@misc{oai:ir.soken.ac.jp:00001419,
 author = {中宮, 賢樹 and ナカミヤ, マサキ and NAKAMIYA, Masaki},
 month = {2016-02-17, 2016-02-17},
 note = {本研究では、太陽一地球系と太陽一火星系のラグランジュ点(L1、L2)まわりのハロー<br />軌道から派生する軌道群(マニフォールド)を用いた、ハロー軌導を起点・終点とするエ<br />スケープ・キャプチャー軌道の解析を行った。そして、地球・火星表面近傍の近点でイン<br />パルス軌道変換を行なうことで、低コストなハロー軌道間の惑星間移行の実現可能性を検<br />討した。また、これらの軌道を利用し、地球・火星のハロー軌道上に配置した宇宙港を経<br />由して惑星間を往復する輸送システムを提案し、その有効性を示した。<br />　太陽一地球系のラグランジュ点は、太陽と地球それぞれの重力と宇宙機に作用する遠心<br />力が釣り合う平衡点である。特に太陽と地球を結ぶ線上にあり、地球からおよそ150万km<br />離れた地球重力圏境界に位置するL1、L2は、重カポテンシャルの観点から内・外惑星ヘ<br />の移動が容易であり、また太陽・地球に対する相対位置が変わらず安定した熱・重力環境<br />を得られるので、太陽系探査の中継拠点に適している。また、同様に太陽一目標惑星系の<br />L1、L2も将来の惑星探査の拠点として考えられ、これらのL1、L2近傍に中継点となる<br />宇宙港を配置し、惑星往復探査の地球帰還分の燃料を目標惑星まで運ばずにそれらの宇宙<br />港に置いていくことで、地球出発時の宇宙機重量の大幅な低減が期待できる。<br />　これまで、Farquhar (2004) や松本 (2005) らが太陽一地球系や太陽一火星系のL1、<br />L2を起点・終点とする、地球圏脱出・火星圏到着軌道について検討している。しかし、地<br />球・火星から見てL1は太陽と同一方向にあるので通信が難しく、またL2は地球・火星に<br />より蝕となる位置にあるので、L1、L2に宇宙港を建設することは実用的ではない。よっ<br />て、L1、L2近傍の周期軌道(ハロー軌道)上に宇宙港を建設し、それらを起点・終点と<br />した方が合理的である。しかし、ハロー軌道を起点・終点とする惑星間移行はこれまでほ<br />とんど解析されていない。Alonsoら (2006) は、ほぼ増速ゼロで地球ハロー軌道から離<br />脱する軌道群 (不安定マニフォールド)を利用してそのまま地球圏を脱出し、深宇宙で軌<br />道変換を行なって火星のハロー軌道へ収束する軌道群(安定マニフォールド) に接続する<br />軌道解析を行なっているが、その場合の飛行時間は非常に長くなる。そこで本研究では、<br />不安定・安定マニフォールドを利用して宇宙機が惑星表面近傍を通過するようにし、エネ<br />ルギー増加が効果的な惑星表面近傍の近点でインパルス的な速度増分を行うことを想定し<br />た、ハロー軌道を起点・終点とする新たな惑星間移行軌道を解析し、さらに地球一火星間<br />の往還型輸送システムヘの適用性を検討した。<br />　まず初めに、安定・不安定マニフォールドのダイナミクス、特に地球や火星に接近時の<br />近点位置・高度・速度について解析を行なった。その結果、出発・投入するハロー軌道の<br />大きさを調整することにより不安定・安定マニフォールドの近点高度は地球・火星の表面<br />近くまでになり、ほぼ速度増分ゼロで宇宙機をハロー軌道から地球・火星の表面に近づけ<br />ることができると分かった。<br />　次に、一般的に不安定・安定マニフォールドを利用したハロー軌道を起点・終点とする<br />エスケープ・キャプチャー軌道は、L1、L2回りを周回するので飛行時間は長くなる(例<br />えば、近火点から火星ハロー軌道投入までで約1.5年かかる)。よって、近点とハロー軌道<br />上で速度増分を行なうことでL1、L2回りを周回しないようにし、飛行時間の低減をはか<br />った。その結果、わずかな速度増分でかなりの飛行時間の低減が見込めると分かった(例<br />えば&Delta;V=60m/sで約0.3年になる)。<br />　地球・火星ハロー軌道を起点・終点とするエスケープ・キャプチャー軌道の接続の際に、<br />L1ハロー軌道とL2ハロー軌道のそれぞれの不安定・安定マニフォールドの近点の位置や<br />速度方向の特性から、地球ではL1ハロー軌道上に宇宙港を配置し、火星ではL2ハロー軌<br />道上に配置するのが適切であると分かった。また、地球圏出発日時や火星圏到着日時、地<br />球・火星ハロー軌道の大きさを調整することで、Alonsoらの結果に比べて約三分の一の軌<br />道制御量と飛行時間で、地球ハロー軌道を起点とするエスケープ軌道と火星ハロー軌道を<br />終点とするキャプチャー軌道とが接続できることを明らかにした(&Delta;V=約2.0 km/sで飛<br />行時間は約800日となる)。<br />　さらに、本研究で検討した地球・火星ハロー軌道を起点・終点とする惑星間移行軌道を<br />利用した、地球－火星間の輸送システムについて考察を行った。ここでは、地球低軌道と<br />火星低軌道の間の移行について、地球・火星ハロー軌道を経由する場合と直接移行する場<br />合に必要な速度増分と飛行時間の比較を行なった。その結果、地球・火星低軌道間の片道<br />移行に必要な燃料は、ハロー軌道経由の方が直接移行の場合より少し多くなった。しかし、<br />往復移行の場合、火星低軌道に向かう際に地球と火星のハロー軌道を経由して、そこに配<br />置した宇宙港に地球帰還分の燃料を置いていくことで、飛行時間は直接往復移行より約4<br />倍になるが地球低軌道出発時の宇宙機の重量は約二分の一に低減できると判明した。<br />結論として、本研究ではまず初めに、ハロー軌道を起点・終点とする、マニフフォールドを利用したエスケープ・キャプチャー軌道の近点位置や速度の特性について明らかにした。そして、それらの近点でインパルス速度増減を想定することにより、実用的な速度増減量と飛行時間で、地球ハロー軌道と火星ハロー軌道の間を移行する惑星間軌道が存在するこ<br />とを確認した。さらに、これらの軌道を利用した惑星間の往還型輸送システムを提案し、<br />その有効性、特に宇宙機質量の低減可能性を示した。<br /><br />ABSTRACT<br />　Spacecraft escape and capture trajectories from/to Halo orbits of the L1 or L2 points using impulsive maneuvers at the periapsis of the manifolds for interplanetary transfers in the restricted Hill three-body problem were analyzed. This application is motivated by future proposals to place "deep space ports" at the Earth and Mars L1 or L2 points. <br />　First, the feasibility of interplanetary trajectories between Earth Halo orbits and Mars Halo orbits was investigated, and such trajectories were designed with reasonable &Delta;V and flight time. Here, we utilized unstable and stable manifolds associated with the Halo orbits to approach the vicinity of the planet's surface, and assumed impulsive maneuvers for escape and capture trajectories from/to Halo orbits. Thus, characteristics of periapsis of unstable and stable manifolds were investigated. It was found that the stable and unstable manifolds of Halo orbits could intersect the surface of any of the planets of the solar system by changing the size of Halo orbits. At the same time, the time of flight for the escape and capture from/to Halo orbits using manifolds takes a long time generally. Therefore, reducing the time of flight for escape and the capture trajectories and linking Earth Halo orbits with Mars Halo orbit were discussed. Thereby, interplanetary trajectories between Earth and Mars Halo orbits with reasonable &Delta;V and flight time were found. <br />　Next, applying to Earth-Mars transportation system using spaceports on Earth and Mars Halo orbits, we evaluated the system in terms of the spacecraft mass of round-trip transfer. As a result, the transfer between the low Earth orbits and the low Mars orbits via the planets' Halo orbit to leave propellant for the return could reduce the spacecraft wet mass compared with a direct round-trip transfer., application/pdf, 総研大甲第1227号},
 title = {Escape and Capture on Halo Orbit Manifolds using Impulsive Maneuvers for Interplanetary Transfers: Applications to an Interplanetary Transportation System},
 year = {}
}