッケル金属，さら には少量のスピネルからなると推定されている. これらの鉱物を含む隕石はいろいろ考えられ る. スペクトルの形が似たパターンを示す隕石としては，アカプルコアイト，ロドラナイトと いったプリミティブ・エコンドライト，あるいは鉄ニッケル金属を多く含むと考えて石鉄隕石 であるパラサイト，あるいは普通コンドライトの regolith breccias，さらにはユレイライトがあ げられる. このようにコンドライト, エコンドライト, 石鉄隕石といった成因の全く異なる隕 石がこのスペクトルタイプには対応させられている. このため, ひとつの S 型小惑星の表面物 質をサンプリングしたとしてもそれが S 型小惑星一般に適用できる結果であるという保証はな い. どのような天体であるかという点で興味深いが, S 型小惑星からのサンプルリターンによっ てもたらされることの意義を明瞭にすることは難しい. あえていえば, 普通コンドライトの regolith breccias である場合は, 普通コンドライトの母天体の構造や熱変成といった進化過程に ついての知見が得られると考えられる. また, プリミティブ・エコンドライトやユレイライトの ような火成岩的性質を持つが単なる火成岩ではない隕石と似た物質からなる小惑星である場合 は, どのような過程によってこうした隕石が形成されたのかということは表面の詳細な観察と スペクトル測定と組み合わせることで理解される可能性があるだろう. また, パラサイトの場 合, 本当に小惑星のCMB 付近の物質であるのかということが分かるであろうから, パラサイト の成因を明らかに出来る可能性がある. E 型母天体の問題 E 型スペクトルを示す小惑星の表面物質は，エンスタタイトと鉄ニッケル金属が主要なもの であると推定されている. スペクトルの形が最も良くあうのはエンスタタイトエコンドライト であるオーブライトやエンスタタイトコンドライトである. エンスタタイトコンドライトも普 通コンドライトの場合と似て, いろいろな程度の熱変成作用を受けた隕石が存在する. また, 母天体が異なっている可能性のある EH と EL という 2 種類の化学的グループが存在する. これ らのどちらの天体であるにしても, 母天体における変成作用の過程について情報を得ることが 出来ると考えられる. また, オーブライトはエンスタタイトコンドライト類似の物質が 1500℃ 程度の高温で溶融・分化した隕石である. どのようにしてそのような高温の化成作用が生じ得 たかは興味深い. もしオーブライトの母天体が目標天体であった場合は, どのような火成作用 が生じていたかということについて情報が得られると思われる. Q 型母天体の問題 Q 型スペクトルを示す小惑星の表面物質は，かんらん石，低 Ca 輝石，鉄ニッケル金属であ る. スペクトルの形が最も合うのは普通コンドライトである. 普通コンドライトには様々な程 94 度の熱変成作用を受けたものが存在する. それを説明するのには, オニオンシェルモデルが古 くから採用されてきた. 十数年前よりラブルパイルモデルというモデルも提唱されているが, こうしたモデルの妥当性について, さらには熱変成過程について, 表面地形とスペクトルの詳 細な観察を行い, 複数箇所からのサンプル回収を行うことで, 重要な情報を得ることが出来る と考えられる. V 型母天体の問題 V 型スペクトルを示す小惑星の表面物質は，低 Ca 輝石，斜長石，かんらん石を多く含むと 考えられている. これらの鉱物組み合わせを持つ隕石で最も多いものは玄武岩質エコンドライ トのユークライトである. ユークライト, ダイオジェナイト, ホワルダイト（HED 隕石）は一 つの母天体の異なる深さで形成された火成岩とその breccias であると考えられている. V 型小惑 星の場合は特に, その表面の地形とスペクトルの詳細な観察を行い, 複数箇所からのサンプル 回収を行うことで, HED 隕石の母天体モデルの妥当性や, 小惑星でマグマオーシャンが存在し たかということを判断する情報が得られると考えられる. M 型母天体の問題 M 型スペクトルを示す小惑星の表面物質は，鉄ニッケル金属と少量の鉄に乏しい低 Ca 輝石 であるエンスタタイトからなると推定されている. スペクトルが最も近いものは鉄隕石である. エンスタタイトコンドライトの可能性もある. 鉄隕石といっても, 大規模な溶融の結果出来た と考えられる IIIAB や大規模な分化を経験していない IAB といったさまざまなグループが存在 する. M 型小惑星が鉄隕石類似の物質から出来ているとしても, 鉄隕石のうち大規模な溶融と 分化によって出来たグループに類似の物質から出来ているのかどうかということがまず問題と なる. サンプルをどのように回収するか一番難しいのが, M 型であるだろう. また, 少しの試料 で分かることが最も少ないのが M 型である. M 型はサンプル回収もさることながら, いろいろ な地球物理学的計測（地震波を使った内部構造の推定など）が重要であると思われる. まとめ 以上のような問題がいまだに多くあるので，今後よりいっそうの望遠鏡での小惑星の反射ス ペクトル観測や探査衛星による調査ならびにサンプル回収がこの分野に貢献するところは大き いと思われる．特に，近地球小惑星には多くの異なった型のものが分布しており，地球に隕石 として落下してくる確率も，探査衛星が試料を取ってこられる確率も大きく，絶好の研究対象 であると考えられる． 95 2.3. ポスト はやぶさで目指す探査案の意義 小惑星研究：分析/観測/探査 以上の議論を総括して，小惑星研究における探査の役割を今一度整理しておこう. 人類は, すでに数万個の隕石・宇宙塵試料を実験室に収集, 記載している. また小惑星の博物 学が拠るデータは, 地上観測による反射スペクトル型の分類であり, 昨今, スペースガード活 動の奨励によってNEOやEKBO探索の地上観測が活況を呈しており, カタログ化される小天体 天体データは10万個近くまで急増している. これら全てに探査機を飛ばすことは非現実的であ るため, 小天体の分類・統計学的理解は基本的に, 豊富なデータベースを持つ「分析」と「観測」 という二つの研究手法で達成される. しかしながら, 母天体が明らかな隕石・宇宙塵試料は, 月, 火星, Vestaを除けば, ほぼ皆無であ る. 一方, 小惑星の分光パターンは, 天体表面の組成, 地形, サイズ分布, 粒形, 宇宙風化などに 大きく依存している. そこで, これら分析, 観測の欠点を補うデータを取得し, 両者の「橋渡し」 を行うことが, 探査ならではの貢献である. つまり, これからの小惑星探査機は, 最低3つのス ーパークラス(Primitive, Metamorphic, Igneous), あるいはTholenによるせいぜい1ダースあまりに 分類される主要なスペクトル型（D，P，C/K，T，B+G+F, Q, V，R，S，A，M，Eなど）の小惑 星それぞれの代表例を訪れてサンプルを持ち帰り, 隕石・宇宙塵試料や地上観測との対応を着 け, 「小惑星の博物学」を早期に決着させることが最重要課題の一つである. 次期小天体探査ミッションの最重要科学目標 上記のような検討から, 21世紀初頭の日本の小天体探査における最重要科学目標は, 以下の 二つに集約された. （1）小惑星博物学の早期決着 （地上分光観測と隕石・宇宙塵データベースの統計的相関の橋渡し） （2）分化・未分化小惑星の表面・内部構造探査 （母天体の衝突履歴・熱的進化の履歴解明に向けて） 双方「の探査案では, はやぶさで培った技術を最大限利用しながらも, 短期間のサンプルリタ ーンで, 複数の小惑星訪問を実現できる軌道計画や国際協力が重要になる. （2）では, 母天体 の内部構造を理解するための同一族中でも特にスペクトル型や大きさ, 自転周期, 自転軸, 軌 道要素などが多様な複数小惑星からのサンプルリターンやVestaの巨大クレータを踏破して露岩 に分化した地層を探すローバなど, または現天体の内部構造を調べるための弾性波, レーダー サウンダーなどの小惑星への応用など, 比較的新しい技術が求められる. そこで以下では, （1）には「スペクトル既知NEOマルチランデブー＆サンプルリターン（で きればM型とCAT天体候補含む）＋着陸機（又はローバ）＋HERAミッションとの国際連携」を, （2）には「複数スペクトル型小惑星族マルチフライバイ＆サンプルリターン＋編隊飛行技術」 をレファレンスミッション案として取り上げる. なお表3は, はやぶさ同様のタッチ＆ゴー型イ ンパクト式サンプルリターンを成立させるための候補天体のパラメータである. スペクトル既 知NEOサンプルリターンの候補天体については, 厳密にはこれらの条件を満たす必要があるが, 今回の検討は主に小惑星の持つ科学的価値と軌道条件から求めていることに注意されたい. 96 Table 2-12 ミッションを成立させるために考慮すべき, 多数回小惑星サンプルリターンミッションの各パラメータ パラメータ 1．地球出発余剰速度（エネルギー） 2．小惑星ランデブー時の相対速度 3．小惑星出発（相対）速度 4．地球帰還時の無限遠速度 5．ミッション時のsolar elongation 角 6． （低）推力加速時の solar elongation 角 7．小惑星到着・出発時の太陽距離 8．地球出発時の漸近線の赤緯 9．推力加速度 または増速量 10．地球帰還時の進入漸近線赤緯 11．ミッション期間 12．対象小惑星の絶対等級または大きさ 13．対象の打ち上げ前の地上観測性 14．電気推進機関の運転時間 15．ミッション期の SPE 角 16．電気推進による増速方向 制約条件 <~5 km/s <~1 km/s <~1 km/s <~5 km/s >~12 deg >~12 deg ~ 1 AU (距離に2乗で推進性能が劣化する) ~-25~-27 deg, 直接投入の可否 ~5~15 m/sec / day , ~4m/sec/day @1AU in はや ぶさ カプセル回収地域（南・北半球） ~ 3 months < 20等級または~1km ,ONC性能, target marker との整合性 自転周期 >~5hr, 分光・アルべド測定によるス ペクトル型同定 <~18 khr in はやぶさ <~45 deg? SPDv 角=95 deg (PE<2AU), EPDv 角=95 deg (PE>2AU) 97 2.3.1. ファミリー探査 ミッション概要 ファミリー探査ミッションは, (A) メインベルト小惑星族の起源と進化過程の解明 (B) 惑星系の進化過程における普遍的な現象である衝突破壊の物理的素過程の実証 (C) 原始太陽系での衝突破壊の時期, エネルギーの推定, 再凝集などの履歴の復元 (D) すでに失われた原始惑星の内部構造（分化レベル）の直接探査 (E) 地上観測による小惑星のスペクトル型と実際の表面物質や隕石・宇宙塵試料との相関 をその目的とする探査計画である. 対象として考えられるファミリーはいくつか存在するが, ここでは Koronis 族に関する検討結果を紹介する. 2000 年代後半あるいは 2010 年代初頭に, 100-250kg 程度の科学機器およびサンプリング装置 を搭載した, 1t 強の化学推進探査機を H-2A ロケットで打ち上げる（重量見積もり等, 詳細は工 学の章を参照）. ミッション期間は 3∼6 年. この間に Koronis 族に属する小惑星のみ（過去に データが取得された Ida とその衛星を含む）3∼5 個へフライバイして, 測光・多波長分光観測, 重力測定, 周辺ダストバンドの検出・組成分析などを行う. また各小惑星への再接近前に自律航 法機能を持つ「弾丸」子機を放出し, 近接撮像を行いながら標的の小惑星へ子機を超高速衝突 させ, 放出された表面試料を極低密度素材の大型捕集器で採集させ, 地球帰還カプセルによっ て地上回収を行う. 以上がミッションの概略である. 現在までの知見 80 年前に平山清次がその存在を確認して以来, 似た軌道要素を持つメインベルト小惑星の一 群（ 「族」と呼ぶ）は, 原始太陽系の初期にできた原始惑星が衝突破壊してできたと考える説が 有力である. 太陽系の外縁でできた volatile な原始惑星の残滓はカイパーベルト天体として観 測できるが, 内惑星領域のrefractory な原始惑星の姿は, もはやメインベルト族小惑星の形でし か直接調査できない. 現在数十種類の族が分類されているが, 「侵入者」が混じっていない, 明 瞭に同一起源だと言えそうな族は, Koronis, イオス, Themis 族ら「三大ファミリー」を含めた 2 ∼3 割である. その中で軌道工学的に最もサンプルリターンが容易で, かつ 150 個以上の豊富 な候補天体を持つのは Koronis 族である. Koronis 族最大級の小惑星 Ida と衛星 Dactyl は, すでにガリレオ探査機のフライバイによって, 半球分の形状と分光データが得られている. S 型ながら普通コンドライトに似ており, あまり変 成していない始原物質のようである. これは NEAR 探査機による S 型小惑星 Eros の分光結果と も矛盾しない. 地上観測によると, 同じ S 型ながら同族内では, 軌道要素が違うと（＝母天体内 の存在位置が異なると）分光特性も異なる傾向がある. これは, 約 100km 程度の母天体がわず かでも熱的分化をしていた可能性を示唆している. 族小惑星の軌道要素や自転速度, 自転軸の傾きなどの力学情報は, 衝突履歴と関連している. 直径 50km 級の Ida は勿論, 最近では 10km 程度の小惑星でも, 表面にレゴリス層が形成される ことが分かってきた. レゴリス層の粒径分布や厚さは, 衝突フラックスや小惑星のバルク密度 に関する重要な情報である. 三大ファミリーやマリア族などからは, 黄道光の起源となる宇宙塵の多くが放出され, 軌道 に沿ってトーラス上に分布していることが観測で確認されている. しかし太陽系内惑星領域に おける小惑星塵と彗星塵の比率に関する議論は, まだ決着していない. 98 解決すべき科学的課題（謎） 以下の 4 点が挙げられる. (A) 小惑星族の起源は, 本当に単一の原始惑星か (B) 100km 程度の原始惑星の内部はどの程度, 熱的分化を経験したか？また, それが各族 小惑星の組成や物性に, どれほどの影響を残しているか？ (C) 太陽系初期における衝突破壊・再凝集の実態とは, どのようなものだったか？原始太 陽系の外縁と内惑星領域では, 原始惑星の生成にはどのような質的違いがあったか？ （カイパーベルト天体, 系外惑星系の観測結果との比較） (D) 太陽系における宇宙塵の起源に対する小惑星の貢献度はどの程度か？ 本ミッションで得られる予想成果 以下の 5 点が挙げられる. (A) (B) (C) (D) (E) 小惑星族の起源の決着 原始惑星の内部構造の解明, 或いは熱的分化の程度とサイズの相関に対する制約 太陽系初期の衝突破壊・再凝集の物理・化学的素過程の定量的理解, 年代の決定 同一スペクトル型におけるサブクラスの原因の解明 （母天体内の分化と宇宙風化作用） 同一族小惑星における, サイズ, 形状, 表面組成, 99 2.3.2. NEO 探査 近地球型小天体(NEO)は地球軌道付近に存在する小天体の総称で, 地球に衝突する危険性が あることなどから注目されている天体である. 近年この近地球型小惑星のサーベイ観測用望遠 鏡が複数立ち上がったおかげでここ数年での発見数は倍増し現在では 1400 個以上の軌道が求 められている. また近地球型小惑星はメインベルトの小惑星に比べて探査機を送りこみやすい 天体でもあり, 現在アメリカのニア・シューメーカー探査機が探査している Eros も, 現在惑星 間を航行中の JAXA/ISAS のはやぶさが 2007 年にサンプルリターンを予定している (25143)Itokawa もともに近地球型小惑星である. はやぶさ計画では小惑星からの表面物質を地球に持ち帰って分析できることになり, 隕石と の対応づけもされることになるであろう.ただし, 小惑星には様々なスペクトルタイプのものが あり, それぞれのタイプがどのような表面物質でできているのかや隕石との対応付けは一回の サンプルリターンでは解決しない. そのため, 次の探査計画では Itokawa とは違う複数のスペク トル型の小惑星からのサンプルリターンが望まれることになると考えられる. つまりスペクト ル型がわかっていて, かつ探査機が行きやすい小惑星を選び, スペクトル型の重複がないよう 選ばれた複数の小惑星からのサンプルリターンを行うことが必要である． 幸い近地球型小惑星には様々なスペクトル型の小惑星が存在することがわかっている. 現在 の近地球型小惑星の観測はサーベイ観測による位置観測が中心で, 小惑星の軌道を求めること に集中しており, 小惑星の物理観測を通して小惑星の実態に迫る観測データは少なく, 小惑星 の物質的な情報を持っているスペクトル型を決めるような観測データがあるのは, 全体の 10％ にも満たないが, それでも今回示すようないくつかのミッション案が策定できている. 今後地 上観測でさらなる近地球型小惑星の発見とスペクトル型を決める観測が進めば, 近地球型小惑 星のスペクトル型のデータベースが蓄積され, より魅力ある自由度の高いミッション策定が可 能になる. NEA であれば, 1 つの探査機で複数の小惑星に立ち寄り小惑星のサンプルをも持ちか えることや, 打ち上げから地球へのサンプル持ちかえりまでの期間を短くすることも可能であ る. このような探査の実施により, 複数のスペクトル型の小惑星からのサンプルリターンが実施 されれば, これまで反射スペクトルの比較で間接的にしか議論できなかった隕石と小惑星の関 係を, スペクトル型が既知の小惑星からのサンプルを実際に分析することで決着をつけること ができる. さらには地上観測で良くわかってきている主小惑星帯におけるスペクトル型の存在 分布データと合わせて小惑星全体の物質分布を明らかにすることが可能になる. 100 3. 理学機器開発 統合 2 案には多くの共通した観測機器が提案されている．それらは，基本的には，はやぶさ やのぞみなど，既存の探査機に搭載されたものをベースに出来るが，各科学目標を達成するた めに必要な精度や仕様，バス側へのスペック・運用要求などによっては，同じ機能のものをア ップグレードする必要がでてくる． はやぶさベースの機器：サンプル採取装置，可視多色カメラ，近赤外分光撮像装置，蛍光 X 線スペクトロメータ，レーザ高度計，小型ランダまたはローバ はやぶさ以外の探査機ベースの機器，または新規開発の機器（例） ：熱赤外カメラまたは放射 温度計，可視分光カメラ(AOTF)，分光マクロカメラ，磁力計，ガンマ線スペク トロメータ，衝突微粒子組成分析器(TOF)など 小惑星表面でのその場計測には，はやぶさ MINERVA ローバの搭載機器（可視ステレオカメ ラ／温度計／可視多色カメラ）の他にも小型光学顕微鏡／AXS／TOF 型質量分析器による元素 分析，小型重力計などが考えられるが，持ち帰る試料に関する予備データや補完的な情報（表 面微細構造／深さ方向の内部構造／温度変化等） を集める装置に優先度が置かれるべきだろう． 母船搭載の地形カメラについては，分光で作成した図は地形とは必ずしも一致しないので，地 質図（地形図）を作成するには，表面のきめが細かく見える解像度が必要である．それには航 法用カメラを流用するのではなく科学観測専用カメラが好ましい．特に NEAR シューメーカー 探査機が Eros 表面に軟着陸した際に撮像した分解能数 cm の光学画像で，従来考えられていた 以上の数の瓦礫（boulders）と，細粒のレゴリスが埋めたと思われるクレータ地形などが発見さ れた．それらの生成機構を解明するには，さらに高分解能の近接画像で個々のレゴリス粒子の 粒系分布や形状， 瓦礫表面の結晶構造や宇宙風化作用の程度まで評価できることが理想である． ファミリーミッションのようなフライバイ観測での分光装置は，マルチバンドフィルタだと ホイールを回転させるのに時間がかかって位相角や見かけの大きさが変わるため，AOTF（音 響光学素子）や LCTF（液晶フィルタ）といった，連続分光観測装置の導入を検討する価値が ある．それらは，スペクトル型が異なる複数の NEO への探査で も，機構部や重量を減らしつつ，最適波長で観測できる点も有利 である．ただし現在の技術では，光学系を大幅に明るくしないと 要求仕様に耐えない． また，探査天体の内部構造やバルク密度，引っ張り強度などを 実測することは，その天体の成り立ちやその後の熱的履歴を推定 する上で重要である．はやぶさは表層わずか 1cm 程度の部分を層 序関係を崩して持ち帰るが，銀河宇宙線と太陽宇宙線の影響を分 離したり，ガーデニングや宇宙風化作用を受けてない「ベッドロ ック」層（C 型なら，ここにコンドリュールを保持した岩盤層が ある？）の構造を理解しようとすると，数十 cm から数 m もの垂 直深度から出てきた試料を調べる必要がある（Fig. 3-1） ． 幸い，Eros では最大数十 m から数十 cm までの瓦礫が表面に散 乱している様が確認されている．そこで，知りたい深さと同程度 の大きさを持つ瓦礫を使えば，その中ほどからはやぶさ型のイン パクトサンプリングでも深部物質の試料を採取することはできそ うである．さもないと，ロゼッタが彗星核で予定しているコアボ Fig.3-1 小惑星内模式図 ーリングなどを行う必要がある．しかし微小重力下で，しかもレ 101 ゴリスに埋もれたような場所で探査機が自らを錨で支えることは，工学的に容易ではない．さ らに深い構造は，レーダーサウンダーや地震計による計測の可能性も考えられるが，地質の境 界面をもたない未分化天体や，空隙率の高い rubble pile 構造の場合，そうした技術の通常の転 用は難しいので，さらなる工夫が必要である． 102 3.1. はやぶさ搭載理学機器（M-V-5/MUSES-C 実験計画書(2003)より抜粋） 3.1.1. 概要 はやぶさ は近地球型小惑星(25143)Itokawa(1998SF36) に訪れ， ”その場”で科学観測を行う ことで小惑星の全球的な特徴を調べる．小惑星表層の物質をサンプルリターンし，地上の高性 能な装置を用いて分析することで，詳細かつ精緻な情報を得る． はやぶさ の理学観測または理学観測に関わる機器としては， 大きく分けて 3 つのカテゴリー に分類される(Table 3-1)． 1）はやぶさ 探査機からの小惑星リモートセンシング 望遠分光撮像カメラ（ONC-T (AMICA) ） 広角ナビゲーションカメラ（ONC-W1/W2） レーザ高度計（LIDAR） 近赤外分光器（NIRS） 蛍光 X 線スペクトロメータ（XRS） 2）ロボットランダ MINERVA からの小惑星表面上での観測 カラー立体カメラ及び無限遠カメラ 小惑星表面温度計 3）サンプルリターン サンプラー これらのうち，ONC-T/W1/W2 と LIDAR は AOCS 系のセンサを科学観測用に併用するものであ る．NIRS と XRS は電子回路系のうち CPU と電源を共有し，NIX-E という 1 台のコンポーネン トに統合している． また，探査シーケンスによる観測項目もあり，はやぶさ 探査機や MINERVA の運動を解析す ることによって小惑星の重力場や小惑星表面状態の特徴を調べる予定である．小惑星以外の観 測対象もあり，小惑星への巡航・小惑星からの帰還の途中での標準星の較正観測や宇宙 X 線観 測，地球スイングバイ時の地球・月観測などが計画されている． 以下に各機器の特徴，観測項目，科学目的について概説する．また，Table3-2 に概要まとめた． (1)カメラ 1 台の望遠カメラ（ONC-T）と 2 台の広角カメラ（ONC-W1/W2）を航法誘導系と共有する． 小惑星到着後に，小惑星形状決定，及び自転周期・自転軸の傾きの測定，歳差運動の有無など の調査のための全球マッピング観測を行う．ONC-T には 8 バンドのフィルタを搭載しており， 小惑星表面物質分布の科学的調査と，着陸地点決定のための情報取得のために，全球の分光撮 像マッピング観測を行う．また，より低高度から局所表面地形を画素あたり数 10cm の高い解 像度で観測する．偏光フィルタによる偏光観測も実施する．また，表面反射特性の太陽位相角 依存性から表面物理特性を調べる．サンプリングのためのタッチダウン時には，表面の高解像 度画像を取得する．小惑星の周辺環境の調査，特に小惑星起源のダスト雲や，小惑星の衛星が 存在する可能性があるため，小惑星への接近・離脱時に探索を行う． (2)レーザ高度計（LIDAR） 短周期のパルスレーザ（NdYAG:1064nm）を小惑星表面に照射し，反射してきたパルスの伝 播時間・強度から，表面までの測距，および表面の粗さや傾斜などの情報を得る．定常的な観 測，および表面スキャン観測により，小惑星表面の形状，構造，微小凹凸の空間分布などを調 べる．測距データは誘導制御でも使用されるほか，探査機の運動の解析から重力場の算出を行 103 う．また，カメラの形状データと合わせて，小惑星のサイズや平均密度を調べる． (3)近赤外分光器（NIRS） カンラン石，輝石などマフィック鉱物の 1μ，2μ付近の両吸収バンドを含む，近赤外域（0.85 ∼2.10μ）の太陽反射光の連続分光により，小惑星表面の主要鉱物に関する情報を調べる．表 面スキャン観測によって，小惑星表面のほぼ全面を 20m 以下のスポットで観測する予定であ る．それによって，小惑星表面の地形，特にクレータやグルーブ状地形，もしあれば巨大な転 石等の鉱物的性質まで調べることができる空間分解能に相当する．搭載するランプや LED を 用いて機上で感度波長較正ができる．ONC-T との同時期に運用して，可視から近赤外までの 反射率を得るほか，指向方向の補正を行う．小惑星から低高度で LIDAR と同時に運用し，波 長較正を行う． (4)蛍光 X 線スペクトロメータ（XRS） 太陽 X 線によって励起される元素に固有のエネルギーをもつ蛍光 X 線を観測し，同時に搭 載標準試料からの蛍光X 線を観測して両者を比較することで， 小惑星表面の主要元素組成 （Mg, Al,Si, S, Ca, Ti, Fe 等）を定量的に調べる．小惑星近傍では，地上との通信時間以外，常時観測 を継続する．小惑星の自転により，経度方向の分布もある程度知ることができる．サンプリン グのための低高度降下中の観測で，局所的な主要元素組成を得る．また，太陽位相角依存性に より表面微小凹凸の程度を調べる． (5)ミネルバ搭載機器 はやぶさ は，小型ロボットランダ（MINERVA）を小惑星表面に投下し，小惑星表面上での 撮像および温度計測を行う．3 台のカラーカメラを搭載し，2 台は近接焦点での立体視が可能 になっており，小惑星表面の微細な特徴を観察する．残りの 1 台は無限遠焦点で，周辺の地形 的特徴を数 cm の分解能で調べることができる．また，移動時の軌道をカメラで追跡すること で，重力場の評価ができるほか，表面摩擦係数などの表面物性についての情報が得られる． (6)サンプラー（SMP） 小惑星表層物質の採取装置サンプラーは，弾丸（プロジェクタイル）打ち込み方式を採用し ている．小惑星表面の固さや凹凸などの物理状態が未知であるため，表面状態に大きく依存せ ずに，固い岩盤の場合でもレゴリス状の砂礫層の場合でも，基本とする科学的分析が可能な収 量を確保できることを目標に置いたためである．この装置はホーン部とサンプリング部から構 成される．ホーン部は，プロジェクタと伸展式ホーン機構からなる．サンプリング部は，試料 捕集容器（キャッチャ）や，リエントリカプセルへの搬送機構，搬送後のラッチ・シール機構 などから構成される．プロジェクタイルは 3 発，キャッチャの試料室は 2 個であり，試料採取 シーケンスは 3 回，独立に採取可能な地点数は 2 地点である．ホーンの先端付近に LRF-S2 用 の反射板が取り付けられており，サンプラーの動作は LRF-2 によってモニタされる．この信号 と，加速度計（ACM） ，慣性基準装置（IRU）による探査機の挙動をモニタする信号も合わせ て AOCU でサンプラー先端と小惑星表面との接触を検知し，試料採取用弾丸の発射のトリガ 信号を発生する． 104 探査機か らの遠隔 探査 搭載機器 分光撮像カメラ ONC-T (AMICA) 広角ナビゲーシ ョンカメラ ONC-W1/W2 レーザ高度計 LIDAR 近赤外分光器 NIRS 蛍光X 線スペク トロメータ XRS ミネルバ による表 面での探 査 サンプル リターン カラー立体カメ ラ 小惑星温度計 サンプラー SMP Table 3-1 観測機器一覧 特徴 測定項目 可視近赤外：8 バンド 小惑星の形状，表面地形， FOV=5.7°×5.7° 多色分光撮像での全球マッ Si-CCD ピング・表面地質区分，多 1000×1024pixel 色偏光特性，小惑星自転周 期・自転軸傾き，ガス・ダ スト雲，衛星の有無，恒星・ 地球・月観測（較正） 可視 小惑星形状認識に寄与 FOV=60°×60° 小惑星モニタ観測 Si-CCD 1024×1024pixel NdYAG レーザ 小惑星までの測距に使用， λ=1064nm 小惑星の重力場・平均密度 Si-APD 表面凹凸形状， ΔX=±1m @50m 1.064μでの反射率 ±10m @50km λ=0.85∼2.10μ 近赤外連続分光での全球マ Δλ=23.5nm（64 階調） ッピング・表面主要鉱物分 FOV＝0.1°×0.1° 布恒星・地球・月観測（較 InGaAs-LIS 正） E=0.7∼10KeV 主要元素組成の定量分析 ΔE=150eV @5.9KeV (Mg, Al, Si, S, Ca, Ti, Fe, Si-CCD ×5Chip etc) FOV=3.5×3.5° 全球的元素分布 表面微小凹凸 X 線天体および宇宙背景 X 線観測（較正） 可視カラー 小惑星表面での近接地形観 Si-CCD×3 台 察， 2台：立体視 小惑星表面の微細構造， 1 台：∞遠方視野 飛跡と小惑星表面状態推定 白金温度センサ×6 点 小惑星表面の温度直接計測 打ち込み式試料破砕採 サンプルリターンにより， 取装置 試料の組織・形態， プロジェクタイル：3 個 主要な元素・鉱物組成， キャッチャ：2室 親鉄元素， 微量元素・同位体・年代， 含有ガス分析， 有機物質， 太陽系前駆物質の探索，な ど 105 補記 主に航 法誘導 制御に 使用 3.1.2. 主要な観測計画 はやぶさの科学観測全般の運用計画概要を示す．また，Table 3-2 にまとめる． (1)打上運用 ・科学観測は実施しない． ・サンプラーホーンを伸展する． (2)初期運用 ・シーケンス上可能であれば ONC-T（AMICA）と NIRS で地球・月の光学観測を実施する． ・各機器の簡易チェックを実施する． (3)巡航フェーズ（通常の高速通信） ・1 週間に 4 時間の地球との高速通信時間中に科学観測機器による観測を行う． ・ミッションデータのテレメトリ量は，1 回あたりで 100KB 程度を想定． ・XRS は宇宙背景放射，X 線天体の観測を継続的に実施する．指向方向は HGA 地球指向時 にはその姿勢のままで連続観測する．MGA リンク時は数度の範囲で指向方向を制御する． ・NIRS はランプ，LED による較正を必要な頻度で実施する． (4)巡航フェーズ（標準星観測） ・重要な標準星が指向可能な範囲に存在する場合にのみ実施し，IES の OFF から地球指向ま での間の時間を利用して，−Z 面を標準星指向する． ・ONC-T (AMICA) は分光測光観測による波長較正と，衛星座標での指向方向の確認を行う． ・NIRS は標準星スキャン観測により，波長較正と，衛星座標での指向方向の確認を行う． (5)巡航フェーズ（理学観測） ・IES 非運用で高速リンク（2K∼8Kbps）中には，科学観測機器の観測・較正を行う． ・XRS は宇宙背景放射，X 線天体の観測を継続的に実施する．非可視時間帯には指向方向を 必要に応じて変更する． ・ONC-T (AMICA) は分光測光観測による波長較正と，衛星座標での指向方向の確認を行う． ・NIRS は標準星スキャン観測により，波長較正と，衛星座標での指向方向の確認を行う． (6)巡航フェーズ（地球スイングバイ） ・地球（および月）に−Z 面の観測機器を指向し，観測・較正を行う． ・ONC-T (AMICA)，NIRS，XRS が観測実施予定． (7)小惑星接近 ・IES 非運用時かつ−Z 面が小惑星指向可能なときに，小惑星の測光観測を実施． ・ONC-T （AMICA）は変光曲線を取得．適宜小惑星の全体像を撮像し，運用計画に活用する． ・NIRS は小惑星の遠方からのスキャン観測を行う． ・XRS は宇宙背景放射，X 線天体の観測を継続的に実施する． (8)合運用 ・現状では，太陽角 6°以内を合と定義する（実績ベースでは約 3°まで運用可能） ・基本的に科学観測は実施しない． (9)全球マッピング 1 ・小惑星到着後，小惑星の形状や表面物質分布など，運用計画立案に必要な情報の取得が主． ・非可視時間に低太陽位相角（＜30°）で小惑星を観測し，観測データは DR に REC する． 可視時間に再生ダウンリンクを行う．探査機を小惑星全体が撮像できる高度に保持する． ・この運用は，小惑星近傍に滞在中に最低でも 2 回以上は実施する． ・ONC-T/W1 による撮像，LIDAR でのスキャンマッピングによる小惑星全体形状の測定． 106 ・ONC-T (AMICA)による小惑星表面全域の分光撮像，NIRS による小惑星スキャンマッピング による，表面物質分布のマッピング． ・XRS は非可視時間に小惑星表面の蛍光 X 線観測，可視時間に宇宙背景 X 線の観測を実施． (10)全球マッピング 2 ・表面地形をより詳細に観測するため，太陽位相角を 45°程度にとって小惑星を観測する． ・観測項目は基本的に GM1 と同じ． (11)タッチダウン 1（降下） ・小惑星表面の試料採取シーケンスの最初の降下部分で，可視時間に実施する．最大 3 回． ・GM1，GM2 で取得した観測データを基に着陸地点を決定する． ・ONC-W1/T の撮像データを連続的にダウンリンクする（航法データ） ． ・ONC-T (AMICA)による小惑星表面の高空間分解能の分光・偏光撮像観測も適宜実施． ・NIRS の分光観測，および LIDAR 同期による波長較正を実施． ・XRS の局所地域の蛍光 X 線観測を実施． ・LIDAR 測距データにより，平均重力の計測を実施．また，反射強度の測定を実施． 高度約 50m で LRF と高度測定の役割を交代し，OFF する． (12)タッチダウン 2（最終降下／サンプリング／上昇） ・AOCU の自動制御機能により，小惑星表面との相対運用シーケンスを実行する． ・ターゲットマーカを放出，追跡する． ・MINERVA の放出，MINERVA との交信 ・サンプラーによる表面物質の採取 ・ONC-T/W1，NIRS，XRS の観測は，熱設計上可能な範囲でタッチダウン 1 に示す観測を継 続する．試料採取地点付近の観測を実施することが望ましい． (13)ターミネータ ・探査機をターミネータ上空まで移動して，小惑星を太陽位相角 90°付近で観測を実施．実質 観測時間は 5 分間である． ・ONC-T (AMICA)での偏光観測のほか，測光観測も行う． ・電力・熱設計的に余裕があれば，その他の機器による観測も実施する． (14)ホームポジション ・小惑星近傍で上記(9)∼(13)以外，特に運用イベントの無い時間は，ホームポジション領域内 に探査機を保持することにより，連続的に科学観測を実施する．16∼18 時間の非可視時間に 低太陽位相角（＜30°）で小惑星を観測し，DR に REC する．6∼8 時間の可視時間に再生 ダウンリンクを行う． ・XRS は非可視時間に小惑星表面の蛍光 X 線連続観測を実施．可視時間に宇宙背景 X 線の観 測を実施する．必要に応じて X 線天体に指向させた観測も実施する． ・ONC-T/W1 による小惑星の全体または部分の表面地形観測，ONC-T (AMICA)での分光・偏 光撮像を実施（全球マッピングに比べて小惑星に接近可能） ．必要に応じて標準星の較正観測 を実施． ・LIDAR は小惑星表面の凹凸地形観測を実施．探査機の小惑星位置の変化から，小惑星の重 力場分布を推定する． ・NIRS は小惑星表面の連続分光スペクトル観測を実施．スキャンマッピングも実施する（1 回以上） ．適宜ランプや LED での必要に応じて標準星の較正観測を実施． ・MINERVA は 1 回目のタッチダウン時に小惑星表面に放出され，小惑星表面上で撮像，温度 等の観測データを取得し，探査機に伝送する．運用期間はノミナルで 3 小惑星日だが，運用 を継続できる限り行う． 107 (15)帰還 ・IES 非運用かつ高速リンク（≧2Kbps）可能な時期には，科学観測機器の観測・較正を行う． ・XRS は宇宙背景放射，X 線天体の観測を継続的に実施する．IES 非運用かつ非可視時間の 期間があれば，指向方向を必要に応じて変更して X 線天体の観測を実施する． ・ONC-T (AMICA) は必要に応じて標準星の分光測光観測による波長較正を実施する． ・NIRS はランプ，LED を用いて波長較正を実施する． (16)リエントリ ・リエントリカプセルを投下，地上で捕集する． ・リエントリ前の地球接近フェーズでは，可能であれば地球・月の科学観測を実施する． 108 Table 3-3 各機器運用モード 109 3.2. 望遠カメラ 3.2.1. はじめに この節では，カメラに望遠光学系を搭載することの長所・短所を考える． これまでの惑星探査機のなかには，カメラとして広角と望遠の二種類を備えた例が複数存在す る．ランデブー・タッチダウン型ミッションであるはやぶさの場合，理学観測用カメラは1種類 (AMICA)であり，角度分解能は96 [μrad]であった．しかし，ミッションの形態によっては，望 遠/広角の二種類の光学系が必要となる可能性がある． 3.2.2. 長所 望遠光学系を搭載する長所は以下の2点である． 高い空間分解能 望遠で得られる高い空間分解能は，天体表面地形のディテールを知る上で重要である．より 小さなクレータまで分解できるため，分光カメラの場合には，宇宙風化の進行していない物質 の分光データを取得できる可能性が高くなる． NEAR シューメーカー探査機が小惑星Mathilde にフライバイした際，その最接近距離は1,212 kmであった．この距離の計画に際しては，天体重力で探査機の予定軌道を大幅にずらさないこ とも考慮されていた[1]．ここで，フライバイ探査の場合について，NEARの例と同程度の引力 を受ける距離まで接近すると仮定して観 測の空間分解能を見積もる．Mathilde の 角度分解能理論限界 平均直径が約53km なので天体直径10 km の場合に換算すると最接近時距離は 波長0.5μｍ 100 波長1.0μｍ 約100 km に相当する．角度分解能100 μ 波長2.0μｍ radのカメラで観測すると，得られる最高 の空間分解能は10 m である． 20 μrad で 観測できれば2 m に向上する． 口径φの望遠鏡で分解できる角度の理論 10 的限界εは以下の式で表される[2]． ε＝1.22 [rad] × λ / φ ただし，λは観測する光の波長[m]であり， φは望遠鏡の有効径[m]である．参考とし て，観測波長を0.5，1.0，2.0μmとした場 合の，口径と理論分解能の関係をFig. 3-2 に示す．実際の口径を決める際には光量 も考える必要があるため，この値は最小 値である． 1 1 10 口径 [cm] 100 Fig. 3-2 口径と理論分解能の関係 遠方からの観測が可能 より遠方から観測できれば，最接近時までの時間的余裕が多く取れる．このことは短時間で 通り過ぎるフライバイ探査の場合に特に重要である．フライバイ時の観測可能時間についてこ こで簡単な見積もりを行う．便宜的に，直径D[km]の天体を5ピクセル以上に見える距離を撮像 限界距離L[km]とする．距離Lから最接近するまでの期間をT[sec]とする．観測時間全体は2Tと なる．LとTとの関係は，おおよそ L＝D／(5×Δθ) ， T＝L／v 110 となる．ただし，Δθはカメラの角度分解能 ，vは探査機の相対速度である．仮にD＝10[km]， v＝8 [km/sec] ，Δθ＝100 [μrad]とした場合，Lは20,000[km] であり，Tは2500 [sec]（約40分） となる．一方，角度分解能を5倍細かい20[μrad]にできれば，Tは5倍の12,500 [sec]（約3時間半） 確保できる． 観測時間が長くなれば，画像データを何度もデータレコーダに退避させる時間がとれるため， より多くのデータが取得できる．対象天体のなるべく多くの表層を観測するためには，観測時 間2Tを天体自転周期の半分以上は確保することが望まれる．なお，最接近までの時間的余裕が あれば，初期観測結果（位置・形状・自転軸・地質区分）に対する人間の判断を最接近時の観 測計画にフィードバックする可能性もわずかながら残る．ただし猶予が3時間半あっても全部の コマンドを送り直すのは無理である．もしフィードバックを行うならば， ・ 予めいくつか計画を用意して，直前に選択し直せるようにする． ・ いくつかのパラメータだけを直前に差し替え可能にしておく． など，設計当初からの対応が望まれる． 3.2.3. 短所 望遠カメラを搭載する短所としては以下のようなことが考えられる． 精密なポインティングが必要 視野が狭くなるため，精密なポインティングが必要になる．また天体に接近した際には天体 の全体像を把握しにくい．おおよその天体形状や探査機との位置関係については，別の手段で （あるいは予め）把握しなければならない．このため，カメラとして望遠のみ搭載というやり 方は考えにくく，広角カメラでカバーする必要がある．広角カメラは接近過程の航法用にも役 立つ． 重量の増加 観測機器の重量は最も大きな問題になりうる．広角と望遠の二種類を持てば，一種類の場合 に比べて当然重量が増える．また角度分解能を上げるには口径と焦点距離を大きくする必要が あり，重量増につながる．具体的に達成可能な重量は今後工学的見地からの検討を要する．な お，参考までに小天体探査を想定された分光カメラ（計画中のもの，実現に至らなかったもの を含む）の例を，屈折式・反射式を問わずTable3-3に示しておく． 111 Table 3-3 探査機搭載分光カメラの性能実例 括弧内の数値は推定値． MICAS の重量は複数の光学観測装置全体を合わせた数値． 探査機 カメラ名 重量 [kg] 口径 [cm] f値 スターダスト Navi.Cam ? 5.7 3.5 角度 分解能 [μrad] 60.0 クレメンタイン UVVIS 0.4 4.6 1.96 254.5 はやぶさ AMICA 1.7 2.4 5.0 97.0 NEARシューメ イカー ディープインパ クト ロゼッタ MSI 7.7 (4.9) 3.4 162 MICAS 12.0 10.0 ? ? OSIRIS 広角 望遠 23 (2.5) 5.6 100 (8.8) 8 20 ガリレオ SSI 29.7 17.7 8.5 10.2 カッシーニ ISS広角 望遠 57.8 (5.7) (19.0) 3.5 10.5 60.0 6.0 撮像対象 〈進行中or計画のみ〉 資 料 Annefrank(フライバイ)， 〈Wild2彗星, フライバ イ〉 月(周回)，〈Geographos, フライバイ〉 〈Itokawa， ﾗﾝﾃﾞﾌﾞｰ・着地〉 Mathilde (フライバイ) Eros (ﾗﾝﾃﾞﾌﾞｰ・着地) Braille(フライバイ) Borrelly彗星(フライバイ) <Otawara, フライバイ>， <Siwa, フライバイ>， <Wirtanen彗星,ﾗﾝﾃﾞﾌﾞ ｰ・着地> Ida (フライバイ)， Gaspra (フライバイ) 木星衛星(フライバイ) 〈土星，タイタン〉 [3] [4] [5] [6] [7] [8] [9] 3.2.4. まとめ 以上の点を考慮すると，ミッションにおけるフライバイ観測の比率が大きくかつ重量に余裕 がある場合は，望遠と広角の2種類の光学系を搭載するのが望ましいといえる．角度分解能は例 えば各々20，100[μrad]ということが考えられる．一方，ミッションがランデブー主体になる場 合，または重量に余裕がない場合は，数10∼100[μrad]の分光カメラ一種類のみといった解とな ろう． （参考資料） [1] Yeomans et al., Estimating the Mass of Asteroid 253 Mathilde from Tracking Data During the NEAR Flyby, Science, 278, 2106-2109, 1997. [2] 吉田正太郎「天文アマチュアのための望遠鏡光学・反射編」誠文堂新光社 [3] Stardust Homepage (JPL NASA), http://stardust.jpl.nasa.gov/ [4] Clementine Mission: NASA’s Information page (USGS) http://wwwflag.wr.usgs.gov/USGSFlag/Space/clementine/nasaclem/clemhome.html [5] NEAR Homepage (Johns Hopkins Univ. Applied Physics Lab.), http://near.jhuapl.edu/ [6] Deep Space 1 Homepage (JPL NASA), http://nmp.jpl.nasa.gov/ds1/ [7] Rosetta OSIRIS Homepage (Max Planck Institute, Germany), http://www.linmpi.mpg.de/english/projekte/osiris/osiris.html [8] Gailieo SSI Homepage (JPL NASA), http://www.jpl.nasa.gov/galileo/instruments/ ssi.html [9] Cassini-Huygens Homepage (JPL NASA), http://saturn.jpl.nasa.gov/index.cfm 112 3.3. 地形カメラ 地形カメラとは固体表面地形を撮像する機器を指すが，その利用目的は多岐に渡る．光学航 法の観点から他のミッション機器を支援し，地質判読のために他機器成果を統合する中心的機 能も併せ持つ．汎用性が高いため，感度のダイナミックレンジさえ十分であれば，小惑星周囲 の衛星捜索やスタートラッカー代用，ダストによる散乱光観測にも転用できる．センサ種とそ の運用の形式は様々あるが（2 次元検知器かプッシュブルーム 1 次元検知器か，画素のアスペ クト比はいくらか，CCD か CMOS か，開口率ないし各画素有効立体角範囲や視野はどれくら いか，機械シャッター・アンチブルーミング機構の有無など） ，いずれも輝度値のラスターデー タを出力することに変わりはない．しかし，その後の地上データ処理での取扱と，目的毎に特 化した高次解析プロダクトにも言及しないと，どう活用するかの話を閉じることができない． 何の目的で如何なるプロダクトを作るか， それが機器構成を考える上で欠かせない要素である． そうした背景のため，まず出力プロダクトの生成手順とその利用方法をまとめて示す．それか ら対象を勘案した最適なプロダクトとその生成方法・機器構成・運用方法を幾つか提案したい． 最も低次な画像プロダクトは電送されたそのままの DN ラスターデータで，ビットマップな ど一般的フォーマットのファイルに落としたものである．これから較正（輝度値の物理量換算 や光学ひずみ較正）および幾何補正（投影・座標系変換）を施して，ある光源条件での輝度値 ないし反射率について集成したプロダクトを Digital Image Model (DIM)と呼ぶ．これは経緯座標 表現された二次元地図であり，最も利用頻度の高い成果物である．そのうち，測地基準点網 (controlled network，その各結節点を測地基準点 GCP [Ground Control Point]と呼ぶ)に準拠してい ないものを Uncontrolled (Photo-) mosaic，準拠しているものを Controlled (Photo-) mosaic と呼んで 区別する．初めにできるのは前者で，主に First Look 時の運用で暫定地図として使われるが， 月 Clementine ベースマップのように球投影で途中まで合わせた Uncontrolled Photomosaic のまま DIM 完成とされてしまう例もある．残念ながら天体表面座標での各画素の位置誤差を定量的に 与えられないため，これは Uncontrolled Photomosaic である．後者は，次に述べる DTM/DEM お よび測地基準点網の完成を待って，同時に作られる．初めて訪れた天体の場合は，地形やアル ベドの特徴を地標（ランドマーク）として命名する作業も並行させなければならない（命名規 約については IAU が定めており， Greeley & Batson (1990)“Planetary Mapping” 等を参照のこと） ． いずれも，他機器データを重ねて表現する背景としてその解釈を支援し，機器データ統合に基 づく総合地質判読の中心的役割を果たす． DIM が完成した後，表面物質反射率の位相角依存性を表現する測光関数(Photometeric Function)と，照射光源方向が精度良く与えられれば，輝度値から斜面勾配を与えることができ る．あるいは，多眼カメラシステムが組まれていれば，視差情報から各画素の奥行き情報が得 られる．そうした画像情報に基づく比高分布を地域統合したプロダクトが Digital Terrain Model (DTM)で，衛星周回軌道・重力場モデルないし測距計に基づく長波長地形モデルと結びつけて 標高に換算できたものを Digital Elevation Model (DEM)と呼ぶ．地球の場合は既に DEM が完成 しているのであまり意識されないが，初めて訪れた天体の場合は DIM および DTM，そして測 地基準点網を最初に作成しないといけない．不規則形状小天体の場合は，測地基準点網整備は 取得データを位置づけるための形状認識に直結する． 測地基準点網の精度を向上させるには，被覆枚数を増やすことよりその配置が重要である． 対象を一周する測量基線が引けて，それができるだけ大きい角度で交わる組が多いほど良い． 軌道に沿った測量基線であればなお良い．極軌道周回衛星であれば自転周期との差を用いて容 易に全球を掃けるが，赤道周回衛星の場合は全球を掃くためにジンバル機構による観測機器指 向制御が必要である．更に，不規則形状小天体から一定領域内に探査機が滞在するような場合 は，自転による走査が主となるため，必ず全球を視野に入れられるほど遠距離で，且つ自転軸 113 を視野に入れない配置を確保する運用が必要である．対象天体のいびつさに依存するが，ふつ うは経緯それぞれ 30 度から数度の刻みで撮像データを揃えることが最初の目標になる． 既に測地基準点網ができあがっている場合には，得られた画像データ中の基準点配置から探 査機の位置と姿勢・観測機器指向情報を算出することができる．この，各画素と天体経緯座標 を結びつける作業を標定といい，標定して位置・姿勢の得ることを光学航法，それを探査機運 用にフィードバック制御させることを光学誘導という．光学航法は，ミッション終了後に軌道 解析ならびに検証のため行われる例もあり，リアルタイムフィードバックシステムである光学 誘導とは区別しないといけない． DIM/DTM(DEM)が得られたら，地形・地質判読に代表される一定の情報抽出方法で，個々の 主題図を作成する．地質境界認識と識別による地質図（層序判定図） ，クレータの統計に基づく 各地質ユニット相対年代決定ないし衝突フラックス推定，マスムーブメント特徴（地滑りや流 路地形）に基づく標高勾配の分布，構造地形（正逆断層）に基づく古応力場復元，といったこ とは既にルーチン化されている．しかし，自動化するにはまだ暗黙的要素が多く，重要かつ興 味深い地形や進化を解くカギになる地形の発見も事前に想定して計画が立てられない．A)形態， B)肌理，C)模様の各地形識別要素について，熟練者のノウハウを取り込んで手動と自動との分 担をどう効率的に組み合わせるか，が鍵である． 地形識別要素 (A) 形態[morphological unit] 斜面で構成された，火山・クレータなどの地形単位を指す． (B) 肌理（きめ）[texture] 分解能スケールで繰り返される A)の要素が唸りとして見えるもので， 砂丘やクレータイジェクタのハンモッキー構造などが挙げられる． (C) 模様[pattern] A)の組み合わせが情報抽出可能なパターンをなすもので，水源分布や 浸食強度を示す水系模様（密度・分岐フラクタル次元）はその好例． 不規則形状小天体については，C 型（Mathilde: 炭素質コンドライトと推定），D 型 (Phobos/Deimos:有機物＋含水珪酸塩と推定)，S 型（Ida/Gaspra/Eros:普通コンドライト）が地形 の像を分解できるほど近くで撮像している．それらで確認されている地形識別要素とスケール (Unit: 10X m)を以下にまとめる． (A) 形態 Own shape/Facets (2-6) Primary Craters (0-5) Crater-related Interior Units/Grooves/Landslides/Ejecta Blankets (0-4) Boulders (0-2) (B) 肌理 Roughness(0-4 の分解能スケールでいろいろ) (C) 模様 Swirms of Grooves (3-4) Swirms of Landslices (2-4) 以上の対象に関する条件と，データプロダクト生成手順から，機器諸元と運用に関する要求 が整理される．また，運用方針と直結するデータ処理系に関する要求もしくは制約条件も整理 114 される． 望遠鏡と検知器からなる光学系については，次の 5 項目にまとめられる． α）角度分解能 運用から決まる距離が与えられると空間分解能に換算でき，要求が定まる． β） （光学ひずみが既知で，補正可能な）視野角 集成効率と，観測時に太陽等の妨害因子を視野に入れない運用制限から定まる． γ）bit 分解能・ダイナミックレンジ・ゲインおよびデータ発生量 対象の明るさ変化の幅と応答感度特性，A/D 変換効率から定まるもの． 生成データ量抑制のための圧縮方法とデータ損失特性も含まれる． δ）機器固有較正情報 暗電流・フラットフィールド・光学ひずみ・スメア． ε）観測波長帯・分光／偏光の別 先の A-C と，初訪を前提として，これらを考えてみる． はじめのα― γについて．1-10m 空間分解能が必要とするので，運用制約条件から定まる距 離に依存して角度分解能要求が決まる．測地基準点網の構築誤差を抑制するには，対象表面角 距離にして 15-数度刻みで撮像する運用が望ましい．自転による走査であれば，赤道をその刻 みで全球撮像することが初めの目標となるが，周回衛星であればより精密なネットワークを張 るためにフットプリントも数度以下の刻みで押さえていきたい．複数のカメラシステム，例え ば望遠と広角がセットとなっている場合，両者のアラインメントを厳密に実測したものであれ ば，分担が容易である．なお，一般的な画像フォーマットは 1 画素が 8bit のため，8bit 程度の 明るさ変動を収められる 10bit 以上の A/D 変換・ダイナミックレンジが理想的である．ゲイン・ 応答感度特性の線形性もできるだけ良い方が較正処理しやすい．また，データ生成量を決める 要因として圧縮についても言及する．Photoclinometry の手順で輝度値から画素単位の地形勾配 が求める場合は，普通の JPEG ではブロックノイズなどの影響で測光関数が精度良く与えにく い．空間分解能を落とした圧縮単位毎の直流成分だけ抽出できるようにするか，新しい JPEG2000 を採用するか，DTM/DEM 作成・形状認識では非可逆圧縮画像をノミナルとするか， である．多眼カメラシステムを組む場合でも，対応点抽出結果の相関値を悪くする主要因がブ ロックノイズであるため，やはり JPEG2000 かその撮像時だけ非圧縮をノミナルとすべきであ る．JPEG2000 は CPU 負荷が大きく且つ宇宙用として使われた実績はまだ無いようだが，圧縮 効率とノイズ特性がいずれも旧 JPEG より向上している．続いて，データ生成量とそれらの地 球電送能力とを鑑みて，データレコーダに長期間バッファリングする機能があると良い．機上 で運用判断する情報を抽出できるようにしておくと，すぐに全データを地球に電送しなくても よく，通信条件の良い時にまとめてダウンリンクするという運用も可能になる．但し，対象と そのアプローチ方法・衛星軌道がはっきりしない限り意味のある検討はしにくい． 続いてδについて．較正データについては対象到着前に取得して較正手順を確立することで 対応する．常識的な範囲に収まっていれば問題なく，むしろ遮光・迷光対策がしやすい簡易な 構造かどうかを重視した方が良いだろう． εについては，ダイナミックレンジが稼げて，暗い地形まで撮像するのであれば，パンクロ マチックカメラである方が良い．他機器との相乗り要請により，分光・偏光カメラの 1 バンド として共通化できるが，吸収帯等の情報は地形認識にとっては擾乱因子であるため，それらの 分離が保証される構成でなければならない． 運用条件が固まっていないのでかなりの自由度が残っている．しかし，はやぶさでの開発経 験を生かすのであれば，アラインメントが実測された望遠カメラと広角カメラの 2 式とするの 115 が現実的だろう．多眼カメラシステムではないため，この場合 DTM 作成・形状認識において Photoclinometry も適用される余地が大きい．そのため，圧縮方法や検知器・光学系の特性に関 する要求が厳しくなるセンスである．フィードバックが間に合うのであれば，はやぶさでの実 績を踏まえて旧 JPEG の問題点なども検証することが望ましい． また，他機器との協働観測を重視するのであれば，機器座標系間のアラインメントを実測す ることが絶対に必要である．もしジンバル機構を採用する場合には，可能な限り協働観測機器 パッケージとしてまとめて 1 ジンバルに搭載することが望ましい． 補足：地形定量指標の整理 高度(elevation) ある基準面からの距離．天体位置であれば角距離表現である地平座標，月惑星表面の地形で あれば例えばジオイドを基準面とした鉛直距離，飛翔体であれば地表を基準面とした垂直距離 で表現される．地形測量で得られる値はふつう相対高度差であり，基準面を注目地の隣接域に 取った場合を比高(gap)，火山など凹凸領域の高低差を起伏量(relief)と呼んでそれぞれ区別する． 月惑星探査・遠隔探査においてマイクロ波・近赤外レーザ等を用いた高度計は測距計と同義で， 反響時間と観測者位置情報から高度が算出される．海がないため基準面定義がまちまちな地球 外天体では，全球規模では単に地表各点の空間分布を連ねた全球形状，或いは局所的トポグラ フィー(topography)でもって定量的な地形表現としていることが多い．トポグラフィーは三次元 定量情報で表現がいろいろあるが，影を付けたり鳥瞰図にしたり，あるいは高度・水平距離の 二次元表現であるプロファイル（cross-section = profile）に形態様式（地形認識単位）を付記し て表現することが多い． ジオイド(geoid)： 等重力ポテンシャル面の中から各天体毎に定義された，全球形状表現の基礎．地球内部の物 質分布を反映して不規則な形を持つ．地球の場合は平均海水面と一致する面が採用され，地球 楕円体からのズレは±60m． 起伏量(relief)： 相対的高度差を表す指標のひとつ．三種類の用例があり，注目領域の最高・最低点の高度差， 隣接凸凹部の比高，切峰面と切谷面との高度差，といった定義例がある．火山など凸地の諸元 としては，ふつう最高・最低点の高度差を採用している． 比高(gap, relative height)： 相対高度差を表す指標のひとつで，基準面を注目地の隣接域に取った高低差のこと．高度計 による直接測定では，空間解像度（フットプリント: footprint）スケールで最初に求まる観測量 であり，これを三次元表面地形に統合して地形モデル(DEM)を作成する． 116 3.4. AOTF 3.4.1. AOTF 概略 AOTF(Acousto-Optics Tunable Filter)は二酸化テ ルル等の結晶を利用した分光素子である．素子側 面に超音波を入力し，正面から入った光を 0 次光 と偏光/分光された±1 次光として出力する素子で ある． 入力時の超音波波長を調整することにより， 光の出力時の透過波長が決定される，連続分光素 子である． AOTF を用いた分光装置は，従来のフィルタホ イールを用いた装置に較べて可動部分がない，連 続分光が可能，波長分解能が高い，波長移動速度 Fig. 3-3 AOTF 素子原理図 が速い等の長所がある． 小天体探査に当たっては，軌道上からの探査の 場合，観測対象となる小天体のスペクトル型の観測に最適化された数バンドの分光測光観測を 行うことが必要である．対象が 1 天体だけで在ればフィルタホイールを用いた分光測光カメラ でも問題ないが，異なるスペクトル型の複数の小天体を観測対象とする場合には AOTF のよう な任意に観測波長域を定めることの出来る分光カメラが望ましい．また，フライバイなどのよ うに観測時間が短く制限される場合には，フィルタホイールよりも高速に観測波長域の選択が 出来る AOTF は有利である．着陸探査によって岩石をマクロ分光で観測し，岩石組成や結晶構 造を見分けるに当たっては， 現地で任意に観測波長域を決めることが必要となる． このように， 連続分光できるカメラは軌道上からの探査／着陸探査の両方で今後必要とされている． 現在，地上用としては imaging 可能な分光装置として AOTF は商品化されているが，光学的 に暗く宇宙用としては実用的でない．AOTF は素子そのものの透過率は 80%と高いが，現在市 販されている装置の分光後の光量が大幅に減じる原因としては次の 2 点が考えられる． ・ 透過波長の半値幅が 2∼3nm（高波長分解能）である ・ 次光と 1 次光を分離するために偏光板を用いて 0 次光をカットしているが，1 次光も分 光時に楕円偏光するため 1 部がカットされる 岩石表面の分光観測やリモートセンシングによる観測では必ずしも高波長分解能は必要では なく，10∼20nm 程度の波長分解能で十分である．また光路を工夫することにより，より明る い光学系を開発できる可能性がある．この観点から，旧 NASDA，東京大学，秋田大学による， 月着陸探査計画 SELENE-B を念頭に置いた AOTF の開発計画が数年前より実施されている． 投 影 光源 投影版上の像 偏光板無 AOTF 2.5cm 偏 光 偏光 偏光 20.0cm Fig. 3-4 AOTF 装置の分光試験 入射光をあらかじめ偏光させることにより，片方の分光/偏光光を除去している．この場合，0 次光も偏光成分のみが取り出されている．出射光側にも偏光板を入れることにより 0 次光の大 部分（楕円偏光されるため）をカットし，必要となる 1 次光のみを取りだしている． 117 3.4.2. AOTF の光学系 結晶中に入力された超音波は定常波を作り，位相に応じて結晶中の屈折率が変化する．その 為，AOTF 素子に入力された光線は回折現象により特定の波長のみを透過する 1 次光を出力す る．しかし，回折されなかった大部分の光は 0 次光として出力されるため，その処理が問題と なる． このための手段として，1 次光は 0 次光に対して回折角を持っているため，この角度を利用 して 0 次光と 1 次光を分光する方法が考えられる．また，1 次光は回折時に偏光をしているた め，偏光フィルタを用いて 0 次光を分離する方法も考えられる．しかし 0 次光もまた結晶の複 屈折により偏光されるため，この方法で分離できるのは 0 次光の半分のみである．また，1 次 光の偏光も楕円偏光となるため，必ずしも 100%の分離が可能とはならない． 現在 JAXA/ISAS で開発が進められている AOTF は，回折角による分離を利用した光学系に なっているが，偏光を利用した 0 次光の除去も併用できる可能性がある． 視野角θCA 中間像高 h0 AOTF(a×a) 回折角θd 受光角θre 撮影レンズ fCA リレーレンズ fre 2 次元 CCD 再結像レンズ fim 距離 L 像高 him Fig. 3-5 JAXA/ISAS で設計されている AOTF 光学系(SELENE-B 提案書より) リレーレンズから AOTF に入射する光束は，実際にはある角度 2θre を持って入射する．こ のθre を AOTF の受光角と呼ぶ．入射光束は回折角θd を持って，1 次光束が回折されるが，0-1 次光分離のための条件として以下の条件が必要になる． θd＞2θre また AOTF の中心から再結像レンズまでの距離 L は，0 次光と 1 次光が干渉しなくなる距離で 決定される．そのときの条件を以下に示す． L・tan（θd ‐ θre）＞L・tanθre＋a （a=AOTF のアパーチャ径） 撮像レンズ，リレーレンズ，再結像レンズの各パラメータ間には以下の関係がある． h0=fca・tanθca h0=fre・tanθre him=fim・tanθre 再結像レンズ F 数=fim / a AOTF カメラの全体的な大きさ，および工学性能を見積もるにはこれらの条件を勘案する必要 118 がある． JAXA/ISAS では現在，アパーチャ係 10mm，回折角 3°の AOTF 素子を使った試験機の制作 を行っているが，5°∼7°の回折角を持つ素子も市販されており，今後はこれらの素子を使っ た試験器の製造が望まれる．SELENE-B では主にランダに搭載する望遠用の AOTF の設計を行 っているが，ポスト はやぶさ探査機ではより広角の AOTF カメラの設計が必要となる．以下 に SELENE-B で計画されている望遠 AOTF カメラの諸元を示す． Table 3-4 SELENE-B で検討されている AOTF 望遠カメラ 項目 構成 F値 撮像域 光学系全長 （撮像レンズ-CCD 面） AOTF アパーチャ径 AOTF 回折光半値幅 AOTF 回折角 バンド数 FOV CCD 画素数 ピクセル分解能 量子化ビット数 重量 サイズ 電力 温度環境 内容 可視-近赤外域 2D-CCD カメラ（AOTF 利用） 23 1m∼∞ 324mm（再結像レンズ通過後，ナイフエッジミラーで 0 次 光分離し，1 次光光路を屈曲させる） 10mm ノミナル 10nm 7° 最大 50（連続運用） 20° 256×256（1/2 インチ CCD） 1mrad（3m＠3km） 12 2kg（RF 回路含む） 25×25×8 mm センサ：5W，駆動回路：7W，AOTF 駆動用 RF 回路：6W 保存温度：-10 . 50℃，動作温度：10 . 40℃ 3.4.3. AOTF の運用検討 AOTF はこれまでのフィルタホイールを用いたマルチバンドの分光測光観測ではなく，連続 波長における分光観測が可能となる．観測波長へのシフトはナノ秒で可能であるため，露出時 間に要するインターバルだけで次々に撮影を行うことが可能である．しかし，地上への DL で きるデータ量には限りがあるため，運用の当たってはこの DL 可能量をふまえた上での考察が 必要である． 小天体の分光タイプをおおざっぱに判断するに当たっては，数バンドの観測で十分である 1) が， 詳細情報を知るためには必要となるバンド数が増加する． これらの要求に応えるためには， 探査機は撮影した分光画像を機上で処理して，任意の切り出し，任意のスタッキングを行い， 必要となる特徴点のみを地球へと送信するようなシステムが必要であると考えられる． 現在日本ではこのようなシステムは開発されていないが，ESA が 2003 年 12 月末に火星軌道 投入に成功した Mars Express には PFS(Planetary Fourier Spectrometer)が搭載される．この装置で は FFT による分析を行い，スペクトルの特徴点だけを切り出す操作が機上で行われる．また衛 星が稼働中に取り貯められた各種画像を平均化し，ノイズを低減させた状態で地上に送信する 機能も備えている．PFS は 2 次元画像ではなく 1 次元の分光装置であるが，同様の装置を 2 次 元でも実用化し，AOTF による観測に応用することが望まれる． 119 3.4.4. 今後の検討課題 現在検討が進められている AOTF 分光カメラは，FOV が 20 度前後である．これは焦点距離 が 70mm 程度の望遠カメラに相当する．はやぶさでは FOV が 5.7 度の AMICA が搭載されてお り，ポスト はやぶさでもはやぶさと同様の運用を行うので在れば，現在の光学系と大きく変更 を行う必要はない．しかし，何かの用途で広角カメラが必要になった場合は，機器の構造上， 様々な障害があるため，これに留意する必要がある． 次に AOTF はこれまで分光観測装置としての宇宙利用実績が無い．その為，耐放射線試験や 耐振動試験などをこれまで行っていない．宇宙用として今後開発を進めるに当たっては，これ らの試験が必要不可欠である． また前述のように，AOTF で多数バンドの撮影を行った場合，地上への DL に膨大なリソー スを必要とする．その為 FFT 等の手段を用いて機上で演算をさせ，その演算結果を地上へ DL するシステムの開発が必要である． （参考文献） ・ MUSES-C 中間報告書，2001 年 ・ 月着陸実験(SELENE-B)提案書，2002 年 120 3.5. 小天体用 X 線分析装置 3.5.1. はじめに 小天体表面の主要元素組成をグローバルに決定する蛍光 X 線分光装置と，小天体の表面にお いて X 線蛍光・回折法により詳細に主要元素組成と鉱物分析を行う装置の概要を示す． 3.5.2. 科学目的 小天体は太陽系初期の頃の物質科学的情報を現在でも保持すると考えられ，それゆえ重要な 探査対象となっている．始原的な宇宙物質として隕石や宇宙塵が回収されており，それらの産 地の多くは太陽系小天体と考えられるが，特定できるものはほとんどない．また現在得られて いる物質が普遍的な情報と考えてよいか，それとも少数の限られた産地を起源とするものが数 的に支配的なのかも分からない．一方，地上や地球周回軌道上から得られる天文観測情報は主 に可視・近赤外域の反射スペクトルと自転に伴うライトカーブであり，一部のものでは熱赤外 放射やレーダーでの観測も行われている．小天体は多数存在するため全天体の詳細な探査は不 可能であり，探査機による限られた回数の地質・物質調査やサンプルリターンによるアプロー チと，天文観測による統計的アプローチとの組み合わせが必要になる．両者で得られる情報を 効果的に組み合わせるには，反射スペクトル型と隕石や IDP との対応関係を明確にすることが 必要である． また，太陽系天体における進化過程を辿ることができる情報が，小天体上の地質構造の各場 所を構成する物質の差異に現れている状況が考えられる．比較的大きな天体に多いと考えられ るが，大きな天体の分裂でできた場合，小さい天体でもあり得る．天体表面が一様均質を前提 にした反射スペクトル型では扱えない事項であり，直接探査による物質の決定が必要である． これらの物質的情報を得るには，分析手法の種類，分析精度の観点でサンプルリターンが望 ましい．しかしサンプルリターンの情報は一般には局所的であり，必ずしもグローバルな特徴 と同一でないことと，情報取得までに長時間を要するほか，リスクも大きい．そこで，小天体 のその場でのキャラクタリゼーションとグローバルな特徴の取得を行うための観測の必要性は 大きい． 周回またはホームポジション上からのリモート蛍光 X 線観測は，主要元素（特に Mg，Al， Si，及び S，Na．太陽フレア発生によって Ca，Ti，Fe も可能）のグローバルな特徴を調べるこ とができる．また，サンプルリターン実施が技術的問題で困難な場合，着陸機や表面移動型ロ ボットに観測機器を搭載し，その場で探査することが有効である．小天体表面で X 線蛍光・回 折法による主要元素の定量分析，主要構成鉱物の分析は，最も基礎的な物質情報である． 3.5.3. 機器の概要 リモート観測用蛍光 X 線スペクトロメータ 機器の特徴 本機器は，太陽 X 線が小天体表面に照射することによって励起される蛍光 X 線を観測す る．同時に，標準試料を搭載し，同時比較分析を行うことで，太陽 X 線が時間的に変動し ても小惑星表面の定量元素分析を行うことができる．検出器に CCD を用いることで，良好 なエネルギー分解能を得る． 機器構成 センサ部及び電子回路で構成される．X 線検出器には CCD 計 8 枚用い，小天体用 6 枚， 標準試料用 2 枚である．駆動・読出系回路は 2 系統冗長構成とし，各 4 枚の CCD を駆動す る．遮光膜には厚さ 5μのベリリウム薄膜を用い，X 線透過率を向上させる．指向方向はメ 121 カニカルコリメータで制限する．太陽 X 線モニタとして，標準試料法を搭載する．機上較 正用の X 線管球を搭載する．CCD は放射冷却で低温に保持する．電子回路はセンサ制御・ データ処理回路，CPU，DHS 系インターフェース，及び電源から構成される． 観測手法と運用 本機器は小惑星の昼側に探査機をキープし，小惑星から励起される蛍光 X 線を連続的に 観測する．標準試料に常時太陽光が照射するように探査機姿勢を保持する必要がある．巡航 期間中には，X 線天体の観測を実施するほか，適宜 CCD の診断，較正を行う． 緒元 緒元を Table 3-5 にまとめる（はやぶさ及び SELENE 搭載 XRS からの類推） ． Table 3-5 リモート蛍光 X 線スペクトロメータの緒元 性能緒元 エネルギー帯域 エネルギー分解能 視野角 受光面積 AD 変換 CCD 温度 メモリ 0.7∼10KeV <150eV＠5.9KeV TBD 36cm2 12bit ＜-40℃（観測時） 16MB Fig. 3-6 リソース緒元 重量 センサ：2.2±0.5kg 電子回路：2.0±0.3kg 電力 17.5W（CPU，電源効率含む） HV 電圧 3KV(max) テレメトリ Histogram 1KB×8/300sec Image 130KB/CCD Diagnostic 2KB/CCD FIFO-Raw 1KB/Packet リモート蛍光 X 線スペクトロメータの概念図 122 3.6. サンプラー 3.6.1. 小天体探査におけるサンプル採集法 本項では，小天体表面の任意地点でサンプルを採集したりその場分析を行うための，さまざ まな方法について考察する． まず，基本的な条件として考えなければならない点は，第一に小天体表面上はきわめて重力 が小さく，探査機は，従来の概念での着陸を行い着陸点に安定して滞在することは困難である． 第二に，人類の小天体に対する知識が未だ限られており，Minor Body さらに個々の天体につい ては幅広いバリエーションがあるため，探査対象天体の表面形状や硬さについてはほとんどの ケースで未知である，という点である．よって，微小重力および未知表面に対する適応性が， 方式選択の重要な評価指標となる． Fig. 3-8は小天体表面上でのサンプル採集法についてのアイディアを整理したものである． 同図a)は，ドリルによってコアサンプルを行うアイディアである．コアサンプリングは地質 調査の基本的な手法であり，表面から最終的にコアチューブが到達した深さまでの連続的なサ ンプルを得ることができる．しかしながら，ドリルの反力を支えるためには，着陸機が天体表 面にしっかりと固定されている必要がある．ロゼッタミッションでは，彗星の表面にアンカー 付の脚を持った探査機を軟着陸・固定させ，ドリルによってサンプリングする方法が計画され ている．彗星の表面は，比較的柔らかいと考えられるので，探査機体のアンカー固定やドリル 掘削の実現性は比較的高いと言えよう．しかし，表面が固い岩塊で覆われた小惑星では，この 方法は可能性が低い． 同図b)は，上空でホバリングする探査機から銛（もり）あるいはペネトレータを打ち込む方 法である．上空から速度をもって打ち込まれるペネトレータの運動エネルギーによって，表面 の破砕・貫入が比較的容易に行えることが期待できる．また，ペネトレータにテザーをつない でおくことによって，探査機本体が軟着陸する際にガイド役を果たし，かつ探査機を表面に固 定する際にも役立つ．しかし，テザーのハンドリングの難しさを伴う．この方法の理想的なシ ナリオについては次項で紹介する． Fig 3-8 Minor Body におけるサンプル採集方式のさまざまなアイディア 同図c)は，上空から弾丸状のプロジェクタイルを発射し，小天体の表面を破砕し，その破片 を宇宙空間にて回収するアイディアである．破片の回収には，スターダストミッション用に開 発されたエアロジェル型ダストコレクタの技術が使えるであろう．この方法では，探査機は必 ずしもターゲット天体の表面上にホバリングしたり，周回飛行する必要は無く，近傍をフライ バイするだけのミッションでもサンプルを獲得できる可能性がある．よって，マルチフライバ イ・ミッションにおいて検討する価値が高い．しかし，天体上の破砕点とサンプルの回収場所 123 が遠く離れてしまうため，サンプルの収量を上げることが難しく，仮にサンプルが得られたと しても，どの点から射出されたサンプルであるかを同定することが困難である．（もともと天 体近傍を浮遊していたダストであるという可能性もある．） 同図d)はプロジェクタイルによるクラッシュサンプリングを，天体表面にて行うアイディア である．破砕点を円錐状の筒で覆うことにより，破砕片を円錐の頂点に集めることができる． また，探査機が表面に触れている時間は短時間でよく，「タッチ＆ゴー」方式のサンプリング を行うことができる．小惑星サンプルリターンミッションはやぶさでは，この方式が採用され た．はやぶさの開発過程で行われた各種試験の結果，5gのプロジェクタイルを300m/sで射出し， 表面破砕した場合，表面が固い岩石であってもレゴリスで覆われていても，1回のサンプリング で総量数mg∼数gのサンプルが得られることが確認されている． 3.6.2. ペネトレータを用いたサンプル採集方法のアイディア ここでは，ペネトレータを用いたサンプル採集方法について，一つのアイディアを考えてみ よう． まず以下の前提条件を仮定する． (1) ペネトレータを搭載した探査機は，はやぶさ と同じように画像航法等を用いて，探査 地点の上空数∼数10 メートルにホバリングできるものとする． (2) 対象天体の地表の固さは，数∼数10 m/s 程度の速度でペネトレータを打ち込んだとき に，数メートルぐらいもぐり込む程度のものであると仮定する． (3) ペネトレータと探査機をつなぐテザーは十分に長く，また繰り出し抵抗も小さく，探 査機のホバリングに悪影響を与えない工夫が可能であるとする． (4) ペネトレータがうまく突き刺さらなかったとき，ペネトレータおよびテザーを切り捨 てて安全に逃げる（アボート）することが可能であるとする． さて，以上の条件のもとで，以下の5ステップのサンプル採集シナリオを考えることができる． （Fig. 3-9） ステップ1． ホバリング状態の探査機よりペネトレータを発射する． ステップ2． ペネトレータが地表に突き刺さり数メートルもぐり込む． （この際のエジェクタ=射出物も効率的に回収できるとよい．エジェクタの衝突による探査 機の破損を防ぐ工夫も必要である．） ステップ3． テザーを静かにたぐり寄せて，探査機を軟着陸させる． （このとき探査機を表面に固定しているのは，天体の引力ではなくテザーの張力である．） ステップ4． ペネトレータ内部に仕込んで置いたサンプリング装置が，テザーをガイドにして少しづつ上 昇しながら，要所要所で近接撮影・計測およびサンプル採集を行い，最終的に探査機本体内 部に回収される．（このサンプリング装置は，最初，ペネトレータ側でなく探査機側にセッ トしておいてもよい．） 124 ステップ5． サンプリング装置の回収が完了したら，テザーを切り捨て，探査機は上昇し，地球への帰途 につく． この方法によれば，対象天体の地表から数メータの地下部までの連続的な情報，およびサン プル，を得ることができる．また，ペネトレータを打ち込む際に，グルーブや岩の割れ目に狙 いを定めることがことができれば，ペネトレータの到達深度をさらに深くする可能性もあり， 上空を周回飛行するだけでは得られない新しい知見が得られることが期待できる． Fig. 3-9 ペネトレータを用いたサンプル採集方法のアイディア 125 3.7. 内部構造探査 小天体の内部を探る手法は未だ確立されて いないが，既にいくつかのアイデアが提唱され ている． 1. “クレータ”によって内部までえぐら れた小天体を観測対象とする 2. 人為的に小天体に物体を衝突させ，衝 突破片の採取，発光観測および衝突後 のクレータを観測する 3. 地上で実用化されている様々な内部 Fig.3-10 Vesta の地球からの探査画像と 探査想像図 探査手法を応用する 4. 小天体表面に転がる大きなボ ルダーを調査することにより， それと同じだけの深さを掘っ たのと同様の情報を得る 1.の手法はドーンによって実現されよ うとしている手法である．地球からの観 測により Vesta は大きくえぐられている ことがわかっており， （Fig. 3-10） ，深部 物質が露出しているのではないかと考え Fig. 3-11 ディープインパクト探査想像図 られている． 2.の手法はディープインパクトによっ て実現が図られている．ディープインパクトではインパクタ衝突後に出来るクレータの観測は 行わないが，発光の観測，及び飛散したサンプルの採取が行われる． 4.の手法は 4 章にて詳しく述べるので，ここでは 3.の地上での探査手法に関して述べる． Fig. 3-12 地球上での地下物理探査の手法 126 地上で行われている手法は主にアクティブなもの，パッシブなものにわけられる．また地上で はほとんどの場合岩石中に導体となる水を含んでいるため，電磁波を地中に透過させる手法も 存在する．しかし高真空にある小天体ではこのような状況は期待しにくく，乾燥状態でも利用 できる手法のみが応用の対象となる．これらの関係を Fig. 3-12 にまとめた．また 2 章で述べた ように，小天体の深さ，解明すべき分解能によって，これらのどの探査手法を応用するべきか を Table 3-7 にまとめた． Table 3-7 小天体の内部構造に応用可能性のある物理探査方法 手法 対象深度 空間分解能 ~100 m 0.5 m 弾性波探査 弾性波速度を測ることにより，内部構造を調べることが出来る．たとえば地下に柔軟な地層 や人工構造物が在ると，速度や振幅が変化する．多くの受信器，あるいは発信器を設置する ことにより，３次元構造を明らかにすることが出来る．しかし小天体表面においては，その 設置方法等，検討課題も多い ~50 m 5m 微少重力 物質の不均質分布は，微少な重力異常から推測できる．小天体の表面重力は非常に小さいの で，新しく高精度の重力場測定器が開発される必要がある． （現在地上で利用可能なもっとも よい制度の重力場測定器は，100gal あたり 0.01mgal の分解能を持つ．Itokawa のサイズ（500m 直径）ではさらに 3 桁精度を高める必要がある． ~10 m 0.1m ~ 1 m 地中レーダー 電磁波の反射・屈折・透過量から地下構造を解明する手法．VHF の電磁波がよく使われ，地 下の岩石分布の層面を見つけることが出来る． 127 3.8. 着陸地質探査 2 章で述べたように，どのような天体に着陸探査を行うかによって用いる理学機器も変わっ てくる．現在，この部分はあまり検討が進んでおらず，今回は項目を列挙するにとどめた． 3.8.1. マクロカメラ用分光光源 分化天体に置いて岩石組織を見る場合に， マクロ分光カメラが必要となる． SELENE-B 計画では，月面上の岩石の観測 用にマクロ AOTF 分光カメラ装置も考案し ている(Fig 3-13, Table 3-8)．観測に当たって は，珪酸塩鉱物中の Fe2+による吸収形状を 正確に測定して鉱物種の判別，鉱物化学組 成（成分比）の推定を行う為に安定した光 源を用いることが望ましい．また人工光源 を用いる場合，AOTF は受光部側ではなく 発光部側に付ける方が光学設計は容易い． AOTF への光の入射条件から，光源光は均 一にする必要があり，SELENE-B では積分 球を用いる方法が検討されている． 項目 構成 近赤外 AOTF 分光器 積分球径 積分球開口径 AOTF アパーチャ径 AOTF 回折光半値幅 AOTF 回折角 光源 光学部品構成 重量 電力 サイズ マクロ近赤外カメラ 撮像領域 WD 焦点距離 F 値 検出器 画素数 空間分解能 重量 電力 サイズ 温度環境 Fig. 3-13 マクロカメラ+AOTF 光源 Table 3-8 マクロカメラ+AOTF 光源 内容 近赤外 AOTF 分光器（850-1500nm）マクロ 2D 近赤外カメラ 50mm 5mm 5mm 10nm 7° ハロゲンランプ 積分球-リレーレンズ-AOTF-照射レンズ 0.8kg 光源：5W，AOTF 駆動 RF 回路：6W（望遠カメラと共有） 50×70×150mm 20mm 40mm 80mm 8 InGaAs2D センサ（冷却無し） 320×320 44nm 0.7kg センサ：5W 50×50×120mm 保存温度：-30 . 60℃，動作温度：0 . 40℃ 128 3.8.2. X 線分光装置 表面探査用 X 線蛍光・回折アナライザ 機器の特徴 本機器は小天体表面において，搭載 X 線管球から表面物質に 1 次 X 線を照射し，励起さ れた蛍光 X 線，及び回折 X 線パターンを取得して，主要元素定量分析と鉱物分析を行う． 機器構成 センサ部及び電子回路で構成される．X 線検出器には CCD1 枚（または 2 枚）用いる．遮 光膜には厚さ 5μのベリリウム薄膜を用い，X 線透過率を向上させる．1 次 X 線用の小型管 球を搭載する．センサ部を駆動腕の先端に搭載して試料を直接分析，または試料採取装置で 取得した試料をセンサ前面まで搬送して分析する．電子回路はセンサ制御・データ処理回路， CPU，DHS 系インターフェース，及び電源から構成される． 観測手法と運用 本機器は小惑星着陸機や移動型ロボットに搭載する．目的地に到達すると，試料にセンサ を設置，または試料を採取して試料ホルダに搬送する．1 次 X 線を照射して約 30∼60 分程 度分析を行う．機上処理により，X 線蛍光はエネルギー波高スペクトル，X 線回折は回折パ ターン画像のみを抽出し，ダウンリンクする．そのほか，診断用データ等の画像を取得する． 緒元 緒元を Table 3-6 にまとめる（はやぶさ及び SELENE 搭載 XRS からの類推） ． Table 3-6 リモート蛍光 X 線スペクトロメータの緒言 性能緒元 リソース緒元 エネルギー帯域 0.7∼10KeV 重量 センサ：1.5±0.3kg エ ネ ル ギ ー 分 解 <150eV＠5.9KeV 電子回路：2.0±0.3kg 観測時電力 17.5W（CPU，電源効率含む） 能 20∼150° HV 電圧 10KV-0.1mA 10KV(max) 回折角：2θ Cu，Rh ターゲット テレメトリ XRF-PHA 1KB×8/300sec 管球 12bit XRD-Image 130KB/CCD Diagnostic 2KB/CCD ＜-40℃（観測時） AD 変換 FIFO-Raw 1KB/Packet 16MB CCD 温度 メモリ Fig.3-7 表面探査用 X 線蛍光・回折アナライザの概念図 129 3.8.3. 岩石加工装置 岩石組織をマクロで観察する場合には，観測面が平滑であることが要求される．その為， SELENE-B では岩石の切断・研磨機構を搭載することを予定している．小天体探査でも岩石組 織を見る場合には同様の装置が必要不可欠であるが，重力が小さいため，SELENE-B で考案さ れている手法はそのまま用いることが出来ない．開発・運用に当たっては以下が問題となる． (1) 岩石加工時にどのように反力を確保するか (2) 発生する削り屑をどのように処理するか (3) 発生する熱をどのように処理するか 今後これらの項目に関して検討を行う必要がある． 3.8.4. ガスクロマトグラフィ 揮発成分の成分分析に用いる．小型化などに関して，今後検討が必要である． 3.8.5. 質量分析器 難揮発性の有機化合物の質量分析に用いる．装置を小型化する必要があり，この問題に関し て今後検討が必要である． 3.8.6. 揮発成分昇華機構 岩石加工装置と同様，観測機器ではなく観測のための一次処理をする機構である．揮発成分 を昇華させることにより試料をコンパクトにする効果があり，サンプルリターンの時にも使用 が可能である．またその場分析に置いても低分子有機物やケロジェン様物質の分析が実施しや すくなる効果が期待される． 130 4. 工学検討 4.1. 今回の検討の注意点 MEF では現在，統合 2 案として，以下の 2 提案がなされている． ① 「複数スペクトル型小惑星族マルチフライバイ＆サンプルリターン＋編隊飛行技術」 をレファレンスミッション案として，本 MEF レポートの中でさらに詳しく検討 ② 「スペクトル既知 NEO マルチランデブー＆サンプルリターン（できれば M 型と CAT 天体候補含む）＋着陸機（又はローバ）＋HERA ミッションとの国際連携」 これらに関しては，それぞれ探査対象とすべき天体とその探査軌道の解析がなされているが， ミッションを実施すべき最適解の選定には至っていない． そこで，本章ではまず上記 2 つの案に関して現在考えられている探査案・軌道を説明し，そ の後，それぞれの検討例をいくつか取り上げて，より詳細な検討を行った．また，工学的ミッ ション検討に於いてはこの 2 例を代表として取り上げた． 4.2. ミッションアーキテクチャ 4.2.1. 軌道検討 ファミリー探査 検討概略 約 80 年前に平山清次がその存在を確認して以来， 似た軌道要素を持つメインベルト小惑星の “族（ファミリー） ”は，原始太陽系の初期にできた原始惑星が衝突破壊してできたと考える説 が有力である．現在数十種類の族が分類されているが， 「侵入者」が混じっていない，明瞭に同 一起源だと言えそうな族は，Koronis，イオス，Themis 族ら「三大ファミリー」を含めた 2−3 割である．その中で軌道工学的な観点からサンプルリターンを行うためのエネルギーが最も少 なくてすみ，かつ 150 個以上の豊富な候補天体を持つのは Koronis 族である．Koronis 族最大級 の小惑星 Ida とその衛星 Dactyl は，すでにガリレオ探査機のフライバイによって，半球分の形 状と分光データが得られている．S 型の中でも普通コンドライトにスペクトルが似ており，あ まり変成していない始原物質のようである．これは NEAR シューメーカー探査機による Eros の分光結果とも矛盾しない．しかし Koronis 族には同じ S 型ながら同族内でも，軌道要素が違 うと（＝母天体内の存在位置が異なると）分光特性も異なる傾向がある．これは，約 100km の 母天体がわずかでも熱的分化をしていた可能性を示唆する．族小惑星の軌道要素や自転速度， 自転軸の傾きなどの力学情報は，衝突履歴とも関連している．さらに 3 大ファミリーからは， 黄道光の起源となる宇宙塵の多くが放出され，軌道に沿ってトーラス上に分布していることが 観測で確認されている． 同一族の中で異なるサイズ，軌道要素，分光特性を持つものを複数探査することは科学的に 重要である（2.3.1 参照） ．そこで今回，Koronis 族に加え Nysa-Polana 族に関して探査軌道の検 討をおこなった．Nysa-Polana 族とは，同一族の中に複数の異なるスペクトル型を持ち，二つの 母天体の相互衝突破壊が比較的最近起きたと想像されている．打ち上げは，2000 年代後半ある いは 2010 年代初頭に行うとした．H2A クラスのロケットを想定した場合，メインベルト小惑 星に複数個連続してランデブーすることは重量の観点で難しく，本検討では各小惑星ではフラ イバイを行うこととした．Table 4-1, 4-2 に検討例をまとめる．本案の特徴は，同一ファミリー が似た軌道要素を持つ特徴を生かしており，2∼3 年間で 2∼3 個，あるいは一度地球に戻って 131 採集試料を入れたカプセルだけを地球に回収して，さらにもう一周することで，6 年間で 5 個 の同属小惑星をフライバイさせることに成功した点である．地上で小惑星試料を待つ分析科学 者にとっては，このように短期間で複数の天体からサンプルが得られるのは，大きな魅力であ る．一方で，フライバイはランデブーに比べて一般に会合速度が極めて速く，全球規模の詳細 観測には不向きである．また，後述するようにランデブーせずに小天体の表面試料を採取する 技術は，過去から複数のミッション案で検討されているが，宇宙実績はない． Table 4-1 Koronis 族検討例 探査機/ 天体数 1機/ 3個 探査天体 (スペクトル型) Bohlinia (S) 1985RA3 (S) Aristides (S) ロケット 推進機 H-2A (地球SB なし) 化学 1機/ 5個 Ida & Dactyl (S) Baikonur (S) Mimosa (S) Moultona (S) H-2A (地球 SBx1) 化学 科学機器質量 /衛 星Wet質量 231kg/1088kg (5% margin 打上時期 2009.06.11 w. r. t. wet mass） 237kg/1080kg 2013.02.01 (5%margin w. r. t. wet mass) 小天体フラ イバイ時期 2010.06.10 /2011.04.23 /2011.06.29 地球帰還 運用 2012.06.02 3年 2014.02.28 /2015.01.06 /2017.02.14 /2018.02.12 2016.01.28 （試料回収） 2019.01.29 （最終帰還） 6年 小天体フラ イバイ時期 2011.09.27 /2011.11.13 地球帰還 運用 Table 4-2 Nysa-Polana 族検討例 探査機/ 天体数 1機/ 2個 探査天体 Hertha (M) Hillary (F) 1機/ 2個 Hirst (S) Hertha (M) 1機/ 2個 Nysa (E) Russellmark (S) ロケット 推進機 H-2A ( 地 球 SB なし) H-2A ( 地 球 SB なし) H-2A ( 地 球 SB なし) 化学 科学機器質量 /衛 星Wet質量 319kg/1213kg 打上時期 2011.02.01 (5%margin w. r. t. wet mass) 化学 369kg/916kg 192kg/946kg (5%margin w. r. t. wet mass) * w. r. t. = with respect to 132 2年 2011.06.23 2011.12.07 /2013.07.04 2014.06.23 3年 2010.11.20 2011.06.16 /2013.01.08 2013.11.29 3年 (5%margin w. r. t. wet mass) 化学 2013.01.31 詳細検討 1）Koronis 族 156 個の Koronis 族の小惑星について検討したシークエンス例を 2 例示す．1 例目のシークエ ンスでは 3 年間で 3 つの小惑星にフライバイできる．2 例目では 3 年間で 2 つ小惑星にフライ バイし， 最初の地球帰還時にサンプルを回収し， 再び 3 年間で 2 つの小惑星にフライバイする． 探査計画の概要については，それぞれ Table 4-3, 4-5 に示す．例えば，3 年間で 3 天体を探査す るシークエンスでは，2009 年 6 月 11 日に地球を出発し，Bohlinia をフライバイする．フライバ イ時いわずかに軌道修正を行う． フライバイ前後での小惑星接近相対速度は約 7.1km/s で 40 m/s の速度修正を行っている． フライバイ時にサンプリングを行い， そのまま次の小惑星に向かう． 同様にして，1985RA3, Aristides をフライバイ，サンプリングをし，地球出発から 3 年後にサン プルを地球に持ってかえる． 重量見積もりについてはそれぞれ Table 4-4, 4-6 に示す．なお， 表中の “Other In-situ Instruments” とは，全体のマージンを Wet 重量の 5%とした場合のサイエ ンス機器に割り当て可能な重量とする．また，この時の軌道図を，それぞれ Fig.4-1, 4-2 に示す． a) 3 年 3 天体探査（Bohlinia, 1985 RA3, Aristides） Table 4-3 3 年間 3 天体探査概要（Koronis 族） r.vel.1 Name epoch elapse rev. ΔV [km/s] [day] [m/s] EARTH 2009.06.11 0 0 launch 720 Bohlinia 2010.06.10 364 0 0.04 7.1 3457 1985 RA3 2011.04.23 681 0 581.08 6.4 2319 Aristides 2011.06.19 738 0 325.09 8.5 EARTH 2012.06.02 1087 r.vel.2 distance [km/s] [AU] launch 1.0154 7.1 2.8819 6.4 2.9719 8.5 2.8349 1.0142 Table 4-4 重量見積もり（3 年間 3 天体探査） 1088 kg (Earth departure C3 = 49.98 km2/s2) Wet Mass Injection error correction 52 kg (150 m/s, Isp = 310 s) Nominal delta-V at flybys 267 kg (906 m/s, Isp = 310 s) Navigation 30 kg (120 m/s = 30 m/s*4, Isp = 310 s) Attitude control 21 kg (50 m/s, Isp = 180 s) Total Fuel 370 kg Propulsion system 81 kg (0.6 * fuel(2 / 3)+50 kg) Structure 120 kg (incl. Paddle 80 kg, [email protected]) Communication 30 kg Attitude and Orbit Control System 15 kg Data Handling Unit 10 kg Cables 35 kg Thermal Control System 40 kg Spacecraft Bus 433 kg Projectile Shooting Mechanism 90 kg (30 kg * 3 times) Sampling mechanism 30 kg Earth Return Capsule 40 kg Other In-situ Instruments 71 kg Total Scientific Instruments 231 kg Margin 54 kg (5 % margin w. r. t. wet mass) 133 1036 kg 769 kg 739 kg 718 kg Fig. 4-1 3 年間 3 天体（Koronis 族）フライバイ軌道図 134 b) 6 年 5 天体探査 ( Ida, Dactyl, Baikonur, Mimosa, Moultona) Table 4-5 6 年間 5 天体探査概要（Koronis 族） epoch elapse rev. r.vel.1 ΔV [day] [km/s] [m/s] EARTH 2013.02.01 0 0 launch launch 243 Ida & Dactyl 2014.02.28 392 0 224.59 6.5 2700 Baikonur 2015.01.06 704 0 195.54 6.0 EARTH 2016.01.28 1090 7.0 1079 Mimosa 2017.02.14 1472 0 132.38 6.9 993 Moultona 2018.02.12 1835 0 178.53 6.9 EARTH 2019.01.29 2108 Name r.vel.2 [km/s] launch 6.5 6.0 6.9 6.9 distance [AU] 0.9855 2.9648 2.9578 0.9855 2.9802 2.875 0.9848 Table 4-6 重量見積もり（6 年間 5 天体探査） Wet Mass 1080 kg (Earth departure C3 = 47.163 km2/s2) Injection error correction 52 kg (150 m/s, Isp = 310 s) 1028 kg Nominal delta-V at flybys 220 kg (730 m/s, Isp = 310 s) 808 kg Navigation 46 kg (180 m/s = 30 m/s*6, Isp = 310s) 739 kg Capsule Separation 15 kg (60 m/s (20m/s+40m/s), Isp = 180 s) 718 kg Attitude control 25 m/s, (60 m/s, Isp = 180 s) Total Fuel 358 kg Propulsion system 80 kg (0.6 * fuel(2 / 3)+50 kg) Structure 119 kg (wet mass x 0.11) Power 100 kg (incl. Paddle 80 kg, [email protected]) Communication 30 kg Attitude and Orbit Control System 15 kg Data Handling Unit 10 kg Cables 35 kg Thermal Control System 40 kg Spacecraft Bus 431 kg Projectile Shooting Mechanism 30 kg x 4 times Sampling mechanism 30 kg Earth Return Capsule 40 kg x 2 Other In-situ Instruments 7 kg Total Scientific Instruments 237 kg Margin 54 kg (5 % margin w. r. t. wet mass) 135 (a) ＜1 回目の地球帰還まで＞ (b) ＜2 回目の地球帰還まで＞ Fig.4-2 6 年間 5 天体（Koronis 族）フライバイ軌道図 136 2）Nysa-Polana 族 Nysa-Polana もメインベルトに存在する族であるが，異なるスペクトルを持つという特徴があ る．ひとつのシークエンスの中ではそれぞれ異なるスペクトルの小惑星にフライバイするよう に設計した．シークエンス例を 3 例示す．1 例目は 2 年間で 2 つの小惑星にフライバイし，2, 3 例目では 3 年間で 2 つの小惑星をフライバイする．探査計画の概要については，それぞれ Table 4-7, 4-9, 4-11 に示す．例えば，2 年間で 3 天体を探査するシークエンスでは，2011 年 2 月 1 日 に地球を出発し，Hertha をフライバイする．フライバイ前後での小惑星接近相対速度は約 9.9km/s, 9.8km/s で 615 m/s の速度修正を行っている．フライバイ時にサンプリングを行い，そ のまま次の小惑星に向かう．同様にして，Hillary をフライバイ，サンプリングをし，地球出発 から 2 年後にサンプルを地球に持ってかえる．重量見積もりについてはそれぞれ Table 4-8, 4-10, 4-12 に示す．なお，表中の “Other In-situ Instruments” は，全体のマージンを Wet 重量の 5%と した場合のサイエンス機器に割り当て可能な重量とする．また，この時の軌道図を，それぞれ Fig.4-3∼Fig.4-5 に示す． a) 2 年間 2 天体探査 (Hertha, Hillary) Table 4-7 2 年間 2 天体探査概要：Hertha (M-type) & Hillary (F-type) Name epoch elapse rev. r.vel.1 r.vel.2 distance ΔV [day] [km/s] [km/s] [AU] [m/s] EARTH 2011.02.01 0 0 launch launch 0.99 135 Hertha 2011.09.27 238 0 615 9.9 9.8 1.99 3130 Hillary 2011.11.13 285 0 438 9.1 9.0 2.11 EARTH 2013.01.31 730 0.99 Table 4-8 重量見積もり（2 年間 2 天体探査） Wet Mass 1213 kg (Earth departure C3 = 39.9 km2/s2) Injection error correction 57 kg (150 m/s, Isp = 320 s) Nominal delta-V at flybys 330 kg (1053 m/s, Isp = 320 s) Navigation 24 kg (90 m/s = 30 m/s*3, Isp = 320s) Attitude control 22 kg (50 m/s, Isp = 180 s) Total Fuel 433 kg Propulsion system 84 kg (0.6 * fuel(2 / 3)+50 kg) Structure 121 kg (wet mass x 0.10) Power 63 kg ( incl. Paddle 80 kg, [email protected]) Communication 30 kg Attitude and Orbit Control 15 kg System Data Handling Unit 10 kg Timer 2 kg Cables 35 kg Thermal Control System 40 kg Spacecraft Bus 400 kg Projectile Shooting Mechanism 60 kg (30 kg * 2 times) Sampling mechanism 30 kg Earth Return Capsule 40 kg Other In-situ Instruments 189 kg Total Scientific Instruments 319 kg Margin 61 kg (5 % margin w. r. t. wet mass) 137 1156 kg 826 kg 802 kg 780 kg Fig. 4-3 2 年間 2 天体 ( Hertha & Hilary)フライバイ軌道図 138 b) 3 年間 2 天体探査 ① (Hirst, Hertha) Table 4-9 3 年間 2 天体探査概要：Hirst (S-type) & Hertha (M-type) Name epoch elapse rev. r.vel.1 r.vel.2 distance ΔV [day] [km/s] [km/s] [AU] [m/s] EARTH 2011.06.23 0 0 launch launch 1.02 3172 Hirst 2011.12.07 167 0 37.76 9.7 9.7 1.99 135 Hertha 2013.07.04 742 0 22.53 7.6 7.5 2.87 EARTH 2014.06.23 1096 1.02 Table 4-10 重量見積もり（3 年間 2 天体探査 ①） 916 kg (Earth departure C3 = 53.82 km2/s2) Injection error correction 43 kg (150 m/s, Isp = 320 s) Nominal delta-V at flybys 17 kg (60 m/s, Isp = 320 s) Navigation 24 kg (90 m/s = 30 m/s*3, Isp = 320s) Attitude control 24 kg (50 m/s, Isp = 180 s) Total Fuel 108 kg Propulsion system 64 kg (0.6 * fuel(2 / 3)+50 kg) Structure 92 kg (wet mass x 0.10) Power 105 kg ( incl. Paddle 80 kg, [email protected]) Communication 30 kg Attitude and Orbit Control System 15 kg Data Handling Unit 10 kg Timer 2 kg Cables 35 kg Thermal Control System 40 kg Spacecraft Bus 393 kg Projectile Shooting Mechanism 60 kg (30 kg * 2 times) Sampling mechanism 30 kg Earth Return Capsule 40 kg Other In-situ Instruments 239 kg Total Scientific Instruments 369 kg Margin 46 kg (5 % margin w. r. t. wet mass) Wet Mass 139 873 kg 856 kg 832 kg 808 kg Fig.4-4 3 年間 2 天体① (Hirst & Hertha) フライバイ軌道図 140 c) 3 年間 2 天体探査②（Nysa, Russellmark） Table 4-11 3 年間 2 天体探査概要： Nysa（E-type）& Russellmark（S-type） Name epoch elapse rev. r.vel.1 r.vel.2 distance ΔV [day] [km/s] [km/s] [AU] [m/s] EARTH 2010.11.20 0 0 launch launch 0.99 44 Nysa 2011.06.16 208 0 471.6 8.3 8.0 2.25 3952 Russellmark 2013.01.08 780 0 379.5 8.0 8.0 2.73 EARTH 2013.11.29 1105 0.99 Table 4-12 重量見積もり（3 年間 2 天体探査 ②） 946 kg (Earth departure C3 = 52.22 km2/s2) Injection error correction 44 kg (150 m/s, Isp = 320 s) Nominal delta-V at flybys 215 kg (851 m/s, Isp = 320 s) Navigation 20 kg (90 m/s = 30 m/s*3, Isp = 320s) Attitude control 19 kg (50 m/s, Isp = 180 s) Total Fuel 298 kg Propulsion system 77 kg (0.6 * fuel(2 / 3)+50 kg) Structure 95 kg (wet mass x 0.10) Power 105 kg (incl. Paddle 80 kg, [email protected]) Communication 30 kg Attitude and Orbit Control System 15 kg Data Handling Unit 10 kg Timer 2 kg Cables 35 kg Thermal Control System 40 kg Spacecraft Bus 409 kg Projectile Shooting Mechanism 60 kg (30 kg * 2 times) Sampling mechanism 30 kg Earth Return Capsule 40 kg Other In-situ Instruments 62 kg Total Scientific Instruments 192 kg Margin 47 kg (5 % margin w. r. t. wet mass) Wet Mass 141 902 kg 687 kg 667 kg 648 kg Fig.4-5 3 年 2 天体② (Nysa & Russellmark)フライバイ軌道図 142 NEO 探査 検討概略 期間は2010年代前半∼2010年代後半とし，1∼2機の探査機を近地球型小惑星でスペクトル型 既知の天体複数個にランデブーさせ，軌道上グローバルマッピング，および着陸機または微小 重力ローバによる表層・内部構造のその場計測をした後，表面物質を地球に持ち帰る．探査対 象は，はやぶさや米国のNEOマルチランデブー＆サンプルリターン計画「HERA」ミッション などと調整して，それぞれ異なるスペクトル型を選び，全体として多種のスペクトル型小惑星 のサンプルリターンを短期間で可能にする．また，はやぶさで開発した技術の継承，発展によ る開発期間の短縮，低価格化も目指す． Table 4-13 は，2002年12月までに検討した探査天体例を示している．これらは地上観測によ ってスペクトル型が既知であり，かつ近地球型で輸送系の能力的にも行きやすい候補である． CAT天体とM型小惑星もここに含めた．軌道設計にあたって検討したシークエンスは，以下の 通りである．打ち上げ手段としてはH2AとM-Vロケットを考慮した．また，スペクトルの型に ついては，はやぶさの探査天体「Itokawa」のスペクトルの型がS 型のため，S 型以外に注目し た．第一次検討として下記の(1)から(3)のシークエンスの軌道を集中して検討した結果，多くが H-2Aの打ち上げとなった．その後，2003年10月までに地上観測により新たに増えたスペクトル 既知の小惑星のうち，152個についてもM-Vロケットで打ち上げる軌道の可能性を再検討した． 候補となっている小惑星の中からM-Vロケット1基打ち上げで多天体を訪問する軌道解は，エネ ルギーが多く必要で，探査機に燃料重量を充分に積むためには，M-Vの打ち上げ能力（ペイロ ード）はH2Aに比べて小さいため，現在の所見つかっていない．一方，(4)のM-V1基で1天体を 訪問する軌道（はやぶさタイプ）に関しては複数の軌道解が得られた． (1) ロケット1基打ち上げ，探査機1機，多天体訪問（途中地球スイングバイなし） ： 地球出発→小惑星A→小惑星B→…→地球帰還（試料回収） (2) ロケット1基打ち上げ，探査機1機，多天体訪問（途中地球スイングバイあり） ： 地球出発→小惑星A→地球スイングバイ （試料回収）→小惑星B →地球スイングバイ （試料回収）→小惑星C→…→地球帰還 (3) ロケット1基打ち上げ，探査機2機，各機が多天体訪問： 地球出発→地球スイングバイ →小惑星A，B→地球帰還（地球回収） (4) ｛ロケット1基打ち上げ，探査機1機，1天体訪問｝×複数： ｛地球出発→小惑星→地球帰還｝×複数 Table 4-14 に検討例を示す．化学推進で求めたΔVから重量を見積もった際には，探査機中の 各機器に充分な重量が割り当てられない場合がある．そこで表中の＜近似＞とは，電気推進の ΔVを化学推進の時の2倍として求めた電気推進使用時の初期検討解である．また＜詳細＞と記 しているものには，化学推進から近似したものではなく，最初から電気推進を想定して計算し たときの検討解である． スペクトルタイプが現在未知である小天体も検討に加えれば，M-V でもサンプルリターン可 能な複数の NEO の組み合わせは存在する．その一例も Table 4-14 に示した．今後，それらの探 査候補 NEO の地上からの物理観測も本計画独自に推進し，ミッション立案の自由度と探査機 重量マージンを蓄積することも， ポストはやぶさ時代の小天体探査にとって大切な活動である． また，軌道解析で成立するミッションでも，サンプルリターンの場合，地上で待つ科学者の手 143 元に採集試料がなるべく早く届くことが望ましいため，ミッション期間は短いほど好ましい． Table 4-13 スペクトル既知マルチランデブー＆サンプルリターン案の軌道を検討したNEO スペクトル型 軌道を検討したNEO C 型 Nereus, Anza, Wilson-Harrington彗星(=CAT天体), Hathor Anteros, 1982XB, Bivoj, 1991VK, Eros, Seleucus, Ivar , Toutatis S 型 1986DA M 型 Orpheus, Nyx , Verenia V 型 1992LR, 1993VW, 1980WF Q 型 1989ML E 型 Beronia D 型 144 Table 4-14 2010年代初頭でのスペクトル型既知NEO マルチランデブー＆サンプルリターンミッション案の解析例 探査機・ 探査天体 天体数 ロケット 推進機 科学機器質量 打上時期 (incl.samplers&capsuels )/衛星Wet質量 2011.01.11 1機2個 Nereus (C) H-2A 化学 minus kg / 1741 kg Dry重量：345 kg （地球SBなし） Orpheus (V) 電気 492kg/1741 g （近似） (5% magin) 小天体滞在 地球帰還 運用 期間 2014.04.19 -2014.11.01 /2017.09.07 -2018.04.26 2021.04.12 10年 2012.07.13 2013.03.30 -2014.01.28 /2015.12.15 -2017.05.04 2018.08.07 6年 2011.01.05 2012.05.142012.07.25 /2016.05.27 -2016.07.03 2018.03.04 7年 2012.07.09 2013.03.06- 2026.01.27 2014.04.10 /2018.01.04 -2018.07.18 /2023.07.02 -2023.09.20 2011.12.16 2015.09.02 2019.12.15 2機2個 1982XB (S) H-2A 化学 33kg/633kg (5% magin) -2017.07.08 （地球SBx各1） Nereus (C) 62kg/643kg 2011.12.16 2014.06.19 2018.02.13 (5% magin) -2014.12.01 2014.01.05 2017.08.02 2021.04.08 2機2個 Orpheus (V) H-2A 化学 32kg/1015kg (5% magin) -2018.01.04 （地球SBx各1） Nereus (C) 14kg/1017kg 2014.01.05 2016.06.16 2020.02.23 (5% magin) -2017.01.09 ＊ 電気推進は増速度ΔVを化学推進の2倍と仮定した近似計算 ・比推力Isp：電気推進 Isp=3000 [s] 14年 1機2個 1989ML (E) H-2A 化学 minus kg / 2148 kg Dry重量：281 kg （地球SBなし） Ivar (S) 電気 765kg/2148kg （近似） (5% magin) H-2A 1機2個 Nereus(C) 化学 minus kg / 1955 kg Dry重量：169 kg （地球SBx2） Orpheus (V) 電気 336kg/1955 kg （近似） (5% magin) 1機3個 1989ML (E) H-2A 化学 minus kg / 2243 kg Dry重量：55 kg （地球SBx4） Orpheus (V) 電気 152kg/2243kg Nereus (C) （近似） (5% magin) 1機1個 Orpheus (V) M-V (EDVEGA使用) 1機1個 1機1個 1機1個 ＊ ＊ 2015.04.30 7年 7年 6年 5年 2010.0 2012.09.13 2016.05.25 電気 TBDkg/588 kg 6年 （詳細） （はやぶさ並を想定）1.01 -2012.11.11 1993BX3 /2014.04.28 ※Dry重量：285 kg -2014.06.25 (型未知) Nereus (C) M-V 2014.1 2016.08.15 2021.12.10 化学 TBDkg/353 kg 7年 ※Dry重量：155 kg 2.26 -2017.09.02 電気 TBDkg/510 kg （近似） ※Dry重量：431 kg* 1989ML(E) M-V 2012.0 2013.02.14 2019.07.11 化学 TBDkg/411kg 7年 ※Dry重量：195 kg 7.09 -2014.08.06 電気 TBDkg/510kg* （近似） ※Dry重量：436 kg 1989UQ(C) M-V 2012.0 2014.08.28 2017.08.08 化学 TBDkg/379kg 5年 ※Dry重量：210 kg 9.27 -2015.01.21 電気 TBDkg/510kg* （近似） ※Dry重量：444 kg Nyx (V) M-V 2013.1 2015.08.25 2020.10.13 化学 TBDkg/366kg 7年 ※Dry重量：114 kg 0.02 -2017.08.10 電気 TBDkg/510kg* （近似） ※Dry重量：413 kg ダイレクト移行および最終的な地球離脱の前に1年間電気推進による加速を行うと仮定し，暫定的に，はや ぶさと同等のWet重量を仮定する． 電気推進は増速度ΔVを化学推進の2倍と仮定した近似計算 ・比推力Isp：電気推進 Isp=5000 [s] 1機2個 Nereus (C) 1機1個 2010.0 2013.08.10 電気 TBDkg/586 kg （詳細） （はやぶさ並を想定）1.11 -2013.12.16 ※Dry重量：418 kg 8年 M-V (EDVEGA使用) 145 詳細検討 シークエンス(1)∼(3)について検討した例をそれぞれ Table 4-15 ∼ Table 4-17 に示す．例え ば，Table 4-15 は，スペクトル既知の小惑星のうち，1 つの探査機で 2 天体にランデブーでき るシークエンス(1)の検討例である．まず，化学推進を想定して検討を行った．表におけるΔV は化学推進の時の軌道速度制御量であり，Navigation 用の 200 m/s を含むと全ΔV は 5072 m/s となる．また，高度 200km 上空での速度は 13.3 km/s である．wet 重量にはキックモータの重量， 継ぎ手（100kg と想定）は含まれていない．それぞれのシークエンスの重量見積もりを Table 4-18 にまとめ記す．ΔV が多く必要なことから H2A を打ち上げロケットとした．しかし，この場合 必要な燃料が多くなり，サイエンスのための重量を確保するには化学推進では困難である．そ こでこの化学推進を想定した時のΔV の値より近似して，電気推進とした場合の見積もりを行 った．電気推進への近似にはΔV を化学推進の時の 2 倍（シークエンス(1) の例の場合のΔV は 10144 kg）と想定している．その結果，サイエンスの重量が十分に確保できる（この近似値 では 492kg 程）ことが分った．ただしそれ以上の電気推進での詳細な検討は行っていない．ま た，Fig. 4.6 はシークエンス(1)の例の化学推進を想定した時の軌道図である． Table 4.15 シークエンス(1) 1 機 2 天体（地球スイングバイなし） C 型（Nereus）と V 型（Orpheus） 地球 → Nereus → Orpheus → 地球（10 年） 2011.01.11. C3 = 21.7 km2/s2 地球発 2014.04.19. Nereus 到着 ΔV = 370 m/s 2014.11.01. Nereuss 離脱 ΔV = 947 m/s 2017.09.07. Orpheus 到着 ΔV = 2207 m/s 2018.04.26. Orpheus 離脱 ΔV = 1348 m/s 2021.04.12. C3 = 56.1 km2/s2 V@200km=13.3 km 地球帰還 全ΔV 5072 m/s (Navigation 用 200m/s 含む) Table 4.16 シークエンス(2) 1 機 2 天体（地球スイングバイあり） V 型（Orpheus）と C 型（Nereus） 地球 → Orpheus → 地球 → 地球 → Nereus → 地球（7 年） 2011.01.05. C3 = 15.73 km2/s2 地球発 2012.05.14. Orpheus 到着 ΔV = 2342 m/s 2012.07.25. Orpheus 離脱 ΔV = 2324 m/s 2014.03.16. C3(in) = 43.57 km2/s2 altitude = 36282km 地球スイングバイ 2 2 2015.03.16. C3(in) = 43.61 km /s altitude = 36269km 地球スイングバイ 2016.05.27. Nereus 到着 ΔV = 1413 m/s 2016.07.03. Nereus 離脱 ΔV = 1409 m/s V@200km=12.2 km 2018.03.04. C3 = 28.05 km2/s2 地球帰還 全ΔV 7688 m/s (Navigation 用 200m/s 含む) 146 Table 4.17 シークエンス(3) 2 機 2 天体 V 型（Orpheus）と C 型（Nereus） 地球→地球 sswing-by→Orpheus →地球（8 年） Nereus→地球（7 年） 2014.01.05. 地球発 2015.01.05. 地球スイングバイ 2017.08.02. Orpheus 到着 2018.01.04. Orpheus 離脱 2021.04.08. 地球帰還 全ΔV 2927 m/s (Navigation 用 200m/s 含む) 2014.01.05. 地球発 2015.01.05. 地球スイングバイ 2016.09.16. Nereus 到着 2017.01.09. Nereus 離脱 2020.02.23. 地球帰還 全ΔV 2780 m/s (Navigation 用 200m/s 含む) Sequence Wet Mass Earth C3 = 13.81 km2/s2 altitude = 9312km ΔV = 1763 m/s ΔV = 964 m/s C3= 98.04 km2/s2 V@200= 14.8 km/s C3 = 13.72 km2/s2 altitude = 10165km ΔV = 2110 m/s ΔV = 470 m/s C3 = 57.83 km2/s2 V@200km=13.4 km/s Table 4-18 重量見積もり (1) 1 機 2 天体 (2) 1 機 2 天体 1741 kg 1955 kg departure C3 21.7 km2/s2 Nominal delta-V 9744 m/s,Isp=3000s 15.73 km2/s2 14976 m/s,Isp=3000s Navigation 400 m/s, Isp = 3000s 400 m/s, Isp = 3000s (3) 2 機 2 天体 1015 kg / 1017 kg (Orpheus/Nereus) 13.8/13.7 km2/s2 2727/2580 m/s, Isp = 320s 200/200 m/s, Isp = 320s 616/598 kg 77/78 kg a 102/102 kg b (wet mass x 0.10) 43/57 kg c 117 kg d 339/354 kg 15 kg 40 kg 28/10 kg 83/65 kg Margin なし Total Fuel 508 kg 796 kg Electric Pripulsion System 100 kg 100 kg Chemical Propulsion System 100 kg 100 kg Structure 174 kg b 196 kg b (wet mass x 0.10) (wet mass x 0.10) Power 130 kg 130 kg Bus 150 kg 150 kg Spacecraft Bus 654 kg 676 kg Sampling mechanism 30 kg (15 kg x 2) 30 kg (15 kg x 2) Earth Return Capsule 80 kg (40 kg x 2) 80 kg (40 kg x 2) Other In-situ Instruments 382 kg 295 kg Total Scientific Instruments 492 kg 370 kg Margin 87 kg (5 % margin 98 kg (5 % margin w. r. t. wet mass) w. r. t. wet mass) a) 推進系（化学推進のとき）0.6 x fuel(2 / 3)+35 kg b) 構造 wet mass × 0.10 c) 電源系（化学推進のとき）incl. Paddle 80 kg, [email protected] d) バス系 117 kg 内訳（化学推進） （通信系 30kg, AOCS 15kg, DHU 10 kg, Timer 2 kg, Cables 30 kg, Thermal 30 kg） ※ 電気推進の時の電源系・推進系・バス系はそれぞれ，100kg，130kg，150kg カプセル 1 つ 40kg この場合 2 つで 80kg サンプラー1 つ 15kg この場合 2 つで 30kg 147 Fig.4.6 1 機 2 天体軌道図代表例（Orpheus と Nereus） 148 ＜M-V を打ち上げロケットとする場合＞ M-V を打ち上げロケットにすることを想定して検討したシーケンスを示す．M-V はペイロード の観点から，1 つの打ち上げで多数回にランデブーすることは難しい．これまでスペクトルの 知られている小惑星を探査候補とした場合，現在のような初期検討の段階では，ほとんどが 1 天体のみに行かれる検討結果になった．下記に 1 つの小惑星にランデブーするシークエンスを 示す．化学推進によるΔV からの近似ではなく，電気推進を想定した計算法で検討した結果で ある． Table 4.19 シークエンス(4)1 機 1 天体概要（M-V 1 基打ち上げ，電気推進） V 型（Orpheus） 地球→地球→Orpheus→地球（5 年） Epoch Comment Mass SEP Time* 2010.01.11. C3 = 0.90 km2/s2, dec= -26deg 586 kg 地球発 2011.01.11 C3 = 16.67 km2/s2 540 kg 4.2 krs 地球ｽｲﾝｸﾞﾊﾞｲ 2013.08.10. 467 kg 6.4 krs Orpheus 到着 2013.12.16. Orpheus 離脱 2015.04.30. Vinf=8.53 km/s, (13.9km/s@h=200km) 418 kg 3.0 krs 地球帰還 消費燃料 168kg, SEP 運用時間合計 13.6khrs （* SEP Time 1 台あたりの電気推進運用時間） ・ロケット M-V ダイレクトアセント（第 3 段太平洋落下） ． M-V-5(はやぶさ)時と同様のキックモータを仮定 ・探査機 電気推進システム： 28.5 mN スラスタ 2 台同時運用． (全スラスト出力比：30mN／kW) ただし 3 台で交代使用．さらに 1 台完全冗長で合計 4 台． 太陽パドル： はやぶさの 1.2 倍面積．ジンバル機構． ・最終的な地球離脱の前に 1 年間，電気推進による加速． （はやぶさ同様） 149 Fig.4-7 1 機 1 天体(Orpheus)軌道図 150 最後に，M-V ロケット 1 基で探査機 1 機を打ち上げ，2 天体を訪問する軌道を示す．これは， 以下の Table 4-20 で示す条件を満たすように設計したもので，電気推進を想定している．現在 までの検討では，M-V1 基で打ち上げて，複数の小惑星をランデブーできる軌道は，この軌道 のみである．しかし，目標となっている小惑星のスペクトルの型がまだ分かっていない．これ まで，スペクトルの分かっている小惑星に注目し候補天体としてきたが，M-V ロケットで打ち 上げる事を想定すると軌道解がなかなか見つからなかった．ただし，今回の検討は，あらゆる 可能性から全検索をした結果ではないので，今後も検討を続けていく上で，軌道解がみつかる かもしれないが，これまでの検討結果から考えると，容易に見つかるとは考えにくい．逆に，1 回の打ち上げで多天体を訪問することの出来る軌道解が得られた場合，その時に候補となった 小天体について観測を行うことも，今後の検討において考慮していきたい． Table 4-20 考慮した多数回小惑星サンプルリターンミッションの各パラメータ パラメータ 制約条件 <~5 km/s 1. 地球出発余剰速度（エネルギー） <~1 km/s 2. 小惑星ランデブー時の相対速度 <~1 km/s 3. 小惑星出発（相対）速度 <~5 km/s 4. 地球帰還時の無限遠速度 >~12 deg 5. ミッション時のsolar elongation 角 6.（低）推力加速時の solar elongation 角 >~12 deg 7. 小惑星到着・出発時の太陽距離 ~ 1 AU 距離に2乗で推進性能が劣化す る 8. 地球出発時の漸近線の赤緯 ~-25~-27 deg， 直接投入の可否 9. 推力加速度 または増速量 ~5~15 m/sec / day ， ~4m/sec/day @1AU in はやぶさ 10. 地球帰還時の進入漸近線赤緯 カプセル回収地域（南・北半球） ~ 3 months 11. ミッション期間 12. 対象小惑星の絶対等級または大きさ < 20等級または~1km ，ONC性能， target marker との整合性 13. 対象の打ち上げ前の地上観測性 自転周期 >~5hr， 分光・アルべド測定に よるスペクトル型同定 14. 電気推進機関の運転時間 <~18 khr in はやぶさ <~45 deg? 15. ミッション期の SPE 角 16. 電気推進による増速方向 SPDv 角=95 deg (PE<2AU)， EPDv 角=95 deg (PE>2AU) 151 Table 4-21 シークエンス(1) 1 機 2 天体概要（M-V 1 基打ち上げ，電気推進） C 型（Nereus）と 型未知（1993BX3） 地球→→地球 Nereus →地球→1993BX3 →地球（6 年） Epoch Comment Mass SEP Time 2010.01.01. C3 = 0.79 km2/s2, dec= -29.3deg 588 kg 地球発 2011.01.01 C3 = 15.13 km2/s2 507 kg 5.3 khrs 地球ｽｲﾝｸﾞﾊﾞｲ 2012.09.13. 428 kg 2.5 khrs Nereus 到着 2012.11.11. Nereus 離脱 2014.04.28 350 kg 3.9 khrs 1993BX3 到着 2014.06.25 1993BX3 離脱 2016.05.25. 285 kg 4.5 khrs 地球帰還 消費燃料 303kg, SEP 運用時間合計 16.4khrs （SEP Time 1 台あたりの運用時間） ・ロケット M-V ダイレクトアセント ・探査機 電気推進システム： 90mN(30mN スラスタ×3 台同時運用) Fig.4-8 1 機 2 天体（Nereus, 1993BX3）電気推進軌道図 152 今後の課題 ロケット（M-V や H2A） ，推進機（化学推進，電気推進）の組み合わせによって，さまざま なシークエンスの軌道があることが分かった．しかし，電気推進に関しては，まだほとんどが 近似計算であり，今後詳細に計算をしなければならない．また，はやぶさの時のように，ダイ レクトな軌道投入や，EDCEGA を使用することで，燃料を節約でき，さまざまなシーケンスの 軌道を可能にすることができるか，再度よく検討する必要がある．さらに，燃料を節約するこ とと，全体のミッションを短くすることなどのトレードオフについても充分に検討していく必 要がある． （参考文献） 1) 山川宏 他 「2010 年前後の小惑星探査」 ，アストロダイナミクスシンポジウム，2000． 2) 森本睦子 他,「スペクトル既知近地球型小天体マルチランデブー＆サンプルリターンの軌 道計画」 ，太陽系科学シンポジウム，2000． 3) 川口淳一郎, “On the Multiple Sample Return Opportunities from Near Earth Asteroid”, 太陽系科 学シンポジウム, 2000． 153 4.2.2. ミッションシーケンス ここでは例として NEO 探査の一案について述べる．衛星の運用フェーズは軌道に即して以 下の 14 のフェーズに分類できる． ・Phase 1 Launch，初期運用 ・Phase 2 電気推進 on ・Phase 3 クルージング ・Phase 4 小惑星接近（1 個目） ・Phase 5 小惑星ランデブー（1 個目） ・Phase 6 小惑星への touch down，サンプリング（1 個目） ・Phase 7 小惑星離脱（1 個目） ・Phase 8 クルージング ・Phase 9 小惑星接近（2 個目） ・Phase 10 小惑星ランデブー（2 個目） ・Phase 11 小惑星への touch down，サンプリング（2 個目） ・Phase 12 小惑星離脱（2 個目） ・Phase 13 クルージング ・Phase 14 地球接近，サンプル回収，衛星放棄 ＜Phase 1＞Launch 探査機は H-2A により打ち上げられ，地球周回低軌道に乗せる．このとき探査機はスピン状 態にある．地球離脱軌道に乗せるために固体燃料のキックモータを使用する．その後，スピン を徐々に低下させ，太陽指向させた後，再度ゆっくりと太陽指向軸を中心として衛星をスピン させ，姿勢の安定を図る． ＜Phase 2＞電気推進 on 電気推進が on になるまでの間を 2 週間程度とする．この間，地球からの距離が遠ざかるに従 い，通信レートは 4096bps から 256bps へと低下するためこれを考慮したテレメトリーの検討が 必要．また，打上後 2∼3 日で月近傍を通過する．この際に分光カメラ等を作動させ，月面上の 校正サイトを利用した機器較正を行う必要がある．ここでの観測データは，HGA がまだ使用可 能とはなっていないため，衛星本体のデータ記憶装置に蓄えて徐々に地球へ DL するものとす る．電気推進を起動するためにはスラスタを太陽光にあててベーキングを行う必要がある．こ れに先立ち，各スラスタは 20 時間程度のアイドリングを行う必要がある．これらの準備段階の 後，電気推進を本格的に始動させ，太陽指向の 3 軸制御を行いクルージングフェーズへと移行 する． ＜Phase 3＞クルージング 探査機は 2011 年 2 月 11 日に地球から打ち上げられ，地球スイングバイをすること無しに Nereus へと向かう軌道に投入される．Nereus へは 2014 年 11 月 1 日に到着する．この間の約 3 年 3 ヶ月間を，クルージングフェーズと定義する． クルージングフェーズ中は探査機の姿勢は 3 軸制御の定常運用姿勢（太陽指向）とするが，バ ッテリのリコンディショニングの為にバッテリの完全放電及び再充電を 4 ヶ月に 1 回程度の頻 度で行う必要がある．1 回のリコンディショニングには約 2 日を要する．この間は衛星本体は 太陽方向を指向しつつもスピン(1rpm)により姿勢の安定を図る物とする． HGA にジンバルを用いれば太陽指向をしつつ地球へのリンクが可能であるが，ジンバルの重量 154 は探査機設計にかなりのインパクトを与えるため現時点ではジンバルを採用するかどうかは未 定．ジンバルが無い場合は，クルージングフェーズ中のデータ DL は MGA もしくは LGA を利 用する．HGA を利用する場合は HGA を地球指向とし，電気推進は停止させる．MGA あるい は LGA で通信を行う場合は太陽指向のまま，電気推進も稼働させたままの通信とする． 観測機器としてはダスト分析機で定常的に観測を行う．X 線分光器は，X 線天体を適宜観測す るものとし，また可能な限り近傍小惑星の光度変化を可視カメラを用いて観測する（太陽位相 角の変化に伴う小惑星の光度変化を調査するため） ． 可視カメラの情報は非可逆圧縮可能であり， 通信は必ずしも HGA を利用する必要はない． また，各分析機器の校正をこの期間に行う必要があるが，これらの校正期間中は減速として電 気推進が停止している間に行う物とする．ただし安全のため，これらは太陽指向が維持され， 電力がバッテリからではなく直接太陽電池パネルから供給されている間に行う物とする． ＜Phase 4＞小惑星接近（1 個目） このフェーズは探査機の小惑星への接近に伴い，小惑星が点像ではなく面像として捉えられ るようになってから，探査機が小惑星へランデブーするまでの期間と定義する． 探査機の姿勢は基本的には太陽指向を維持するが，軌道修正のための小惑星の位置確認，及び 科学観測のために 3 軸を制御し，小惑星へセンサを必要に応じて指向させる．この間に稼働が 予定される機器は可視分光カメラ（おもに形状・自転周期・自転軸観測） ，熱赤外カメラ（小惑 星周囲のダストリングの検出） ，ダスト分析機である．可視分光カメラの情報は可逆圧縮が望ま しいため，これらのデータを DL するために随時 HGA を地球指向させ，電気推進を停止する 必要がある． ＜Phase 5＞小惑星ランデブー（1 個目） Nereus への滞在期間は 2014 年 4 月 19 日から 2014 年 11 月 1 日までの約 7 ヶ月の長期に渡る が，この期間の大部分を探査機はこのフェーズとして過ごす． 探査機を HP（ホームポジション）を中心として小惑星に対してランデブーさせる．探査機の 位置は HP を中心に小惑星中心から見て数度以内で安定させるものとする．HP 位置は太陽位相 角が 45∼60 度程度となる位置が望ましい．探査機の姿勢は太陽指向とするが，観測に応じてセ ンサを小惑星指向とし，HGA を使用する際は HGA を地球指向とする姿勢制御を行う．探査機 が HP に乗った後，各観測センサはすべて稼働状態に入り，グローバルマッピング，自転軸・ 自転速度の決定，重力レベルの粗推定等を行う． ＜Phase 6＞小惑星への touch down，サンプリング（1 個目） Nereus 滞在の最終段階として，小惑星への touch down とサンプリングを行う．サンプリング 方法ははやぶさと同様の打ち込み式とし，試料をサンプリングホーンで回収する．ただし探査 機下面はわずかに傾斜を持たせた構造とし，軌道上から使用するセンサ類とサンプリングホー ンを搭載する場所をわけておく．サンプリングホーン面には近接カメラを搭載させ，小惑星表 面の近接画像の撮影，及びサンプリング前・サンプリング後の画像を撮影するものとする． 小惑星への touch down の途中，自由落下期間を設け小惑星の重力レベルの計測を行うものとす る．また，touch down に先立ち HP を離脱した後に，いったん探査機をターミネータ付近に移 動させて低い太陽位相角での観測を行う． ＜Phase 7＞小惑星離脱（1 個目） ＜Phase 8＞クルージング 155 Phase 3 に準じる．ただしこの間に，各観測機器の校正を，電源 off する前に行う必要がある． ＜Phase 9＞小惑星接近（2 個目） Phase 4 に準じる．Phase 9 は 2014 年 11 月 1 日から 2017 年 9 月 7 日の約 3 年間． ＜Phase 10＞小惑星ランデブー（2 個目） Phase 5 に準じる．Orpheus での滞在期間は 2017 年 9 月 7 日から 2018 年 04 月 26 日の約 7 ヶ 月． ＜Phase 11＞小惑星への touch down，サンプリング（2 個目） Phase 6 へ準じる ＜Phase 12＞小惑星離脱（2 個目） Phase 7 へ準じる ＜Phase 13＞クルージング Phase 8 に準じる．期間は 2018 年 4 月 26 日から 2021 年 4 月 12 日までの役 3 年間． ＜Phase 14＞地球接近，サンプル回収，探査機放棄 地球接近時に，月近傍を通過するときに分光カメラでの月撮像を行いこれを最終の校正デー タとする．ただしデータの送信はリエントリカプセルが地球に透過され，探査機が地球を通過 した後に転送されるものとする． リエントリカプセルは探査機本体より地球突入 8 時間程度前に放出するものとし，地球に毎 秒 11.7km，突入角 12 度程度で突入する物とする．探査機本体はその後地球近傍を通過し，惑 星間空間へ再度脱出する．その後，太陽指向の 3 軸制御へといったん姿勢を戻し，必要なデー タを地上に送信後，太陽指向のまま探査機をスピンさせ，姿勢を安定させる．探査機はここで 役目を終えるが，後日必要な場合はその機能を回復できるように LGA での通信リンクは確保 しておく． リエントリカプセルは大気圏突入後，パラシュートを利用し地上に落下，回収される． 156 4.3. 宇宙機に対するシステム要求 ここでは例として，NEO 探査の各案に共通なもののみを述べる． ・ ・ ・ ・ ・ ・ ・ ・ ・ ・ ・ ・ ・ ・ 可視分光・赤外分光・熱赤外分光の観測部分は同じ部分となるようにすること 可視分光カメラの撮像とライダのレーザ発射は同調できるようにすること ライダのスポットを可視分光カメラで確認できるようにすること 可視分光・赤外分光カメラの校正を行えるフェーズを確保すること（恒星を使った校 正？） 可視分光・赤外分光カメラで，地球離脱時に月の校正サイトを撮影できること （周回軌道に乗る場合）自由落下法による小惑星質量決定を行うために小惑星中心方 向に初速度 10cm/s で 1500km から 1000km 程度まで自由落下を行い，その間ライダに よる計測を行うこと．自由落下中は軌道・姿勢制御を行わないものとする．また，こ の間に数枚の可視分光カメラによる撮影も必要である （周回軌道に乗る場合）小惑星を太陽位相角 30°∼60°程度の範囲内で可視分光・赤 外分光観測が行えること 可視分光・赤外分光カメラに置いて，太陽位相角を上記以外のアングルでも 1∼2 回観 測の機会をあたえること 探査機の姿勢制御は 0.05°以下（赤外分光カメラの視野の半分）とすること．また， 姿勢決定精度もこれと同等であること 小惑星のマッピングフェーズにおいては，HGA での送信が困難な場合はデータレコー ダに保存できるようにすること 姿勢制御によってセンサの観測法光を 1 次元及び 2 次元にスキャンできること X 線分光観測器の校正のために宇宙背景 X 線の観測を行えること 小惑星以外の X 線天体の観測を行えること X 線での観測中は，太陽 X 線が標準試料に直接照射するような姿勢をとること 157 4.4. ハードウェア構成/コンフィギュレーション ここでは例として，NEO 探査に関する一案を述べる． 探査機 |-構造機構系 |-推進系 | |-キックモーター | |-電気推進 | |-姿勢制御用 |-通信系 | |-HGA | |-MGA | |-LGA |-誘導・制御系 |-電源系 | |-太陽電池 |-熱制御系 |-サイエンス機器系 | |-可視分光カメラ | |-赤外分光カメラ | |-熱赤外分光カメラ | |- X 線分光器 | |-レーダーサウンダー | |-ライダ | |-γ線スペクトロメータ | |-ダスト検出機（TOF?） |-ローバ |-サンプリングシステム | |-サンプリングホーン | |-プロジェクタイル噴出機構 |-回収カプセル |-収納箱 |-耐熱機構 |-パラシュート 158 太陽方向 HGA 太陽電池パネル 太陽電池パネル 電気エンジン スラスター ダスト分析機 近赤外分光 カメラ γ線分光器 X線分光器 サンプリン グホーン 近接分 光カメラ 可視分 レーザー 光カメラ 高度計 遮蔽板 熱赤外カメラ・ 放射温度計 Fig. 4-9 NEO 探査機概念図の一案 159 4.5. 宇宙機サブシステム検討 4.5.1. 構造機構系 構造様式 本ミッションの主目的は，2 つの小惑星へ着陸し，サンプルを回収することである．このた め，最重要のミッション機器はサンプラー及び 2 つの突入カプセルである．サンプラーはそれ ほど巨大な機器ではないが， はやぶさ の反省から機体重心付近に設置することが望まれている． また突入カプセルは，搬送路長の観点などからサンプラー近傍に配置することが望ましい．こ れらは構造に対する重要な設計制約条件となる．これら以外にも小惑星を観察するための理学 機器や，長期間航行のための電気推進装置，小惑星に着陸するための光学誘導系，長距離用の 高出力通信系など，他数の機器を搭載する必要があり，これも重要な設計条件である． 一般に衛星の構造様式は，パネル型とトラス型に大別される．パネル型はパネルで荷重を分 散して支持する構造であり，搭載面積が多いという長所があるが，大きな集中力が作用する場 合にはパネル全体が重くなるという欠点を持つ．対してトラス型は，トラス配置の工夫により 大荷重を比較的軽量に支持することが可能であるが，機器の搭載場所に制約が大きくなる． これら 2 つの構造様式の長所を考察し， 1. 搭載機器が多い 2. 大型の搭載機器はない の 2 点から，パネル型の構造様式を採用するのが合理的であると考える． 具体構造 最大の荷重が作用することが予想されるサンプラーを機体重心付近に配置することが設計の 制約となっている．このことを考慮し，機体中央にセントラルシリンダを配置したタイプのパ ネル型を採用する．(Fig. 4-10 参照) セントラルシリンダにロケットとの結合リングを装着し， その内部にサンプラー及び突入カプセルを搭載することで，大荷重の大半をセントラルシリン ダで持つことが可能である．また重量の多くを占めることが予想される燃料タンクも，セント ラルシリンダに支持棒を結合することで比較的容易に荷重を伝えることが可能である． 構造部材はなるべく軽量化することが望ましいが，固有振動数の観点から余り剛性を下げる ことは好ましくない．剛性を確保するため，一次構造部材であるパネルはアルミ表皮のハニカ ムとし，パネルの複合材化は行なわない．また，タンク支持棒等の二次構造部材においては， 可能な限り複合材を使用し機体の軽量化を図る．また，制振材を構体接合部及び機器搭載部等 に積極的に貼付することで，構体及び搭載機器の機械環境の緩和を図る． 160 Fig. 4-10 セントラルシリンダ構造 161 4.5.2. 推進系 化学推進 ファミリーミッション（Koronis 族）の推進系検討結果について，以下にまとめる．探査機重 量・必要増速量については 3 年間 3 天体探査(Bohlinia, 1985RA3, Aristides)をベースとする． 推進系としては技術実績豊富であり深宇宙探査に使われているストラブルニ液推進系を当面 の検討のベースとし， 電気推進系等アドバンスドな推進系に関しては， 今後の検討課題とする． ニ液推進系としては，燃料 N2H4（ヒドラジン）／酸化剤 NTO（四酸化ニ窒素）の組み合わ せ，または燃料 MMH（モノメチルヒドラジン）／酸化剤 NTO または MON3 の組み合わせが 一般的である．両推薬の組み合わせはのいずれを選択するかは，一概には決められないが，一 般に前者の N2H4／NTO 組み合わせの方が比推力は高くできる反面，パルス運用に制約を生じ かつ小推力スラスタの実績が乏しいため，RCS は一液式スラスタと組み合わせる必要が出てく る．MMH/NTO の組み合わせは比推力は若干劣るものの，パルス運用に対する制約は少なく， 推力範囲も広く選ぶことが可能である．いずれの組み合わせも実績としては豊富にある． 今回のファミリーミッションの場合は，姿勢制御用の小推力スラスタ用△V より，フライバ イ軌道変換用の大推力△V の方が支配的であるため， 本検討では性能面でメリットのある N2H4 ／NTO 推薬の組み合わせをベースとした． 必要推薬量を Table 4-22 に，また考えうる推進系機器部品構成と重量を Table 4-23 に示す． また今後の探査機構成検討のために，推進系エンベロープ等の参考情報を Fig. 4-11 に示す． シーケンス Injection error correction Nominal delta-V at flybys Navigation Attitude control 合計 Table 4-22 推薬量 OMEΔV RCSΔV OME Isp RCS Isp OME消費 RCS消費 機体重量 [m/s] [m/s] [sec] [sec] [kg] [kg] [kg] 1088 150.0 0.0 321.4 127 50.57 0.00 1037.4 906.0 0.0 321.4 127 259.18 0.00 778.3 120.0 0.0 1176.0 0.0 50.0 50.0 321.4 321.4 127 127 29.07 0.00 338.82 10.16 348.98 0.00 29.48 29.48 0.88 搭載余裕(3%) 30.37 有効推薬量 NTO N2H4 162.36 216.99 有効推薬量(内訳) 1.5 0.7 無効推薬(内訳) 163.86 217.69 搭載推薬量(内訳） 381.55 トータル 749.2 719.7 368.30 162 Table 4-23 推進系重量 質量（kg） 加圧ガス供給系 推薬供給系 スラスタ系 その他 ドライ重量計 推薬重量 GHe重量 推進系重量計 14.1 13.7 18.0 3.0 48.7 381.5 1.0 431.2 約 2000 約 1500 Fig. 4-11 探査機推進薬タンク構造 163 電気推進(ポストはやぶさミッションに向けたイオンエンジン大推力化/高性能化の現状) JAXA/ISASでは，はやぶさ 搭載用のイオンエンジンμ10(ミューテン) の開発を終え，次期小 天体探査ミッションに適用可能なイオンエンジンμ20(ミュートゥウェンティー) の開発に着手 した． μ10 はマイクロ波放電方式によるプラズマ生成を利用した世界唯一のイオンエンジンであ り，熱陰極を用いた従来からの電子衝撃型イオンエンジンと比べて，より高い信頼性と長寿命 化を目指したものである．はやぶさ ではこれを4 台搭載し，最大3 台を同時運転する設計であ るが，イオンエンジンシステム全体の 消費電力当たりの推力が20mN/kWと， Table 4-24 Target Performance of 20-cm-diam Thruster 今日主流となっている電子衝撃型が 30 ∼ 40mN/kWを達成しているのに 比べて見劣りがする．このことは，太 陽電池などの電源重量を増大させる と同時にミッション期間の長期化を まねく． μ 20 で は ， こ の 推 力 電 力 比 を 30mN/kWにまで引き上げることを最 大の目標とし，同時に電気推進系の単 位推力当たりの重量を削減すること を目標として，エンジンヘッドの口径 を2 倍に大型化することに取り組ん でいる． 推力電力比を増大させるために最 も効果的なのは，イオンビームの加速 電圧をμ10 の1500V よりも小さくす ることである．同じ消費電力でより大 Fig. 4-12 Thruster Size (Beam Area) Beam Voltage (V) Beam Current (mA) Microwave Frequency (GHz) Microwave Power For Ion Source (W) Microwave Power For Neutralizer (W) Xe Flow Rate (SCCM) Thrust (mN) Isp (s) Propellant Utilization (%) Ion Production Cost (W/A) Total Power (W) Thrust/Power (mN/kW) PPU Input Power (W) PPU Eéciency (%) MPA Input Power (W) MPA Eéciency (%) μ10 φ10 cm 1500 140 4.25 32 μ20 φ20 cm 1200 580 4.25 90 8 18 2.9 8.1 2910 83 220 390 20.3 262 80 99.9 55 11.2 30.4 3100 80 155 1015 30 770 90 196 55 Carbon/Carbon composite grid assemblies of μ10 thruster (left) andμ20 thruster (right). 164 きな推力を出すためにはイオンビームの電流値は増加させなければならないが，マイクロ波放 電方式の場合は生成できるプラズマの密度に永久磁石の強さやマイクロ波の周波数により決定 される上限があり，エンジン口径を大きくすることが不可欠となる．エンジン1 台当たりの推 力を4 倍に増強し，搭載台数を削減することでマイクロ波電源，高圧直流電源，推進剤供給系 などの総重量をμ10 よりも小さくできることが期待される．Table 4-24 にμ10(実績値) とμ 20(目標値)の一台当たりの諸元をまとめた．μ20 は口径20cm, 1kW, 30mN級イオンエンジンと なる予定である． プラズマ生成方式はμ10 のマイクロ波放電方式を継承し，同様の18,000 時間程度の寿命を 確保すべく，イオンビーム光学系(グリッド) にはC/C 複合材を引続き採用する．Fig. 4-12にビ ーム有効径20cm のμ20 用グリッド試作第1 号と10cm のμ10 用グリッドとを比較した写真 を示す．グリッド大型化に伴い，ロケット打ち上げ時の振動環境への耐性が問題となる．厚さ 1mm 程度の3 枚の板が，0.5mm 以下の間隔で配置されており，これらが振動によりしなって 互いに衝突することでの破壊が懸念される．そこで，より剛性の高いカーボン系新材料を使っ たグリッドの開発に取り組んでいる． 40 年の歳月を費やして5cm から35cm までの口径のエンジンが研究開発され尽くした従来 型イオンエンジンと異なり，マイクロ波放電型イオンエンジンの大型化は確立された設計指針 がまだなく，試行錯誤のくり返しを重ねながら目標性能に一歩一歩近づける努力が続けられて いる．これまでに試された放電室の設計(軸対称円筒形放電室の断面図) とそれぞれで到達した イオンビーム電流の目標値に対する割合をFig. 4-13 とTable 4-25 に示す． 試作第一号μ20-I ではμ10 と同様の円形導波管をSm-Co(サマリウムコバルト) 永久磁石を並 べた放電室に接続した形態を採用し，バナナ状の断面形状をしたプラズマリングの個数もμ10 と同じく一個とした． このタイプの性能は全く目標に届かず，プラズマ密度を維持したまま大面積化するには，プ ラズマリングの個数も半径方向に増やすべきであることが分かった．このタイプの放電の様子 をFig. 4-14 に示す． 試作第二号機μ20-II は，電子サイクロトロン共鳴(ECR) を利用したマイクロ波放電式として は元祖となるアメリカのTRW社が1987 年当時にû30cm エンジンに採用していた設計概念にな らったものであり，深いバケツ型放電室を持つ．この設計方針はμ10 開発当初も意識していた が性能が芳しくなく，放電室の浅い(薄い/短い) 形態へと進化してきた．û20cm の放電室におい てもやはりTRW方式はイオンビームがほとんど取り出せず，μ10 以来の薄型放電室を踏襲す べきであることに自信を深めた． μ20-III は，磁石間隔をμ10 と同程度に保ったまま，半径方向の列数を増やしたものである． 等間隔同心円状の磁石配列では，中心軸に近い磁石上に濃いプラズマが発生して，外周部のプ ラズマ生成が妨げられることが分かり，内周部の磁石間隔を外周部よりも大きめにとってプラ ズマ生成を抑制したほうが放電室全体から引き出せるイオン電流は増大した．放電室全域での 均一なマイクロ波パワー吸収を実現させるために，外周部磁石の配列に高エネルギー電子の放 電室半径方向の出入りを助長するための内外接続部を2箇所設ける工夫を凝らして大きな成果 を上げている．磁石配列を反映したプラズマの発光分布をエンジン下流側正面から撮影したも のをFig. 4-15 に示す．このタイプでは目標推力の90%が得られた． μ20-IV では，μ10 からの懸案であった円形導波管部の撤廃に成功した．従来は円形導波管 の端に同軸導波管変換部を設けていたが，この部分のアンテナを直接放電室中心軸上に挿入す ることで，非常にコンパクトなエンジン設計となった．はやぶさ では探査機構体内部へ侵入す る導波管が厄介であったが，この新方式の採用により搭載の自由度が増すであろう． 現在取り組んでいるμ20-V では，最新型の従来より強力な磁石を使うことでの推力アップを 狙っている．μ20-IV のSm-Co 磁石をNdFe 磁石に交換し，マイクロ波周波数を4.25GHz から 165 5GHz 以上の上げることで，プラズマ密度上限(カットオフ密度) を上げることが出来，高密度 プラズマ中でのマイクロ波吸収効率をあげられることが性能向上につながると考えている．予 備実験の段階ではあるが，目標であるイオン電流値を上回る見込みが得られた．新型磁石は使 用上限温度が低いため，磁石温度を下げることに主眼を置いた新しい熱設計に取り組むことが 今後の課題として残る．大電流化対応を進めつつあるμは放電型中和器を含めたμ20 の最終的 な設計，仕様は平成15 年度中には固めてBBM を製造する予定である． µ10 for MUSES-C Single Line Type with Circular Waveguide µ20-I Single-Ring Plasma (IEPC-01-103) Waveguide Probe Coaxial Cable High Energy Electrons Heated By ECR and Confined by Magnetic Mirrors µ20-II Ring Cusp Type (Similar concept as TRW’s 30-cm ECR plasma generator in 1987.) Sm-Co Magnets µ20-IV Multi-Ring Plasma without Waveguide µ20-III Multi-Ring Plasma (IEPC-01-107) Sliding Short Plunger Triple-Stub Tuner Fig. 4-13 μ20 イオンエンジン放電室の開発履歴 166 Probe or Antenna Table 4-25 μ20 ビーム電流目標値の達成度 μ20-I 40% μ20-II μ20-III - 90% Fig. 4-14 μ20-I の放電状態 μ20-IV 89% μ20-V >105%(見込み) Fig. 4-15 μ20-III の放電状態 167 4.5.3. 通信系 はじめに まず小惑星探査から通信への要求について，特徴を洗い出す．次いで，その解決策を提案し， 実現しうる通信システムについて検討する． 通信からみた小惑星探査機の特徴 (1) 探査機の姿勢が多様である．特に巡航フェーズと探査フェーズでの探査機角度は，各々太 陽角と小惑星への観測器角度で決まり，一般には異なる．また観測手法(遠隔か，ロボット降下 か) によっても姿勢が異なると思われる． (2) 目標とする小惑星が変更されることも予想され，その変更に対し手戻りが最小になるよう にする必要がある． (3) 最遠距離が 3Au となり，高利得(狭ビーム) アンテナが必要である． (4) 受信レベルが低くなり，電波捕捉から通信や測距に至る運用が難しい． (5) 複数の探査機による編隊飛行も考えられる． 小惑星探査に適した通信システム 通信品質は第一義的に，受信電波の信号電力対雑音電力比(S/N) で決まる． ここに，Pt:送信電力，Gt:送信アンテナ利得，Lf :自由空間損失，Gr:受信アンテナ利得，N0ANT : アンテナ出力端での雑音電力密度，N0LNA:第一段の低雑音増幅器で発生する雑音電力密度， B:周波数帯域．ここで Lf = (ï=4 ôR)2 であるが，その中で波長 ï は電波割り当てと地上局で決ま り，距離 R はミッションで決まっている．従って，Lf は固定される．そこで S/N を向上させ るには，次の手段が一般的である． (1) 送信電力 Pt を大きくする． (2) アンテナ利得 G をあげる(HGA の開口径を大きくし，開口能率を高くする)． (3) 受信機雑音 N0LNA を減らす． これらについては， 従来から努力されていることであるが， 新しいシステムを設計する時点で， 最大の努力をすることになる． ここでは，前節の特徴・条件を満たすべく，次のような新しい通信要素を考えてみたい． 適応制御 HGA 本アンテナは，次のような機能を有する． ・ ・ ・ ・ 衛星が電波を受信する方向に，自動的にアンテナ方向を振る． アンテナ設定誤差や慣性軸変動による指向誤差を補正する． レトロディレクティブな機能も実現できる． 開口能率を 50%以上にできる．Cf. はやぶさ では，17.8%． 実際の作りは，次のようになる． 168 ・ 一次放射器(ダイポールや小開口) を，配列して放射面を形成する． ・ 必要となる角度補正範囲に対し，一次放射器を適切に設計する． ・ 各一次放射器に移相器を備え，給電移相を任意に設定する． MGA 兼 LGA 機能は， ・ 切り替えにより，MGA あるいは LGA を実現する． ・ ビームを高速で回転できる． ・ これに対し地上局では，同期検波により衛星の探索が行える． 実際の作りは， ・ 一次放射器を，MGA 相当数だけ配列する． ・ 各一次放射器にスイッチと移相器を備え，給電移相を任意に設定する． 可変トランスポンダ 機能は， ・ 通信パラメータ(副搬送波の周波数，変調指数，符号方式，データ速度) を連続的，自由に 変えられる． ・ 最初無変調の搬送波で衛星を捕捉し，その後逃すことなく通信のモードやパラメータを最 適変更 する．実際の作りは，ソフトウェア・ラヂオ技術を使う． 実現しうる通信性能 上り回線のアンテナは，姿勢が定まらない場合，上記の「MGA 兼 LGA」を LGA に設定し て考える必要がある．その後姿勢の状態に応じ，MGA に切り替えることができる．下り回線 のアンテナは， 「適応制御 HGA」なので，はやぶさ と同じ 1.6m 径でも利得が 4.5dB だけ高く なり，姿勢変動などが有っても最大利得を保持できる． その他ははやぶさ の送信機と受信機を想定し，通信性能を推定すると，つぎのようになる． ・ コマンド: 8bps でマージンが，+1.4dB． ・ テレメトリ: 8192bps でマージンが，+3.7dB． ・ 測距: 充分な性能が確保できる． また探査機の送信電力 Pt を大きくすることと受信機雑音 N0LNA を減らすことは，それぞ れ可能なので，上記性能は更に改善できる．ただし「可変トランスポンダ」は探査機運用を易 しくするものであり，上記性能には関係ない． 169 Fig. 4-16 探査機へのアンテナ装着状況 170 4.5.4. 誘導/制御系 探査機の制御 姿勢制御方式 探査機は，大きな太陽電池パネルを備えるため，その姿勢制御方式は 3 軸制御方式である． 通常の衛星と同じく，独立した姿勢軌道制御装置(AOCU: Attitude and Orbit Control Unit) により， 姿勢と軌道の決定，制御を行なう． はやぶさ 探査機の場合，検討初期には， (a) 4 台のモーメンタムホイール(MW: Momentum Wheel) をスキュー配置させたバイアスモー メンタム方式 (Fig. 4-17(a)) が提案されていた．この方式は，多くの天文衛星でも実績のある方式であり，1 台のホイール が故障してもホロノミックに 3 軸の姿勢を制御できる．しかし，検討が進むにつれ，軽量化の 要求もあり，最終的には， (b) 3 台のリアクションホイール(RW: ReactionWheel) を直交配置させたゼロモーメンタム方 式 (Fig. 4-17(b)) になった．ホイールの個数に冗長性がないため，1 台のホイールが故障した場合，生き残った 2 台のホイールのうち，1 台に角運動量を持たせることで(モーメンタムホイールとして使用)， 探査機の姿勢を安定化させる．角運動量を持つ軸まわりの姿勢はホイールの回転で制御し，も う 1 台はそのままリアクションホイールとして使い，モーメンタムホイールと直交する軸の制 御を行なう．ノンホロノミックだが，3 軸の姿勢を制御することは可能である． 次期小天体探査機では，冗長性があり多くの実績をもつ(a) の方式が望ましいと思われる． 探査機の姿勢外乱には， ・ IES による推力ずれによる蓄積(IES を使用する場合) IES はジンバルによりその推力方向が探査機の重心を通るように制御するが，IES の推力 方向が探査機の重心を通らない場合には，探査機に姿勢外乱を与える． ・ 太陽輻射圧 探査機の形状によっては，太陽からの輻射圧による姿勢外乱を受ける． がある．これら姿勢外乱により，ホイールには角運動量が少しずつ蓄積する．このホイールに 蓄積した角運動量をアンローディングするため，定期的に RCS を使用する． Fig. 4-17 Wheel configurations of three axis stabilized spacecraft 171 姿勢決定方式 探査機の慣性空間での 3 軸姿勢は，IRU(Inertia Reference Unit) により，ジャイロが検出した 角速度を積分して時間伝播させることで求める．ただし，ジャイロのドリフトにより，時間が 経つにつれその姿勢伝播誤差が大きくなる． ジャイロによる推定姿勢誤差を補正するため，スタートラッカ(STT: STar Tracker) による姿 勢決定値を定期的に利用する．STT は複数の星を使うことにより，瞬時の 3 軸姿勢を求める ことができる．ただし， (1) 姿勢決定周期が 1[sec] 程度と長い． (2) 星同定に演算時間がかかる． (3) STT の視野方向に恒星があまり存在しないと誤差が大きくなり，3 軸姿勢を求めること ができない場合もある． などの欠点がある．このため，STT より高周期で姿勢を検出できる 2 次元太陽センサ(TSAS: Two-dimensional Sun Aspect Sensor) も用いる．ただし，太陽まわりの位相を求めることはできな いので，3 軸の姿勢を検出することはできない． これらのジャイロ，STT, TSAS を利用した姿勢決定方式は，カルマンフィルタを用いたアル ゴリズムが，科学衛星の 3 軸姿勢制御として実績がある． はやぶさ 探査機では，その姿勢制御精度が 0.1[deg] と比較的緩やかであったため，ジャイロ は小型軽量であることを優先し，FOG を使用した．次期小天体探査ミッションにおいても， 高精度な姿勢精度要求はないと思われるため，軽量化が要請されれば，FOG を使えばよいと 思われる． STT は，はやぶさ で開発したものと同じく，パッケージ内部で星同定を行い，3 軸姿勢を 出力するインテリジェントなタイプ(つまり， 地上や AOCS では計算しないタイプ) を用いる． STT,TSAS の数や配置は，今後詳細に検討する必要がある． 打ち上げ直後やセーフホールド時には，姿勢がどちらを向いているかわからないので，TSAS を利用して太陽捕捉(太陽電池パネルを太陽方向に向け，そのまわりにスピンさせる) を短時間 を完了することができない．この場合，複数の粗太陽センサ(CSAS: Coarse Sun Aspect Sesor) を 用いて太陽に対する角度を求める．CSAS は 1 次元の太陽センサであり，CSAS が太陽を見て いれば，太陽方向と CSAS 視野方向の角度を求めることができる．太陽捕捉完了後は，上で述 べた 3 軸姿勢制御に移行する． 軌道制御 探査機の軌道のΔV は，IES あるいは，RCS を用いる．ΔV 量を正確に計測するため，加 速度計(ACM)を搭載する． 小惑星への探査機の誘導 地球からの range and range rate による探査機の位置決定(電波航法という) は，その誤差が 100[km] 程度と大きい．このため，確実に小惑星に接近するためには，探査機内部で小惑星と の相対的な位置関係を求める必要がある(光学航法という)． また，NEO マルチランデブー&サンプルリターンミッションでは，はやぶさ と同じく， ・ 機を小惑星の近くに滞在させる． ・ サンプリング時に，探査機を小惑星表面に誘導する． 必要がある． 172 小惑星への接近 小惑星に確実に接近するための戦略は，はやぶさ とほぼ同じ光学航法を用いる． 地球からの電波航法により小惑星の近くに到着すると，探査機の搭載カメラで小惑星を捕捉 する．このカメラの視野に小惑星を捕らえたまま，小惑星への視線方向に探査機が向かうよう に移動すれば，小惑星に接近できる． 小惑星にある程度接近すると，搭載した LIDAR(LIght Detecting And Ranging) により，直接， 小惑星までの距離を測ることで，小惑星からの相対的な位置を求める． Fig. 4-18 Image capture by camera and LIDAR 小惑星付近の滞在 NEO マルチランデブー&サンプルリターンミッションでは，小惑星の付近に長期間滞在して， リモートセンシングによる観測や小惑星への着陸を行なう．ターゲットとなる小惑星が大きい 場合，小惑星のまわりを回る軌道に投入する．USA の NEAR 探査機はこの手法をとった． ターゲットとなる小惑星が小さい場合には，小惑星の公転軌道とほぼ同じ軌道に探査機を投入 する．これは，小惑星が小さいと， (1) 小惑星のまわりを回る安定な軌道に投入するのが難しい(速度精度要求が厳しい)． (2) 小惑星からの重力の影響が小さいので，軌道周回させなくても軌道制御に要する推薬消 費が少なく済む． の理由から，はやぶさ で採用されている戦略である． はやぶさ 探査機の場合，小惑星-探査機-太陽が一直線になる位置(ホームポジション) に探査 機を投入する(Fig. 4-19(a))．観測機器は，ホームポジション上で太陽指向状態から大きく姿勢変 更することなく観測を行なえるよう，太陽電池パネルと反対側に取り付けられている．搭載し た LIDAR とカメラにより小惑星と探査機の位置関係を求め，探査機がホームポジションから 大きく逸脱すると，RCS により位置を修正する．小惑星と探査機の距離は，小惑星の重力場の 影響をあまり受けないこと(重力場の影響が大きいと位置をホームポジションを保つための消 費推薬が多くなる)，観測機器の小惑星表面へのフットプリントが適当な大きさになること，な どを考慮して決定する． 173 小惑星への着陸 NEO マルチランデブー&サンプルリターンミッションでは，探査機が小惑星表面からサンプ ルを取得するため，小惑星表面に一瞬着陸する．サンプリング機構は，はやぶさ のものをほぼ 踏襲することになる． 小惑星表面への着陸で考慮すべきことは以下の通りである． 安全な着陸 探査機が小惑星に着陸した時に，変な外乱が入ったり，探査機を壊すことがないように，着 陸時の探査機は以下のように制御する必要がある． 凹凸のあまり激しくない安全な地点(凹凸が激しいと， 着陸時に探査機の太陽電池パネ ルが干渉して，探査機が壊れる可能性がある．) に着陸すること． 小惑星表面と探査機との間の水平相対速度をゼロにする． 探査機は小惑星表面に対してまっすぐ着陸すること．つまり，ローカルな小惑星表面 の法線ベクトル方向から小惑星表面にアクセスすること． 高精度着陸 科学的に意義のありそうな地点，あるいは，凹凸のあまり激しくない安全な地点に所望の精 度で着陸すること． 前者ははやぶさ 探査機において考慮されている．後者も，着陸地点をあらかじめ選定して， その地点に降りるように時間を逆計算して，着陸の開始トリガを与えるが，本当はどこに着陸 するかはわからない． つまり，選定した着陸地点に探査機が向かうようなアクティブな制御は行なっていない．次 期小惑星探査機では，後者をどのように実現するか課題として残されている． はやぶさ 探査機における小惑星への着陸戦略は，以下の通りである． 1. 小惑星に向けて降下を開始する(Fig. 4-19(a))． 2. 小惑星の高度 50[m] で，小惑星に向けてターゲットマーカ(TM: Target Marker) を落とす． TM は小惑星表面で数回バウンド後，小惑星に静止することを期待している．また，小惑 星と探査機の距離は，LRF(Laser Range Finder) を用いて測定する． 3. TM を探査機搭載のカメラでトラッキングして，小惑星表面と探査機の水平方向の相対速 度を求める(Fig. 4-19(b))． TM のトラッキング時には，探査機側からフラッシュ(FLA: Flash) を焚き，再帰性反射シ ートを貼った TM が画像中で大きく浮かび上がらせることで，画像処理によるトラッキングを簡単なも のにさせる． 4. 水平方向の相対速度をゼロにするよう探査機を制御し(小惑星表面同期)，高度 20[m] 付近 でホバリングする． この時， 視線方向の異なる複数の LRF で小惑星表面の距離を測定し，ローカルの小惑星 表面と探査機の姿勢がまっすぐになるようにする(Fig. 4-19(c)(d))． 5. 小惑星方向に初速を与え，小惑星に向けて自由落下する(Fig. 4-19(e))． 6. 小惑星と探査機のサンプラーが衝突したことを検知すると，サンプリング機構が動作する (Fig. 4-19(f))． 174 衝突時にサンプリング機構が変形すると，サンプラーの先端部と探査機の構体の間の距離 が変わる． LRF(Laser Range Finder) によりサンプリング機構の先端部までの距離をモニタすることで 衝突を検知する．また，探査機の太陽電池パネルが小惑星表面に当たらないように， FBS(Fan Bean Sensor) によりモニタする．FBS はレーザにより，太陽電池パネルの下部分 にある物体を検出するセンサである． FBS により何か物体を検知すると，探査機が小惑星表面に接地する前でも，探査機を小惑 星から退避させる． 7. 衝突検知後，RCS により高速に小惑星表面から上空に退避する． この手法は，はやぶさ が小惑星に到着していない現在では，うまく動作するか実証されてい ない．この手法の考えられる問題点は以下の通りである． ・ TM は小惑星表面に短時間で静止するか? TM がいつまで経っても動きつづけるようだと，小惑星と探査機の間の水平方向相対速度 を求めることができない． ・ TM がカメラの視野外にでてしまうと，小惑星と探査機の間の水平方向相対速度を求める ことができない． ・ 小惑星と探査機の間の水平方向相対速度の検出精度が 8[cm/s] と比較的大きい．小惑星表 面が小惑星の自転により移動する速さと同程度であり，この精度で相対速度をキャンセル しても，小惑星表面同期したかどうかは怪しい． ・ 狙った地点に着陸する保証は何もない． 次期小惑星探査機では， はやぶさ の実際の結果も踏まえて， 着陸戦略を考え直す必要がある． 問題点の最初 3 つは，小惑星と探査機の間の水平方向相対速度の検出方法に関するものである． 小惑星表面との相対速度を求める方法としては，カメラ画像のオプティカルフローを利用する 方法もあり，これははやぶさ ではオプションの機能として実現されている．この他に，現在月 着陸ミッション用として開発が進められている電波速度計を用いて小惑星表面との相対速度を 求める方法も考えられる．現在の電波速度計の速度測定精度は 10[cm/s] 以下であり，今後の開 発によっては使用できる可能性がある． 地上支援装置 リモートセンシングによる小惑星の全球マッピングや，着陸地点の選定のため，観測データ から小惑星形状を復元する CG シミュレータを構築する必要がある．これらは，はやぶさ ミ ッションで， ・ GRAS: 探査機の小惑星まわりの運動をシミュレートするツール．小惑星の CG 画像として 出力し，画像を用いた航法 Å 誘導系の試験が可能． ・ GM: 小惑星を撮影した画像から，その形状を復元するツール． として開発しており，ソフトや運用ノウハウをそのまま使うことができる． 175 Fig. 4-19 Sampling flow 176 4.5.5. ジンバル はやぶさ探査機は上面に HGA，太陽電池パネルを持ち，下面に観測機器が取り付けられてい る．これらは探査機に直接固定されており，ジンバルは使われていない．その為に観測に当た ってはいくつかの制限が存在する． 通常探査機の太陽電池パネルは常に太陽方向を向いている必要があり，探査機は太陽と観測 対象である小天体を結ぶ線上に位置し，ここをホームポジションと呼んでいる．ホームポジシ ョンから小天体は満月状にみえる．このとき，小天体からの照り返し量は多くなり，強度を稼 ぎたい X 線分光器や，地形効果による影響を除去したい可視・赤外の分光カメラに取っては有 利に働く．しかし一方で，全体的にのっぺりとしてしまうため，細かい地形などはみえなくな ってしまう．地形を見るには低位相角で見ることが望ましい（Fig. 4-20） ， Fig. 4-20 位相角による見え方の違い （AMICA チーム検討資料より抜粋 中村良介作） アポロ 16 号に搭載されたマッピングカメラが撮影した プトレマイオスクレータ（緯度 -9 度， 経度 359 度） 付近の画像． 左が太陽高度 10 度 (AS16-0989) 右が 45 度(AS16-2967)． 右の画 像の右端が暗くなっているのは周辺減光のため．太陽高度が低い画像の方が，海の表面の起伏 が明瞭に観察できる． また，左の画像中では影のおかげではっきりと認められる凸部(⃝で囲 まれた部分)を， 右の画像で同定するのはかなり難しい はやぶさでは HP における観測では位相角が 0 度付近の観測しか行うことが出来ないが，位 相角が 90 度付近まで行って観測を行う“ターミネータ観測”のフェーズが存在する．しかし太 陽電池パネル，HGA，観測機器はジンバルを用いていないため，ターミネータ付近での観測に あたっては太陽電池パネルを太陽方向からずらす必要があり，電力供給がストップし，バッテ リによる駆動となる．バッテリの駆動時間から，観測時間は 7 分と制限されている． ポスト はやぶさではこのような制限を回避するために， 観測機器の一部をジンバルに搭載す ることを提案する．前述のように，X 線分光器，可視・近赤外分光器は積極的に位相角 0 度付 177 近での観測が必要となる．これに対して，地形カメラ・偏光カメラはターミネータでの位相角 90 度付近の観測が求められる．ライダはどちらからの観測でも良いが，地形カメラとライダは データを相補完的に使用するため，ライダの観測位置と地形カメラの観測位置との関係は，き ちんとアライメントを取ることが求められる．またライダは，近赤外線分光器の校正用にも使 用されるため，ライダが近赤外カメラの視野内に存在している必要がある．これらの理由によ り，地形カメラとライダ，近赤外カメラとライダは共にジンバル上に搭載されていることが望 ましい．Fig. 4-21 に探査機の観測位置と，ジンバル搭載機器を示す． ジンバルに載せる機器重量が重くなると，ジンバルの重さも大きくなる．はやぶさ初期の検 討では，1.5kg の搭載機器に対して 1∼1.5kg のジンバルが必要とされており，搭載分の重さと ほぼ同じ重さのジンバルが必要であると考えられる． ジンバルに搭載する機器は，ヘッド部分，あるいは光学系部分だけなどに制限し，重量を軽 減する工夫が必要である． ジンバル HGA 太陽電池パネル 地形カメラ 偏光カメラ 近赤外分光器 ライダー X 線分光器 可視分光器 ローバ通信用アンテナ サンプラーホーン ホームポジション ターミネータ 太陽方向 Fig. 4-21 探査機位置とジンバルの運用方法 178 4.5.6. 電源系 はじめに 電源系の役割は，ミッションの全期間に渡り，探査機の動作に必要な電力を供給することで ある．通常，1 次電源として太陽電池を搭載し，太陽の光エネルギーを電力に変換する．また， 2 次電池としてバッテリを搭載し，あらかじめ余剰電力を充電しておき，太陽電池から必要な 電力が確保できない時の電力需要をまかなう． 次期小天体探査ミッションのシナリオは複数考えられているが，電源系を設計するにあたっ て重要な太陽と探査機との距離という観点で見ると，以下の通りである． ・ メインベルトの小惑星を複数フライバイするファミリーミッション: 探査機は，太陽から 3[AU] 強離れる．小惑星と接近し，その観測を行なうミッション期間は， 太陽から距離 3[AU] 弱のところである． ・ NEO マルチランデブー&サンプルリターンミッション: 探査機と太陽の間の最大距離は，1.5 ∼ 2.4[AU] である．ミッション時の探査機と太陽から の距離は，0.8 ∼ 1.5[AU] である． はやぶさ 探査機の場合，太陽から最も離れた時の距離が 1.7[AU] である．また，火星の軌 道は， 太陽から距離約 1.5[AU] のところである． 次期小天体探査機は， 太陽からの距離 3[AU] と いう過去の宇宙科学研究所の探査機が到達したことのない遠方に行く可能性がある． また，ミッション時には，観測機器や航法誘導に必要な機器が動作するため，電力を多く消 費する．このミッション時の太陽からの距離も大きい．このため，場合によっては，同じ電力 を発生するために必要な太陽電池パネルの面積がはやぶさ の数倍となる． 電源系の構成 太陽光のエネルギー密度は，太陽からの距離の 2 乗に反比例して減少するため，太陽から遠 くなると，莫大な面積の太陽電池パネルが必要となる．また，探査機の温度が低くなるため， 搭載機器を温度的に維持・保存するための定常的なヒータ電力も大きくなり，さらに太陽電池 パネルの面積を上昇させる． これまでの木星以遠に行く探査機(パイオニア 10/11, ボイジャー, ガリレオ, カッシーニ な ど) では，RTG(RadioisotopeThermoelectric Generator) を搭載し，太陽からの距離に依存しない電 力源，熱源を確保してた[1][2]．ただし，電源として RTG を使用することは，世論による反対 が大きい，入手性が悪い，コストが高いなど，逆風が強い． 2003 年初頭に打ち上げが行なわれる ESA のロゼッタ は，RTG を搭載せず太陽電池のみを 使用する探査機の中で，太陽から最も離れる探査機である．その最大距離は 5.25[AU] であり， その時の太陽照度は 0.03[solar](50[W/m2])，温度は-130[℃] になる．ロゼッタ 探査機は，この 環境で 400[W] 弱の電力を発生させるため，2[m] ×16[m] の太陽電池パネル(面積では 64[m2] を 2 枚搭載する[3]． RTG の使用が世界的に難しくなる一方で，探査の対象として太陽から遠い惑星・小惑星が検 討されるケースが増えており，太陽から離れた低照度・低温(LILT: Low Intensity Low Temperature) 環境における太陽電池利用の研究がロゼッタ の検討をはじめとして数多く行な われている．その結果，木星軌道(太陽からの距離 5.2[AU]) までは太陽電池で対応できる見込 みを得ている．次期小天体探査ミッションは，太陽からせいぜい 3[AU] までしか遠ざからない ので，1 次電源として太陽電池パネルを用いたこれまでの探査機と同様の電源構成で問題ない と思われる． 179 探査機に必要な電力 ロゼッタ とはやぶさ を参考に，(a) ファミリーミッションと(b) NEO マルチランデブー& サンプルリターンミッションに必要な電力の境界条件を以下のように考える．この条件におけ る太陽電池パネルの大きさを概算で求める．なお，ミッション時の観測機器は全部で 200[W] で ある．ロゼッタ とはやぶさ の電力プロファイルと太陽電池は V.4.E.vi 節にまとめた． (a) メインベルトの小惑星を複数フライバイするファミリーミッション: 太陽から距離 3[AU] のところで，P=700[W](ミッション機器 200[W], バス機器 400[W], ヒー タ 100[W])を必要とする． (b) NEO マルチランデブー&サンプルリターンミッション: 太陽から距離 1.7[AU] のところで，P=1400[W](ミッション機器 200[W], バス機器 400[W], ヒー タ 400[W], IES 400[W]) を必要とする． 数字の根拠は以下の通りである． ・ バス機器は，はやぶさ の電力(300[W] くらいと思われる) に，航法誘導用の機器が加わっ たとした． ・ IES(NEO ミッション) は，はやぶさ より若干大きくした．ファミリーミッションでは化 学推進を考えているので含めていない． ・ ヒータ(NEO ミッション) は，はやぶさ と同程度とした． ヒータ(ファミリーミッション) は，ロゼッタ より若干大きくした．NEO ミッションより太陽 からの距離が遠いのに，ヒータ電力が小さい．これは，探査機表面の放射吸収率を大きくすれ ば，探査機の熱ポテンシャルが高くできるため，設計によってヒータの電力を大きく変えるこ とができるためである．ただし，探査機の熱ポテンシャルを上げると，太陽に近いところで探 査機の温度が上がりすぎる問題点があり，現在開発中の可変放射量素子を使用する必要がある かもしれない． 太陽電池パネル 太陽電池セルの種類としては， ・ 単結晶シリコンセル ・ 化合物半導体セル(ガリウムヒ素(GaAs) など) がある．地球近傍で使う時は，後者の方が効率が高い．はやぶさ 探査機では，後者のマルチジ ャンクションセル(GaInP2/GaAs/Ge の 3 層構造) を使用した． 一般に，太陽電池は以下の傾向がある． ・ 温度によって効率が変動し，同じ放射量であれば，高温ほど効率が低く，低温になると効 率が上昇する．この温度勾配は，シリコンセルの方が大きい． ・ 照度が減少すると，効率が下がる． 太陽から遠い LILT 環境では，照度の低下による効率の減少より，温度の低下による効率の 上昇の方が優るため，エネルギー変換効率は地球近傍に比べて高い．また，温度の低下による 180 効率上昇率はシリコンの方が大きいため，太陽から遠くほどシリコンセルの方が有利となる． 次期小惑星探査ミッションでは， これらのことを考えて， 太陽電池セルを選択する必要がある． ここでは，以下の条件で太陽電池パネルのサイジングを行なう． (EOL) ・ 太陽電池セルのエネルギー変換効率: ミッション期間が最長で 11 年なので，かなり劣化すると考える． ・ 太陽電池パネルに占める太陽電池セルの実装密度: ・ 太陽電池から負荷までの電力伝達効率: 探査機は 3 軸姿勢制御衛星であり，太陽電池パネルは太陽を指向しているので，太陽電池パ ネルの面積 S，太陽からの入射エネルギー密度 Ps とすると，必要な電力 P は， で与えられる．これより，太陽電池パネルの大きさは， (a) メインベルトの小惑星を複数フライバイするファミリーミッション: 太陽から距離 3[AU] のところで Ps = 150[W=m2] (1[AU] で 1350[W/m2] とする)，P=700[W] より， (b) NEO マルチランデブー&サンプルリターンミッション: 太陽から距離 1.7[AU] のところで，Ps = 467[W=m2] P=1400[W] より， となる．ミッション期間が長いこと，太陽からの距離が遠いこと，要求電力がはやぶさ より大 きいことなどから， はやぶさ 探査機の数倍の大きさの太陽電池パネルが必要であると考えられ る． バッテリ 深宇宙ミッションでは，地球周回衛星と異なり，定期的に日陰∼日照の往復を繰り返すわけ ではない．このため，探査機に必要な瞬時の電力は，探査機がどこにいてもすべて太陽電池に よる発生電力でまかなうのが基本である． よって，バッテリの充放電サイクル数に対する耐性はそれほど要求されない．しかし，使用 する時の放電深度(DOD: Depth Of Discharge) は大きい．これらを考えて，バッテリを選択する 必要がある．はやぶさ探査機では，軽量化も要求されたため，エネルギー密度の高いリチウム イオンバッテリを搭載している．ただし，リチウムイオン電池を使用する場合には，注意が必 要である．リチウムイオン電池には，満充電状態で保持すると容量が大きく劣化する性質があ る(現状では，年率約 10[%] 劣化する)．この容量劣化を防ぐためには，厳しい基準で充電状態 を管理する必要がある． バッテリは，以下のような場合に使用する． 181 ・ 打ち上げ時に太陽電池パドル展開まで この期間，衛星に必要な電力はすべて，バッテリから供給する． ・ セーフホールド時 ・ 太陽電池パネルの法線方向が太陽方向から大きくずれる時 はやぶさ 探査機では，ノミナルの観測の時には，小惑星，探査機，太陽がほぼ一直線上にあ り，すべての観測機器が太陽電池パネルと反対向きに取り付けられていた．観測機器の視線方 向をジンバルなどで動かすことはできないため，小惑星を横から観測する場合(ターミネータ観 測) には，太陽電池による発電はほとんどなく，バッテリにより電力を供給した．次期小惑星 探査ミッションにおいても，このような観測フェーズがありうる． バッテリのサイジングは，バッテリ使用時の各場合における必要容量(消費電力と持続時間の 積) を導出し，上記の容量劣化を考慮した上で，その最大値から決定する．また，バッテリ容 量を決定づける運用がターミネータ観測の場合には，観測直前に満充電にしてバッテリを使用 するなど，運用を工夫することも重要である． 参考 はやぶさ 探査機 ・ ・ ・ ・ 太陽電池パネル面積: 11[m2] 太陽電池パネル質量: 47.7[kg] (セル部: 13.6[kg], 構造部: 34.1[kg]) 太陽電池: マルチジャンクション効率 24.9[%](1[AU], 常温) 発生電力/消費電力 Table 4-26 はやぶさ探査機の発生電力/消費電力 ロゼッタ 探査機 ・ 太陽電池パネル面積: 64[m2] (片翼 2[m] × 16[m] を 2 枚) ・ 太陽電池パネル質量: 170[kg] ・ 太陽電池: シリコン?, LILT 環境に合わせた専用設計 Table 4-27 ロゼッタ探査機太陽電池の温度効率 182 ・ 発生電力/消費電力 ・ Table 4-28 ロゼッタ探査機の発生電力/消費電力 （参考文献） [1] 長谷川直, 他の黄道面脱出探査機について", 第 1 回黄道面脱出ミッション勉強会後刷り, pp.96∼102, 2000 年. [2] 長谷川直, 木星以遠に到達する探査機における電力問題についてのはしりがき", 第 2 回黄 道面脱出ミッション勉強会後刷り, pp.109∼110, 2001 年. [3] G.Strobl, and H.Fiebrich, Production Experience with Hi-ETA/NR-LILT Silicon Solar Cells for ROSETTA Qualiacation," Proc. of the Fifth Furopean Space Power Conference, ESA SP-416, pp.519∼ 522, 1998. [4] G.Strobl, P.Uebele, R.Kern, K.Roy, R.Campesato, C.Flores, P.I.Coz, C.Signorini, and K.Bogus,”High Eéciency Si and GaAs Solar Cells for LILT Applications," ESA SP-369, pp.471∼477. [5] T.Saga, T.Katsu, K.Kamimura, T.Matsutani, and M.Tajima, Solar Cells for Japanese Scientiåc Satellites," Proc. of the Fifth European Space Power Conference, ESA SP-416, pp.549∼553, 1998. 183 4.5.7. 熱制御系 熱設計上の留意点 外惑星ミッションでは外部熱入力および内部発熱が大幅に変化する．また内部発熱も運用モ ードによって発熱量・発熱の場所が大幅に変化する．それらへの対応が熱設計上のポイントで ある．このミッション成功の鍵の一つは熱設計である．個々のサブシステムからの熱入力・熱 流出が探査機全体の熱設計に大きく影響を与えるため，計画当初から熱技術者が関与して計画 を進める必要がある． Table 4-29 小惑星探査機の熱設計上の留意点 項目 熱源 外部熱入力 検討内容 太陽光熱入力 その他 3[AU] 156 W/m2 最小: 1400 W/m2 1[AU] 最大: 小天体とのランデブ時のみ 小天体とのランデブ時のみ 小天体アルベド 小惑星赤外放射 熱制御材 内部発熱 受動素子 能動素子 太陽光吸収率(α)と赤外熱輻 ペイント (白色ペイント or 黒色ペイント) 射率(ε)を与えるもの Second Surface Mirror (SSM) (Optical Solar Reflector ，銀蒸着テフロンなど) フィルム (銀蒸着テフロン，アルミ蒸着ポリ イミド) 金属表面 (アルミ研磨面など) 輻射熱伝達を断熱するもの Multi-Layer Insulation (MLI) 熱伝導率を与えるもの 金属素材 (アルミなど) プラスチック材 (GFRP など) グラファイトシート サーマルフィラ Fixed Conductance Heat-Pipe (FCHP) 内部発熱の制御 ヒータ α,εの制御 サーマルルーバ Smart Radiation Device Variable Conductance Heat Pipe (VCHP) 熱伝導の制御 Diode Heat Pipe (DHP) Loop Heat Pipe (LHP) 熱輸送 Capillary Pumped Loop (CPL) Thermal Switch 熱伝導の制御 冷凍機 (Thermoelectric cooler など) 考えられる熱設計概念 ・ 探査機熱設計 ESA のロゼッタの熱設計が参考になるであろう． ・外部熱環境からの断熱 探査機のほとんどを MLI で覆い，外部環境から断熱する．MLI 自体の断熱性能を極力上げて 保温用ヒータ電力を削減する． ・内部発熱に応じた廃熱コントロール サーマルルーバなどを用いて内部発熱に応じた廃熱量のコントロールを積極的に行な 184 う． ・ 高性能 Heater Control Electronics ・Hibernation heaters ・各サブシステムの温度要求の緩和 システムに対する温度要求は探査機全体の設計に影響が及ぶことを留意する． ・カプセル熱設計 ・ アブレータとカプセル内部とは極力断熱する． ・ アブレータの断熱性能を上げる． ・ アブレータの再突入時初期温度はシステムが決め，それに応じたアブレータ設計を行 なう． ・ 高温にもつ部材を用いる（パラシュートなど） ． ・ ・ ・ ・ ・ 開発要素 高性能 MLI 高性能サーマルルーバ 高性能アブレータ ヒートパイプ，LHP，CPL サーマルスイッチ など 185 4.5.8. ランダ/ローバ/ロボット MINERVA 型ローバシステム はじめに はやぶさミッションでは，MINERVA (MIcro/Nano Experimental Robot Vehicle for Asteroid)と呼ばれる工学実験ローバを搭載した(Fig.4-22)．MINERVA は，探査機がサンプル を収集する際に小惑星表面に放出され，その後数日に渡って小惑星表面の in-situ(その場)観測 を行なう． 天体を最初に訪問する時には，フライバイやランデブによるリモートセンシングの観測で十 分な成果をあげることができる．しかし，その天体に再訪問する回数が増えるにつれ，天体に 降り立って，その場の観測を行うことが重要になってくる．小天体探査の場合，その天体を訪 問する機会が近未来に再び訪れることは，Vesta や火星の衛星 Phobos,Deimos などの一部の天 体を除いてほとんどないであろう．このため，最初で最後の訪問の機会に，ローバあるいはラ ンダによる in-situ 観測も同時に行うべきである． ここでは，次期小惑星探査ミッションに搭載する表面探査システム(ローバ1/ランダ)について 考える．ただし，次期小天体探査ミッションでは，MINERVA のように工学的な視点に立って 設計・開発するのではなく，理学的な視点に立って設計・開発を行う必要がある． 本節の構成は以下の通りである．まず，最初に世界の小天体探査ローバ/ランダに関して簡単 に述べ，小天体探査ローバ/ランダに求められる機能に関して，これら過去のローバ/ランダが どのように取り組んだかまとめる．次に，非常に表面重力の小さな小天体表面での移動に関し て述べる．最後に，MINERVA と次期小天体探査ローバとのコンセプトの差を述べ，考えられ る探査システムについて列挙する． Fig.4-22 MINERVA flight model ローバ(rover)とは，もともと rove という動詞から来ており，”表面に沿って移動する者”とい う意味である．MINERVA はホップしながら移動するので，厳密に言えばローバではない．し かし，ローバという用語は，ロボットによる地球外天体の活動が月や火星など重力の大きな天 体に限定されていた時代に誕生した用語である．これら重力の大きな天体では，表面の多地点 に移動するには，車輪型など表面に沿って移動する方式が最適である．しかし，今や人類のロ ボットを使った探査は小惑星や彗星など微小重力天体にまでその活動領域を広げた． このため， 筆者らは，表面の多地点に移動できる探査機全般をローバと呼ぶことにしている． 1 186 世界の小天体探査ローバ/ランダ これまでに実際に検討が行なわれたり，探査機に搭載されたことのある小天体探査ローバ/ ランダをここでまとめる． PROP-F: Phobos Rover (旧)ソビエト連邦は，1988 年 7 月に，2 機のほぼ同じ火星探査機 Phobos を相次いで打ち上 げた(Phobos-1 と Phobos-2．Fig.4-23)．Phobos-2 探査機には，火星の衛星 Phobos の表面探 査を行なうローバ PROP-F が搭載されていた2． 火星の衛星 Phobos の大きさは，27 × 22 × 19 [km]である．表面の重力は 1/2000[G]，表面か らの脱出速度は 10[m/s]であり，微小重力天体の 1 つといってよい． Phobos-1 探査機は，火星に到着することなく惑星間航行中に喪失した．Phobos-2 探査機は 火星に到着して，火星や Phobos の観測に関していくつかの成果をあげたが，衛星 Phobos に ローバを放出する直前に地球への通信が途絶えた．このため，ローバからは何のデータも得ら れていない． PROP-F ローバの写真を Fig.4-24 に示す．このローバに関する情報はあまりないが，質量は 45[kg]である．バネをモータで巻き上げ，その反発力でホップしながら移動したとされている． また，ホップした後，表面に戻ってきて静止すると，再びホップできる姿勢に復帰させる機能 を持っていた(Fig.4-25)． Fig.4-23 Phobos explorer of USSR deploys PROP-F 2 機の Phobos 探査機は，それぞれ，ランダ(着陸機)を搭載していた．これに加えて，2 号機 にのみ，ローバが搭載された． 2 187 Fig.4-24 PROP-F Fig.4-25 Mobile system of PROP-F SSV 小惑星探査機はやぶさには当初，JPL が開発した小型ローバ SSV:Small Scientific Vehicle (MUSES-CN)を搭載する計画があった．この MUSES-CN 計画は，その後，アメリカ側の理 由によりキャンセルされたが，ここで，その当時検討されていたローバを紹介する． SSV の概観を Fig.4-26 に，その性能緒元を Table 4-30 に示す．SSV は，お弁当箱サイズの 車輪型ローバである．車輪を除いた直方体ボディの大きさは14 × 14 × 6 [cm]であり，ローバ全 体の質量が 1,300[g]である． 4 つの車輪(直径 6.5[cm])には，それぞれモータが内臓されており，1.5[mm/s]で移動できる． 車輪は，長さ 7[cm]の脚の先端に取りつけられ，脚自体を回転させることができる．脚を高速 に動かすことにより，ホップすることも可能とされている． このローバは，3 つの観測機器(可視カメラ(9 バンド)，赤外分光計，α−X 線分光計)を持つ． 全部で 7 個のアクチュエータ(うち 6 個が移動メカニズムに関するもの．1 個はカメラのフィル タホイール)があることを考えると，その質量は驚異的に軽いと言えよう． 188 Fig.4-26 SSV(Small Scientific Vehicle) of JPL Table 4-30 Specification of SSV characteristic size value 14(W) Ç 14(L) Ç 6(H) [cm] (excl. wheels, struts) mass 1300[g] mobility four-wheeled, hop max velocity 1.5[mm/sec] actuators wheel motor strut rotator Ç4 Ç2 ålter wheel for camera power Ç1 solar cells: 2.3[W] (max.) ロゼッタランダ ロゼッタランダは，ロゼッタ探査機に搭載されている質量 100[kg]のランダ(着陸機)である． ロゼッタは，ヨーロッパの彗星探査機である．2003 年 1 月に打ち上げを予定していたが，使 用する型と同じロケット(Ariane-5)が打ち上げ直前に事故を起したため，打ち上げが 2004 年 2 月に延期された． ロゼッタランダは，彗星表面に着陸して，その場観測や，太陽に近づいた際に彗星から噴き 出すガスの分析を行う．このため，多くの科学観測機器を搭載しており，それが 100[kg]とい う重量に反映されている．このランダは，彗星表面を動くことはないが，小天体表面を探査す ることの難しさを語ってくれる． ランダの外観を Fig.4-27 に示す．特徴的なのは，3 本の脚が付いていることである．探査機 は，彗星に接近した際に，このランダを彗星表面に放出する．ランダは，彗星着陸時の衝撃を 3 本の脚で緩和し，彗星表面にモリを打って(アンカリング)，自らを彗星に固定する． ランダの観測機器の視線方向は底面を向いており，動かすことはできない．このため，アン カでランダを表面に正しい姿勢で固定する必要がある． また，ドリルを搭載しており，彗星表面を最大 30[cm]掘る．これは，アンカで本体を固定し なければ決してできない作業である．本体を固定しなければ，ドリルを彗星表面に押し付ける ことができないし，例え，ドリルが彗星表面に噛み合わさったとしても，ドリルではなくラン ダ側が回転するだけである． 189 Fig.4-27 ロゼッタランダ 190 MINERVA MINERVA(MIcro/Nano Experimental Robot Vehicle for Asteroid)は，小惑星探査機はやぶ さに搭載されている世界初の小惑星探査ローバである．MINERVA の外観は，Fig.4-22 に示し た通りであり，その性能緒元を Table 4-31 に示す． Table 4-31 Specifications of MINERVA characteristic size value hexa-decagonal pole diameter û: 12[cm], height: 10[cm] mass 591[g] mobility hop max velocity 9[cm/sec] actuators DC motor power solar cells: 2.2[W] (max.) Ç 2 (hop, table-turn) capacitors: 5[V],20[F] sensors Ç3 Ç6 CCD camera photo diode external thermometer Ç6 MINERVA ローバの目的は，以下の 2 つの工学的な試験を行なうことである．目的が工学試 験なので，表面探査に十分な科学観測機器は持たない．それでも，搭載する小型の CCD カメ ラや温度計による科学的な成果も期待できる． (1) 小惑星表面の非常に小さい重力環境下での移動メカニズムを検証すること． はやぶさがめざす小惑星”Itokawa”は大きさ数 100[m]クラスの小惑星3であり，その表面重 力は地球と比較すると，10∼100 [µG]のオーダーである．このため，ローバは，小惑星表面 の微小重力に適した移動メカニズムとして，ホップする機構を採用している． (2) 自律的に小惑星表面を探査する手法を実証すること． MINERVA は，探査機が小惑星にランデブする直前に放出され，その後は，小惑星表面を 自律的に探査する．ローバが小惑星表面に降りた時，地球と探査機の間の往復の電波遅延時 間は約 30 分である．ローバは，母船の探査機経由でコマンド,テレメトリの送受を行なうた め，ローバを地球から直接テレオペレーションすることは現実的でない．このため，ローバ は，完全に自律的に小惑星表面を探査する機能を備えている． ローバは，直径 12[cm]，高さ 10[cm]の正 16 角柱(ほぼ円柱)で，その質量はわずか 591[g]で ある．ボディの全面に太陽電池が貼ってあり，どのような姿勢になっても太陽が当たれば発電 する．また，2 次電池として電気二重層を持っており，瞬時の太陽電池による発電では不足す る時の電力アシストを行なう．電気二重層は通常のバッテリのように保管にあまり注意する必 要はない．MINERVA に搭載した電気二重層は氷点下マイナスの低温では劣化せず，130[C] 以上の高温環境で少しずつ劣化するよう設計した．このため，探査機が小惑星に到着するまで は特にヒータなどを使用することなく保存できる． ローバシステム全体の質量は 1.5[kg]弱である．これには，ローバを保持し小惑星表面に分離 するための機構，ローバとの間の通信や探査機との間のデータのやりとりを行なう中継器とア 地上からの観測により，小惑星”いとかわ”の大きさとして，直径(620 ± 120[m])×(280 ± 60[m]) ×(160 ± 30[m]) が得られている． 3 191 ンテナを含む． MINERVA ローバシステムの特徴は，探査機本体とローバシステムが比較的独立しているこ とである(bolted-on rover)．このため，いざという時には，MINERVA システムのみを取り外 して，探査機に影響を及ぼすことがない．また，その他の探査機に装着することも，探査機と のコマンド・テレメトリのやり取りの I/F 部を別にすれば比較的容易である． MINERVA は，ホップしながら小惑星表面を移動する．ホップさせるにはさまざまな方法が 考えられるが，MINERVA では，Fig.4-28 に示すように，内部に搭載したトルカを動作させ ることでボディを回転させ，小惑星表面との反力でホップする． Fig.4-28 MINERVA hopping mobile system by torquer トルカとして DC モータを使用しており，DC モータの PWM 比を変えることで，ホッピン グ速度をおおまかに制御できる．PWM 比を 100[%]としてモータを動作させた時のローバがホ ップする速度を Fig.4-29 に示す．グラフの横軸は，ローバと小惑星表面との間の摩擦係数 µ で ある．小惑星表面を平面とし，ホップする速度の鉛直成分を v x ，水平成分を v y としている． ホップする速さ v は， 2 v = vx + vy 2 で与えられる．ホップする角度 θ は，鉛直方向からの角度 θ = tan −1 vx vy で示しており，θ = 0 [deg]の時，真上にホップする．最大ホッピング速度は 9[cm/s]であり， SSV の車輪型移動メカニズムに比べて高速な移動速度を達成している．外部に可動部がないた め，レゴリス付着などの対策をとる必要がない．さらに，ホップ後は，同じトルカを用いて姿 勢制御することも可能である． トルカは，ターンテーブル上にマウントしてあり，ターンテーブルを回すことでトルカの軸 方向を変えることができる(Fig.4-30)． アクチュエータはターンテーブルとトルカの 2 個である． このため，任意の姿勢から任意の方向に移動できるわけではないが，どの姿勢においても移動 は可能である． 192 θ µ LN LO L µ Fig.4-29 Rover hop performance Fig.4-30 Turntable structure 本移動メカニズムの有効性は，落下型無重力実験装置4で何度か実験を行い，摩擦があれば移 動できることを確認している(Fig.4-31)． 北海道に存在した(旧)JAMIC では 490[m] 落下して 10[sec]の無重量状態が得られた．また， 岐阜に現存する MGLAB では 100[m] 落下して 4.5[sec] の無重量状態が得られる． 4 193 100 (a) before the fall 150 (e) t=1[sec] 130 120 (b) t=0 (torquer starts) (c) t=1/3[sec] 170 160 (f) t=4/3[sec] (g) t=5/3[sec] 210 190 200 (i) t=7/3[sec] (j) t=8/3[sec] (k) t=3[sec] 140 (d) t=2/3[sec] 180 (h) t=2[sec] 535 (l) after the fall Fig.4-31 Example of Microgravity experiments using a drop tower 観測機器として，CCD カメラを 3 台(2 台は近接地のステレオ視用．残る 1 台は遠方視用)， 小惑星表面の温度を計測するプローブを 6 個搭載している．また，6 個の photo diode(PD)に より太陽光の強さを常時モニタしている．この PD の値，内部機器の温度や電圧の値を，自律 的な行動計画や緊急避難の判断に用いている． MINERVA は小惑星表面で自律的に移動・探査する．表面接地時には，2 台のカメラによる ステレオ撮像と表面の温度計測を行なう．その後，ホップし，上空から別のカメラで小惑星表 面を撮影する．移動する方向は，ランダムウォークをするモード，太陽方向を reference とし てある方向に移動するモード，温度や電力をよりよい状態に遷移させるサバイバルモードを持 っている．ローバがどの地点で観測を行なったかは，地上で判断するしかなく，狙った地点に ローバを誘導することは不可能である． 194 ローバに要求される機能 ローバの意義は，観測機器を搭載し，小惑星の多地点での観測を行なうことである．そのた めにローバに要求されることをまとめると，以下のようになる． ・ 持続的に動作可能なこと． 寿命を限定すれば，電力源は 2 次電池のみでよいが，継続して動作させるためには 1 次電 源が必要である．太陽電池セルにより発電する方法が一般的だが，小惑星表面のように重 力が小さい環境だとローバの姿勢がどうなるかわからない．このため，太陽電池セルを確 実に太陽方向に向けるための何らかの工夫が必要になる． MINERVA では，ローバの全面に太陽電池を貼って，どのような姿勢でも電力が確保でき るようにしている．また，SSV では，脚を動かすことによって，ひっくり返らないように する，あるいは，ひっくり返っても姿勢を復帰させることができるようにしている． ・ 微小重力環境で移動可能なこと． 移動メカニズムに関しては次節で詳細に述べるが，微小重力環境では摩擦力が小さいため， 重力の大きな環境で使用される移動メカニズムでは効率的に移動できない可能性がある． 一方， SSV では， MINERVA や PROP-F ではホッピング移動メカニズムを採用している． 移動速度は小さいながらも車輪型の移動メカニズムを採用している．SSV では，微小な移 動や位置決めを重要視しているためと思われる．SSV でも大きな移動をする時にはホッピ ングを行うとされている． ・ 微小重力環境で持続的に移動可能なこと． 微小重力ではローバの姿勢を安定に保って移動することは難しいため，最終的にどの姿勢 で静止するかわからない．このため，持続的に移動するためのひとつの解は，どのような 姿勢においても移動可能にすることである． あらゆる姿勢から移動可能なようにアクチュエータを 2 つ持っている． MINERVA では， 別な方法としては，移動するための姿勢に自ら復帰できるようなメカニズムを持つことで ある．PROP-F や SSV では小天体表面で姿勢を変更できる仕組みを持っている． ・ 目的地に移動できること． 科学的興味の高い地点にある精度で近づける能力が必要である．このためには，自己位置 同定をリアルタイムで行なう必要がある．微小重力環境では重力方向という reference を 計測することが難しい．重力方向がわからないと小天体表面での絶対自己位置同定は不可 能である．このため，目標地点がごく近傍にある場合を除き(この場合も小天体表面にある ローバカメラの視線はそれほど高くないので，十分広く周辺を見渡すことは難しい)，遠く にある目標地点に到着することはできない．(大洋を航海する船の昔ながらの自己位置同定 には，明示されてない場合が多いが，重力方向が既知であることを暗黙の了解としている． 地球上では重力が大きいのでそのような前提が可能だが，そのような前提は小惑星表面に はない．) ローバ単体でリアルタイムに自己位置同定するのが難しい場合には，母船の探査機が協力し て位置を同定するシステムを構築する必要である． MINERVA では，そのコンセプトが多地点に移動することであり，特定の場所に移動するこ とは全く考慮していない．SSV にも，ローバ単体による自己位置収束能力，あるいは，母船の 探査機からの支援による自己位置収束能力はないと思われる．ただし，車輪型でゆっくり移動 195 すれば，地球からの制御で特定の場所に近づくことは可能である． ・ 任意の方向に移動できること． 目的地に到着するためには，任意の方向に移動できる必要がある．任意の姿勢から任意の 方向に移動するためには，3 自由度のアクチュエータが必要がある．任意の姿勢からとに かく移動を可能にするためには，2 自由度のアクチュエータが必要である． MINERVA では 2 つのアクチュエータを持っている．SSV では 4 輪独立にモータを持っ ている． ・ 移動速度を制御できること． 小天体表面の重力環境はあらかじめわかっているわけではない．近地球型小惑星の場合， 地球からの観測でその大きさはある程度推定可能だが，密度は不確定のままである．この ため，移動速度を制御できる能力を持っていないと，場合によっては，そのまま小天体か らの脱出速度を超えてしまう可能性がある． MINERVA では，DC モータの運転方法によってホップさせる速度をおおまかに制御でき る．SSV では，車輪使用時の移動速度をとても小さくして，どんな場合でも脱出速度を越 えないようにしている． ・ 自由空間で方向を制御できること． 微小重力空間では，その移動メカニズムに関係なく，わずかな外力でローバは表面から離 れる．ホッピング型の移動メカニズムであれば，表面に接している時間より自由空間を弾 道飛行している時間の方が長い場合も多い．表面から離れた後の時間を有効に使うため， カメラを任意の方向に向けたり，通信リンクを確立するために姿勢を安定に保つなど，姿 勢制御を行なう能力が必要である． MINERVA では，原理上は DC モータにより姿勢制御が可能である．ただし，姿勢を検知 するためのセンサがないため，ホッピング中の自由空間で姿勢制御は行なない．一方，SSV もアクチュエータ構成から何らかの姿勢制御は可能であろう． ・ ソフトランディングできること． ローバが小天体表面から離れた後再び表面に戻ってきた時，何度もバウンドしてなかなか 静定しないようだと，再び移動可能となるまでの待ち時間が長くなる，どこで止まるかわ からないなど，不利な点が多い．このため，反発係数が小さくなるような仕組みが必要で ある．ただし，現実問題としては，アクティブなソフトランディングは，小天体表面との 接触を検知してわずかな時間の間に制御を行う必要があり，困難である．パッシブなソフ トランディング方法として，はやぶさのターゲットマーカがある． MINERVA ではソフトランディングに関して何も考慮していない．SSV では外部に可動 部があるので，アクティブな着地は可能である． ・ 小型，軽量，低消費電力であること． 探査小天体が太陽から遠い場合や，ローバの電力消費の大きい場合には，太陽電池セルの 面積を大きくしなければならないためローバ自体も大きくなる．大きくなれば重くなり， 重くなれば電力消費が大きくなりさらに大きくなるという悪循環を絶つためにもローバ は，小型，軽量に作り，消費電力も小さくする必要がある．むしろ 1 つのローバは単機能 に限定し，機能の異なる複数ローバを用いる方が良い場合もある． 196 ・ 小天体表面や宇宙空間な環境(真空, 高温, 低温) に耐えること． 小天体表面はアルベドの大きさ，太陽からの距離，自転周期によっては，昼はプラス 100[C] を超え，夜はマイナス 100[C]以下となる環境である．このような環境である程度の寿命を 持つ必要がある．また，カメラは太陽を直視すると，光学系が焼けてしまうので，使用時 以外には物理的なシャッタをつけるなどの対策も必要である． 上に列挙したことをすべて微小重力環境で満たそうとすると，ローバは必然的に大きく重く なる．すべてを満たす必要はなく，実現するためのリソースが大きくなるとすればコンセプト から外したり，ローバの運用によって工夫できるか考えることも重要である． ローバは探査機よりはるかに小さいとはいえ，電源，通信，データ処理，熱制御など 1 つの 衛星が持つ要素をすべて持ち，それらをシステムとして成立させなければならない．また，小 天体探査ローバは，移動ロボットとしての顔の他に，姿勢を制御する人工衛星としての側面も 持っている．ローバを探査機に搭載することは，探査機を 2 つ作ることに相当する．心して設 計・開発を行う必要がある．その他，ローバシステムとして忘れてならないことを以下に挙げ る． ・ 放出機構 ローバを探査機に取り付け，小天体接近時に放出するメカニズムが必要である．放出速度 の上限は，小天体の重力と放出高度によって決まる．また，ローバ放出時に探査機が速度 を持っている場合には，ローバ放出方向にも依存する．放出速度が大きすぎると，永久に 小天体表面に降りない可能性がある． MINERVA では，バネによりローバを押し出す簡単な放出機構を採用した．軽量だが放 出速度の制御はできない． 放出直後は，ローバは探査機の非常に近いところに位置する．探査機の太陽電池パネルに 当たったり，探査機のスラスタによって飛ばされたりしないようにしなければならない． ・ ローバと探査機の間の通信 ローバは数多くの画像を取得するので，通信帯域を大きくする必要がある．しかし，送信 側(ローバ側) で，送信電力を上げることは難しい．また，ローバの姿勢が小天体表面でど うなっているかわからないので，送信側の指向性を狭くするのも危険である．結局，受信 側の電力を大きくする，アンテナ口径を大きくするなど，探査機側でゲインをかせぐ必要 がある．探査機は，地球と通信するための HGA を探査機上部に，ローバと通信する大口 径アンテナを下部に持つことになるかもしれない． 複数のローバを小惑星に降ろす場合には，混信しないようにする必要がある．スペクトル 拡散方式で，同一周波数を用いつつ，1 対多通信を可能にする通信システムの採用を考慮 すると良いと思う． 197 微小重力下での移動メカニズム 小天体表面の微小重力環境は，人類のこれまでの長い歴史の中で最近になって(宇宙に進出す るようになって)，初めて経験した新しい環境である．地球は多様な環境であるが故に，人類が 火星や金星，あるいは氷衛星のような天体に行っても，そこでの移動手段は，地球上のどこか にヒントがあった．しかし，微小重力環境だけは地上で得られない環境であり，我々の想像力 から外れた移動手段も考えられる．ここでは，微小重力環境の移動メカニズムについて説明す る． 近地球型小惑星を訪問する場合，その大きさは，大きさ数 100[m] から数[km]，大きければ 数 10[km] 程度になると思われる． 小惑星の密度によって異なるが， 表面の重力は 10-6∼10-4[G] 程度，表面からの脱出速度は 2∼200[cm/s] 程度であると考えられる．小惑星表面を移動する ローバには，このような微小重力環境を，脱出速度を超えることなく効率的に移動できるメカ ニズムが必要となる． ローバを小天体表面上で移動させるためには，重力方向と垂直の方向に力を発生する必要が ある．このため，ローバが持続的に移動するためには，なんらかのアクチュエータを用いて， 小惑星表面との摩擦を利用した移動メカニズム(Fig.4-32(a)) を採用する必要がある．この点は， 地球上の表面移動メカニズムと全く同一である．もちろん，摩擦がゼロあるいは非常に小さい と，重力と垂直の方向に移動することはできない． この他の案としては，寿命を限定すれば(すなわち，持続的な移動を放棄すれば)，例えば， マイクロスラスタを用いて自在に移動できる機構も可能である5(Fig.4-32(c))．小惑星がかなり 小さければ，テザーやネットで小惑星を完全に覆ってしまい，テザーを伝わって移動すること も考えられるが，これは実現するためのリソースが莫大になるだろう(Fig.4-32(b))．また，小 惑星が金属でできていれば，電磁石を利用して移動することも可能だが，応用できる小惑星は 限られる． Fig.4-32 Mobile systems in microgravity environment around asteroids ローバが移動するために必要な駆動力 f は，ローバと小惑星表面の間の摩擦力であり，ロー バと表面の間の接触力を N ，摩擦係数を µ として次式で与えられる(Fig.4-33)． f = µN 地球上や月・惑星の探査ローバで一般的に使用される車輪型移動メカニズムでは，接触力が 5 マイクロスラスタは小惑星表面からローバをホップさせるために使用することも可能である 198 重力 mg (ローバの質量: m ，重力加速度: g ) の反力であり，次式が成り立つ． f = µN = µmg N fµ N mg Fig.4-33 Friction-based mobility これより，車輪型移動メカニズムを微小重力環境( g が非常に小さい) で用いると，駆動力が 非常に小さくなることがわかる．このため，ローバの移動速度はあまり大きくできない．例え ば， NASA がはやぶさに搭載する予定であった車輪型ローバ SSV の移動速度はわずか 1.5[mm/s] である． また，小惑星の表面は凹凸のある自然地形であり，ローバが運動するとさまざまな方向に力 を受ける．わずかな鉛直方向の力が作用しても，ローバは表面から離れる．ローバが表面から 離れると，駆動力を伝えることができなくなる． 車輪型移動メカニズムは，表面と接触を続けて駆動力を伝えることで走行抵抗を補償するメ カニズムであり，表面との接触を保つことが難しい微小重力環境では効率が悪い．脚型やクロ ーラ型も本質的には，車輪型移動メカニズムと変わりない．このため，微小重力環境では，表 面との接触を保つことにより移動するメカニズムではなく，必ずしも常に表面との接触を保つ 必要のないホップしながら移動するメカニズムが有利である． ホップ型移動メカニズムでは，ローバが何らかの力を表面に作用させてホップし，ホップ後 は，微小ながらも存在する重力による弾道飛行で移動する．ホップする際に，ローバが水平方 向速度成分を持てば移動できる． ホップ型移動メカニズムにおいても，車輪型移動メカニズムと同様に，何らかの力を表面に 作用させてホップするまでのわずかの間に，摩擦力によって水平方向の速度成分を得る．ただ し，ホップ型移動メカニズムでは，ホップするまで表面に押しつけ力 F が働くため，駆動力は 下記式で与えられる． f = µN = µ (mg + F ) 押し付け力 F を大きくすることにより，摩擦力をいくらでも大きくすることができる．よっ て，接触型移動メカニズムでは原理的に不可能な移動速度を実現できる．ただし，ホップする 速さが小惑星表面からの脱出速度を超えると，2 度と表面に戻ってこないので，上限は存在す る． 重力の大きさと最適な移動メカニズムの関係を定性的にまとめると，Fig.4-34 のようになろ う．重力の大きい環境(地球などの惑星や月)では，車輪型の移動メカニズムが最も有利で，凹 凸の激しい自然地形ではクローラ型や脚型も候補となりうる．重力が大きい環境でホップ型を 用いることはアクチュエータの大きさの割に水平移動速度は大きくならない．MINERVA の 199 トルカ型ホッピングメカニズムを重力の大きな環境で動かすためには，かなり大きなトルカが 必要となる． 重力が小さくなるにつれ，ホッピング型が有利となる．よほど小さな小惑星をターゲットと しない限り，ホッピング型移動メカニズムで小惑星表面を移動できると考えられる． 車輪型の表面と接触を続ける移動メカニズムを使う限り，重力が小さければ，同じ距離移動 するための時間は長くなる．それは自然の法則なので，あわてずゆっくり待つというのも一つ の解である．しかし，ミッション期間は限られているので，人間の時間感覚で，小惑星探査ロ ーバも移動する必要がある． ホッピング型は，重力が小さい環境においても，大きな移動速度を得ることができる利点は あるが，移動が離散的であるという欠点がある．特定の位置に自己位置を収束させる必要があ る場合には，大きな移動はホッピングにより行い，精密な移動は車輪型で行なうようなハイブ リッド型の移動メカニズムも考慮する必要がある． large cont inuous cont act (wheeled, crawler) cont inuous cont act (legged) frict ion-based ast eroid size gravit y hop (impulsive) hop (st at ic) ballist ic (t hrust er) art ificial (t et her, anchor) small Fig.4-34 Mobile system with gravity 200 次期小惑星探査ミッションにおけるローバの位置付け 次期小惑星探査ミッションにおけるローバ/ ランダ (MINERVA-II 6 と呼ぶ ) の位置付けを MINERVA と比較して述べる． 十分な理学機器の搭載 MINERVA は工学実験機器である．MINERVA に搭載されている観測機器は CCD カラー カメラと温度計であり，小惑星表面の撮像や温度計測を行なう．これらの機器は，科学観測機 器として開発されたものではない．工学的に必要な航法誘導・状態モニタ機器として市販品を 若干モディファイして使用している． 一方，MINERVA-II では，小惑星表面を詳細に分析するための観測機器を搭載する必要が ある．搭載する機器はどのタイプの小惑星に行くかで異なる．MINERVA で搭載されている 広角のカメラや熱を測定する素子(MINERVA では白金温度センサだが，熱流量計も考えられ る) は，どの小惑星に行っても搭載することになろう．ただし，これら機器は軽く，小さく， 低消費電力である． 詳細な観測を行うため観測機器(サイエンスパッケージ) は，C や P/D タイプの小惑星だと 有機物を検知するセンサ，M タイプの小惑星だと微量元素を検知するためのセンサとなる．こ のサイエンスパッケージを，目指す小惑星によって選択・チューニングすることになる．ただ し，消費電力はかなり大きくなることが予想されるので，ローバ本体を大きくして太陽電池パ ネルの面積をかせがなければならない．これにより，ローバ本体の質量も数∼10[kg] に増える であろう．バッテリに関しても検討が必要である． 目標位置への移動 MINERVA は，はやぶさ の検討や開発が開始した当初は搭載する計画はなく，その後質量 1[kg] の重量リソースをもらって開発をスタートした．このため，MINERVA は，探査機にボ ルトオンで搭載される機器であり，探査機とコマンド・テレメトリの I/F を持つだけである． ローバは自律的に探査を行なうが，ローバがどの地点で観測を行なったかは，地上で判断す るしかなく，狙った地点にローバを誘導することは不可能である． 一方，MINERVA-II では，科学的に興味のある地点にローバを誘導する必要があろう．ロー バの持つカメラや内界センサでリアルタイムに絶対自己位置同定を行い，目的地に移動するの は困難であるので，探査機から電波等を用いた自己位置同定に関するアシストが必要となる． つまり，MINERVA-II は，探査機の協力も得て目的とする科学観測を行なうシステムを，あ る程度のリソースを確保した上で構築することになる． MINERVA の E は”Experimental”なので，次期小天体探査ローバでは別の名前を付ける必要 がある． 6 201 ローバ/ランダシステム 次期小天体探査ミッションの表面探査システムとしては，以下のようなシステムが考えられ る．どのシステムを採用するかは，科学目標とリソースから今後詳細化する必要がある． (1) a lander ロゼッタランダミッションのように，小惑星表面観測に十分な科学機器を搭載した重厚な ランダを 1 機着陸させる．小惑星が均一であれば，着陸地点は，小天体につき 1 箇所でよ く，場所も問われない． ランダの姿勢無依存性(どの姿勢からも電力を得ることが可能，観測が可能など)は不要で， 太陽電池セルや観測機器に方向性があってよい．ただし，この場合，その方向が小天体に 対して固定できるよう，アンカリングは必須である． また，小天体のリモートセンシングの結果，特定の場所を詳細に観測したいという要求が 生まれる可能性がある．この時は，探査機が指定した地点に降りることができるピンポイ ント着陸の機能が必要である． (2) a rover (1)のランダに，移動できる能力を付加したローバである．Boulder など特定の興味深い地 形になるべく近づき観測を行なうのが，その任務である．このため，ピンポイント着陸の 可能な探査機が，興味ある地形の近くにローバを放出し，ローバを目標位置まで誘導する． 移動メカニズムは，大きな移動をホッピングにより行い，小さな移動を表面接地型のメカ ニズムによるハイブリッド方式を採用する． (3) rovers MINERVA のような小型・単機能のローバを複数，小天体表面に投下して，全球観測，あ るいは，全球ネットワークの構築を行なう．各ローバはホッピングによる大きな移動のみ を行い，全球に散らばり，確率的に観測を行なう． (4) rovers + a lander (3)のローバ群により path finder 的な探査を行なった後，特定の興味深い地形にランダを 投下して，詳細な観測を行なう． 202 非 MINERVA 型ローバシステム はじめに 次世代の小天体探査では，岩盤や溝などの任意の地点において in-situ 分析を行うことが要求 される．このような探査を可能にするためには，表面上を任意に歩行するロボットの技術が極 めて重要となる．小天体表面は，地球や火星と異なり，重力が極端に小さい．従って，従来の 概念の着陸機やロボットは，天体表面上に固定することや移動することが困難である．たとえ ば，2003年に打ち上げられる はやぶさ 探査機[1]では，ザンプリングの際にごく短時間のみに 小惑星表面に接触し，スラスタにより再び上昇するという “touch-and-go” 方式が採用される． また，はやぶさ では小型ローバ“ミネルバ”[2]が表面上に投下される．ミネルバは車輪を使わ ず，内部にリアクションホイール(トルカー)を持ち，慣性反動を利用して跳躍移動する．これは 非常にすばらしいアイディアであるが，飛んだり跳ねたりする動作ではロボットが最終的に停 止する位置を制御することが困難であり，任意の探査目標へ精度よく移動するというミッショ ンの実現性が低いという欠点をもつ．微小重力上を飛び跳ねることなく任意の位置に移動する ローバを実現するため，本稿では“クリフハンガー・ロッククライマー・ロボット”を提案す る[3]． 提案する移動ロボットは，手先に複数の尖った爪を持っている．小天体上でロボットを地表 保持するためのいくつかの力を比較した結果，数センチメートルの長さの爪によって，ボルダ ー表面のミリメートルオーダの凹凸をつかむことが，もっとも実現性が高いという結論に達し た．本ロボットは，爪をもった複数の脚（リム，limb）を用いて，小天体表面上のボルダー（岩 塊, boulder）やグルーブ（溝，窪地, groove）を自由に移動する．本稿では，Minor Body 探査ロ ーバに最も適した設計を議論するとともに，そのサイズや電力，現実的なミッションシナリオ について検討する． 微小重力環境における表面移動方法 小天体表面上では重力が乏しいため，地球上で使われている移動機構はほとんど適用できな い．そこで新しい移動方式の開発が必要となるが，これまでに 小天体探査用に提案・開発され ている移動ロボットを整理するとTable 4-32のようになる． ナノローバ[4]は はやぶさ 探査機に搭載される候補の一つであった．しかし，残念ながら， その計画は2000年11月に，NASAによってキャンセルされてしまった．ナノローバは，4つの車 輪を持つ． 個々の車輪は， 能動的に揺動可能なストラットの先に取り付けられている （Fig. 4-35） ． そのため，本体が上下逆さまになっても（1G 環境では）ストラットを旋回させることにより， 復帰することができる．しかしながら，微小重力環境では重力が機体を地面に押し付ける力が 無く，よって摩擦による推進力が発生しないため，車輪そのものは全く機能しないと思われる． ナノローバでは，ストラットによって車輪を振り下ろすことによって動的な押し付け力を発生 させることによって，車輪の摩擦力を機能させることが考えられていた．その結果として，機 体はホッピング（跳躍）移動することになり，目的地へ任意に移動制御することは困難である． ホッピング移動は，より単純で確実な機構によって可能である． はやぶさ に最終的に搭載 されることが検討されているミネルバでは，内部にリアンクションホイール(トルカー)を持ち， 慣性反動を利用して機体を回転させ，転がるように微小重力表面を移動する．しかしながら， ホッピングや転がり移動を行う限り，どの方向に弾むかは地表の凹凸とロボットとの衝突条件 に大きく左右されるため opportunistic になってしまい，目的地への任意移動の達成は困難であ る． ロボットを任意移動させるためには，移動表面に何らかの方法で張り付き，昆虫や蜘蛛，あ るいはロッククライマーが岩壁を這い回るような移動を行うことが必要である．この新しい発 想を実現させるためには，ロボットは歩行型であるべきであり，岩壁の表面に張り付くメカニ 203 ズム＝スティッカーの実現がキーテクノロジの一つとなる． また，別なアイディアとして，脚を持たずにヘビ型の連接多リンク機構によって岩角に巻き ついたり，狭い溝に体を押し付けたりして前進する方式が考えられる．このアイディアは2001 年の衛星設計コンテストにおいて提案されている[5]． 本稿では，ロッククライミング型の歩行移動ロボットについて，やや詳細な検討を行う． Fig. 4-35 NANOローバの概観[4] Table 4-32: 微小重力環境における表面移動方法 移動機構 車輪 ホッピング 代表例 ナノローバ(JPL) ミネルバ(はやぶさ) ロッククライミング ロッククライマーロボット （東北大学・宇宙研[1]） 蛇ローバ(東北大学[5]) 匍匐移動（ヘビ型） 可能性 低 フライトモデル開 発中 有力 有力 目的地への移動性能 任意性低い 任意性低い ボルダー，グルーブの 任意移動 ボルダー，グルーブの 任意移動 “クリフハンガー・ロッククライマー・ロボット” 本稿で提案するロボットを“クリフハンガー・ロッククライマー・ロボット”(Cliff Hanger, Rock Climber Robot) と名づける．Fig. 4-36にここで考察するロボットの概観を示し，Fig. 4-37に東北 大学にて開発されたプロトタイプモデルを示す．ロボットは先端にスティッカーを備えた3つ以 上の脚を持ち，スティッカーで岩壁に張り付きながら歩行する．脚は重力を支える必要が無い ので，スリムで軽量であるべきである．たとえば，医学の分野で近年腹腔内の低侵襲（minimum invasive）手術用に開発が進められている内視鏡型多自由度鉗子（かんし）の技術[6][7]が適用で きるであろう．Fig. 4-36, Fig. 4-37の例では，細い脚の中にワイヤーを通し，それを引っ張るこ とにより3次元のベンディング（曲げ）と，先端の把持機構の開閉の自由度を持たせるメカニズ ムを想定している． 204 脚先のスティッカーは，物体をつかむためのグリッパーとしても有用である．脚あるいは腕 として使えるメカニズムは，天体表面に散らばるサンプルを採取したり，レゴリスをすくい上 げるために必要であり，レゴリス上を掻いて前進したりすることにも利用できるだろう．また， in-situ 分析を行う前にサンプルの表面を掃く（brushing）あるいは磨く（polishing）機能も担う ことができる．このように，脚型の移動メカニズムは，サイエンスミッションの遂行にきわめ て有望な方式であると言える． Fig. 4-36“クリフハンガー・ロッククライマー ロボット”の概念図 （©2002 東北大学） Fig. 4-37 “クリフハンガー・ロッククライマー・ロボット”プロトタイプモデル （©2002 東北大学） Fig. 4-38に， クリフハンガー・ロッククライマー・ロボットによるボルダー探査の概要を示す． 205 表面に露出しているボルダーは，その天体の内部情報を知る主要な手がかりである．ここで考 察するロボットは任意の地点のボルダー，崖，グルーブや砂地を自在に移動することを可能と し，任意の地点の科学的な分析を行うことを可能とするものである． Fig. 4-38 Boulder 探査ミッションの概念図 その主なミッション内容は， • 露出しているボルダー表面や，岩盤の地層，割れ目内部の画像を撮る． • 探査対象の表面を掃き，その場にて組成分析，質量分析等を行う． また，発展的な探査項目として， • 任意の位置に地震計ネットワークを設置する． • サンプルを採取し，上昇・帰還ビークル (ascending vehicle) まで運ぶ． Boulder をつかむ脚（アーム）の設計 ロボット脚先スティッカーの張り付き力は，表面移動を成し遂げるための重要な鍵となる． ここでは4つの基本的な力を比較し，爪型の把持力が有力であることを示す． Fig. 4-39に写真を示すように，蜘蛛や昆虫はその足先に強靭な爪を持っており，これを上手に 利用して1G環境においても垂直壁を登り，あるいは天井に張り付くことができる．これらの動 物は，からだが小さいため重力の影響が相対的に小さくなるという利点をうまく使っている． 微小重力環境下において表面に張り付いて移動するロボットにおいては，もともと作用する重 力がほとんどないため，原理的に壁や天井を這う蜘蛛と同様の歩行移動が可能である． 206 Fig. 4-39 蜘蛛の足先の拡大図（強靭な爪の存在がわかる） ここでは微小重力上で利用可能な張り付き力の候補として，ファンデルワールス力，静電引 力，万有引力，および機械的な爪の把持力を比較検討する． ファンデルワースル力は分子間力として知られる引力である．二つの分子間に働くその引力 の大きさは，分子間距離の6乗に反比例する．これらの力を積分した結果として，二つの平行面 の間に作用する力は，表面間距離の3乗に反比例することが知られている[8]． Fv = A 6πL3 (単位面積当り) (1) ただし，Ｌ は二つの表面間の距離を示す代表長さである．ここで，Ａ はハンマッカー定数 である． もし電荷やポテンシャル場が存在するなら，静電引力を利用することが可能である．二つの 平行な面に働くその引力の大きさは， Fe = ε 0V 2 2L2 (単位面積当り) (2) で表すことができる．ただし，Ｖ は電圧，ε0 は真空の誘電率を表す． 二つの物体間に働く万有引力は， Fg = G Mm r2 (3) ただし，ｒ は二つの物体表面間の距離ではなく，二つの物体の中心間の距離である．Ｇ は 重力定数である．Ｍ とｍ は，それぞれ天体とロボットの質量を表す． 207 機械的な爪を角度θの面に押し付けたときに生じる摩擦力は，以下の式で書くことができる． Fc = Wmax µ sin 2 θ (4) ただし，μは摩擦係数，Ｗmax は爪の押し付け力である．いま，爪を均一な梁と仮定すると，爪 を押し付けることによってたわみが生じる．たわみの変位量ｘ と押し付け力Ｗ との関 係を定式化し，その最大値を考えると， Wmax = 3EIx max l beam (5) 3 となる． ただし，Ｅ，Ｉ はそれぞれ梁のヤング率，断面2次モーメントを示す． l beam は梁の長さであ る． 長さ l beam の二つの爪をペアにして岩石表面の微小な突起をはさむことにより，突起にＷmax の力を作用させることができ，その結果大きさFc の張り付き力が発生する． Fig. 4-41 代表長さに対する力の大きさ Fig. 4-40 無次元化接触モデル 以上の4つの張り付き力を公平に比較するために，代表長さを基準とした接触モデルを導入し， 力の大きさを代表長さの関数として表すことを考える． Fig. 4-40のように，天体表面の微小な凹凸をV字型の峰としてモデル化し，その山の高さをＤ， 幅を2Ｄであるとする．ファンデルワールス力，静電引力，万有引力の比較のため，ロボット全 体の底面を表面に置く状態を想定する（Fig. 4-40右）．ここで，ロボット底面積Ｓは，凹凸の一 つの山よりも大きいと仮定する．この場合，天体表面とロボット底面との平均距離はＤ/2 とな る． いま代表長さをＬ＝Ｄ/2 とし，ロボットの大きさとして一辺が100Ｌ の立方体を仮定すれば， その底面積はＳ＝Ｌ2×104 で表される． 表面積Ｓ におけるファンデルワールス力と静電引力を，代表長さＬ を用いて表すと，それ ぞれ式(1)と(2)より， Fv = AS A = × 10 4 3 6πL 6πL 208 (6) Fe = ε 0V 2 S 2 L2 = ε 0V 2 2 × 10 4 (7) となる． 次に万有引力を求める．ロボットの質量はその大きさからρＬ3×106 によって計算される． 二つの物体（天体とロボット）の中心間距離ｒ は，天体の中心から表面までの距離をＲとする とｒ＝Ｒ＋Ｌで表される．従って，式(3)は， Fg = G ρML3 ( R + L) 2 × 10 6 (8) となる． 爪による張り付き力を求めるため，爪の最大のたわみを xmax＝Ｄ＝2Ｌと仮定する．爪のたわ みがこれ以上大きくなると爪は地表の凹凸との接触を失ってしまい，隣の峰まで滑ってしまう． ここで，爪の長さと断面2次モーメントは，代表長さに対してそれぞれ l beam ＝10Ｌ，Ｉ＝Ｄ4/12 ＝4Ｌ4/3 であると仮定する．よって，式(4)は， Fc = 8µEL2 sin 2 θ × 10 −3 (9) となる． 以上に示した各式に含まれる定数は，以下のような値である． A = 10 −19 [Ｊ] ε 0 = 8.85 × 10 −12 [Ｆ/ｍ] V = 10 3 [volt] G = 6.67 × 10 −11 [ｍ3/kgs] R = 1.0 × 10 3 [ｍ] M = 5.0 × 1012 [kg] ρ = 10 3 [kg/ｍ3] = 1 [g/cm3] µ = 0.5 θ = 45 [deg] E = 6.9 × 1010 209 [N/ｍ2] Fig. 4-41は，代表長さＬ＝10-9∼103[ｍ]としたときの4つの力を比較した結果である．それぞれ の力が代表長さに対してどのように変化するか確認できる． ファンデルワールス力は代表長さのすべての範囲に対して，他の力よりも小さいことが分か る．静電引力は代表長さＬ＜10-5 [ｍ]のときに有効である．続いて，爪の力は代表長さ 10-5＜Ｌ ＜103 [ｍ]の範囲で他の力よりも有効である．すなわち，爪の力は代表長さが 10 [μｍ] から 1 [km]という広い範囲で有効であることが確認できる．最後に，万有引力は代表長さがＬ＞103 [ｍ] のときに有効である．しかし，この値はロボットが天体に対して同程度，もしくはそれ以上の 大きさであることを意味する．よって，万有引力はロボットを表面に押し付ける力として不適 格である． 実際のミッションに行うために実用的な大きさとして，ここでは L＝0.001 （岩石表面の凹 凸深さのオーダ 1mm）と設定し，ロボットの大きさを 0.1ｍ (= 10 cm) 程度の立方体もしくは 球型，重量は 1∼10 kg 程度, 脚先に取り付ける爪は長さ 0.01ｍ (= 1 cm)，太さ 0.001ｍ (= 1 mm) と想定する．Fig. 4-41の結果は，1 mm 程度の凹凸荒さをもつ表面を，長さ 1cm 程度の爪 でつかむことがもっとも有効な方式であり，このときの張り付き力は 1∼10 [N]となることを指 し示している. ミッションシナリオと評価 ここで，二つの基本的なミッションシナリオを検討する．その一つは，母船とローバの二つ により構成されるシナリオA（Fig. 4-42左），もう一つは，母船，着陸機とローバの三つにより 構成されるシナリオB（Fig. 4-42右）である． シナリオAでは，ローバは母船によって天体表面上に投下される．着地時の衝撃を考えると， 母船が低高度をホバリングしている状態からの投下が望ましい．たとえば，はやぶさ探査機の ターゲットと同程度の大きさ(直径数百メートル)の天体を考えるならば，高度約10∼100[ｍ]で ローバを投下した場合，着地時の速度は1∼10 [cm/s]となる．シナリオAでは，電力供給，通信 等の機器はすべてローバに搭載している必要がある．母船がローバの投下後もとの周回軌道に 戻るならば，母船を中継局として地球と通信を行うことが合理的である． シナリオBでは，着陸機が母船から切り離され軟着陸を行う．着陸機を表面上に固定するため に，アンカーの技術が必要となる．アンカーにより着陸機が安定した後，着陸機からローバが 始動する．着陸機とローバをテザーで結び，着陸機が電力供給や通信中継の役目を果たすなら ば，ローバは移動とサイエンスミッションの達成に重視した設計が可能になる．重量がかさむ 分析機器は着陸機に設備することも可能である． シナリオA: 探査機本体 (母船) + ローバ シナリオB:探査機本体 (母船) + 着陸機 +ローバ Fig. 4-42 基本的なミッションシナリオ 210 着陸技術 シナリオAのローバには，着地の際の本体への衝撃防止と，天体表面上ですばやくバウンド を収束させるための効果的な緩衝技術が要求される．その技術として，はやぶさのターゲット マーカ用に開発されたビーズ・アブソープション（bead absorption）技術[9]が適用できる．ター ゲットマーカの中には，多数のビーズ（小球）が詰められており，ビーズ同士が接触し運動エ ネルギーを摩擦エネルギーとして消散させることより，非常に小さな反発係数を実現すること ができる．従って，シナリオAのローバは，投下・着地時は小さなビーズが詰まった緩衝材で 覆われることになる． シナリオBでは，着陸機はアンカーで地表に固定されなければならない．アンカーの打込み方 法として，接地時の運動エネルギーを利用して地中に潜り込むペネトレータ方式が考えられる． ペネトレータの技術は Lunar-A [10] や Deep Space 2 [11]ミッション用に開発されている．しか しながら，接地時に非常に大きな衝撃加速度を生じるため，それに耐えうることが条件となる． これとは別に，銛（harpoon）を用いて着陸機を固定する方法もある．彗星探査を行う Rosetta 探 査機 [12] では，先端が銛型になっている脚を用いて着陸機を天体表面に固定することが検討さ れている．しかしながら，銛は表面が固い小惑星には実用的でないと考えられる． システム・トレードオフ Table 4-33に二つのシナリオに対するトレードオフを示す．シナリオBは，より高度なサイエ ンスミッションを行う可能性を持っているが，着陸機の着地と固定，テザーの取り扱いなど， 解決すべき技術課題が多く残されている． 一方，シナリオAは，2003年に打上げ予定であるはやぶさの技術を，そのまま発展させて利 用できるという利点を持つ．例えば，ローバの投下，ビーズを用いた運動エネルギー吸収技術， 母船を介したローバの操作とデータ通信技術等が挙げられる．これらの技術はすぐに応用が可 能であり，従って，シナリオAのミッションはより実現性が高い言えるであろう． Table 4-33 二つのミッションシナリオにおけるシステム・トレードオフ 基本的な シナリオ 着陸 電力 A. 母船 + ローバ B. 母船 + 着陸機 + ローバ ローバを衝撃から守り，バウンドをす ばやく収束させるための緩衝技術を必 要とする． ローバ上に太陽電池アレイを搭載する 必要がある．よって日陰での活動は制 約をうける． アンテナ等の通信機器はローバ上に搭 載する必要がある．通信は母船を介し て行う． 着陸機を固定するためのアンカー技術 が必要である． 日照条件が安定している着陸機上に太 陽電池アレイを設置することが可能で ある． 通信 通信機器は着陸機に設置できる．ハイゲ インアンテナを直接地球へ向けてポイ ンティングすることも可能であろう． 着陸機とロー 電力と通信はテザーによって供給され バの接続 る．しかし，テザーの扱いが難しい． ローバの 電力や通信等のすべてを担うためロー ローバの移動範囲はテザーの長さに制 移動能力と活 バは，Bに比較してサイズが大きくな 約される．着陸機をベースにして電力供 動 る．ローバの操作は母船を介して行わ 給や通信を行うため，活動時間に対する れ，交信可能なウインドウは限定され 制約はAに比較して小さい． る． 211 シナリオ A におけるローバのサイズ ここでは，ローバに要求される電力量の概算見積もりに基づいて，ローバの大きさを確認 （justify）する．表3.3は太陽電池とバッテリの大きさの見積もり表している．ここで，現実的 に妥当であると思われる仮定として，ローバ活動時に要求される電力を 5 [Ｗ]，待機状態にお けるハウスキーピングのための電力消費を 0.5 [Ｗ]とする．探査対象の Minor Body として，ミ ッション時に太陽から1.4 AUの距離に位置し，3時間の周期で自転しているものと設定した． 「ミッション回数/天体自転回数」の項は，対象天体がｎ回自転する間に1度ミッション（ロー バが活動）を行うことを意味している，つまり，ｎ−1回を待機状態として電力の充電を行い， ｎ回目に活動を行う．これに従うと，バッテリを大きくすれば太陽電池アレイを小さくできる が，バッテリの重量がローバにとって負担となる可能性がある．太陽電池アレイの大きさは， 表の結果から 10 [cm]のオーダが妥当であることが確認され，これは3.4項に整理した張り付き 力の観点からのサイズ想定条件を満たしている． 探査対象の Minor Body: - 軌道長半径 - 自転時間 ローバの活動状態: - 有効充電／活動時間: 1 [hrs] （1自転あたり） - 消費電力（稼動中）: 5 [Ｗ] - 消費電力（待機中）: 0.5 [Ｗ] : 1.4 [AU] : 3 [hrs] Table 4-34 太陽電池アレイとバッテリの見積り ミッション回 アレイ 数/天体自転回 発電量[Ｗ] 数 1/1 17．0 1/2 9．5 1/3 6．9 バッテリ 所要容量[Ｗ h] 1．2 2．3 3．6 太陽電池アレ 正方形アレイ イの面積[ｍ2] の一辺[ｍ] 0．17 0．09 0．07 0．41 0．31 0．26 円形アレイ の 半径[ｍ] 0．23 0．17 0．15 まとめ 以上，Boulder や Groove の岩壁をつかみ，任意の場所に移動し in-situ 分析が可能な Minor Body探査ロボットについて考察した．その移動形態から提案するロボットを“クリフハンガー・ ロッククライマー・ロボット”と名づけた． 岩壁表面を自由に移動するために重要な張り付き力について検討し，脚先に爪を持ち，岩壁 の微小な凹凸を“つかむ”方式が，その他の物理力に比べて有力であることを示した． 可能なミッションシナリオについて検討した結果，母船とローバから構成されるミッション は，はやぶさ技術の延長線上に位置し，より実現可能性が高いということができるであろう． アンカーやテザーに関する技術開発が進めば，母船＋ランダ＋ローバの構成が可能となり，よ りサイエンスにフォーカスしたローバの開発が可能になるであろう． Minor Body 表面を移動探査するロボットの初期検討の結果を整理すると，以下のようなシス テム仕様にまとめることができる． 腕(手)の数 表面への張り付き力 表面凹凸荒さ 太陽電池アレイのサイズ 212 : 3つ以上 : 長さ1 [cm]の爪を用による把持力 : 1 [mm]オーダ : 30 [cm] × 30 [cm] 稼動中の電力 待機中の電力 質量 : 5 [Ｗ] : 0.5 [Ｗ] : 1∼10 [kg] （参考文献） [1] K. Yoshida, T. Kubota, S. Sawai, A. Fujiwara, M. Uo “はやぶさ Touch-down Simulation on the Ground,” AAS/AIAA Space Flight Mechanics Meeting, Paper AAS 01-135, Santa Barbara, California, February 2001, pp. 1--10. [2] T. Yoshimitsu, et al. “Autonomous Navigation and Observation on Asteroid Surface by Hopping Rover MINERVA,” Proc. 6th Int. Symp. on Artificial Intelligence and Robotics & Automation in Space, i-SAIRAS 2001, Canadian Space Agency, Quebec, Canada, June 2001 (CD-ROM). [3] K. Yoshida, T. Maruki, H. Yano ,“A Novel Strategy for Asteroid Exploration with a Surface Robot,” Presented at 2nd World Congress/COSPAR, Houston, U.S.A. 2002, B1.3-0033-02, submitted to Advances in Space Research. [4] http://robotics.jpl.nasa.gov/tasks/nrover/homepage.html (as of Nov. 2002) [5] http://www2.jsforum.or.jp/bosyu/contest/contest.html (as of Nov. 2002, in Japanese) [6] Ikuta K., Kato T., Nagata S. “Micro Active Forceps with Optical Fiber Scope for Intra-ocular Microsurgery,” Proc. IEEE Micro Electro Mechanical Systems (MEMS), 1996, pp. 456--461. [7] R. Nakamura et al., “Multi-DOF Forceps Manipulator System for Laparoscopic Surgery,” Proc. of Int. Conf. on Medical Image Computing and Computer-Assisted Intervention, 2000, pp.653--660. [8] J. N, Israelachvili, Intermolecular and Surface Forces, Second Edition, Chapter 11, Academic Press Ltd., 1992. [9] S. Sawai, J. Kawaguchi, D.J. Scheeres, N. Yoshizawa and M. Ogawara. “Development of a target marker for landing on asteroids,” in Spaceflight Mechanics 2000, Part II, Advances in the Astronautical Sciences Series, Vol. 105, pp. 1101--1118, AAS Paper 00-171. [10] http://www.isas.ac.jp/e/enterp/missions/lunar-a/index.html (as of Nov. 2002) [11] http://nmp.jpl.nasa.gov/ds2/tech/tech.html (as of Nov. 2002) [12] http://www.rosetta-lander.net/ (as of Nov. 2002) 213 4.5.9. データ処理 データ処理系の機能 探査機のオンボードのデータ処理系は以下の機能が必要となる． ・ 地上局からのコマンドを搭載機器へ配信する． ・ 非可視中に機器を運用するため，コマンドを可視中にあらかじめ蓄積しておき，指定 された時刻になると搭載機器に配信する． ・ 搭載機器からテレメトリデータを収集 Å 編集する． ・ 搭載機器から収集したテレメトリデータを記録し，可視中に再生して地上局に送る． ・ 機上トリガのコマンドの処理，発行 非可視時の異常や，地球からの時間遅れに対処するため，探査機には，自律的にコ マンドを生成し搭 載機器に配信する機能が必要である． はやぶさ のデータ処理系の構成 上で述べた機能を実現するために，はやぶさ 探査機では以下の機器を搭載している．次期小 惑星探査機では，次に述べるように，自律機能を強化したより高機能なデータ処理系が望まれ る． DHU (Data Handling Unit) 地上局からのコマンドをデコードし蓄積・配信する． また，テレメトリデータの収集・編集・伝送を行なう． 搭載機器へのコマンドの配信はこの DHU が行なう． PIM (Peripheral Interface Module) DHU とインテリジェントな搭載機器との間で，コマ ンド/テレメトリのインタフェースをとる機器．コマ ンド/テレメトリは CCSDS パケットでやりとりする． TCIU (Telemetry Command Interface Unit) DHU とノンインテリジェントな搭載機器との間で， コマンド/テレメトリのインタフェースをとる機器． DR (Data Recorder) DHU が収集・編集したテレメトリデータを一時的に 記録する装置． Fig. 4-35 Data processing devices 214 自律化機能 探査機のデータ処理系に必要な自律機能を， はやぶさ のデータ処理系と比較しながら検討す ると以下のようになる． 自律化マクロ 深宇宙探査機は，地球との間の通信時間遅れが大きいため，地上でテレメトリによる探査機 の状態を見ながらコマンドを送信すると手遅れになる場合がある． はやぶさ 探査機は，¥自律化マクロ" という機能を持っている．これは，特定のテレメトリ 値に応じて自動的にマクロ(相対時刻の指定されたコマンドシーケンス) を実行する機能であ る．探査機の DHU は，各機器が出す HK(House Keeping) データをモニタし，特定の変数があ る値になったり，しきい値を超えたりした場合に，対応するマクロに書かれたコマンドシーケ ンスを実行する．例えば，ある機器の温度がしきい値を超えたら，その機器を自動的に OFF す るような機能を持たせることができる． 残念ながら，現在は HK パケットにある変数しかモニタできない．その他のテレメトリパケ ットから探査機の状態を更新し，その状態変数をモニタするような機能の強化が今後の課題で あろう． リクエスト 小惑星に着陸するシーケンスは，あからじめ定めたタイムシーケンスに従ってコマンドを順 次実行すればいいわけではない．小惑星の重力の推定値には誤差が含まれるので，予定した時 刻よりも早く，あるいは遅く小惑星に接近することは十分考えられる．よって，着陸に必要な コマンドの実行時間をあらかじめ時刻で指定するのは危険である．コマンドの実行には，必ず 判断や待ちが生じる．例えば， 「小惑星から距離 X になったら Y を実行する」 「小惑星に着陸 したらサンプリング動作を開始する」といったものである． はやぶさ 探査機は，”リクエスト” という機能を持っている．これは，搭載機器からのトリ ガにより指定したマクロを実行する機能である．例えば，LRF により探査機と小惑星表面の距 離を測定している機器(はやぶさ では姿勢軌道制御装置 AOCU) が，小惑星との距離 X[m] に なったところで，特定の観測機器を ON させるようリクエストを DHU に送ることができる． リクエストを受けた DHU はマクロ手順に書かれているコマンドシーケンスを別の搭載機器に 順次送信する．(コマンドを搭載機器に送るのは DHU であり，DHU 以外の機器が別の機器に コマンドを直接送ることはできない．) はやぶさ 探査機では，リクエストを要請するのは AOCU のみである．AOCU は，着陸時の 小惑星との位置関係や探査機の姿勢を全部知っているので，AOCU のプログラムに高度な機能 を入れ，必要に応じて他機器(AOCU から直接制御可能な機器(LRF,LIDAR, カメラなど) 以外 の機器) の制御をリクエストで実現している．DHU そのものに，自律化マクロの機能を除く と，判断や待ちの条件文を処理する機能はない． このやり方は，他の機器のテレメトリ情報を判断に使うことができないという欠点がある(し きい値処理であれば，自律化マクロで可能)．AOCU 以外の機器も何かしらの判断処理が必要 な場合，AOCU 同様，内部でその処理をプログラムし，他機器への要請はリクエストを介して 行なえばよいが，あくまで使うことのできる情報は自機器が持っている情報に限定される．す べての情報が集まるのは DHU であるから，DHU に条件処理を行なう機能が望まれる． 今後のデータ処理系 今後，より高度な自律化機能を持つ探査機を実現するためには，DHU に高度な判断を行な う機能をインプルメントする必要がある．つまり，DHU が，すべての機器から出るパケット 215 (HK パケットだけでなく) を集め，探査機の内部状態を把握した上で，上で言う自律化マクロ やリクエスト(この場合，リクエストではなく，単純に自動コマンド生成となる) を実施する． この場合，例えば，DHU はインタプリタを搭載して，日々の運用で非可視中に DHU が実行 するプログラムをアップロードするといった概念も考えられる． テレメトリ運用 はやぶさ 探査機では，¥テレメトリ運用モード" という概念がある．運用モードごとに，各 機器が出すことのできるテレメトリパケットの種類と量が規定されており，全部で 32 のモー ドが定義されている．打ち上げ時，巡航時，観測時，小惑星着陸時，セーフホールド時など， それぞれのモードで搭載機器が出せるテレメトリパケットの種類と量が異なる． テレメトリパケットの総量は，探査機のデータバス幅によって決まり，はやぶさ 探査機では 64[kbps]である．すべての機器が勝手にテレメトリを出すと，64[kbps] を超える可能性がある． このため，各運用モードで，総量が 64[kbps] を超えないように，各機器に出すことのできるテ レメトリパケットの最大量を決め，各機器はそれを遵守する必要がある． 運用モードとテレメトリパケット量の配分は，あらかじめどのような機器運用をするか熟考 して決めた．しかし，考え落としのため，あとになって必要なテレメトリパケットが出せない ことがわかることもある．探査機のデータバス幅を強化し，テレメトリの総量を大きくするこ とで，打ち上げ直後においても容易に別のパケットの収集を可能にすべきであろう．また，デ ータバス幅を大幅に大きくして，すべての搭載機器がパケットを出しても漏らさず収集できる ようにすることも考えられる．この場合，テレメトリ運用モードの定義自体も不要となるが， 搭載機器側でそれぞれの局面においてどのパケットを出すか切り替える必要がある． 216 4.5.10. 帰還カプセル 回収カプセルは，サンプリング方式に応じて以下の 2 種類の検討を行う． ・ タイプ A；はやぶさと同じ方式でサンプリングをするタイプ．回収カプセルは基本的には やぶさと同じ構成． ・ タイプ B；エアロゲルでキャッチし，サンプリングするタイプ．回収カプセルは，エアロ ゲル部分（3 個）を収納して再突入するため，新たな構造，緩降下方式が必要． タイプ A 本カプセルは基本的にはやぶさの再突入カプセルと同一仕様であるが，サンプル回収量の要 求によっては，大型化する必要もある．また，再突入速度は，約 13 km/s とはやぶさより大き いため， はやぶさと同様にNASA大型アーク風洞での耐熱材の確認試験等が必要と考えられる． 基本仕様を Table 4-36 に示す．概要図を Fig. 4-43 に示す．シーケンス図を Fig. 4-44 に示す． 機能ブロック図を Fig. 4-45 に示す． 構成 カプセル分離接手 耐熱材 パラシュート 構造 位置標定 開発要素 Table 4-36 タイプ A の基本仕様 仕様 ・モノコック Al 接手 ・マルマンバンド分離方式 ・シングル･ヘリカル･スプリング（スピン分離方式） ・前面；CFRP＋断熱材 ・背面；低密度 CFRP（新規開発） ・1 段式 ・ピストン放出方式 ・メインシュート；十字傘 ・着地時にパラシュート分離 ・耐熱材以外に内部構造が Al 構体で覆われる構成とし，パラシュー ト放出時に前面アブレータのヒートソークバックをさけるため，前 面アブレータを分離する． ・陸上回収（候補地；米国 ユタ州，オーストラリア ウーメラ等） ・耐熱材の高加熱率確認試験 ・背面側アブレータ材の低密度化（軽量化のため） 217 Fig. 4-43 再突入カプセル概要図（はやぶさ） Fig. 4-44 タイプ A 回収シーケンス 218 Fig. 4-45 機能ブロック図 タイプ B タイプ B はエアロゲルサンプラーそのものを 3 式回収する方式とするため，はやぶさの再突 入カプセルとは構成が大きく異なると考えられる． 基本仕様を Table 4-37 に示す．また，基本構成を Fig. 4-46 に示す．シーケンス図を Fig. 4-34 に示す． カプセル分離接手 エ ア ロ ゲ ル サ ン プ ラ 3個 軽量化アブレータ（外面） 搭載機器 前面アブレータ分離機構 パイロットシュート メインシュート φ600 Fig. 4-46 タイプ B 基本構成 219 ダストプロテクタ 構成 カプセル分離接手 Table 4-37 タイプ B の基本仕様 仕様 ・モノコック Al 接手 ・マルマンバンド分離方式 ・シングル･ヘリカル･スプリング（スピン分離方式） 耐熱材 ・前面；CFRP＋断熱材 前面側は，ダストの中を通過した後，耐熱機能を有する． ・背面；低密度 CFRP（新規開発） パラシュート ・モルタル放出方式 ・2 段式（パラシュート＋メインパラシュート） 構造 ・耐熱材以外に内部構造が Al 構体で覆われる構成とし，パラシュー ト放出時に前面アブレータのヒートソークバックをさけるため， 前面アブレータを分離する． ・カプセル背面には，エアロゲルが収納されているため，図 6．11． 2−1 に示すように，前面アブレータ側にパラシュートを収納． ・前面アブレータ分離後，回収部が空力的に反転する形状とする． 位置標定 開発要素 ・陸上回収（候補地；米国 ユタ州，オーストラリア ウーメラ等） ・サンプリング機構展開収納方式 ・空力加熱及び動安定性の観点からの空力形状の選定．（背面が長 いため） ・耐熱材は，ダストの中を高速で通過した後，耐熱機能を有するこ とが必要であるため， はやぶさと同様の CFRP 材の表面にクッショ ン材を貼り付ける必要あり． ・回収体が空力的に反転して，モルタル方式により，パラシュート を正常に放出開傘する機能． 空力的に反転する ・パラシュート開傘 ・アンテナ伸張 ・ビーコン発信 ・パラシュートレーダ反射材 再突入 前面アブレータ分離 パイロットシュート放出 メインシュート放出 ・ビーコン間欠送信 （着地後３日間） Fig. 4-47 タイプ B シーケンス図 220 5. アウトリーチ 研究員制度 5.1. アウトリーチとは何か？ 5.1.1. 情報公開・啓蒙・アウトリーチ 探査機を惑星にまで飛翔させ直接観測を行う惑星探査は big サイエンスの一つに分類される． 民間団体がこれら探査の資金を集めることももちろんあり得るが，これまでの多くの例では国 費から探査費用が捻出されており，資金提供者（タックスペイヤー）に対する義務として，様々 な“情報公開”が必要となる． “情報公開”の程度は国によっても，また主催する機関によって も異なっており，どこまでの情報がどの程度公開されるべきかに関しては，また別の議論が必 要となるだろう．惑星探査機は実用衛星と異なり，工学的にも様々なチャレンジングな課題を 抱えている．その為，設計・製造・運用に当たっては，様々なアクシデントが恒常的に発生す る．しかしそれらのアクシデントの多くこそは，運用者によって十分に吟味され，分析され， 対策が講じられるべき課題であり，次へと進むための必要な糧である．この課程を経ることに よってのみ，確実な技術力のアップが可能となる． “情報公開”はこれらの各段階のうちどの部 分でなされるべきかに関しては意見が分か Table 5-1 歴代の火星探査機成否一覧 れるところである．発生したアクシデント マリナー3 × 打ち上げ失敗 が十分に吟味されないうちに公開されるこ マリナー4 ○ フライバイ とは，その問題に対する広報的な負担の増 マリナー6 ○ フライバイ マリナー7 ○ 周回 加をもたらすことも多く，実作業に裂く為 マリナー8 × 打ち上げ失敗 のマンパワーの浪費を招くこともある．し バイキング 1 ○ 着陸 かし，公開される情報が少かったりタイミ バイキング 2 ○ 着陸 ングが遅すぎる場合には，結果そのミッシ マーズオブザーバ × 通信途絶 ョンへの関心や共感を減じる原因ともなる マーズグローバル ○ 周回 米 ため，実運用者には絶妙なタイミング感覚 サーベイヤ 国 が求められる．また，ミッションを報道す マーズパスファイ ○ 着陸 るマスコミや周囲の対応に関しても節度と ンダー 冷静さが必要不可欠である．これらの関係 マーズクライメイ × 墜落 トオービター に関しては，今後さらに多くの議論が必要 マーズポーラーラ × 通信途絶 である． ンダー 一方“情報公開”を行うに当たり，その ディープスペース × 消滅 分野に関する科学知識や工学知識に関する 2 コンセンサスが十分に行き渡っているか否 マーズオデッセイ ○ 周回 かは，それらのタイミングを計る上でも重 マリーズ × 通信途絶 要な要因である．たとえば先日我々は火星 ゾンド 2 × 通信途絶 探査機“のぞみ”を失った．これに先立ち マルス 1 × 通信途絶 旧 JAXA が H2A 6 号機の打ち上げに失敗して マルス 2 × 着陸失敗 ソ マルス 3 × 着陸後通信途絶 いたこともあり，体制的な問題を指摘する 連 マルス 4 ○ 周回 記事が多かった．しかし Table 5-1 に示す ・ マルス 5 ○ 周回 ようなこれまでの火星探査機の成功率に関 ロ マルス 6 × 着陸失敗 する知識が普遍的であったならば，これら シ マルス 7 × 着陸失敗 ア の論調はまた違った物になったのではない Phobos1 × 通信途絶 かと思われる（もちろん体制的な問題の検 Phobos2 × 到着後通信途絶 討を否定するわけではなく，それもまた必 マルス 96 × 打ち上げ失敗 要な議論である） ． 221 また， “のぞみ”のこれまでの経緯，すなわちこれまでどのような困難を乗り越えて新軌道を 確定し，最後まで運用者が“のぞみ”の回復にチャレンジしたかはまさに公開されるべき情報 で あ る ． 今 回 の “ の ぞ み ” に 関 し て は 十 分 な 情 報 開 示 が 行 わ れ ，（ 資 料 -1 (http://www.JAXA/ISAS.jp/j/snews/2003/1224_nozomi/1224_01.shtml)） ，マスコミ報道もヒステリッ クな物は少なかったように思われる． “情報公開”とは，タックスペイヤーに対しての責任の一 環として求められる行為であるが，それは批判の為の物ではなく，正しい判断の為の材料を提 示するという意味合いも大きく，これは公開する側・される側ともに正しく認識すべき点であ る．ただし，このような情報開示は情報提供者側による情報操作とも紙一重であり，十分な注 意が必要である． 一方 “啓蒙”という考え方もまた存在する．これは情報操作ではないけれども，情報の発信 源とその受け手との間に上下の区別をもうけ，情報をある種恣意的に普及させることが目的と される行為である．前波(2002)1 では以下のように解説されている． 科学と啓蒙主義には深い関わりがある．村上は「啓蒙主義の歴史観の根底には，迷信 の中世を乗り超えて，新しく理性の光に照射されつつ浮かび上る現代と，それを目指 す行手としての未来という，一種の規範としての時間感覚があった」[村上 1976， 132]と述べているが，こうした啓蒙主義の中で科学は大きな位置を占めたのであった． （中略） このような中で後に「科学者」と呼ばれるようになる知識人たちは，啓蒙活動によっ て社会に科学を知らしめようとしたし，権力に働きかけることで自分たちの社会的立 場を築き上げてきた．知識人であり，劇作家，歴史家，小説家そして哲学者でもあっ たボルテール（Voltaire 1694-1778）は『哲学書簡』 （1732）においてロックやベーコン， ニュートンらによる新しいアイディアを融合させて発表し，これが「科学的手法」の 急速な広まりを招くこととなった．ニュートンが頭に落ちてきたリンゴによって重力 を発見するという今日でも良く知られたエピソードは，ボルテールがこの著書の中で 科学者でない人たち，つまり一般大衆に科学の概念を伝えようと創り出したものであ った．そしてこれは， 「自然哲学」つまりこんにち我々が言うところの科学を社会に 広めたいというボルテールの衝動を端的に表していたのである[Hamilton 1992，38]． 啓蒙という言葉が本来持つ意味 を考えると，啓蒙活動には「上から下へ」というい わば「上意下達」の構図が付きまとう．このことを考えると科学者による啓蒙活動と は知識の乏しい「無知な」民衆に「正しいこと」を伝えようとするというものであり， これには政府機関を通じて行われる間接的な「上意下達」も含まれるだろう．科学者 は，民衆は工学部の学生にも満たない「素人」であり， 「大衆は『不合理』にも危険 の『知覚』において， 『正確』でない」[ベック 1998，89]，それゆえこうした人間に は科学の詳しい知識を教えてやらねばならない．そうすれば科学の重要性を理解する だろう，と考えたのであった． たとえば科学的思考方法の普及していない中世や近代に於いて，科学から縁遠い人達に科学 的な合理的思考方法を教えることは， “啓蒙”に相当する行為であり，それらは必要な教育であ ると言える．それによって科学的思考の優位性を示し，科学への支持基盤を形成する為にも重 要な活動であった． しかし“啓蒙”活動は，科学的教育が行き渡っている（はず）の現代に於いては，科学者が 科学を論じるとき，説明をするとき，情報を開示するときに，今なお正しい手段であるのだろ うか？このような背景をふまえたとき， “啓蒙”という手段が必ずしも正しい手段であるとは 我々は考えない．その分野を考えるに当たって必要となる基礎知識に関しては研究者から提示 222 される必要があるが，その先の探査計画案の立案やサイエンステーマの選定などに関しては純 粋にロジカルな思考が求められるだけであり，この部分に関しては一般の人と研究者とは同列 で議論を行うことが可能である．もちろん科学的な思考方法に関しては，研究者はそれを生業 として日夜鍛錬を行っているため，一日の長が有ることもまた事実である．しかしながらこの ようにその研究計画・探査計画の立案過程をつぶさに開示し，当初から広く公開されたものと して進めることは巨額の国費を使うビックプロジェクトには不可欠な過程であると考える．特 に，惑星探査のように人類の辺境（フロンティア）開発と密接に関連する分野に当たっては， 上意下達ではないコンセンサスの形成が必要不可欠である． 現在，多くの宇宙関連の任意団体に於いても勧められている宇宙関連の教育や普及活動は， “啓蒙”よりもむしろ“アウトリーチ”という用語で説明がされることが多い．しかし“アウ トリーチ”が具体的に何を指すのかに関してはコンセンサスの成立を見ていない．その中で， 我々MEF は設立初期から， “インタープリタ”と“ボトムアップ”という 2 つのキーワードに よって“アウトリーチ”の目指すものを説明してきた． “インタープリタ”とは，科学的な情報 の伝達者としての行為である．科学的な合理的思考を教育によって獲得したタックスペイヤー に対し，思考に先立って必要となる基礎知識を提示し，それらの材料に基づいた論理的思考を 可能とし，その思考に明らかな論理矛盾が在れば指摘し，上意下達ではないそれぞれの判断を 可能にする為の伝達者としての役割を果す．前波（2002）では以下のように記述される． こうして科学者は自分達が社会から隔絶されている，いやむしろ今まで隔絶して生き てきたことに改めて気付かされたのである．であるからこそ「科学者は社会に対して 研究内容を説明する義務がある」 「科学に親しんでいない人々にも平易な言葉で説明 しなければならない」という意識のもとに活動する科学者が登場することになるので ある．こうした活動にたずさわる科学者は従来の「上から下へ」という啓蒙活動では 自分達の目的を達し得ないことに気付いている． 黒田はこうした活動の為に「インタープリタ」が必要だと説く[黒田 1996]．ここで 黒田が言う「インタープリタ」とは「最先端の科学の研究成果とその社会的意味を科 学に慣れ親しんでいない人に，また社会的意味については科学者に対しても改めて説 明する人材」のことであり， 「専門用語の単なる直訳者ではなく，問題を指摘し，進 むべき方向を示唆する，科学と実生活の橋渡しをする解説･評論家である」[黒田 1996，239]．黒田はまた「インタープリタ」に期待されることとして「科学の面白さ・ 大切さが心からわかり，科学研究の現場を理解し，科学的思考を行ない，人の心も社 会の仕組みも考えることができ，そのうえに表現力を持つこと」としている． また， “インタープリタ”と同様に重要な行為が“ボトムアップ”である． “インタープリタ” としての行為により必要とする情報を手に入れたタックスペイヤーは独自の判断を行い，評価 を行う．そしてそれぞれの意見を投げかける．これが“ボトムアップ”である．前波（2002） では以下のように記述される． 先に引用した矢野氏の挨拶文にも「一般市民による『サポーター集団』や『ファンク ラブ』 」が語られていたが，理論物理学者で，自身，著書などを通して科学の普及に 力を入れる佐藤は同じような集団に「評価者」という役割を持たせることを提案して 「[…]科学を見る視点がもっと活発に語られるべきであろう．こうした人々から見た 様々な科学の評価と同僚評価は一般には違っているだろうし，そしてどちらが本当の 評価なのだとかいう議論は意味がない」と述べる[佐藤 1996，42-43]．黒田もまた「生 半可な知識に根ざした議論には，専門家として自負のある科学者は謙虚さを失いが 223 ち」であると述べ， 「評価者」としての「インタープリタ」には優秀な資質が必要だ と述べている[黒田 1996，243-244]． このような観点から“情報公開” ・ “啓蒙” ・ “アウトリーチ”を考えると，前者 2 つにおいて は，情報の流れは上から下への一方通行でも成立することが出来たが，後者においては情報の 流れは双方向であることが必要不可欠である．もちろん研究者自身が“インタープリタ”を目 指した MEF 的な“アウトリーチ”活動意外にも様々な“アウトリーチ”活動が存在し，それ らは必ずしも参加している全員に双方向の情報の流れが存在しているわけではない．しかしキ ーとなる“インタープリタ”に対してはやはり情報は双方向に開かれている必要がある． 5.1.2. メディア依存からサポーター形成へ 宇宙理工学に関する国内の報道は，これまで「打ち上げ花火」扱い，つまりロケット打ち上 げのみに集中しがちだった．しかし，惑星探査機や科学衛星は宇宙に出てからが仕事である． それらの打ち上げ後の活躍に注目しないのは，例えば高橋尚子選手が優勝したシドニーオリン ピック女子マラソンにおいて，スタートの場面のみを TV 放映するようなものだ．その後 2 時 間あまりにわたる路上でのドラマ――先頭グループから抜け出す駆け引きやシモン選手との デッドヒートなど--を全く放映しなかったら， そのTV 局は国民から一斉に非難されるだろう． しかし，宇宙科学や惑星探査については，それがまかり通っている．また，日本人宇宙飛行士 がミッション中に国民の多くから注目されるのは，今この瞬間に日本人が宇宙で仕事をしてい る，という「同時代性」への共感ゆえであろう．一方この瞬間にも日本人が作った探査機が小 天体に向かっているという「同時代性」は，これに比べると低い． こうした不幸な事態は，報道や教育の現場に宇宙科学や惑星探査の実情を送り届けるパイプ が乏しいことが，主な原因だろう．しかし本来，惑星探査のような国家プロジェクトにとって の“情報公開” ・ “啓蒙”は，単なる社会還元のみならず，議会や納税者にミッションの意義を 認識してもらい，最終的には中長期の科学目標を目指した研究機会や予算を増大させるための， 確固とした戦術であるべきである．長引く不況下で，宇宙三機関の統合や大学の独立行政法人 化に向かっている日本の宇宙分野にとって，こうした視点は益々重要になってくる．ところが ホームページ予算だけで年間 1 億円を使えた旧宇宙開発事業団と違い，旧宇宙科学研究所の広 報活動は，対外協力室以外では，現場の研究者が行う本業以外の無償労働によってかろうじて 成立しているのが現実である．つまり，研究者は提供すべき情報は豊富に持っているが，本来 業務と平行してそれを教材用に加工したり，ネットや市場に載せるまでのマンパワー，時間， 予算の余裕がない．ここに現代日本の惑星探査分野における“情報公開” ・ “啓蒙”の資源的な 限界がある． そうしたギャップを埋める役割こそが，アウトリーチであり研究者のみならずメディアおよび 公共の博物館・科学館，教育者にも期待されている．しかし諸事情でそれが見込めない場合， スポーツや芸術の世界では，一般市民による「サポーター集団」や「ファンクラブ」がその機 能を補う．NASA の場合は，当局が黙っていても，独自に米国の宇宙開発研究の情報収集・開 示を行う「NASA ウォッチャー」が世界各地に存在し，ネット上でも精力的に情報発信をして いる．彼らは「勝手連」的な宇宙科学のサポーターであると同時に，実質的な「市民オンブズ マン」の機能も果たしている．その結果 NASA 当局にも，市民の応援と監視に応えられるレベ ルの仕事が求められ，研究予算の正当化・公正な競争の実現，およびアウトリーチ活動の質・ 量の向上が促される．日本の宇宙科学や惑星探査でも，このようなサポーターとの良好な応援・ 監視の関係を築くことがアウトリーチ活動を盛り上げる一つの早道であろう． 5.1.3. 宇宙教育とアウトリーチ 幼くは日本宇宙少年団（http://www.yac-j.or.jp/） ，長じては国際宇宙大学（，http://www.isunet.edu/ および http://www2.jsforum.or.jp/bosyu/isu/isu.html）に至るまで，新しい形の教育機会が広く認知 224 されるようになった今日，もはや青少年の宇宙への関心は，地上望遠鏡による遠隔観測だけで は満足させられず，もはや「天文教育（teaching and popularization of astronomy） 」は時代の流れ に即応していない言葉になっている．むしろ航空宇宙工学，有人宇宙飛行から惑星探査，宇宙 生物学まで，あらゆる宇宙理工学，特に複数の分野にまたがる学際領域に，その好奇心は向け られている．ところが実際の初等・中等教育の現場や科学館・博物館における地学科目は，主 に地質学か天文学を専攻した教師陣によって教えられており，そのカリキュラムや展示内容， プラネタリウム番組の内容と子供達の関心に乖離が生じているとすれば，それは解決されなけ ればならない問題である． また，日本でいわゆる「天文学者」になるための道筋は，種々の天文雑誌や書籍を眺めてみ れば，子供でもおおよその見当がつく程に確立している．しかし航空宇宙工学や惑星探査の一 般雑誌は存在しないし，メディアやインターネット上の情報も十分とは言えない．だから仮に 子供達が将来ロケットエンジニアになりたい，惑星探査の仕事に就きたいと希望しても，教育 現場で適切な進路指導をするのは難しい． そこで教育指導要綱が大きく変わる今こそ日本の 「天 文教育」は，宇宙に関わるあらゆる学問や職業を総合的に扱う「宇宙教育(Space Education)」へ 発展していき，新しいカリキュラムや展示・番組の創造に取り組むべきである．また研究者や 大学側も，学生が進路を選ぶ段階で，惑星科学を学べる研究室や，探査の仕事の現実について 正しい情報を得られるデータベースを整備し，多様な選択肢を用意する必要があるだろう．そ の具体的な一助として， 「市民参加型の惑星探査の創造」を標榜する「小天体探査フォーラム (Minorbody Exploration Forum (MEF))」はパブリックアウトリーチ活動に力を注いできたし，ポ ストはやぶさ計画においても立案当初より，教育現場との関わりに考慮することが望ましい． 宇宙関連のアウトリーチ活動は MEF の活動前より多くの団体によって開始されており，現在 もさらに多くのアウトリーチ活動が個人・団体により運営されている．多くの場合，これらは 自発的・自然発生的に実施されている為，個々の活動は自由に実施されており，その活動目的 や手段，手法も千差万別である．アウトリーチが前節で見たような側面を持つのであれば，こ のような多様性は重要な意義を持つ．その為，必ずしも縦方向の意思伝達系統を確立すること が重要ではない．しかし，全体として自分がどのような部分で活躍をしているのかを把握する 為にも，アウトリーチ活動全体を分類することは意義がある． 宇宙教育に関する分類を 2 例紹介する．村木（2003）2 は宇宙教育を対象に注目し，Table 5-2 ような分類を提案している．秋山(2003)3 では宇宙教育を行う対象とその目的に注目し Table 5-3 を提案している．宇宙教育ではアウトリーチの場合と異なり，宇宙開発／惑星探査の分野 に特化した理学者／工学者への教育も含まれている為，アウトリーチの場合の分類とは異なる 点もあるが，これらの分類はアウトリーチの分類を考える上で，示唆に富む．アウトリーチが 主に分担すべきは，これら宇宙教育で示された専門家養成以外の分野であり，その目的・内容 は宇宙教育で目指すものと一致する．そこで我々は，Table 5-4 に示すようにアウトリーチの 目的と対象，内容の分類を提案する． 225 Table 5-2 宇宙教育の対象領域 対象領域 目的 例 1) ア カ デ ミ 大学などで，専門分野として宇 ・ ック領域 宙 ( 開発 ) を学ぶ人のための教 ・ ・ 育・人材育成 ・ ・ 2) 青少年 将来，宇宙に興味を持つ「きっ ・ かけ」を与える青少年のための ・ 教育．理科教育の一貫としての ・ 位置づけ．普及活動・学校教育 ・ ともに含む． ・ ・ 3) Non-Space 直接宇宙に関わりのない一般市 ・ な人々 民に対する「かきねを低くする」 ・ 教育(普及活動) 中小企業などに対する宇宙利用 ・ 促進のシンポジウムなど．宇宙 ・ をビジネスとして利用できる可 ・ 能性のある人々へのアプローチ →需要を促進 4) 学際 自分の専門以外を幅広く学ぶた ・ めの教育．幅広い視野を持つ学 ・ 生の育成． 工学・理学など理系科目から法 学・政治学などの文系科目，そ して芸術まで含んだ広い範囲の 学問的交流を促進する効果． 村木(2003) 通常の大学・大学院での教育 CAN-SAT,CUBE-SAT プロジェクト 大学宇宙工学コンソーシアム 国際宇宙大学(ISU) JAXA 大学院教育など JAXA スペーススクール 宇宙少年団(YAC) 天文普及活動 宇宙の日イベントなど 子供向けウェブサイト，本 その他の多くのイベント 天文普及活動 各種イベントなど 宇宙開発利用産学官連携シンポジウム SPACE Biz(JAXA 産学官連携サイト) 東大阪での中小企業教育 IAF への JAXA 派遣学生プログラム 衛星設計コンテストにおける理学・工学 共同参加など Table 5-3 宇宙教育の目的と対象 秋山(2003) 対象 目的 内容 1) 高校生・大学 研究者／技術者集団の養成 その教育期間内に 1 サイクルが修了するよう 生・大学院生 に，短期間（1∼2 年）の計画立案・遂行によ る実研修を通じ，宇宙開発／惑星探査関連の 理学／工学訓練を実施 2) 大学生・大学 宇宙開発／惑星探査のトッ 世界最高峰を目指したミッションを実現し， 院生 プランナーの養成 実務者として参画を目指す 3) 一般 サポーター集団の養成 自分達自身が参画する可能性のある“フロン ティア”として，宇宙開発／惑星探査を認識 させる Table 5-4 アウトリーチの分類 対象 目的 内容 一般 サポート集団 宇宙開発／惑星探査に関する関心を広め，支持層 を増やす 専 門 配 属 専門家の卵育成 関連分野へ進む学生数を増やし，この分野での人 前の学生 材補強に貢献する 起 業 家 ／ 宇宙関連分野の実利用 実利益をあげるビジネス展開の促進に協力し，関 企業家 の促進，市場規模拡大 連分野の予算増を目指す 226 5.1.4. 米国の惑星探査機とはやぶさのアウトリーチ事例 本節では実際のアウトリーチ事例を紹介する．はやぶさも含めて従来のJAXA/ISASでは，個々 のミッションが独立したアウトリーチ活動をできるような計画立案・予算申請は行ってこなか った．しかし所全体の窓口としての対外協力室だけでなく，各ミッションの現場に携わる者が 生の声で，その研究の意義や自らの熱意を積極的に発信することこそが大切である．一方， NASAのディスカバリー計画では，ミッション提案の段階でアウトリーチ活動案も評価項目に 入っており，全予算の2％以上をその活動に計上しないと，そもそも選抜されない．そのため各 ミッションが趣向を凝らした多彩なアウトリーチ活動を展開しており，大変参考になる． 例えばNEOErosを探査したNEARシューメイカーミッションでは，クルージングフェーズでは その日の探査機の位置を，ランデブー後は探査機画像を，毎日ホームページ上にアップデート していた．彗星塵のサンプルリターン・スターダストミッションでは，打ち上げだけでなく， 射場でのフライトモデルの組み立て作業まで，定点カメラによる24時間生ウェブキャストを行 っていた．また「Stardust Cafe」と呼ばれる巡回展を全米の博物館で行い，氷，ドライアイス， 泥，コーンスターチを混ぜた「彗星核」を作ってみせたりした．太陽風粒子のサンプルリター ン・Genesisミッションでは， ウェブ上での 担当科学者やエンジニアへのインタビューを通じて， 惑星探査の意義や楽しさを分かりやすく紹介している．彗星核にクレーターを作るディープイ ンパクトミッションでは，探査天体の地上観測キャンペーンを全世界の学校に呼びかける準備 をしている．さらにJPL民間団体の惑星協会による子供達の惑星科学コンテストの入賞者に，初 期運用が終わった火星探査機のカメラを操作させ，独自の火星地表の科学観測を行わせること までやっている．また先日着陸に成功したSpiritでは，その操作画面と同じ画面を体験できるよ うにソフトを配布している．また様々な岩石試料を募集し，搭載されている岩石分析装置と同 様の装置を使った分析キャンペーンも実施している． JAXA/ISAS のはやぶさでは， 火星探査機のぞみに 27 万人の署名を搭載したキャンペーンと同 様のキャンペーンを実施し，80 万人を超える署名をターゲットマーカ内に仕込んで，“Itokawa” 表面に落とし，「星の王子様のふるさと」旅行を計画している．これには NPO 法人・日本惑 星協会を始めとする民間の有志が実施し，MEF 内にある「はやぶさ勝手に応援ページ」のメン バーも支援を行った．全国の学校や博物館・科学館にとっても，気軽に参加できる格好のアウ トリーチイベントとして，成功を収めた． 5.1.5. MEF でのアウトリーチ活動 JAXA/ISASは2002年にはやぶさ探査機を打ち上げ，2007年に小惑星のかけらを世界で初めて 地球に持ち帰る予定であるが，本グループ（MEF）は，それに続く約10年後の日本の次期小天 体探査について全国からアイディアを募り，科学的意義や工学的な実現可能性を検討し， JAXA/ISASが実施できる規模の有力なミッション候補を創り出すことを目的とした有志団体で ある．MEFは，宇宙理学・工学の研究者だけに閉じられたものではなく，小・中学生，大学生， 中・高校教師，公開天文台・博物館学芸員，アマチュア天文家，宇宙企業エンジニア，科学ジ ャーナリスト，SF作家，海外在住の日本人研究者など，年齢職業を問わず，多岐にわたったメ ンバーで成り立っている．今回のポスト はやぶさの検討を通じて，彼らは将来「惑星探査のサ ポーター」として，次期小天体探査計画をそれぞれの立場で支援することが期待されている． 従来のJAXA/ISASでは，個々のミッションが独立したアウトリーチ活動をできるような計画 立案・予算申請を行ってこなかった．しかし所全体の窓口としての対外協力室だけでなく，ミ ッションの現場に携わる者が生の声で，その研究の意義や自らの熱意を積極的に発信すること が大切である．そうすることでMEFメンバーのようなサポーターに支持され，納税者や教育現 場と直結した探査ミッションが誕生する．ボトムアップ式で検討が始まったポスト はやぶさに おいても，提案書の段階から可能な範囲のリソースを計画・予算に組み入れたい．また，科学 目的を妨げない範囲で，探査機上のわずかなリソースを確保し， 「一般公募型（科学非限定）ペ イロード」を搭載することで，さらに多くの市民に「自分達の探査機」と思って頂けるような 計画にしていきたい． 227 学問研究の広報活動は単なる宣伝活動ではない．科学の広報とは，社会から支援されている 事業としての必要性，有効性の主張，さらには生み出される成果の還元，すなわち蓄積される べき知の情報公開である．巨額の国家予算が投じられるビックプロジェクトの場合に，その重 要性がなおさら増すことはいうまでもない．惑星探査のような主に知的好奇心に立脚したプロ ジェクトの場合は，特に真剣に考える必要があろう．MEFでは，教育を含めた広報普及活動・ アウトリーチの重要性を認識し，計画が社会全体のコンセンサスのもとに遂行し得ること，全 ての人々が太陽系惑星科学の知の最前線に立てることを大きな目的とした． また，MEFでは早くから“アウトリーチ”と“啓蒙”と言う言葉を同義には使わず，当初よ り以下のような方針で検討を進めた． ・必要となる惑星科学の基本的情報は開示する ・比較対照となる，日本・他国の探査計画案を明示する ・これに基づき研究者・一般を問わずメンバーによるフリーディスカッションを行う ・検討結果に関しては，適宜メンバー内外で評価を行う． 本報告所はこのようなMEFアウトリーチの集大成であり，またインターネット上で公開されて い る 会 員 ペ ー ジ (http:// http://www.egroups.co.jp/group/minorbody) ， 公 開 ペ ー ジ （http://www.minorbody.com）にても，その成果が示されている． 228 5.2. ポストはやぶさミッションにおけるアウトリーチ 5.2.1. ミッションにおけるアウトリーチの流れ はやぶさのように打ち上げ直前の段階でも，あるいは MEF による次期小天体探査案のよう に計画立案の段階からでも，多くの市民に探査計画へ直接参画してもらい， 「自分達の探査機」 と思って頂く事が大切である．国民の関心は打ち上げだけに留まらず，惑星間空間を旅して， いずれ地球に戻ってくるまで持続するかもしれないからだ．地球に回収された小惑星試料の一 部は，科学分析が終わった後には，全世界の科学教育施設に貸与される可能性もあるだろう． ただし，こうしたアウトリーチ活動のために現場の研究者やエンジニアが本来業務である研究 に傾けるべき時間が大きく奪われるようでは，本末転倒である．さりとて MEF や日本惑星協 会のようなサポーター集団に全ての責任を任せるわけにもいかない．そこで，期限付きで良い から宇宙教育の専門家を，惑星探査ミッション毎にアウトリーチ担当として雇える予算計画を 確立することが必要であろう． ミッションの各観測機器チームで得られた観測結果などの情報は，ミッションのプロジェク トチームに集められ，データベースなどの形で管理される（Fig. 5-1） ．アウトリーチチームは その観測結果データをもとに，アウトリーチ用素材を管理する．アウトリーチの対象に応じた 形で，アウトリーチチームから観測結果情報が発信される．逆に，アウトリーチチームは，各 対象からアウトリーチに対する要望や，ミッションに対する質問の窓口となる．これらの情報 はアウトリーチチームで整理され，ミッション側にフィードバックされる．同時に，それ以降 のアウトリーチのための資料となる．アウトリーチの対象からは，資金や(将来の)人材という 形でミッション側へ直接のフィードバックが行われる． アウトリーチペイロードも観測機器と同列に置かれるが，メンバーとしてはアウトリーチチー ムと重なる． Fig. 5-1 惑星探査の現場と一般市民を結ぶアウトリーチ担当チームの位置づけ 229 5.2.2. アウトリーチ担当チームの設置 ポスト はやぶさミッションにおけるアウトリーチの概観は既に述べたが，Fig. 5-1 のように， ミッションの各プロジェクトとアウトリーチの対象となる一般の人々とをリンクさせる窓口と してアウトリーチ担当チームを置くことが， ポスト はやぶさミッションにおけるアウトリーチ の特色である．ミッション側からは非常に様々な種類の情報が提供されることになるが，アウ トリーチチームはこの情報を整理・保存し，一般の人々からのニーズに応じた理解しやすい形 で提供する必要がある．アウトリーチチームはミッションのそれぞれのサイエンスチームとは 独立して存在する専門チームとするべきである．専門のアウトリーチチームを置くことで，次 のようなメリットが考えられる． ・ ミッションから提供される探査結果などの情報をアウトリーチチームがデータベースの形 で整理・保存することで，アウトリーチの各イベントの際に効率よく利用できるようにな る．ミッション側への負担も軽減される． ・ 子供向け，学生向け，マスコミ向け，一般向けなど，対象を絞った効果的なアウトリーチ を行うことが可能になる．アウトリーチ対象に応じて，探査結果をわかりやすい形式に整 えて発信する必要があるが，その場合の｢フィルタ｣の役割を果す．同時に，多種多様なニ ーズの窓口となって，きめ細かな対応をすることができる． ・ 各サイエンスチームからは独立したチームとすることで，大規模なアウトリーチのイベン トに対応できる． また従来日本においてはアウトリーチの予算は JAXA 全体の広報予算に一括されていたが， これはミッション毎の費用の中に新たに加えるべきである．またアウトリーチチームの人選に 関しても，ミッションに選択権を与えるべきである．これにより，勝手連だけでは難しかった， 組織的で機動的な様々なアウトリーチ活動が可能になる．次節から，このアウトリーチチーム を軸とした具体的なアウトリーチの戦術について述べる． 5.2.3. ミッション参加型のアウトリーチ 一般の人々がミッションに関わる機会を提供するのが，この「ミッション参加型アウトリー チ」である．惑星探査を身近に感じてもらうことで，惑星科学全体に対する社会全体の理解が 得られ，ミッションに対する人的・金銭的なフィードバックが期待できる．アウトリーチの方 法によっては，募金などで直接的な支援を受けることも可能である． 一般公募型（非科学型）ペイロード 探査機に観測機器以外の重量枠を設け，一般から公募するイベントのために提供するもので ある．惑星科学への興味のあるなしに関わらず，広く宇宙に興味や憧れを持つ人々にとって， 自分の手でなにか形のあるものを宇宙へ送ることは，非常に魅力的なイベントとなるはずであ る．具体的には，次のようなプランが考えられている． ・プリクラ プリクラ（あるいはサイン）を募集して搭載する．参加者からは，プリクラと同時に少額 の募金(100 円単位など)を募り，ミッションに対する参加意識を持てるようにする．ミッシ ョン終了後のプリクラは，タイムカプセルを作り，JAXA/ISAS などで一定期間(100 年?) 保 管する． ・メッセージ･名前 探査機に CD-ROM を一枚搭載し，そこに一般公募したメッセージと氏名を記録する． み ずからの宇宙への想いを託したメッセージを搭載することによって「自分たちの探査機」 という意識を抱かせ，ミッションへの関心を持続・拡大させる効果を狙う．メッセージは 230 e メールで募集し，ファイル化して CD-ROM に記録する． 学校や科学館でメッセージを とりまとめるなど，普及イベントに利用することもできる．また，CD-ROM には，データ 復調の手がかりとなるマニュアルを添付する．これは遠い未来の人類，もしくは地球外知 性によって解読されうることを想定する．そのため，宇宙共通の定数・自然法則を駆使す る．マニュアルの制作には広い科学知識と柔軟な発想，人類文明を客観視する感覚が要求 される．たとえば時間単位の記述には「秒」が使えないから，太陽系にもっとも近いパル サーの周期や水素原子の励起周波数などを用いる．マニュアルの制作過程を記述するだけ でも，良質の科学番組・科学読み物となるだろう． CD-ROM と包装，マニュアルで 20g 以内に収めるものとする． ・記念品 記念品は質量 0．1g 以内，内径 3mm・長さ 3cm 程度のガラス管に封入できるものとし， 一点 10 万円程度の料金を取る．軌道投入の失敗による補償はせず，料金は寄付金の性格で あることを事前に謳う．収益は教育目的に使用する．記念品は，安全に搭載できるものな らなんでもよい．毛髪，紙片に書いたメッセージ，遺骨などを想定する．記念品の募集は， 広く一般の関心を集める話題作りとして期待できる．応募者の十人十色の思いが報道され れば， 「個人と宇宙の関わり方」を認識する機会となるだろう． ・願い事 七夕で短冊に願いを書くように，願い事を書きこんだ CD-ROM を探査機に載せて打ち上 げる．願い事には字数制限が必要．書く内容は，夢でも，未来の自分へのメッセージでも なんでもよい．CD-ROM のコピーを地上に残しておき，10 年後，20 年後に見られるよう にする． 観測機器サポーター制度 ポスト はやぶさミッションでは，サポーター制度を導入する．ミッション参加型アウトリー チの具体的提案として，単に「応援してください」というのではなく，サッカーの「サポータ ー」のような人々を集めて「ファンクラブ」にあたる仕組みを作り，サポーターと惑星探査ミ ッションとの間で積極的にフィードバックし合うような関係を築きたいと考える．この「サポ ーター団体」は将来惑星探査全体の「サポーター団体」になるべきものであるが，まずは「ポ スト はやぶさの探査機のサポーター制度」として組織される．探査機全体のサポーター制度か らもう一歩踏み込んで，搭載される観測機器ごとのサポーター制度を試みる． この「観測機器サポーター制度」では，衛星搭載の磁力計，可視撮像カメラ，赤外カメラ， ダストカウンター，イオン分析計，質量分析計，ローバなどの各観測機器の応援団として登録 してもらう．サポーターは，より深くミッションに関わりフィードバックを得られる．具体的 なサポーターの特典として次のようなものが考えられる． ・ 各観測機器のステータスレポートを会報として受けられる． ・ 各観測機器のサポーター時間を設け希望する観測を行える． ・ 観測データへの優先的なアクセス権があり，データ解析を体験することも可能． 探査機全体のサポーターであるよりも，具体的に観測に関わることが出来るところが魅力で ある．逆に，ミッション側は，サポーター募金などによる財政的な援助を得ることができ，探 査機についての一般の人々により深く理解してもらえるなどのメリットがある．また，観測が 続いている期間中にわたって，サポーターの興味を引くことが出来るので，打ち上げ時に行う イベントと組み合わせれば，ミッション開始前から終了後まで，継続したサポートを受けられ ることになる．サポーターは各観測機器ごとに登録し活動することになるが，この制度全体と しては，アウトリーチグループが事務局となる．アウトリーチグループが取りまとめ役となる ことで，各観測機器チーム単位で個別に場合よりも効率的になり，同時に各観測機器チームの 231 負担を軽減できる．サポーター側から見ても，全体像がわかりやすく，質の高い制度となる． 5.2.4. 教育現場でのアウトリーチ 教育現場において，ミッションの成果は最新の惑星科学の教材としてのニーズがあると考え られる．逆にミッション側は，教育現場でのアウトリーチによって，探査のサポーターや，将 来の惑星科学者が広く養成されることを期待できる．教育現場でのアウトリーチでは，対象と なる生徒･学生の興味や理解度に応じた情報を吟味して発信することが必要になる． 具体的な方 法については次に述べるが，重要なことは，ミッションから発信された探査成果を，小学生， 中学生，高校生など対象別に，アウトリーチチームが「フィルタ」となり，より理解しやすい 内容へと構成しなおすことである． 講師派遣制度 教育現場におけるアウトリーチの手法の一つとして， 「講師派遣制度」を提案する．これは， ミッションの成果についての講演会を，全国各地の学校などで行うものである．この制度にお いて，アウトリーチグループは，講演会開催要請の総合窓口の役割を果す．アウトリーチグル ープは，ミッションの各サイエンスプロジェクトで得られた成果をデータベースの形で蓄積し ている．また，講師となる人材も，アウトリーチグループが MEF のメンバーの中から選定で きる．このように， 「情報」と｢人材｣を一括して管理しているアウトリーチグループが窓口なる ことで，学校側からの要望（希望する講演会の内容など）にきめ細かく対応することが可能に なる． 惑星科学・探査を学べる大学研究室案内 すでに MEF 一般公開ページで実現しているが，高校生や学部大学生を対象に， 「惑星科学・ 探査を学べる大学・大学院研究室案内」として，理学･工学の両面から惑星科学･惑星探査の研 究を行っている研究室の情報を提供する企画である．大学の研究室にアンケート調査をおこな い，その結果を一般公開ホームページで公開する．MEF がこの企画を始めるまで，惑星科学･ 探査を学べる研究室情報を得るには，総合的な情報源はなく，個人がホームページなどで個々 の研究室を調べていくしか方法がない状況であった．今後も，本企画のような｢惑星科学･探査 を学べる研究室｣と限定された情報の拡充に対する潜在的なニーズは小さくないと考えられ， 学 生にとって進路選択の際の手助けとなることができる．ミッションとしては，将来の惑星科学 を支える優秀な人材を得られる，惑星科学全体がボトムアップされるなど，中長期的なメリッ トを期待できる． 5.2.5. 科学館･天文台などの施設でのアウトリーチ 科学館･天文台などの公共施設は， 一般に広く開かれた科学アウトリーチの場として非常に重 要である．科学館･天文台からのニーズとしては，太陽系探査などをテーマにした巡回展･企画 展などがあると考えられる． 実物資料や写真などで探査の現場の息吹を伝えることが出来れば， 期間中の入場者増が期待できるという，施設運営などの視点からのメリットがある．その他に も，前述の｢講師派遣制度｣の活用，直接手を動かして惑星探査やそのデータ解析などのプロセ スを体験する企画（2003 年 3 月に「第一回君が作る宇宙ミッション」として，JAXA/ISAS に て実現しつつある． ）など，様々な可能性がある．ミッション側としても，科学館･天文台との 連携によって，一方的に情報を流すのではなく，能動的かつ双方向的なアウトリーチが可能に なるというメリットがある．専従のアウトリーチチームが事務局となれば，規模が大きなイベ ントの運営にも対応できる． 232 データを読み解く ― 惑星探査教室 インターネット上のリソースを用いて，惑星画像の解析を行う講座である．対象としては， 中高校生，大学学部生や，一般の惑星科学に興味を持つ人々が考えられる．同時に，学校教職 員，社会教育施設職員対象の講習会（画像解析ツールの使い方，基本的な画像の見方）を開催 し，惑星画像解析の「導師役」を養成する． 「導師役」は各自の現場（学校授業，クラブ活動， 施設事業など）において，画像解析ツールの使い方，画像の調べ方などを伝授し，参加者の画 像解析を手伝う．ミッションに関わる科学者は，講習会の講師を務めたり，現場からの相談を 受けたりする「師匠役」を担う．この企画は，教育現場も含めた非常に大規模なものになるが， 特に科学館･天文台は，講習会の開催や，そこで養成された｢導師役｣による「惑星探査教室」開 催など，この企画で中心的な機関になると考えられる．なお，この「惑星探査教室」のオンラ イン版として，一般公開ホームページ上での「惑星画像入門」も計画している． サンプルリターンコンテスト 遠隔操作でサンプルリターンを行い，より早く確実に実行できたものを表彰するロボットコ ンテストである．高専，学部，大学院の学生が対象となる．例えば，体育館のような床面積の 広い場所の隅に砂場を用意し，反対の隅から遠隔操作ロボットを送りこんで砂をすくい戻って くる，という競技が設定できる．あらかじめ設定した経路をはずれたら減点，また標準タイム からのずれ量に応じて加減点する，持ち帰った「サンプル」量の多少も得点材料とするなどの ルールをきめ， 「サンプルリターン」の技術を競う． 5.2.6. メディア･出版業界へのアウトリーチ 広く社会全体へのアウトリーチを考えた場合に，テレビなどのマスメディアや出版業界の持 つ，社会への影響力の大きさは非常に魅力的である．逆に，メディア側や出版業界側からミッ ションに対するニーズもあり，互いに双方向的なやり取りが発生する点では，他のアウトリー チ対象と同様である．ここでは，SF 作家の立場から見たミッションとの関わりを紹介する．ま た，メディアでのアウトリーチとして CM プランを提案する． SF 作家の立場から ― 取材機会としての MEF，次期小天体探査 MEF にはノンフィクション作家や SF 作家，漫画家，サイエンスライターなど，文筆業に携 わる者が多く参加している． 彼らはプロジェクトの立ち上げ段階からその進捗を見守っており， 研究者たちと交流している．MEF の提供するこのような取材機会は，本邦で初めての試みであ る．こうした文筆メンバーは，研究者自身が気づかない，あるいは気づいていても伝えられず にいるプロジェクトの面白さ，意義，楽しみ方を見いだし，小説や漫画，雑誌記事などの形で， 一般市民が面白がる作品に加工することを得意としている．これまで，宇宙探査が脚光をあび るのは打ち上げ時と到着時くらいしかなく，それもロケットや惑星の画像など，見栄えのする 「絵」がなければ注目されることがなかった．しかし MEF では当初から研究者たちの顔が見 えており，プロジェクト実現に向けて奮闘する様子や，数々の人間ドラマが文筆メンバーによ って観察されている．文筆メンバーはこれまで一面しか語られることのなかった宇宙探査を， より多面的に記述することができる．空間の磁場やプラズマなど，難解で絵になりにくい素材 も，研究者の姿を通して描くことで魅力ある作品に仕立てられるだろう．アメリカでは『コス モス』 『ザ・ライトスタッフ』 『スペース』 『人類月に立つ』 『アポロ 13』など，宇宙を題材にし た数多くの作品がベストセラーやヒット映画になっており，国民の意思をまとめる原動力とな っている．MEF は我が国でもそうした作品を生む機会を提供するものである．こうした MEF で培った交流を，次期小天体探査においても持続・発展していくことが望ましい． 233 イメージ CM 「太陽系を知ることは，地球を知ること．人類の故郷を知ること．そして，地球環境を考え， 未来を見つめるために欠かせない大切な営みであること…」などを強調するテレビ CM，ラジ オ CM を制作･放送する．宇宙観の変遷を入れて，世界認識がいかに大切かを訴えてもよい． 前述の一般公募型ペイロードとリンクしたキャンペーンを行ったり， 募金を呼びかけてもよい． また，講演会など各種イベントの光景を録画･録音して放送することも効果的である． 5.2.7. 惑星探査ポータルサイトとしての MEF 一般公開ページ IT 技術の発達と IT インフラの蓄積により，昨今ではインターネット上の WEB ページによる 情報発信が非常に重要なツールとなっている．当初 MEF は 1 年間の期間限定の会員制で，次 期小天体探査計画ワーキンググループのたたき台を作ることのみを目標としてきた．しかし， その後も惑星探査のサポーターが集えるフォーラムとして存続して欲しいという希望が多く寄 せられた．そこで会員ページで蓄積された情報や議論や独自の企画を公開し， 惑星探査に興味 のある人が誰でも訪れることのできる「小天体探査の日本語ポータルサイト」としての一般公 開ページ(http://www.minorbody.com)を，2000 年 12 月 25 日から開設した．サイト開設と維持の 諸経費は，筆者ら MEF メンバーの有志のポケットマネーにから出されており，サーバも公正 を期すために公的機関ではなく，商業ドメインに置いている．開設後，いくつかの本や雑誌や ウェブサイトにも紹介され，2004 年 1 月までに 8 万 6 千ヒットを越えるアクセス数を数えてい る．この成果を，次期小天体探査でも継承発展させていくべきであろう．これまでのコンテン ツ例は以下のようであり，MEF メンバー内のボランティアが分担して運営している． (1) 世界，国内の小天体探査情報 (2) 惑星探査に関する用語集，リンク集，Q＆A 集，寄稿集 (3) MEF 会員ページでの議論に基づくポストはやぶさ探査案の紹介 (4) 「惑星探査に関わる人々」インタビュー (5) 惑星科学・惑星探査が学べる大学・大学院案内 (6) 惑星科学研究者の日常を綴る「MEF 日記」 (7) 小天体に関連する SF 作品の紹介・解説 (8) 小惑星探査の成果に関するインターネット公開討論会 (9) 日本惑星科学会機関誌「遊・星・人」の小天体探査関連記事の掲載コーナー (10) しし座流星群国際航空機観測ミッション日本語ページ (11) はやぶさ勝手に応援ページ 予想を超えた MEF 公開ページへの反響の大きさは，いかに多くの方が日本語で語られる惑 星探査の情報に渇望していたかを如実に示していた．特にコンテンツ(4)-(6)は， 「惑星探査の仕 事に就くため」の判断材料として，学生諸君の進路を考える上の参考になることを念頭におい た企画で，いずれも好評を博している．また「大学院案内」は学生側のメリットだけでなく， 研究室側が優秀な学生を惹きつけるための強力なツールとしても機能している．そこでそうし た学生達の新規加入も期待しつつ，会員ページもレポートが完成以降も， 引き続き継続・発展 していくことにした．ポスト はやぶさ時代にあっても，新しい惑星探査案のプール，そしてそ れらをボトムアップで創り上げるインキュベータとして機能していくことが望まれる． さらに，インターネットには国境がないため，アウトリーチ活動も国際的になりえる．少なく ともホームページのトップページは英語と日本語のバイリンガルにして，情報を日本から積極 的に与えることで，日本の小天体探査の先進性を世界にアピールできるようになるだろう． 234 5.3. 研究員制度 現在，ポスドクと呼ばれる時限の研究員は JAXA 全体で配分が決定されている．しかしミッ ションでは開発・打ち上げ・運用・データ解析と様々なフェーズがあり，その時々で必要な人 数や求められる技能や知識も変わってくる． 一方で現行の制度では 2∼3 年の雇用年限を超えて 契約を延長することが出来ない．その為，ミッション初期に機器開発で重要な役割を果たした 研究員が数年後の実探査期間中には同じ身分では雇用できず，研究に参加できないという問題 も生じている．そうした問題を解消する為に今後の惑星探査においては，フェーズ毎の研究員 の人数・人選・雇用期間に関して，ミッション毎に柔軟な裁量権を持たせることが必要である． 従来 JAXA 全体で調整されていた研究員の採用権を （予算） をミッションに委譲すべきである． またミッション側も計画の提案段階から，必要なマンパワーの推定を行い，その承認を得るべ きであろう． 前波晴彦(2002)“科学者による「啓蒙」活動の現在 ―科学と社会のよりよい関係を目指し てー” 宇都宮大学卒業論文 2 村木祐介(2003)“学際的な宇宙教育の必要性∼SPlead の試み” 第 47 回宇宙科学技術連合講 演会 3 秋山演亮(2003)“国内射場の確保と宇宙開発の水平展開” 第 47 回宇宙科学技術連合講演会 1 235 6. 国際協力 6.1. 国際協力の意義 宇宙は人類共通のフロンティアであるため，宇宙科学全般においても多国間にわたる協力が 行われるようになってきている．日本の宇宙科学研究でも，国際協力はごく日常茶飯事になり つつある．主たる相手はアメリカ，ヨーロッパの国々，カナダ，ロシアなどである．科学的意 義の章で見てきたように，2000年代後半には，MEFで提案された7案全てのサイエンス・目標天 体に，人類の手が届く可能性は大である．それに伴い，日本人研究者も今後ははやぶさの実績 を手にしながら対等な立場で，どんどん海外の小天体探査ミッションからのオファーを受け取 り，相互載り入れすることになるだろう．米国Discovery計画における小天体探査案，ヘラとデ ィープインテリアからは，すでにJAXA/ISASのはやぶさ理学スタッフに対して，共同研究科学 者を務めるよう要請が来ている． 6.2. 協力の形態 次に，日本の小天体探査(ポストはやぶさ)における国際協力の意義，重要性について述べて みたい．国際協力をするメリットは，端的に言って何よりもまず理学的クオリティと，工学的 実行可能性(feasibility)の向上，そして予算面やマンパワーの削減につながることである．そし て協力の形態としては，以下のようなケースが考えられる． (1) (2) (3) (4) (5) 機器開発等，技術の提供・利用 既存の機器の提供・利用 データの提供・利用 人材(研究者)の提供・利用 施設の提供・利用 はやぶさを例に取ると，主要な協力相手国は米国とオーストラリアである．その協力方式は， 費用の交換を伴わないバーター方式である．その結果，JAXA/ISASが得たものは以下の通りで あった． はやぶさ探査機の通信電波を外国で受送信（NASA/JPL深宇宙通信網の使用） はやぶさ探査機の要素技術開発の際に，外国の施設を使用（NASA/ARC帰還カプセル 空力実験） (3) はやぶさ探査機の帰還カプセルを外国で回収（オーストラリア・ウーメラでのカプセ ル回収） (4) はやぶさの探査候補天体の観測好機に，世界中の天文台に依頼して観測キャンペーン を実施 (1) (2) 特にはやぶさ ミッションの探査対象天体は過去に2度変更されており，そのたびに新しい詳 細地上観測が必要となったため，国際的な観測キャンペーンを迅速に行うことは極めて重要で あった．一方，米国・オーストラリアの宇宙機関ないし研究者が受けた恩恵は以下であった． (1) はやぶさ探査機に外国の機器を搭載(ただしJPL-SSVは先方の都合で後にキャンセル された)， 236 (2) はやぶさ探査機が取得した科学データの解析に外国から参加（NIRS, AMICA, LIDAR, MINERVAのその場計測データ，および採集試料の初期分析） (3) はやぶさ探査機が採取した小惑星サンプルの総質量の1割をNASAに提供 6.3. ポストはやぶさ時代の国際協力のあり方と課題 6.3.1. データや試料の使用権 探査によって得られるデータや試料の使用権は非常に重要な問題である．普通は，最初の1 年間とかは日本のPIに限るとか，限られた外国人研究室から派遣された人が日本において使用 するのに限り，徐々に段階的に一般公開へ向かうのが良いと思われる．生データを公開してそ れに推奨される補正法をつけるのが良いと思われる．データや試料の使用権を給料が出ないこ との代わりとして用いることは考えられるが，探査がうまく行かなかったり，長期にわたると 問題である．試料についてはかなり厳しい制約をつける必要があるであろうが，究極的には NASAのしているように全世界から公募を募る段階に至るであろう． 6.3.2. 情報フローの整備 全く別のミッションであっても，搭載機器や解析用マシンのスペックやデータフォーマット の共通化を図ることによって，取得したデータが共有しやすくなる．また，惑星画像の世界で は事実上世界標準と言える，PDS (Planetary Data System)フォーマットを日本国内でも一般化す ることによって，時代・場所を超えてデータを利用できるように配慮することは重要である． 6.3.3. 文化習慣上の課題 要点は「quid pro quo を忘れぬべき」である． 「国際協力」とは一種の貿易であり，なにか欲 しいものが海外にある時には，それなりの費用，もしくはサービス提供を前提にして，物々交 換を行なうこととあまり差はないから，貿易をする一方が圧倒的に得をするような形での「国 際協力」などは，まず好まれないという事を，我々自身が理解しておく事が必要である．長年 米国に生活した日本人研究者の言によると，氏が最も頻繁に米国技術者から問いただされる点 は，日本が「give and take」の「take」に重点を常におき， 「give」という形で，なにか貴重な貢 献を相手方に与えるという意識に，やや欠けていることらしい．氏の例えを借りると，遣唐使 の時代の経験が抜けきれず， 「海外に赴くという事」=「海外で学んだ知識を国土に持ち帰ると いう事」になる．日本が世界に誇れる科学大国となるには，逆に世界から欲しがられるような サービスを自由に提供できるような態度を示すことが，これからは必要となるだろう． 欧米間にて最も好まれる形での「国際協力」とは，公平で，かつ，御互いの国にたいしての 利益が，明確に示されている形のものである．特に重要視されているのが，得られた科学デー タの共有である．過去の旧宇宙研とゴダード宇宙航空研究所の間の共同X線ミッションを例に 取ると，ある特有のデータ占有期間をすぎた時点で，衛星から得られた全てのデータは，日本， もしくは米国のデータベースへと移行され，そこから一般科学者に公開される．これは，最も 好ましい形の国際協力であろう．なぜなら日本人学者が最初にデータを処理し，そして理解す る機会を得られるわけであり，それ故に，海外には存在しない貴重な知識を所有している日本 人学者達は，世界各地で優遇される機会に恵まれる．そして，データの公開を通じて，世界の 科学者にも客観的に科学データを解析する機会を与えられ，かつ，日本人，そして海外の研究 者の間での自由な意見交換を通じて，お互いのデータの理解度を深める事ができる．科学者の 最終目的は，常に自然科学に対しての理解を深める事である．MEF発の次期小天体探査計画を 通じて，小惑星に対する理解が現在よりも遥かに上まわったという認識を得られるのなら，そ れほど日本の研究者にとって好ましい事はないのではなかろうか． 237