JP2001322600A - Planet probe - Google Patents
Planet probeInfo
- Publication number
- JP2001322600A JP2001322600A JP2000142636A JP2000142636A JP2001322600A JP 2001322600 A JP2001322600 A JP 2001322600A JP 2000142636 A JP2000142636 A JP 2000142636A JP 2000142636 A JP2000142636 A JP 2000142636A JP 2001322600 A JP2001322600 A JP 2001322600A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- planetary
- explorer
- injection device
- fixed member
- landing
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明が属する技術分野】本発明は観測衛星より発射さ
れ、惑星表面を調査する調査機器等を搭載した惑星探査
機に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a planetary explorer which is launched from an observation satellite and is equipped with an investigation device for investigating the surface of a planet.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来、このような惑星探査機は、逆噴射
装置を有し、着陸時においてこの逆噴射装置を制御する
ことにより惑星探査機の降下速度を減少させつつ地表へ
の軟着陸を実現する。2. Description of the Related Art Conventionally, such a planetary spacecraft has a reverse jetting device, and at the time of landing, realizes a soft landing on the ground surface while controlling the reverse jetting device to reduce the descent speed of the planetary spacecraft. I do.
【０００３】これまでに行われてきた着陸例としては、
米国の月面探査機サーベイヤ号が知られている。この計
画では、あらかじめ着陸し易い地点を選び、その地点に
着陸するように軌道が定められている。惑星の周回軌道
を回っている観測衛星より切り離された惑星探査機は、
着陸地点上空に近づくと、鉛直下向きに惑星探査機の推
進方向を変え、逆噴射装置を噴射して降下速度を緩め
る。そして惑星探査機が地表近くの高度まで下がったと
きに降下速度が０となるよう、逆噴射装置を制御し、降
下速度が０となったときに逆噴射装置を停止する。その
後、惑星探査機は自由落下により月面に着陸する。[0003] Examples of landings that have been made so far include:
The U.S. lunar explorer Surveyor is known. In this plan, a trajectory is set in advance to select an easy landing spot and land at that spot. Planetary spacecraft separated from observation satellites in orbit around the planet,
When approaching the landing site, the propulsion direction of the spacecraft is changed vertically downward, and the descent speed is reduced by injecting the reverse injection device. Then, the reverse injection device is controlled so that the descent speed becomes zero when the planetary spacecraft descends to an altitude near the ground surface, and the reverse injection device is stopped when the descent speed becomes zero. After that, the spacecraft will land on the moon by free fall.
【０００４】[0004]
【発明が解決しようとする課題】このような惑星への着
陸において、あらかじめ条件の整った着陸地点を定める
ためには事前に入念な予備調査を必要とするが、予算の
制約等から十分な予備調査ができるとは限らない。した
がって、従来のように、惑星探査機が地表近くまで下が
ったとき、惑星探査機の速度を０とし、逆噴射装置を停
止して自由落下により着陸する方法では、予備調査より
も地表の高度が高いあるいは低い場合に、惑星探査機が
落下の衝撃等によりバウンドし、着陸目標地点から外れ
ることがある。また、着陸に適していない地表の状態、
すなわち傾斜、障害物があるとき、惑星探査機の姿勢が
崩れることがある。In the landing on such a planet, a careful preliminary survey is required in advance to determine a landing site with well-established conditions. However, due to budget constraints, etc., sufficient preliminary research is required. Research is not always possible. Therefore, in the conventional method, when the planetary spacecraft descends near the surface of the earth, the speed of the planetary spacecraft is set to 0, the reverse injection device is stopped, and the landing is performed by free fall. If the height is high or low, the planetary spacecraft may bounce due to the impact of a fall or the like, and may deviate from the target landing site. Surface conditions that are not suitable for landing,
That is, when there is an inclination or an obstacle, the attitude of the planetary explorer may be lost.
【０００５】さらに、着陸に適した地表に着陸するとき
でも、惑星探査機の高度センサの誤差等により惑星探査
機の速度を０とする高度が計画通りできず、惑星探査機
が落下の衝撃等によりバウンドし、着陸目標地点から外
れることがある。Further, even when landing on the surface suitable for landing, the altitude at which the speed of the planetary explorer is 0 cannot be as planned due to an error in the altitude sensor of the planetary explorer or the like. And may deviate from the target landing site.
【０００６】このように、惑星探査機が、着陸目標地点
から外れ、地盤が着陸に適していない軟らかい地表に着
陸する場合、あるいは姿勢が崩れた場合は惑星探査機が
転倒し、惑星探査機に搭載された調査機器等が故障する
という問題が生じる。そこで、本発明はかかる事情を鑑
みてなされたものであり、この惑星探査機のバウンドを
最小限に押さえるとともに、着陸目標地点から外れずに
着陸できる惑星探査機のを提供することを目的とする。As described above, when the planetary explorer deviates from the target landing site and lands on a soft surface where the ground is not suitable for landing, or when the attitude is lost, the planetary explorer falls and the A problem arises in that the mounted investigation equipment or the like breaks down. Therefore, the present invention has been made in view of the above circumstances, and aims to provide a planetary explorer that can minimize the bounds of the planetary explorer and can land without departing from the landing target point. .
【０００７】[0007]
【課題を解決するための手段】本発明による惑星表面を
調査する調査機器等を搭載した惑星探査機は、惑星探査
機の本体フレームと、地表からの高度および自身の速度
を測定するセンサと、地表への降下と反対方向の推進力
を発生する逆噴射装置と、逆噴射装置と反対方向の推進
力を発生する小型噴射装置と、センサからの高度および
速度をもとに前記逆噴射装置と小型噴射装置の推力を調
節する制御装置とを有することを特徴とする。According to the present invention, there is provided a planetary explorer equipped with a survey device for investigating the surface of a planet according to the present invention, comprising a main body frame of the planetary explorer, a sensor for measuring altitude from the surface of the earth and its own speed, A reverse injection device that generates a thrust in the direction opposite to the descent to the ground, a small injection device that generates a thrust in the opposite direction to the reverse injection device, and the reverse injection device based on altitude and speed from a sensor. A control device for adjusting the thrust of the small injection device.
【０００８】このように構成された惑星探査機によれ
ば、前記逆噴射装置と反対方向の推進力を発生する小型
噴射装置を噴射することにより、惑星探査機のバウンド
を最小限に抑えることができ、目標着陸地点からのズレ
を最小限に抑えることができる。[0008] According to the planetary explorer configured as described above, by injecting the small-sized injector that generates a propulsive force in the opposite direction to the reverse injector, it is possible to minimize the bounding of the planetary explorer. It is possible to minimize the deviation from the target landing point.
【０００９】ここで、小型噴射装置を複数有し、制御装
置は小型噴射装置を個別に制御すると、惑星探査機の姿
勢が崩れたときでも、姿勢を立て直し転倒せずに着陸す
ることができる。Here, when a plurality of small ejectors are provided, and the control device individually controls the small ejectors, even when the attitude of the planetary explorer has collapsed, the attitude can be reestablished and the aircraft can land without falling.
【００１０】また、本発明による惑星表面を調査する調
査機器等を搭載した惑星探査機は、惑星探査機の本体フ
レームと、地表からの高度および自身の速度を測定する
センサと、地表への降下と反対方向の推進力を発生する
逆噴射装置と、地表に固定される固定部材と、前記固定
部材を発射する固定部材発射装置と、前記固定部材と前
記固定部材発射装置をつなぐワイヤと、前記センサから
の高度および速度をもとに前記逆噴射装置の推力を調節
し、前記固定部材を発射する信号を送る制御装置とを有
することを特徴とする。[0010] Further, a planetary explorer equipped with a survey device for investigating the surface of a planet according to the present invention comprises a main body frame of the planetary explorer, a sensor for measuring the altitude from the ground surface and its own speed, and A reverse injection device that generates a propulsive force in the opposite direction, a fixed member fixed to the ground, a fixed member firing device that fires the fixed member, a wire that connects the fixed member and the fixed member firing device, A control device for adjusting a thrust of the reverse injection device based on altitude and speed from a sensor and transmitting a signal for firing the fixed member.
【００１１】このように構成された惑星探査機によれ
ば、地表に固定した固定部材と惑星探査機に設置された
固定部材発射装置をつなぐワイヤーにより、惑星探査機
のバウンドを最小限に抑えることができ、目標着陸地点
からのズレを最小限に抑えることができる。[0011] According to the planetary spacecraft configured as described above, the bounding of the planetary spacecraft is minimized by the wire connecting the fixed member fixed to the ground surface and the fixed member launching device installed on the planetary spacecraft. And the deviation from the target landing point can be minimized.
【００１２】[0012]
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施形態に係る惑
星探査機の好適な実施形態について添付図面を参照しな
がら説明する。図１は本発明の第１の実施の形態による
惑星探査機の側面図、図２は上面図である。様々な惑星
に対する惑星探査機の実施例が考えられるが、ここでは
月面での惑星探査機を例にとる。DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS Preferred embodiments of the planetary explorer according to the present invention will be described below with reference to the accompanying drawings. FIG. 1 is a side view of a planetary explorer according to a first embodiment of the present invention, and FIG. 2 is a top view. Examples of planetary probes for various planets are conceivable. Here, a planetary probe on the moon is taken as an example.
【００１３】この惑星探査機１０１は小型噴射装置１１
０の上端から脚部１０６の下端までの高さ１．５ｍ、脚
部１０６の下端から隣り合う脚部１０６の下端までのま
での幅２．４ｍ、重量約２００kgであり、この惑星探査
機１０１の本体フレーム１０２は上部パネル１０３と下
部パネル１０４と上部パネル１０３と下部パネル１０４
とを連結する複数のフレーム１０５とからなる。This planetary spacecraft 101 has a small injection device 11
The height from the upper end of 0 to the lower end of the leg 106 is 1.5 m, the width from the lower end of the leg 106 to the lower end of the adjacent leg 106 is 2.4 m, and the weight is about 200 kg. The main body frame 102 has an upper panel 103, a lower panel 104, an upper panel 103, and a lower panel 104.
And a plurality of frames 105 connecting the two.
【００１４】本体フレーム１０２には４本の脚部１０６
が支持ピン１０７を介して連結され、脚部１０６の着陸
時の衝撃は脚部１０６の長さ方向略中央部と下部パネル
１０４とでそれぞれ支持されているダンパ１０８により
吸収される。The body frame 102 has four legs 106.
Are connected via a support pin 107, and the impact of the landing of the leg 106 at the time of landing is absorbed by a damper 108 supported by a substantially central portion in the length direction of the leg 106 and the lower panel 104.
【００１５】上部パネル１０３には地表への降下と反対
方向の推進力を発生する逆噴射装置１０９と地表へ降下
するのと同方向に推進力を発生する小型噴射装置１１０
が連結され、逆噴射装置１０９の最大推力は２７００Ｎ
で約３０％まで自由に推力を調節でき、小型噴射装置１
１０の最大推力は８０Ｎである。The upper panel 103 has a reverse injection device 109 for generating a propulsive force in the direction opposite to the descent to the ground surface, and a small injection device 110 for generating a thrust force in the same direction as the descent to the ground surface.
And the maximum thrust of the reverse injection device 109 is 2700 N
The thrust can be freely adjusted up to about 30% with the small injection device 1
The maximum thrust of 10 is 80N.
【００１６】そして、下部パネル１０４に取り付けられ
たセンサ１１１から入ってくる地表からの高度・惑星探
査機１０１の速度はラインＬ１０を介し、本体フレーム
１０２に取り付けられた制御装置１１２に入り、ライン
Ｌ１１を介して逆噴射装置１０９の出力制御を行い、ラ
インＬ１２、Ｌ１３を介して小型噴射装置１１０の出力
制御を行う。Then, the speed of the altitude / planetary explorer 101 from the ground coming from the sensor 111 attached to the lower panel 104 enters the control device 112 attached to the main frame 102 via the line L10, and the line L11 , And the output of the small injector 110 is controlled through lines L12 and L13.
【００１７】以下に、この惑星探査機１０１の動作を説
明する。月周回軌道上を周回する観測衛星から離脱した
惑星探査機１０１は、軌道速度を落としつつ月面に降下
し、近月点近くで逆噴射装置１０９及び小型噴射装置１
１０を用いて地表に対して鉛直下向きの垂直降下に移行
する。Hereinafter, the operation of the planetary explorer 101 will be described. The planetary explorer 101 which has departed from the observation satellite orbiting the lunar orbit descends on the moon while decreasing its orbital velocity, and near the near moon point, the reverse injection device 109 and the small injection device 1
Use 10 to transition to a vertical descent vertically downward with respect to the ground surface.
【００１８】そして高度約４００ｍまで制御装置１１２
により逆噴射装置１０９の推力を調節して一定の速度
（約５０m/s）にて降下する。この高度約４００ｍまで
達したとき、逆噴射装置１０９の推力を上げ一定加速度
（約５m/s2）で減速し、高度約１０mまで降下する。Then, the controller 112 up to an altitude of about 400 m
, The thrust of the reverse injection device 109 is adjusted to descend at a constant speed (about 50 m / s). When the altitude reaches about 400 m, the thrust of the reverse injection device 109 is increased, decelerated at a constant acceleration (about 5 m / s 2 ), and lowered to about 10 m.
【００１９】次に、逆噴射装置１０９の推力を低下させ
一定速度約1.5m/sにて地表近傍（高度２．０m）まで降
下した後、逆噴射装置１０９を停止し着陸時の速度をほ
ぼ０m/sとして着陸する。Next, after reducing the thrust of the reverse injection device 109 and descending near the ground surface (altitude 2.0 m) at a constant speed of about 1.5 m / s, the reverse injection device 109 is stopped and the speed at the time of landing is substantially reduced. Land at 0m / s.
【００２０】この時、着陸地点が月の裏側に設定されて
いる場合には、事前の調査で地表の状態を詳細に調べる
ことは難しく、また地球と惑星では電波反射率が異なる
ため、惑星探査機１０１に設置されている高度センサで
は着陸中にどうしても誤差が発生する。従って、地表か
ら離れたところにおいて逆噴射装置１０９を停止して、
惑星探査機１０１の落下速度が速くなったり、あるいは
逆噴射装置１０９を停止する前に惑星探査機１０１が地
表へ到達してしまい、速度を持ったまま地表へ到達し、
惑星探査機１０１がバウンドする。このとき、惑星探査
機１０１が大きくバウンドして目標の着陸地点から大き
くずれてしまうことは好ましくない。そこで、本発明の
特徴とするところは、バウンドした直後に、地表へ向か
う推力を有する小型噴射装置１１０を噴射しバウンド量
を減らすことにより、できる限り目標着陸地点近くに着
陸する。At this time, if the landing point is set on the back side of the moon, it is difficult to investigate the state of the ground surface in detail by a preliminary survey, and since the radio wave reflectance is different between the earth and the planet, the planetary exploration The altitude sensor installed in the aircraft 101 inevitably generates an error during landing. Therefore, the reverse injection device 109 is stopped away from the surface of the ground,
The falling speed of the planetary explorer 101 becomes faster, or the planetary explorer 101 reaches the ground surface before stopping the reverse injection device 109, and reaches the ground surface at a speed,
The planet explorer 101 bounces. At this time, it is not preferable that the planetary explorer 101 bounces greatly and deviates greatly from the target landing point. Therefore, a feature of the present invention is that, immediately after the bouncing, the small jetting device 110 having a thrust toward the surface of the ground is injected to reduce the amount of the bouncing, so that the landing is made as close as possible to the target landing point.
【００２１】ここで、好ましくは地表からバウンドした
後再度着陸するときに、複数の小型噴射装置１１０によ
り惑星探査機１０１の姿勢を制御しながら着陸する。こ
れは制御装置１１２から信号を個々の小型噴射装置１１
０に送り、小型噴射装置１１０の推進力を個別に制御す
る。これにより、地表の状態が悪く平らでないとき、バ
ウンドして惑星探査機１０１の姿勢が崩れても、再度の
着陸時には姿勢を修正することができる。Here, preferably, when landing again after bouncing from the ground surface, the landing is performed while controlling the attitude of the planetary explorer 101 by the plurality of small jetting devices 110. This is done by sending a signal from the controller 112 to the individual mini-injector 11
0 to individually control the propulsion of the small injectors 110. Thereby, when the state of the ground surface is not good and the plane is not flat, the posture can be corrected at the time of landing again, even if the posture of the planetary explorer 101 is broken due to bouncing.
【００２２】また、複数の小型噴射装置１１０を個別に
制御することにより、観測衛星から離脱し地表近傍まで
降下するときにも惑星探査機１０１の姿勢を制御するこ
とができる。Further, by individually controlling the plurality of small injectors 110, it is possible to control the attitude of the planetary explorer 101 even when it separates from the observation satellite and descends near the ground surface.
【００２３】図３は本発明の第２の実施の形態による惑
星探査機２０１の側面図を示す。なお、惑星探査機２０
１全体の構成等は図１で示した本発明の第１の実施の形
態の惑星探査機１０１とほぼ同様であるので、同一又は
類似する部品等には下２桁を惑星探査機１０１と同一符
号を付することで全体図示及び構成・作用等の詳細な説
明は省略する。FIG. 3 shows a side view of a planetary explorer 201 according to a second embodiment of the present invention. In addition, the planetary explorer 20
1 is substantially the same as the planetary explorer 101 according to the first embodiment of the present invention shown in FIG. 1, and the same or similar parts have the same lower two digits as the planetary explorer 101. By attaching reference numerals, detailed description of the overall illustration, configuration, operation, and the like is omitted.
【００２４】この惑星探査機２０１の脚部２０６のそれ
ぞれに、地表に向かって発射される固定部材２２０と固
定部材発射装置２２１とを設け、固定部材２２０と固定
部材発射装置２２１は図示されないワイヤでつながれて
いる。A fixed member 220 and a fixed member firing device 221 that are fired toward the surface of the earth are provided on each of the legs 206 of the planetary explorer 201. The fixed member 220 and the fixed member firing device 221 are connected by wires (not shown). They are connected.
【００２５】以下に、この惑星探査機２０１の動作を説
明する。地表までの着陸方法は第１の実施の形態と同様
で、本実施例においては着陸直後に、制御装置２１２か
らの信号を固定部材発射装置２２１に送り、それぞれの
固定部材２２０を地表に向けて発射し、地表に打ち込ま
れた固定部材２２０により、惑星探査機２０１がバウン
ドしても固定部材２２０と固定部材発射装置２２１をつ
なぐワイヤの長さ分でバウンドが止まるため、固定部材
２２０を打ち込んだ地点すなわち最初の着陸地点からワ
イヤの長さの範囲で着陸できる。The operation of the planet explorer 201 will be described below. The landing method up to the ground surface is the same as in the first embodiment. In this embodiment, immediately after landing, a signal from the control device 212 is sent to the fixed member firing device 221 to direct each fixed member 220 to the ground surface. Since the fixed member 220 was launched and driven into the ground, even when the planetary explorer 201 bounces, the bouncing stops at the length of the wire connecting the fixed member 220 and the fixed member launching device 221. You can land within a wire length from the point, the first landing point.
【００２６】なお、この固定装置として銛を用いること
が好ましく、銛を用いたときは、地表に打ち込まれる銛
として、長さは約１００mm、重量は５kgのものを使用
し、ワイヤの長さは２．０ｍとする。このとき、惑星探
査機２０１がバウンドしワイヤが伸びきったときの惑星
探査機２０１にかかる衝撃は３００Ｎ程度なので、惑星
探査機２０１の安全上も問題ないと考えられる。It is preferable to use a harpoon as the fixing device. When a harpoon is used, a harpoon to be driven into the ground having a length of about 100 mm and a weight of 5 kg is used. 2.0 m. At this time, since the impact on the planetary explorer 201 when the planetary explorer 201 bounces and the wire is fully extended is about 300 N, it is considered that there is no problem in the safety of the planetary explorer 201.
【００２７】[0027]
【発明の効果】本発明によれば、惑星探査機が地表着陸
時にバウンドしたとき、上向きの速度を小型噴射装置に
より減少させるため、惑星探査機のバウンドを最小限に
抑えることができる。これにより、事前の調査不足、着
陸中の高度測定誤差等により惑星探査機がバウンドした
ときでも、目標着陸地点近傍に着陸することができ、着
陸の衝撃を抑えることができる。According to the present invention, when the planetary spacecraft bounces at the time of landing on the ground, the upward velocity is reduced by the small injection device, so that the bounding of the planetary spacecraft can be minimized. As a result, even when the planetary explorer bounces due to lack of advance survey, altitude measurement error during landing, etc., it is possible to land near the target landing point and suppress landing impact.
【００２８】好ましくは、上記発明の効果に加えて、バ
ウンドしたとき、複数の小型噴射装置により着陸時の姿
勢を制御して着陸することができる。従って、地表の傾
斜に柔軟に対応することができ、転倒を防ぐことができ
る。Preferably, in addition to the effects of the above-described invention, when bouncing, the landing can be controlled by controlling the attitude at the time of landing by a plurality of small-sized injection devices. Therefore, it is possible to flexibly cope with the inclination of the ground surface, and it is possible to prevent a fall.
【００２９】また、本発明によれば、地表に固定された
固定装置により、惑星探査機がバウンドしたとき、目標
着陸地点からのズレを最小限にできる。これはバウンド
しやすい条件すなわち硬い地表や重力の小さい惑星にお
いて非常に有効であり、また周囲に溶岩流が流れている
場所など着陸地点の面積が狭いときになども確実に着陸
できる。Further, according to the present invention, when the planetary explorer bounces, the displacement from the target landing point can be minimized by the fixing device fixed to the ground surface. This is very effective on bouncing conditions, that is, on hard surfaces or low-gravity planets, and it can be reliably landed even when the area of the landing site is small, such as where lava flows are flowing around.
【００３０】上記実施の形態では、小型噴射装置を有す
る惑星探査機と、固定部材と固定部材発射装置とを有す
る惑星探査機を示したが、これらを組み合わせて用いる
と、より高い効果を得られることは言うまでもない。In the above embodiment, a planetary explorer having a small-sized injection device and a planetary explorer having a fixed member and a fixed member launching device have been described. However, when these are used in combination, higher effects can be obtained. Needless to say.
【図１】本発明の第１の実施例による惑星探査機を示す
側面図である。FIG. 1 is a side view showing a planetary explorer according to a first embodiment of the present invention.
【図２】本発明の第１の実施例による惑星探査機を示す
上面図である。FIG. 2 is a top view showing the planetary explorer according to the first embodiment of the present invention.
【図３】本発明の第２の実施例による惑星探査機を示す
側面図である。FIG. 3 is a side view showing a planetary explorer according to a second embodiment of the present invention.
１０１ 惑星探査機 １０２ 本体フレーム １０３ 上部パネル １０４ 下部パネル １０５ フレーム １０６ 脚部 １０７ 支持ピン １０８ ダンパ １０９ 逆噴射装置 １１０ 小型噴射装置 １１１ センサ １１２ 制御装置 １１３ 燃料タンク ２２０ 固定部材 ２２１ 固定部材発射装置 Ｌ１０、Ｌ１１、Ｌ１２、Ｌ１３、Ｍ１４ ライン DESCRIPTION OF SYMBOLS 101 Planetary explorer 102 Main body frame 103 Upper panel 104 Lower panel 105 Frame 106 Leg 107 Support pin 108 Damper 109 Reverse injection device 110 Small injection device 111 Sensor 112 Control device 113 Fuel tank 220 Fixed member 221 Fixed member firing device L10, L11 , L12, L13, M14 line
Claims (3)
た惑星探査機であって、 前記惑星探査機は該惑星探査機の本体フレームと、地表
からの高度および自身の速度を測定するセンサと、地表
への降下と反対方向の推進力を発生する逆噴射装置と、
前記逆噴射装置と反対方向の推進力を発生する小型噴射
装置と、前記センサからの高度および速度をもとに前記
逆噴射装置と小型噴射装置の推力を調節する制御装置と
を有することを特徴とする惑星探査機。1. A planetary explorer equipped with an investigation device for investigating a surface of a planet, wherein the planetary explorer includes a main body frame of the planetary explorer, a sensor for measuring an altitude from the surface of the earth and its own speed. A reverse-injection device that generates a thrust in the direction opposite to the descent to the surface,
A small injection device for generating a propulsive force in a direction opposite to the reverse injection device, and a control device for adjusting the thrust of the reverse injection device and the small injection device based on altitude and speed from the sensor. A planetary explorer.
装置は前記小型噴射装置を個別に制御することを特徴と
する請求項１記載の惑星探査機。2. The planetary explorer according to claim 1, comprising a plurality of said small ejectors, wherein said control device individually controls said small ejectors.
た惑星探査機であって、 前記惑星探査機は該惑星探査機の本体フレームと、地表
からの高度および自身の速度を測定するセンサと、地表
への降下と反対方向の推進力を発生する逆噴射装置と、
地表に固定される固定部材と、前記固定部材を発射する
固定部材発射装置と、前記固定部材と前記固定部材発射
装置をつなぐワイヤと、前記センサからの高度および速
度をもとに前記逆噴射装置の推力を調節し、前記固定部
材を発射する信号を送る制御装置とを有することを特徴
とする惑星探査機。3. A planetary explorer equipped with an investigation device or the like for investigating a planetary surface, wherein the planetary explorer includes a main body frame of the planetary explorer, a sensor for measuring an altitude from the ground surface and its own speed. A reverse-injection device that generates a thrust in the direction opposite to the descent to the surface,
A fixed member fixed to the ground, a fixed member firing device for firing the fixed member, a wire connecting the fixed member and the fixed member firing device, and the back-injection device based on altitude and speed from the sensor A controller for adjusting the thrust of the vehicle and sending a signal for firing the fixed member.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000142636A JP2001322600A (en) | 2000-05-16 | 2000-05-16 | Planet probe |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000142636A JP2001322600A (en) | 2000-05-16 | 2000-05-16 | Planet probe |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001322600A true JP2001322600A (en) | 2001-11-20 |
Family
ID=18649565
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000142636A Pending JP2001322600A (en) | 2000-05-16 | 2000-05-16 | Planet probe |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2001322600A (en) |
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2009094603A2 (en) * | 2008-01-24 | 2009-07-30 | Harold Rosen | Spin-stabilized lander |
| JP2012520786A (en) * | 2009-03-17 | 2012-09-10 | アストリウム エスアーエス | Landing device for space probe and landing method for spacecraft equipped with such device |
| JP2012528757A (en) * | 2009-06-04 | 2012-11-15 | アストリウム エスアーエス | Aircraft landing system and spacecraft equipped with this landing system |
| CN103350758A (en) * | 2013-06-24 | 2013-10-16 | 北京航空航天大学 | Attitude-adjustable moon soft lander |
| JP2014210572A (en) * | 2013-04-01 | 2014-11-13 | 独立行政法人宇宙航空研究開発機構 | Shock mitigation and rebound reduction system and method |
| CN106742079A (en) * | 2016-12-29 | 2017-05-31 | 北京空间机电研究所 | A kind of reusable landing buffer device of carrier rocket |
| JPWO2018043665A1 (en) * | 2016-09-02 | 2019-03-22 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | Leg structure and projectile using the same |
| CN111114850A (en) * | 2018-10-30 | 2020-05-08 | 哈尔滨工业大学 | Three-leg support asteroid surface anchoring device based on impact type ultrasonic drill |
| CN111610746A (en) * | 2020-05-12 | 2020-09-01 | 中国科学院沈阳自动化研究所 | Control system of planet sampling prototype |
| JP2021017086A (en) * | 2019-07-18 | 2021-02-15 | 三菱電機株式会社 | Probe, overturn prevention method, and overturn prevention control device |
| WO2021161873A1 (en) * | 2020-02-13 | 2021-08-19 | 三菱重工業株式会社 | Propulsion device, flying object, and propulsion method |
| CN113741193A (en) * | 2021-09-06 | 2021-12-03 | 北京理工大学 | Weak-gravity small celestial body surface bounce track correction control method |
| CN116605423A (en) * | 2023-05-11 | 2023-08-18 | 北京星河动力装备科技有限公司 | Landing leg structure for vertical rocket recovery |
| JP7366328B1 (en) | 2023-03-06 | 2023-10-20 | 三菱電機株式会社 | Fall risk detection method, fall risk detection device, flying object and program |
-
2000
- 2000-05-16 JP JP2000142636A patent/JP2001322600A/en active Pending
Cited By (24)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2009094603A2 (en) * | 2008-01-24 | 2009-07-30 | Harold Rosen | Spin-stabilized lander |
| WO2009094603A3 (en) * | 2008-01-24 | 2009-10-29 | Harold Rosen | Spin-stabilized lander |
| JP2012520786A (en) * | 2009-03-17 | 2012-09-10 | アストリウム エスアーエス | Landing device for space probe and landing method for spacecraft equipped with such device |
| JP2012528757A (en) * | 2009-06-04 | 2012-11-15 | アストリウム エスアーエス | Aircraft landing system and spacecraft equipped with this landing system |
| JP2014210572A (en) * | 2013-04-01 | 2014-11-13 | 独立行政法人宇宙航空研究開発機構 | Shock mitigation and rebound reduction system and method |
| CN103350758A (en) * | 2013-06-24 | 2013-10-16 | 北京航空航天大学 | Attitude-adjustable moon soft lander |
| CN103350758B (en) * | 2013-06-24 | 2015-06-10 | 北京航空航天大学 | Attitude-adjustable moon soft lander |
| JPWO2018043665A1 (en) * | 2016-09-02 | 2019-03-22 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | Leg structure and projectile using the same |
| CN106742079A (en) * | 2016-12-29 | 2017-05-31 | 北京空间机电研究所 | A kind of reusable landing buffer device of carrier rocket |
| CN106742079B (en) * | 2016-12-29 | 2019-04-09 | 北京空间机电研究所 | A kind of reusable landing buffer device of carrier rocket |
| CN111114850A (en) * | 2018-10-30 | 2020-05-08 | 哈尔滨工业大学 | Three-leg support asteroid surface anchoring device based on impact type ultrasonic drill |
| CN111114850B (en) * | 2018-10-30 | 2022-09-13 | 哈尔滨工业大学 | Three-leg support asteroid surface anchoring device based on impact type ultrasonic drill |
| JP2021017086A (en) * | 2019-07-18 | 2021-02-15 | 三菱電機株式会社 | Probe, overturn prevention method, and overturn prevention control device |
| JP7349838B2 (en) | 2019-07-18 | 2023-09-25 | 三菱電機株式会社 | Exploration vehicle, fall prevention method, and fall prevention control device |
| WO2021161873A1 (en) * | 2020-02-13 | 2021-08-19 | 三菱重工業株式会社 | Propulsion device, flying object, and propulsion method |
| JP2021126967A (en) * | 2020-02-13 | 2021-09-02 | 三菱重工業株式会社 | Propulsion device, flying body, and propulsion method |
| JP7451209B2 (en) | 2020-02-13 | 2024-03-18 | 三菱重工業株式会社 | Propulsion device, aircraft and propulsion method |
| CN111610746A (en) * | 2020-05-12 | 2020-09-01 | 中国科学院沈阳自动化研究所 | Control system of planet sampling prototype |
| CN111610746B (en) * | 2020-05-12 | 2023-06-27 | 中国科学院沈阳自动化研究所 | Control system of planetary sampling machine |
| CN113741193A (en) * | 2021-09-06 | 2021-12-03 | 北京理工大学 | Weak-gravity small celestial body surface bounce track correction control method |
| CN113741193B (en) * | 2021-09-06 | 2024-02-27 | 北京理工大学 | Weak attraction small celestial body surface bouncing track correction control method |
| JP7366328B1 (en) | 2023-03-06 | 2023-10-20 | 三菱電機株式会社 | Fall risk detection method, fall risk detection device, flying object and program |
| CN116605423A (en) * | 2023-05-11 | 2023-08-18 | 北京星河动力装备科技有限公司 | Landing leg structure for vertical rocket recovery |
| CN116605423B (en) * | 2023-05-11 | 2024-03-22 | 北京星河动力装备科技有限公司 | Landing leg structure for vertical rocket recovery |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP2001322600A (en) | Planet probe | |
| US5667167A (en) | Methods and apparatus for reusable launch platform and reusable spacecraft | |
| US9033276B1 (en) | Telescoping landing leg system | |
| CN107826269B (en) | A kind of perigee orbit changing method suitable for geostationary orbit satellite platform | |
| JP2001039397A (en) | Flying body having horizontal rotary wing | |
| CA2237583A1 (en) | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft | |
| EP0382858A1 (en) | Method and apparatus for changing orbit of artificial satellite | |
| US20120175466A1 (en) | Space debris removal using upper atmosphere | |
| US11565833B2 (en) | Recovery of a final stage of a spacecraft launch vehicle | |
| JPH072195A (en) | System and method for fixing propulsion fuel | |
| US4657210A (en) | Spacecraft stabilization system and method | |
| JPH115599A (en) | Spacecraft attitude controller and method therefor | |
| US11186376B2 (en) | Aerial delivery system | |
| US3421720A (en) | Aircraft seat ejection system | |
| RU2083448C1 (en) | Space vehicle for descent in atmosphere of planet and method of descent of space vehicle in atmosphere of planet | |
| DE4021685C2 (en) | Airborne land mine with positioning device | |
| Joffre et al. | Mars Sample Return: Mission analysis for an ESA Earth Return Orbiter | |
| Stephenson et al. | Mars ascent vehicle key elements of a Mars Sample Return mission | |
| RU2543451C1 (en) | Craft soft landing process | |
| Barth et al. | Post-flight analysis of the guidance, navigation, and control performance during Orion exploration flight test 1 | |
| Lorenzini | Error-tolerant technique for catching a spacecraft with a spinning tether | |
| Bassner et al. | Ion propulsion for drag compensation of GOCE | |
| USRE30429E (en) | Minimization of residual spacecraft nutation due to disturbing torques | |
| Teren | Explicit guidance equations for multistage boost trajectories | |
| Jaffe et al. | II. INTRODUCTION |