位相遅延量を使った飛翔体のVLBI位置計測 VLBI Astrometric Observation of Spacecraft with phase delay 関戸衛、市川隆一、大崎裕生、近藤哲朗、小山泰弘（NICT）、吉川真（ISAS/JAXA）、大西隆史（富士通）、「のぞみ」相対ＶＬＢＩ研究グループ（ISAS/JAXA、NICT、国立天文台、国土地理院、岐阜大、山口大、北海道大、SGL,NRCan Canada） VLBIによる飛翔体ナビゲーション :目的精密軌道決定の要求：惑星への精密着陸・軌道投入、軌道修正のエネルギー節約 VLBI R&RR + R01 R02 SC Astrometry 「のぞみ」の地球スイングバイ • 日本の最初の火星探査機「のぞみ」を2つの地球スイングバイの間の期間で観測した。日本国内及びカナダの VLIB観測局がVLBI観測に参加した。 Algonquin SGL & NRCan Tomakomai (Hokkaido Univ.) 宇宙研、NiCT、天文台、国土地理院、岐阜大、山口大、北海道大学と、カナダのアルゴンキン局 Mizusawa (NAO) Usuda (ISAS) Gifu (Gifu Univ.) Tsukuba (GSI) Yamaguchi (Yamaguchi Univ.) Koganei (CRL) Kagoshima(ISAS) (uplink) Kashima (CRL) 有限距離の電波源に対するVLBI 遅延モデル通常のVLBI B  X-Y 有限距離電波源に対するVLBI BK  c BS  c S RX0 B X Y R 0X  R 0Y K R0 X  R0Y RX0 K X (Fukuhisma 1993 A&A) B Y 有限距離電波現に対する相対論的VLBI遅延モデルコンセンサスモデル (M.Eubanks 1991)         2 K0 b  Ve  2Ve  w 2  Ve  b  K 0  Ve  t g  1  (1  γ)U   2 2 1  c 2c 2 c c      τ 2  τ1   K 0  (Ve  w 2 ) 1 c     有限距離 VLBIモデル (Sekido & Fukushima 2004)            2     Ve  2Ve  w 2 Ve  b V2 K  Ve  2w 2 K b 1  R 02  t g   1  (1  γ)U   2 2  c  c 2c 2c c   τ 2  τ1    2    V2  K  B(  2   022 )  1  R 02  1  2    c 2 R ( 1   ) 02 02       解析手順 • C: 予測遅延量と偏微分係数の計算 – 標準予測値計算パッケージ CALC9 を修正して使用. (Thanks to NASA/GSFC group) • O:ソフトウェア相関器により観測遅延量 (p)の抽出. • O-C:最小二乗法によるパラメータ推定真の軌道  x 予測軌道 y  O  C   y   x x 群遅延の場合(Post-fit 解析残差) ~100 nano sec. 飛翔体の信号 quasor (frq.) ~1MHz 位相遅延量併合位相苫小牧（北大) 山口大岐阜大位相接続の結果、非常に高精度な遅延量計測が長時間（24時間以上）のスパンで実現した。 (June 4th experiments) 基線を増やしたときの位相遅延解析解（飛翔体位置）の軌跡 6/4 Tobs Nstn Nbase 26 h 7 21 (6月4日の観測) 原点は R&RR による確定軌道 Algonquin基線を含むまとめ • 国内・国際基線を使って「のぞみ」のVLBI 観測を実施した • 相対論的有限距離電波源遅延モデルを導出し、 CALC9に組み込んだ. • 20ピコ秒精度の位相遅延量が長期のスパンで計測できた. • 位相遅延量を使って飛翔体の天球座標を推定し、 R&RRで計測した確定軌道とほぼ同じ位置が推定された（確定軌道を予測軌道として与えた場合）. • 次の問題は、 – 予報軌道（Predicted orbit）を使って解を収束させること。 – 相対VLBI観測により大気などの伝播遅延誤差を相殺する技術の採用。 Space Orbit of NOZOMI Jan. Feb. Mar. Apr. May Jun. Group Delay (Range signal) Closure Observation mode = 2MHz, 2bit Spacecraft Navigation with VLBI : Motivation Required for increased accuracy for future space missions: – For landing, orbiting, & saving energy • JPL/NASA has been employed – Japanese Space Agency (ISAS+NASDA=JAXA) • NOZOMI(Japanese Mars Explorer) – Needs to support orbit determination with VLBI. • Mission as our own Project Spacecraft Navigation VLBI R&RR + R01 R02 Observation：IP-VLBI Sampler board K5 VLBI System • • • • Sampling rate:40k-16MHz Quantization bit: 1-8bit 4ch/board 10MHz,1PPS inputs Predicted Orbit Predicted Orbit Final Orbit Final Orbit For astrometry of S.C. Tasks to be done are • VLBI for Finite distance radio source – A New VLBI delay Model corresponding to the CONSENSUS model. • Narrow band width signal – Group delay or Phase delay • Delay Resolution: (nano/pico seconds) • Ambiguity problem • Data Processing and Analysis software – IP-sampler boards recording to HD – Software correlation & Analysis software SC coordinate solutiion with Group Delay (Domestic Baselines)  x Origin is determined orbit with R&RR Phase delay solution 3.5 hours 4 hours Obs. duration Nstn Nbase May22 3.5 + 4 hours 6 15 May23 3.5 hours 5 10 May27 3 hours 4 6