JP2001063700A - 人工衛星の軌道制御方法、及びビーム照射領域の制御方法、並びに人工衛星システム - Google Patents
人工衛星の軌道制御方法、及びビーム照射領域の制御方法、並びに人工衛星システムInfo
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Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】地域限定サービスを目的とする準静止軌道衛星
における、軌道制御を行う手法を提供することである。 【解決手段】準静止軌道上にある人工衛星を用いる衛星
システムにおいて、前記人工衛星は軌道修正用の推進手
段を備え、前記人工衛星が準静止軌道上のサービス運用
領域以外の軌道上に存在するときに、前記推進手段を使
用して軌道制御を行うことを特徴とする人工衛星の軌道
制御方法である。
における、軌道制御を行う手法を提供することである。 【解決手段】準静止軌道上にある人工衛星を用いる衛星
システムにおいて、前記人工衛星は軌道修正用の推進手
段を備え、前記人工衛星が準静止軌道上のサービス運用
領域以外の軌道上に存在するときに、前記推進手段を使
用して軌道制御を行うことを特徴とする人工衛星の軌道
制御方法である。
Description
【0001】
【発明の属する技術分野】本発明は人工衛星の軌道制御
方法、及びビーム照射領域の制御方法、並びに人工衛星
システムに係り、特に人工衛星が準静止軌道上にあるも
のに好適な人工衛星の軌道制御方法、及びビーム照射領
域の制御方法、並びに人工衛星システムに関する。
方法、及びビーム照射領域の制御方法、並びに人工衛星
システムに係り、特に人工衛星が準静止軌道上にあるも
のに好適な人工衛星の軌道制御方法、及びビーム照射領
域の制御方法、並びに人工衛星システムに関する。
【0002】
【従来の技術】人工衛星の軌道制御方法としては、人工
衛星が受ける摂動力による外乱に対する軌道保持とし
て、静止軌道上の静止衛星における南北制御と東西制御
等が行われてきた。
衛星が受ける摂動力による外乱に対する軌道保持とし
て、静止軌道上の静止衛星における南北制御と東西制御
等が行われてきた。
【0003】南北制御とは、静止軌道上の人工衛星に南
北方向の速度変更を与え南北方向の人工衛星の位置、す
なわち軌道傾斜角を制御する方法である。
北方向の速度変更を与え南北方向の人工衛星の位置、す
なわち軌道傾斜角を制御する方法である。
【0004】東西制御とは、静止軌道上の人工衛星に東
西方向の速度変更を与え軌道進行方向及び半径方向の位
置を制御する方法である。
西方向の速度変更を与え軌道進行方向及び半径方向の位
置を制御する方法である。
【0005】人工衛星の搭載アンテナからのビーム照射
領域の制御方法としては、搭載アンテナを人工衛星本体
に固定し、人工衛星の姿勢制御によりビーム照射領域を
制御する方法や、搭載アンテナからの電波伝搬方向を機
械的または電子的制御により可変制御する方法が用いら
れてきた。
領域の制御方法としては、搭載アンテナを人工衛星本体
に固定し、人工衛星の姿勢制御によりビーム照射領域を
制御する方法や、搭載アンテナからの電波伝搬方向を機
械的または電子的制御により可変制御する方法が用いら
れてきた。
【0006】人工衛星の太陽電池パネルへの太陽の入射
角の変動による発生電力の変動に対しては、太陽電池パ
ネルを一軸駆動し、入射角を制御する方法,発生電力の
変動を考慮して太陽電池パネルが余剰電力を発生できる
ように設計する方法、及び太陽電池パネルの発生電力が
不足する時にはバッテリを使用する方法等が用いられて
きた。
角の変動による発生電力の変動に対しては、太陽電池パ
ネルを一軸駆動し、入射角を制御する方法,発生電力の
変動を考慮して太陽電池パネルが余剰電力を発生できる
ように設計する方法、及び太陽電池パネルの発生電力が
不足する時にはバッテリを使用する方法等が用いられて
きた。
【0007】
【発明が解決しようとする課題】準静止軌道衛星とは、
静止軌道衛星のように地上から見て静止していることは
ないが、地上から見てある一定のアークの中を非常に遅
い速度で動き、静止衛星に似た扱いのできる衛星であ
る。準静止軌道上での運用高度は概ね20000km以上
であり、通常は地上からみた仰角は、同じ地上から見た
静止衛星の仰角よりも高い位置にある。
静止軌道衛星のように地上から見て静止していることは
ないが、地上から見てある一定のアークの中を非常に遅
い速度で動き、静止衛星に似た扱いのできる衛星であ
る。準静止軌道上での運用高度は概ね20000km以上
であり、通常は地上からみた仰角は、同じ地上から見た
静止衛星の仰角よりも高い位置にある。
【0008】従来は、静止軌道上にある静止衛星及び低
中軌道を周囲する低中軌道衛星が実運用の行われている
人工衛星であったため、準静止軌道上にある準静止衛星
の姿勢制御に対しては、特に詳細な検討は行われていな
かった。
中軌道を周囲する低中軌道衛星が実運用の行われている
人工衛星であったため、準静止軌道上にある準静止衛星
の姿勢制御に対しては、特に詳細な検討は行われていな
かった。
【0009】静止衛星においては、ガスジェット装置,
電熱式ヒドラジンスラスタ,触媒式ヒドラジンスラス
タ、及びイオンエンジン等の推進装置を用いて、南北制
御と呼ばれる大推力を必要とする軌道制御が中心に行わ
れている。
電熱式ヒドラジンスラスタ,触媒式ヒドラジンスラス
タ、及びイオンエンジン等の推進装置を用いて、南北制
御と呼ばれる大推力を必要とする軌道制御が中心に行わ
れている。
【0010】ガスジェット装置は、ヒドラジンを燃料と
する一液スラスタで、ヒドラジンを触媒で分解し、大量
のガスを発生させてスラスタ部から放出することにより
推力を得るものである。電熱式ヒドラジンスラスタ及び
触媒式ヒドラジンスラスタは、ヒドラジンを触媒で分解
し、ヒータで加熱して噴射することにより推力を得るも
のである。イオンエンジンは、燃料原子を正電イオン化
し、これを静電場で加速して排出することにより推力を
得るものである。
する一液スラスタで、ヒドラジンを触媒で分解し、大量
のガスを発生させてスラスタ部から放出することにより
推力を得るものである。電熱式ヒドラジンスラスタ及び
触媒式ヒドラジンスラスタは、ヒドラジンを触媒で分解
し、ヒータで加熱して噴射することにより推力を得るも
のである。イオンエンジンは、燃料原子を正電イオン化
し、これを静電場で加速して排出することにより推力を
得るものである。
【0011】これら推進装置を一定の運用間隔において
運用し、南北方向の軌道制御を行う。
運用し、南北方向の軌道制御を行う。
【0012】低中軌道衛星においては、これまで地球全
体をサービスエリアとするシステムを目的としているた
め、軌道制御については、厳密に行われていない。特
に、低軌道衛星については、軌道傾斜角の時間変化率が
少ないため、軌道傾斜角を制御する面制御の頻度が少な
かった。
体をサービスエリアとするシステムを目的としているた
め、軌道制御については、厳密に行われていない。特
に、低軌道衛星については、軌道傾斜角の時間変化率が
少ないため、軌道傾斜角を制御する面制御の頻度が少な
かった。
【0013】以上の理由から、準静止軌道衛星の様に、
静止軌道以外の軌道を用いる軌道で静止軌道上の衛星の
南北制御に相当する軌道制御を行うことは検討されたこ
とがなかった。
静止軌道以外の軌道を用いる軌道で静止軌道上の衛星の
南北制御に相当する軌道制御を行うことは検討されたこ
とがなかった。
【0014】また、人工衛星からのビーム照射領域を制
御するにあたっては、静止衛星と低中軌道衛星とでそれ
ぞれ、以下の様に行われてきた。
御するにあたっては、静止衛星と低中軌道衛星とでそれ
ぞれ、以下の様に行われてきた。
【0015】静止衛星においては、衛星搭載アンテナを
衛星本体に固定し、衛星本体の姿勢を制御することによ
り衛星搭載アンテナの指向方向を制御し、最終的にビー
ム照射領域を制御するという方法がとられていた。ま
た、衛星本体に対して、衛星搭載アンテナの指向方向を
可変可能なように搭載することで、ビーム照射領域の制
御を行う場合もある。
衛星本体に固定し、衛星本体の姿勢を制御することによ
り衛星搭載アンテナの指向方向を制御し、最終的にビー
ム照射領域を制御するという方法がとられていた。ま
た、衛星本体に対して、衛星搭載アンテナの指向方向を
可変可能なように搭載することで、ビーム照射領域の制
御を行う場合もある。
【0016】低中軌道衛星においては、特定の地域へビ
ーム照射領域を制御することを目的としたことはなく、
ビーム照射領域の制御は厳密に行われていない。
ーム照射領域を制御することを目的としたことはなく、
ビーム照射領域の制御は厳密に行われていない。
【0017】以上の理由から、準静止軌道衛星の様に、
静止軌道以外の軌道を用いる軌道でビーム照射領域の制
御を厳密に検討されたことがなかった。
静止軌道以外の軌道を用いる軌道でビーム照射領域の制
御を厳密に検討されたことがなかった。
【0018】さらに、太陽電池パネルの方向の制御にお
いては、静止衛星と低中軌道衛星とでそれぞれ、以下の
様に行われてきた。
いては、静止衛星と低中軌道衛星とでそれぞれ、以下の
様に行われてきた。
【0019】静止衛星においては、黄道面が赤道面に対
して23度程度傾斜しているため、この傾斜分を補正す
るように太陽電池パネルを機械的に駆動し、太陽電池パ
ネルを太陽に対して垂直になるように制御するという方
法がとられていた。また、傾斜分による太陽電池パネル
による発生電力の変化は、発生電力が最大となるのは太
陽電池パネルが太陽に対して垂直に状態で、これを1と
すると、発生電力が最小となるのは太陽電池パネルが黄
道面と赤道面に対する傾斜角分だけ傾いた状態で、これ
はcos(23度)でおよそ0.92 である。このように、
静止衛星においては、発生電力の変化が少ないため、発
生電力最小時の電力が所要最大電力を上回るように太陽
電池パネルの設計を行い、太陽電離パネルと太陽方向が
垂直となる最大電力発生時には、電力が余剰となるよう
にしていた。また、太陽が地球の陰になる日陰時には、
太陽に備えられたバッテリに蓄えられた電力を用いる方
法も用いられている。
して23度程度傾斜しているため、この傾斜分を補正す
るように太陽電池パネルを機械的に駆動し、太陽電池パ
ネルを太陽に対して垂直になるように制御するという方
法がとられていた。また、傾斜分による太陽電池パネル
による発生電力の変化は、発生電力が最大となるのは太
陽電池パネルが太陽に対して垂直に状態で、これを1と
すると、発生電力が最小となるのは太陽電池パネルが黄
道面と赤道面に対する傾斜角分だけ傾いた状態で、これ
はcos(23度)でおよそ0.92 である。このように、
静止衛星においては、発生電力の変化が少ないため、発
生電力最小時の電力が所要最大電力を上回るように太陽
電池パネルの設計を行い、太陽電離パネルと太陽方向が
垂直となる最大電力発生時には、電力が余剰となるよう
にしていた。また、太陽が地球の陰になる日陰時には、
太陽に備えられたバッテリに蓄えられた電力を用いる方
法も用いられている。
【0020】低中軌道衛星においても、上述の静止衛星
において用いられている方法と同様の方法が用いられて
きた。また、特に低軌道においては、軌道傾斜角を90
度以上の適切な値にすることにより、太陽同期軌道と呼
ばれる人工衛星に対する太陽光の入射角を一定にする軌
道の場合があり、この場合は、太陽電池パネルの発生電
力の変動は抑えることができる。
において用いられている方法と同様の方法が用いられて
きた。また、特に低軌道においては、軌道傾斜角を90
度以上の適切な値にすることにより、太陽同期軌道と呼
ばれる人工衛星に対する太陽光の入射角を一定にする軌
道の場合があり、この場合は、太陽電池パネルの発生電
力の変動は抑えることができる。
【0021】なお、通常は静止軌道衛星は通信や放送等
の人工衛星に大きな所要電力を必要とするサービスに用
いられることが多く、低中軌道衛星は、天文及び地球観
測等の人工衛星にあまり大きな所要電力を必要としない
ミッションに用いられることが多い。このため、低中軌
道では、軌道傾斜角がかならずしも0度ではなく、静止
衛星に比べて太陽電池パネルの発生電力の変動は大きい
が、前述の余剰電力やバッテリの活用でまかなえる程度
の所要電力しか必要としないため、太陽電池パネルの発
生電力の変動の大きさが問題となることは少なかった。
の人工衛星に大きな所要電力を必要とするサービスに用
いられることが多く、低中軌道衛星は、天文及び地球観
測等の人工衛星にあまり大きな所要電力を必要としない
ミッションに用いられることが多い。このため、低中軌
道では、軌道傾斜角がかならずしも0度ではなく、静止
衛星に比べて太陽電池パネルの発生電力の変動は大きい
が、前述の余剰電力やバッテリの活用でまかなえる程度
の所要電力しか必要としないため、太陽電池パネルの発
生電力の変動の大きさが問題となることは少なかった。
【0022】また、人工衛星に対する太陽光入射方向の
変動に影響を与える要因をまとめると、軌道傾斜角、前
述の黄道面と赤道面の間の傾斜角(約23度)、及び人
工衛星の姿勢制御による姿勢変動分である。
変動に影響を与える要因をまとめると、軌道傾斜角、前
述の黄道面と赤道面の間の傾斜角(約23度)、及び人
工衛星の姿勢制御による姿勢変動分である。
【0023】準静止衛星では、軌道傾斜角が必ずしも0
度ではない。準静止軌道衛星では、軌道傾斜角を20〜
60度程度の範囲内にすることが多く、軌道傾斜角をi
度とすると、太陽電池パネルに対する太陽の入射角は、
最大i+23度とり、非常に変動が大きい。また、準静
止衛星は静止衛星と同様の通信や放送などの人工衛星に
大きな所要電力を必要とするサービスに用いられること
が多い。このため、準静止衛星では大きな所要電力を必
要とするが、その軌道の特性上のために、太陽の入射角
の変動が大きく、人工衛星の発生電力の変動が大きくな
り、発生電力が小さい場合には電力が不足したり、また
余剰電力を大きく持つために人工衛星が非常に大型化し
てしまうという問題点があった。
度ではない。準静止軌道衛星では、軌道傾斜角を20〜
60度程度の範囲内にすることが多く、軌道傾斜角をi
度とすると、太陽電池パネルに対する太陽の入射角は、
最大i+23度とり、非常に変動が大きい。また、準静
止衛星は静止衛星と同様の通信や放送などの人工衛星に
大きな所要電力を必要とするサービスに用いられること
が多い。このため、準静止衛星では大きな所要電力を必
要とするが、その軌道の特性上のために、太陽の入射角
の変動が大きく、人工衛星の発生電力の変動が大きくな
り、発生電力が小さい場合には電力が不足したり、また
余剰電力を大きく持つために人工衛星が非常に大型化し
てしまうという問題点があった。
【0024】そこで、本発明の第一の目的は、地域限定
サービスを目的とする準静止軌道衛星における軌道制御
方法を提供することにある。
サービスを目的とする準静止軌道衛星における軌道制御
方法を提供することにある。
【0025】また、本発明の第二の目的は、地域限定サ
ービスを目的とする準静止軌道衛星における当該サービ
スエリアへのビーム照射領域の制御方法を提供すること
にある。
ービスを目的とする準静止軌道衛星における当該サービ
スエリアへのビーム照射領域の制御方法を提供すること
にある。
【0026】さらに、本発明の第三の目的は、地域限定
サービスを目的とする準静止軌道衛星において、大きな
余剰電力やバッテリ電力のために人工衛星を大型化する
ことなく、太陽電池パネルへの太陽入射角の変動の影響
を抑えて、軌道上での所要電力をまかなうための人工衛
星システムを提供することにある。
サービスを目的とする準静止軌道衛星において、大きな
余剰電力やバッテリ電力のために人工衛星を大型化する
ことなく、太陽電池パネルへの太陽入射角の変動の影響
を抑えて、軌道上での所要電力をまかなうための人工衛
星システムを提供することにある。
【0027】
【課題を解決するための手段】前記第一の目的を達成す
るための軌道制御手法は、準静止軌道上にある人工衛星
が準静止軌道上のサービス運用領域以外の軌道上に存在
するときに、前記人工衛星が備えている軌道修正用の推
進手段を使用して軌道制御を行うことを特徴とする。
るための軌道制御手法は、準静止軌道上にある人工衛星
が準静止軌道上のサービス運用領域以外の軌道上に存在
するときに、前記人工衛星が備えている軌道修正用の推
進手段を使用して軌道制御を行うことを特徴とする。
【0028】前記第一の目的を達成するための軌道制御
手法の第二の形態は、準静止軌道上にある人工衛星が準
静止軌道上のサービス運用領域以外の軌道上に存在する
ときに、前記人工衛星が備えている軌道修正用の推進手
段、及び前記推進手段を用いて人工衛星に与える推力方
向を任意の方向に制御できる推進手段制御装置を使用し
て、軌道の接線方向,垂線方向及びそれらの合成方向に
対する軌道制御を行うことを特徴とする。
手法の第二の形態は、準静止軌道上にある人工衛星が準
静止軌道上のサービス運用領域以外の軌道上に存在する
ときに、前記人工衛星が備えている軌道修正用の推進手
段、及び前記推進手段を用いて人工衛星に与える推力方
向を任意の方向に制御できる推進手段制御装置を使用し
て、軌道の接線方向,垂線方向及びそれらの合成方向に
対する軌道制御を行うことを特徴とする。
【0029】前記第二の目的を達成するためのビーム照
射領域の制御方法は、サービスリンクに用いられる衛星
搭載アンテナが準静止軌道上にある人工衛星の本体に固
定され、前記人工衛星が準静止軌道上のサービス運用領
域内の軌道上に存在するときに、前記人工衛星が備えら
れている姿勢制御用の制御トルク発生手段を使用して衛
星姿勢を制御することによって、人工衛星からのビーム
照射領域を保持するように姿勢制御を行うことを特徴と
する。
射領域の制御方法は、サービスリンクに用いられる衛星
搭載アンテナが準静止軌道上にある人工衛星の本体に固
定され、前記人工衛星が準静止軌道上のサービス運用領
域内の軌道上に存在するときに、前記人工衛星が備えら
れている姿勢制御用の制御トルク発生手段を使用して衛
星姿勢を制御することによって、人工衛星からのビーム
照射領域を保持するように姿勢制御を行うことを特徴と
する。
【0030】前記第二の目的を達成するためのビーム照
射領域の制御方法の第二の形態は、サービスリンクに用
いられる衛星搭載アンテナが準静止軌道上にある人工衛
星の本体に対して可変に制御可能なように搭載され、前
記人工衛星が準静止軌道上のサービス運用領域内の軌道
上に存在するときに、前記人工衛星が備えている姿勢制
御用の制御トルク発生手段を使用して衛星姿勢を制御す
ることによって、人工衛星からのビーム照射領域を保持
するように姿勢制御を行うことを特徴とする。
射領域の制御方法の第二の形態は、サービスリンクに用
いられる衛星搭載アンテナが準静止軌道上にある人工衛
星の本体に対して可変に制御可能なように搭載され、前
記人工衛星が準静止軌道上のサービス運用領域内の軌道
上に存在するときに、前記人工衛星が備えている姿勢制
御用の制御トルク発生手段を使用して衛星姿勢を制御す
ることによって、人工衛星からのビーム照射領域を保持
するように姿勢制御を行うことを特徴とする。
【0031】前記第三の目的を達成するための電力系構
成を有する人工衛星システムは、準静止軌道上にある人
工衛星を用いる衛星システムにおいて、サービスに用い
られる衛星搭載アンテナの通信方向が前記人工衛星の本
体に固定され、前記人工衛星は姿勢制御用の制御トルク
発生手段を備えていると共に、前記人工衛星の太陽電池
パネルは2軸駆動制御が可能であるように構成され、か
つ、前記人工衛星が準静止軌道上のサービス運用領域内
の軌道上に存在するときに、前記制御トルク発生手段を
使用して衛星姿勢を制御することによって、人工衛星か
らのビーム照射領域を保持するように姿勢制御を行いつ
つ、太陽電池パネルを2軸駆動制御することにより太陽
電池パネルを太陽方向に垂直に向けるように制御するこ
とを特徴とする。
成を有する人工衛星システムは、準静止軌道上にある人
工衛星を用いる衛星システムにおいて、サービスに用い
られる衛星搭載アンテナの通信方向が前記人工衛星の本
体に固定され、前記人工衛星は姿勢制御用の制御トルク
発生手段を備えていると共に、前記人工衛星の太陽電池
パネルは2軸駆動制御が可能であるように構成され、か
つ、前記人工衛星が準静止軌道上のサービス運用領域内
の軌道上に存在するときに、前記制御トルク発生手段を
使用して衛星姿勢を制御することによって、人工衛星か
らのビーム照射領域を保持するように姿勢制御を行いつ
つ、太陽電池パネルを2軸駆動制御することにより太陽
電池パネルを太陽方向に垂直に向けるように制御するこ
とを特徴とする。
【0032】前記第三の目的を達成するための電力系構
成を有する人工衛星システムの第二の形態は、準静止軌
道上にある人工衛星を用いる衛星システムにおいて、サ
ービスに用いられる衛星搭載アンテナの通信方向が前記
人工衛星の本体に対して可変に制御可能なように搭載さ
れ、前記人工衛星は姿勢制御用の制御トルク発生手段を
備えていると共に、前記人工衛星の太陽電池パネルは駆
動制御が可能であるように構成され、かつ、前記人工衛
星が準静止軌道上のサービス運用領域内の軌道上に存在
するときに、前記制御トルク発生手段を使用して衛星姿
勢を制御することと衛星搭載アンテナの通信方向の制御
を行うことによって人工衛星からのビーム照射領域を保
持するように姿勢制御を行いつつ、太陽電池パネルを駆
動制御することにより太陽電池パネルを太陽方向に垂直
に向けるように制御することを特徴とする。
成を有する人工衛星システムの第二の形態は、準静止軌
道上にある人工衛星を用いる衛星システムにおいて、サ
ービスに用いられる衛星搭載アンテナの通信方向が前記
人工衛星の本体に対して可変に制御可能なように搭載さ
れ、前記人工衛星は姿勢制御用の制御トルク発生手段を
備えていると共に、前記人工衛星の太陽電池パネルは駆
動制御が可能であるように構成され、かつ、前記人工衛
星が準静止軌道上のサービス運用領域内の軌道上に存在
するときに、前記制御トルク発生手段を使用して衛星姿
勢を制御することと衛星搭載アンテナの通信方向の制御
を行うことによって人工衛星からのビーム照射領域を保
持するように姿勢制御を行いつつ、太陽電池パネルを駆
動制御することにより太陽電池パネルを太陽方向に垂直
に向けるように制御することを特徴とする。
【0033】上述した各本発明によれば、準静止軌道上
にある人工衛星を用いて地域限定サービスを行う衛星シ
ステムにおいて、当該サービスエリアへのサービスへの
軌道制御の影響を及ぼすことなく、軌道制御を行うこと
を可能とする。
にある人工衛星を用いて地域限定サービスを行う衛星シ
ステムにおいて、当該サービスエリアへのサービスへの
軌道制御の影響を及ぼすことなく、軌道制御を行うこと
を可能とする。
【0034】また、前述の衛星システムにおいて、当該
サービスエリア以外への不要放射を出さないようにビー
ム照射領域の制御を行うことを可能とする。
サービスエリア以外への不要放射を出さないようにビー
ム照射領域の制御を行うことを可能とする。
【0035】さらに、前述の衛星システムにおいて、大
きな余剰電力やバッテリ電力のために人工衛星を大型化
することなく、太陽電池パネルへの太陽入射角の変動の
影響を抑えて、軌道上での所要電力をまかなうための手
法を提供することである。
きな余剰電力やバッテリ電力のために人工衛星を大型化
することなく、太陽電池パネルへの太陽入射角の変動の
影響を抑えて、軌道上での所要電力をまかなうための手
法を提供することである。
【0036】
【発明の実施の形態】以下、本発明の一実施例について
図面を用いて説明する。
図面を用いて説明する。
【0037】図1に地球上への準静止軌道の一例の地球
上への軌道軌跡の投影図を示す。
上への軌道軌跡の投影図を示す。
【0038】図1中の曲線100は、準静止軌道の軌跡
を示す。曲線100中の曲線110は、前述の軌跡中で
人工衛星がサービスを行う箇所のみを示す。前述の人工
衛星が曲線110以外の曲線100に存在するときは、
他の人工衛星が曲線110内に存在するように複数の人
工衛星を配置することにより、サービスを連続的に行
う。
を示す。曲線100中の曲線110は、前述の軌跡中で
人工衛星がサービスを行う箇所のみを示す。前述の人工
衛星が曲線110以外の曲線100に存在するときは、
他の人工衛星が曲線110内に存在するように複数の人
工衛星を配置することにより、サービスを連続的に行
う。
【0039】前述の曲線110内に人工衛星が存在する
場合に軌道制御を行うと、人工衛星から地表へ照射する
ビームの領域が変動し、人工衛星によるサービスに影響
が出る場合がある。このため、人工衛星がサービスを行
っていない曲線110以外の曲線100に存在するとき
に軌道制御を行うことにより、人工衛星によるサービス
に影響を及ぼさずに、軌道制御を行うことが可能にな
る。
場合に軌道制御を行うと、人工衛星から地表へ照射する
ビームの領域が変動し、人工衛星によるサービスに影響
が出る場合がある。このため、人工衛星がサービスを行
っていない曲線110以外の曲線100に存在するとき
に軌道制御を行うことにより、人工衛星によるサービス
に影響を及ぼさずに、軌道制御を行うことが可能にな
る。
【0040】次に、本発明の第二の実施例について、図
面を用いて説明する。
面を用いて説明する。
【0041】図2(a)(b)を用いて各座標系の説明
をする。図2(a)の如く、衛星200に衛星座標系2
20を定義する。衛星座標系220の各軸に平行に、衛
星200の推進手段としてスラスタ231,232、及
び233が取り付けられている。図2(b)の如く、軌
道300上の点310に軌道座標系320を定義する。
軌道座標系320は、軌道上の衛星の進行方向にX軸、
地球の中心方向にY軸,X軸及びY軸と直行するように
Z軸をとることにより構成される。
をする。図2(a)の如く、衛星200に衛星座標系2
20を定義する。衛星座標系220の各軸に平行に、衛
星200の推進手段としてスラスタ231,232、及
び233が取り付けられている。図2(b)の如く、軌
道300上の点310に軌道座標系320を定義する。
軌道座標系320は、軌道上の衛星の進行方向にX軸、
地球の中心方向にY軸,X軸及びY軸と直行するように
Z軸をとることにより構成される。
【0042】衛星座標系220が軌道座標系320に平
行となるように、衛星200を軌道300上に配置した
場合に、スラスタ231,232、及び233が軌道座
標系320と平行となるため、軌道制御が容易となる。
すなわち、人工衛星200を軌道座標系320のZ軸に
平行に軌道制御を行いたい場合は、スラスタ233の制
御を行えばよい。
行となるように、衛星200を軌道300上に配置した
場合に、スラスタ231,232、及び233が軌道座
標系320と平行となるため、軌道制御が容易となる。
すなわち、人工衛星200を軌道座標系320のZ軸に
平行に軌道制御を行いたい場合は、スラスタ233の制
御を行えばよい。
【0043】静止衛星の場合は、常に衛星座標系220
と軌道座標系320とを平行に静止軌道上に配置できる
ため、前述のような単純な制御が可能である。これは他
の軸に対しても同様である。
と軌道座標系320とを平行に静止軌道上に配置できる
ため、前述のような単純な制御が可能である。これは他
の軸に対しても同様である。
【0044】準静止軌道の場合は、衛星搭載アンテナが
衛星に対して固定されていると、常に衛星座標系220
と衛星座標系320とを平行に軌道上に配置すると、衛
星からの地表へのビーム照射領域が一定とはならない。
このため、人工衛星200の姿勢制御を行うため、遠地
点と近地点のみで衛星座標系220と軌道座標系320と
が平行になる。準静止軌道の場合は、通常遠地点は図1
の曲線110の中に存在する。第一の実施例で述べたと
おり、曲線110内では軌道制御を行わず、曲線110
外で軌道制御を行う場合には、衛星座標系220と軌道
座標系320を平行にすることはできない。衛星座標系
220と軌道上座標系320が平行でない状態では、軌
道座標系の一座標軸方向の制御を行う場合は、スラスタ
231,232、及び233の内の最低2ヶを同時に使
用して、各スラスタの推力のベクトル合成結果が目的の
制御を行う当該座標軸の方向及び制御目標推力とが一致
するように制御を行う必要がある。
衛星に対して固定されていると、常に衛星座標系220
と衛星座標系320とを平行に軌道上に配置すると、衛
星からの地表へのビーム照射領域が一定とはならない。
このため、人工衛星200の姿勢制御を行うため、遠地
点と近地点のみで衛星座標系220と軌道座標系320と
が平行になる。準静止軌道の場合は、通常遠地点は図1
の曲線110の中に存在する。第一の実施例で述べたと
おり、曲線110内では軌道制御を行わず、曲線110
外で軌道制御を行う場合には、衛星座標系220と軌道
座標系320を平行にすることはできない。衛星座標系
220と軌道上座標系320が平行でない状態では、軌
道座標系の一座標軸方向の制御を行う場合は、スラスタ
231,232、及び233の内の最低2ヶを同時に使
用して、各スラスタの推力のベクトル合成結果が目的の
制御を行う当該座標軸の方向及び制御目標推力とが一致
するように制御を行う必要がある。
【0045】図3に人工衛星200の軌道制御及び姿勢
制御に関する制御ブロックを示す。人工衛星200は推
進装置230を有し、推進装置230はスラスタ23
1,232、及び233を有する。また、人工衛星20
0は姿勢制御装置240を有し、姿勢制御装置240は
姿勢検出手段としてセンサ241を有する。センサ24
1としては、通常はスターセンサ,地球センサ,太陽セ
ンサ,ジャイロ,電波センサ等が用いられる。TT&C
系250には、軌道制御演算部251を有し、センサ2
41の情報を基に、各スラスタ231,232、及び2
33への制御指令を生成する。この制御指令に基づき、
各スラスタ231,232、及び233が制御される。
制御に関する制御ブロックを示す。人工衛星200は推
進装置230を有し、推進装置230はスラスタ23
1,232、及び233を有する。また、人工衛星20
0は姿勢制御装置240を有し、姿勢制御装置240は
姿勢検出手段としてセンサ241を有する。センサ24
1としては、通常はスターセンサ,地球センサ,太陽セ
ンサ,ジャイロ,電波センサ等が用いられる。TT&C
系250には、軌道制御演算部251を有し、センサ2
41の情報を基に、各スラスタ231,232、及び2
33への制御指令を生成する。この制御指令に基づき、
各スラスタ231,232、及び233が制御される。
【0046】以上により、曲線110以外の曲線100
内の軌道での軌道制御が可能となる。
内の軌道での軌道制御が可能となる。
【0047】本実施例中のスラスタは、ガスジェットス
ラスタや電熱式ヒドラジンスラスタや触媒式ヒドラジン
スラスタ等のいずれのスラスタでも良い。
ラスタや電熱式ヒドラジンスラスタや触媒式ヒドラジン
スラスタ等のいずれのスラスタでも良い。
【0048】次に、本発明の第三の実施例について、図
を用いて説明する。
を用いて説明する。
【0049】図4に人工衛星200の軌道制御及び姿勢
制御に関する制御ブロックの第二の形態を示す。人工衛
星200は推進装置230を有し、推進装置230はイ
オンエンジン231a,232a、及び233aを有す
る。また、人工衛星200は姿勢制御装置240を有
し、姿勢制御装置240は姿勢検出手段としてセンサ2
41を有する。TT&C系250には、軌道制御演算部
251を有し、センサ241の情報を基に、各イオンエ
ンジン231a,232a、及び233aへの制御指令
を生成する。この制御指令に基づき、各イオンエンジン
231a,232a、及び233aが制御される。イオンエ
ンジンは推力がガスジェットスラスタや電熱式ヒドラジ
ンスラスタや触媒式ヒドラジンスラスタ等のスラスタに
比べて少ない。このため、人工衛星200が曲線110
内にある状態でイオンエンジン231a,232a、及
び233aによる軌道制御を行っても、人工衛星からの
ビーム照射領域の変動などを生じることはなく、サービ
ス中での軌道制御も可能となる。
制御に関する制御ブロックの第二の形態を示す。人工衛
星200は推進装置230を有し、推進装置230はイ
オンエンジン231a,232a、及び233aを有す
る。また、人工衛星200は姿勢制御装置240を有
し、姿勢制御装置240は姿勢検出手段としてセンサ2
41を有する。TT&C系250には、軌道制御演算部
251を有し、センサ241の情報を基に、各イオンエ
ンジン231a,232a、及び233aへの制御指令
を生成する。この制御指令に基づき、各イオンエンジン
231a,232a、及び233aが制御される。イオンエ
ンジンは推力がガスジェットスラスタや電熱式ヒドラジ
ンスラスタや触媒式ヒドラジンスラスタ等のスラスタに
比べて少ない。このため、人工衛星200が曲線110
内にある状態でイオンエンジン231a,232a、及
び233aによる軌道制御を行っても、人工衛星からの
ビーム照射領域の変動などを生じることはなく、サービ
ス中での軌道制御も可能となる。
【0050】次に、本発明の第四の実施例について、図
面を用いて説明する。
面を用いて説明する。
【0051】図5に人工衛星200からのビーム照射領
域を示す。曲線400がサービスエリアの範囲を示す。
当該サービスエルア外への不要放射を防ぐために、ビー
ム照射領域の当該サービスエリアからのずれは、所定の
誤差範囲内に抑さえる必要がある。
域を示す。曲線400がサービスエリアの範囲を示す。
当該サービスエルア外への不要放射を防ぐために、ビー
ム照射領域の当該サービスエリアからのずれは、所定の
誤差範囲内に抑さえる必要がある。
【0052】図6に人工衛星200の軌道制御及び姿勢
制御に関する制御ブロックの第三の形態を示す。人工衛
星200は推進装置230を有し、推進装置230はス
ラスタ231,232、及び233を有する。また、人
工衛星200は姿勢制御装置240を有し、姿勢制御装
置240は姿勢検出手段としてセンサ241、及び姿勢
制御手段としてリアクションホイール242を有する。
TT&C系250には、軌道制御演算部251を有し、
センサ241の情報を基に、リアクションホイール24
2への制御指令を生成する。この制御指令に基づき、リ
アクションホイール242が制御される。また、人工衛
星200は衛星搭載アンテナ260を有する。衛星搭載
アンテナ260の反射鏡261及びホーン262は共に
人工衛星200の本体に対して固定して搭載されてい
る。従って、人工衛星200からのビームの照射領域の
制御は、人工衛星200の姿勢制御によって達成され
る。
制御に関する制御ブロックの第三の形態を示す。人工衛
星200は推進装置230を有し、推進装置230はス
ラスタ231,232、及び233を有する。また、人
工衛星200は姿勢制御装置240を有し、姿勢制御装
置240は姿勢検出手段としてセンサ241、及び姿勢
制御手段としてリアクションホイール242を有する。
TT&C系250には、軌道制御演算部251を有し、
センサ241の情報を基に、リアクションホイール24
2への制御指令を生成する。この制御指令に基づき、リ
アクションホイール242が制御される。また、人工衛
星200は衛星搭載アンテナ260を有する。衛星搭載
アンテナ260の反射鏡261及びホーン262は共に
人工衛星200の本体に対して固定して搭載されてい
る。従って、人工衛星200からのビームの照射領域の
制御は、人工衛星200の姿勢制御によって達成され
る。
【0053】以上により、人工衛星からのビーム照射領
域の変動を制限するような制御が可能となる。
域の変動を制限するような制御が可能となる。
【0054】次に、本発明の第五の実施例ついて、図面
を用いて説明する。
を用いて説明する。
【0055】図7に人工衛星200の軌道制御及び姿勢
制御に関する制御ブロックの第四の形態を示す。人工衛
星200は推進装置230を有し、推進装置230はス
ラスタ231,232、及び233を有する。また、人
工衛星200は姿勢制御装置240を有し、姿勢制御装
置240は姿勢検出手段として、センサ241、及び姿
勢制御手段としてリアクションホイール242を有す
る。また、人工衛星200は衛星搭載アンテナ260を有
する。衛星搭載アンテナ260の反射鏡261は人工衛
星200の本体に対して固定して搭載されている。衛星
搭載アンテナ260のホーン262は反射鏡261への電
波伝搬方向が、ホーン262によって可変に制御できる
ように搭載されている。この可変制御の方法は、機械的
な駆動によっても、フェーズドアレイの様に電子的な方
法によってもいずれでも良い。TT&C系250には、
軌道制御演算部251を有し、センサ241の情報を基
に、リアクションホイール242及びホーン制御装置2
63への制御指令を生成する。この制御指令に基づき、
リアクションホイール242及びホーン262が制御さ
れる。従って、人工衛星200からのビームの照射領域
の制御は、人工衛星200の姿勢制御及びホーン262
の電波伝搬方向の制御の組み合わせによって達成され
る。
制御に関する制御ブロックの第四の形態を示す。人工衛
星200は推進装置230を有し、推進装置230はス
ラスタ231,232、及び233を有する。また、人
工衛星200は姿勢制御装置240を有し、姿勢制御装
置240は姿勢検出手段として、センサ241、及び姿
勢制御手段としてリアクションホイール242を有す
る。また、人工衛星200は衛星搭載アンテナ260を有
する。衛星搭載アンテナ260の反射鏡261は人工衛
星200の本体に対して固定して搭載されている。衛星
搭載アンテナ260のホーン262は反射鏡261への電
波伝搬方向が、ホーン262によって可変に制御できる
ように搭載されている。この可変制御の方法は、機械的
な駆動によっても、フェーズドアレイの様に電子的な方
法によってもいずれでも良い。TT&C系250には、
軌道制御演算部251を有し、センサ241の情報を基
に、リアクションホイール242及びホーン制御装置2
63への制御指令を生成する。この制御指令に基づき、
リアクションホイール242及びホーン262が制御さ
れる。従って、人工衛星200からのビームの照射領域
の制御は、人工衛星200の姿勢制御及びホーン262
の電波伝搬方向の制御の組み合わせによって達成され
る。
【0056】以上により、人工衛星からのビーム照射領
域の変動を制限するような制御が可能となる。
域の変動を制限するような制御が可能となる。
【0057】次に、本発明の第六の実施例ついて、図面
を用いて説明する。
を用いて説明する。
【0058】図8に人工衛星200の軌道制御及び姿勢
制御に関する制御ブロックの第六の形態を示す。人工衛
星200は推進装置230を有し、推進装置230はス
ラスタ231,232、及び233を有する。また、人
工衛星200は姿勢制御装置240を有し、姿勢制御装
置240は姿勢検出手段として、センサ241、及び姿
勢制御手段としてリアクションホイール242を有す
る。TT&C系250には、軌道制御演算部251を有
し、センサ241の情報を基に、リアクションホイール
242への制御指令を生成する。この制御指令に基づ
き、リアクションホイール242が制御される。また、
人工衛星200は衛星搭載アンテナ260を有する。衛
星搭載アンテナ260の反射鏡261及びホーン262
は共に人工衛星200の本体に対して固定して搭載され
ている。また、人工衛星200は電源系270を有し、
電源系270は太陽電池パネル271及び駆動軸272
及び273と駆動軸272及び273を駆動制御する駆
動制御装置274及び275を有する。軌道制御演算部
251は、リアクションホイール242と同時に駆動制
御装置274及び275へも制御指令を生成する。この
制御指令に基づき、太陽電池パネル方向を太陽光の入射
角に対して垂直になるように制御する。
制御に関する制御ブロックの第六の形態を示す。人工衛
星200は推進装置230を有し、推進装置230はス
ラスタ231,232、及び233を有する。また、人
工衛星200は姿勢制御装置240を有し、姿勢制御装
置240は姿勢検出手段として、センサ241、及び姿
勢制御手段としてリアクションホイール242を有す
る。TT&C系250には、軌道制御演算部251を有
し、センサ241の情報を基に、リアクションホイール
242への制御指令を生成する。この制御指令に基づ
き、リアクションホイール242が制御される。また、
人工衛星200は衛星搭載アンテナ260を有する。衛
星搭載アンテナ260の反射鏡261及びホーン262
は共に人工衛星200の本体に対して固定して搭載され
ている。また、人工衛星200は電源系270を有し、
電源系270は太陽電池パネル271及び駆動軸272
及び273と駆動軸272及び273を駆動制御する駆
動制御装置274及び275を有する。軌道制御演算部
251は、リアクションホイール242と同時に駆動制
御装置274及び275へも制御指令を生成する。この
制御指令に基づき、太陽電池パネル方向を太陽光の入射
角に対して垂直になるように制御する。
【0059】以上により、リアクションホイール242
の制御により人工衛星200からのビーム照射領域の変
動を制限するように制御しつつ、太陽電池パネル271
の方向を駆動制御し、太陽電池パネルと太陽光の入射角
とが垂直に近い状態となるように制御し、人工衛星20
0に対する太陽光の入射角が変動しても発生電力を維持
することが可能となる。
の制御により人工衛星200からのビーム照射領域の変
動を制限するように制御しつつ、太陽電池パネル271
の方向を駆動制御し、太陽電池パネルと太陽光の入射角
とが垂直に近い状態となるように制御し、人工衛星20
0に対する太陽光の入射角が変動しても発生電力を維持
することが可能となる。
【0060】次に、本発明の第七の実施例について、図
面を用いて説明する。
面を用いて説明する。
【0061】図9に人工衛星200の軌道制御及び姿勢
制御に関する制御ブロックの第六の形態を示す。人工衛
星200は推進装置230を有し、推進装置230はス
ラスタ231,232、及び233を有する。また、人
工衛星200は姿勢制御装置240を有し、姿勢制御装
置240は姿勢検出手段として、センサ241、及び姿
勢制御手段としてリアクションホイール242を有す
る。TT&C系250には、軌道制御演算部251を有
し、センサ241の情報を基に、リアクションホイール
242への制御指令を生成する。この制御指令に基づ
き、リアクションホイール242が制御される。また、
人工衛星200は衛星搭載アンテナ260を有する。衛
星搭載アンテナ260の反射鏡261は共に人工衛星2
00の本体に対して固定して搭載されている。衛星搭載
アンテナ260のホーン262は反射鏡261への電波
伝搬方向が、ホーン262によって可変に制御できるよ
うに搭載されている。この可変制御の方法は、機械的な
駆動によっても、フェーズドアレイの様に電子的な方法
によってもいずれでも良い。また、人工衛星200は電
源系270を有し、電源系270は太陽電池パネル27
1及び駆動軸272と駆動軸272を駆動制御する駆動
制御装置274を有する。軌道制御演算部251は、リ
アクションホイール242と同時に駆動制御装置274
へも制御指令を生成する。この制御指令に基づき、太陽
電池パネル方向を太陽光の入射角に対して垂直になるよ
うに制御する。
制御に関する制御ブロックの第六の形態を示す。人工衛
星200は推進装置230を有し、推進装置230はス
ラスタ231,232、及び233を有する。また、人
工衛星200は姿勢制御装置240を有し、姿勢制御装
置240は姿勢検出手段として、センサ241、及び姿
勢制御手段としてリアクションホイール242を有す
る。TT&C系250には、軌道制御演算部251を有
し、センサ241の情報を基に、リアクションホイール
242への制御指令を生成する。この制御指令に基づ
き、リアクションホイール242が制御される。また、
人工衛星200は衛星搭載アンテナ260を有する。衛
星搭載アンテナ260の反射鏡261は共に人工衛星2
00の本体に対して固定して搭載されている。衛星搭載
アンテナ260のホーン262は反射鏡261への電波
伝搬方向が、ホーン262によって可変に制御できるよ
うに搭載されている。この可変制御の方法は、機械的な
駆動によっても、フェーズドアレイの様に電子的な方法
によってもいずれでも良い。また、人工衛星200は電
源系270を有し、電源系270は太陽電池パネル27
1及び駆動軸272と駆動軸272を駆動制御する駆動
制御装置274を有する。軌道制御演算部251は、リ
アクションホイール242と同時に駆動制御装置274
へも制御指令を生成する。この制御指令に基づき、太陽
電池パネル方向を太陽光の入射角に対して垂直になるよ
うに制御する。
【0062】以上により、リアクションホイール242
の制御及びホーン262の電波伝搬方向の制御により人
工衛星200からのビーム照射領域の変動を制限するよ
うに制御しつつ、太陽電池パネル271の方向を駆動制
御し、太陽電池パネル270と太陽光の入射角とが垂直
に近い状態となるように制御し、人工衛星200に対す
る太陽光の入射角が変動しても発生電力を維持すること
が可能となる。ホーン262の電波伝搬方向を制御する
ため、太陽電池パネルの駆動制御が1軸であってもビー
ム照射領域と太陽に対する入射角の制御が可能になる。
の制御及びホーン262の電波伝搬方向の制御により人
工衛星200からのビーム照射領域の変動を制限するよ
うに制御しつつ、太陽電池パネル271の方向を駆動制
御し、太陽電池パネル270と太陽光の入射角とが垂直
に近い状態となるように制御し、人工衛星200に対す
る太陽光の入射角が変動しても発生電力を維持すること
が可能となる。ホーン262の電波伝搬方向を制御する
ため、太陽電池パネルの駆動制御が1軸であってもビー
ム照射領域と太陽に対する入射角の制御が可能になる。
【0063】この実施例においては、人工衛星200の
姿勢制御による太陽光方向変動分を主にホーン262の
電波伝搬方向の制御により補正し、軌道傾斜角及び黄道
面と赤道面の間の傾斜角による太陽光方向変動分を太陽
電池パネルの方向制御により補正する。
姿勢制御による太陽光方向変動分を主にホーン262の
電波伝搬方向の制御により補正し、軌道傾斜角及び黄道
面と赤道面の間の傾斜角による太陽光方向変動分を太陽
電池パネルの方向制御により補正する。
【0064】但し、この実施例においては、第七の実施
例と同様に太陽電池パネル271を2軸駆動しても良
い。
例と同様に太陽電池パネル271を2軸駆動しても良
い。
【0065】上記の実施例において、姿勢制御としてリ
アクションホイールを用いているが、これに限らず、磁
気トルカ,スラスタ,モーメンタムホイール等の他の手
段によっても良い。
アクションホイールを用いているが、これに限らず、磁
気トルカ,スラスタ,モーメンタムホイール等の他の手
段によっても良い。
【0066】また、太陽電池パネルは1台ではなく複数
台でも良い。
台でも良い。
【0067】また、人工衛星からのビームはシングルビ
ームでなくマルチビームでも同様である。
ームでなくマルチビームでも同様である。
【0068】また、上記の実施例中の、軌道制御,ビー
ム照射領域制御、及び姿勢制御は、人工衛星搭載のコン
ピュータによりオンボードで自動的に行っても、地上管
制局からの指令によってもいずれでも良い。
ム照射領域制御、及び姿勢制御は、人工衛星搭載のコン
ピュータによりオンボードで自動的に行っても、地上管
制局からの指令によってもいずれでも良い。
【0069】尚、本発明の説明の中で用いた上述の軌道
の定義に用いられる軌道六要素について以下に説明す
る。これらは、ある基準の時刻における値として定義さ
れる。 軌道長半径 a:楕円の長半径 離心率 e:楕円の偏平度(0≦e<1) 軌道傾斜角 i:軌道面の赤道面からの傾き(0度≦i≦180度) 昇交点赤径 Ω:軌道が赤道面を南半球から北半球にかけて横切る点を春分 点方向から東回りに測った角度(0度≦Ω≦180度) 近接点引数 ω:軌道面上で近地点の一を昇交点から計った角度(0度≦ω ≦360度) 真近点離角 θ:近地点と楕円の焦点を結ぶ線分と軌道上の衛星の一と楕円 の焦点を結ぶ線分がなす角(0度≦θ≦360度) さらに、地球上から観測される人工衛星の位置及び速度
から上述の軌道六要素を導出する方法を以下に示す。
の定義に用いられる軌道六要素について以下に説明す
る。これらは、ある基準の時刻における値として定義さ
れる。 軌道長半径 a:楕円の長半径 離心率 e:楕円の偏平度(0≦e<1) 軌道傾斜角 i:軌道面の赤道面からの傾き(0度≦i≦180度) 昇交点赤径 Ω:軌道が赤道面を南半球から北半球にかけて横切る点を春分 点方向から東回りに測った角度(0度≦Ω≦180度) 近接点引数 ω:軌道面上で近地点の一を昇交点から計った角度(0度≦ω ≦360度) 真近点離角 θ:近地点と楕円の焦点を結ぶ線分と軌道上の衛星の一と楕円 の焦点を結ぶ線分がなす角(0度≦θ≦360度) さらに、地球上から観測される人工衛星の位置及び速度
から上述の軌道六要素を導出する方法を以下に示す。
【0070】e=|e_| 但し、e_={(v2−μ/r)r_−(r_・v_)v_}/μ a=(1−e2)|h_|2/μ 但し、h_=r_×v_(r_とv_の外積) i=arccos[(K_・h_)/|h_|](iは常に正) Ω=arccos[I_・(K_×h_)/|K_×h_|] 但し、I_・(K_×h_)>0ならばΩ<180゜ ω=arccos[(K_×h_)・e_/(|K_×h_||e_
|] 但し、(K_×h_)・e_>0ならばω<180゜ θ=arccos[(e_・r0_)/|e_・r0_|] 但し、(e_・r0_)>0ならばθ<180゜ 但し、_のついた量は全てベクトル量である。但し、r_
の基点は地球中心である。
|] 但し、(K_×h_)・e_>0ならばω<180゜ θ=arccos[(e_・r0_)/|e_・r0_|] 但し、(e_・r0_)>0ならばθ<180゜ 但し、_のついた量は全てベクトル量である。但し、r_
の基点は地球中心である。
【0071】μ :地球の重力定数(=3.986×10
5km3/sec2) r :人工衛星の位置(観測量)、r0:人工衛星の軌
道元期における位置 v :人工衛星の速度(観測量) I_:X軸方向(地球中心から春分点方向が正)の単位
ベクトル K_:Z軸方向(地球中心から北極方向が正)の単位ベ
クトル
5km3/sec2) r :人工衛星の位置(観測量)、r0:人工衛星の軌
道元期における位置 v :人工衛星の速度(観測量) I_:X軸方向(地球中心から春分点方向が正)の単位
ベクトル K_:Z軸方向(地球中心から北極方向が正)の単位ベ
クトル
【0072】
【発明の効果】以上説明した本発明によれば、サービス
運転中に軌道制御を行わないため、準静止軌道上にある
人工衛星を用いて地域限定サービスを行う衛星システム
において、当該サービスエリアへのサービスへの軌道制
御の影響を及ぼすことなく、軌道制御を行うことを可能
とする。
運転中に軌道制御を行わないため、準静止軌道上にある
人工衛星を用いて地域限定サービスを行う衛星システム
において、当該サービスエリアへのサービスへの軌道制
御の影響を及ぼすことなく、軌道制御を行うことを可能
とする。
【0073】また、サービス運用中以外に軌道制御を行
う際に、推進手段の座標系と軌道上座標系とが平行でな
くても、制御装置により、推進手段の推力のベクトル合
成により任意の方向への推力を可能とするため、当該サ
ービスエリアへのサービスへの軌道制御の影響を及ぼす
ことなく、軌道制御を行うことを可能とする。
う際に、推進手段の座標系と軌道上座標系とが平行でな
くても、制御装置により、推進手段の推力のベクトル合
成により任意の方向への推力を可能とするため、当該サ
ービスエリアへのサービスへの軌道制御の影響を及ぼす
ことなく、軌道制御を行うことを可能とする。
【0074】また、軌道制御を行う際に、推力の低いイ
オンエンジンを使用するため、サービス運転中でも軌道
制御を行うことが可能となるため、当該サービスエリア
へのサービスへの軌道制御の影響を及ぼすことなく、軌
道制御を行うことを可能とする。
オンエンジンを使用するため、サービス運転中でも軌道
制御を行うことが可能となるため、当該サービスエリア
へのサービスへの軌道制御の影響を及ぼすことなく、軌
道制御を行うことを可能とする。
【0075】また、前述の衛星システムにおいて、当該
サービスエリア以外への不要放射を出さないようにビー
ム照射領域の制御を行うことを可能とする。
サービスエリア以外への不要放射を出さないようにビー
ム照射領域の制御を行うことを可能とする。
【0076】また、前述の衛星システムにおいて、大き
な余剰電力やバッテリ電力のために人工衛星を大型化す
ることなく、太陽電池パネルへの太陽放射角の変動の影
響を抑えて、軌道上での所要電力をまかなうことができ
る。
な余剰電力やバッテリ電力のために人工衛星を大型化す
ることなく、太陽電池パネルへの太陽放射角の変動の影
響を抑えて、軌道上での所要電力をまかなうことができ
る。
【図1】本発明にかかる準静止軌道の説明図及び第一の
実施例の説明図である。
実施例の説明図である。
【図2】本発明にて用いる座標系の説明図である。
【図3】本発明にかかる第二の実施例の説明図である。
【図4】本発明にかかる第三の実施例の説明図である。
【図5】人工衛星からのビーム照射領域の一例の説明図
である。
である。
【図6】本発明にかかる第四の実施例の説明図である。
【図7】本発明にかかる第五の実施例の説明図である。
【図8】本発明にかかる第六の実施例の説明図である。
【図9】本発明にかかる第七の実施例の説明図である。
100,110…曲線、200…衛星、220…衛星座
標系、230…推進装置、231,232,233…ス
ラスタ、231a,232a,233a…イオンエンジ
ン、240…姿勢制御装置、241…センサ、242…
リアクションホイール、250…TT&C系、251…
軌道制御演算部、260…衛星搭載アンテナ、261…
反射鏡、262…ホーン、270…電源系、271…太
陽電池パネル、272,273…駆動軸、274,27
5…駆動制御装置、300…軌道、310…軌道座標系
の原点、320…軌道座標系、400…サービスエリ
ア。
標系、230…推進装置、231,232,233…ス
ラスタ、231a,232a,233a…イオンエンジ
ン、240…姿勢制御装置、241…センサ、242…
リアクションホイール、250…TT&C系、251…
軌道制御演算部、260…衛星搭載アンテナ、261…
反射鏡、262…ホーン、270…電源系、271…太
陽電池パネル、272,273…駆動軸、274,27
5…駆動制御装置、300…軌道、310…軌道座標系
の原点、320…軌道座標系、400…サービスエリ
ア。
Claims (7)
- 【請求項1】準静止軌道上にある人工衛星が準静止軌道
上のサービス運用領域以外の軌道上に存在するときに、 前記人工衛星が備えている軌道修正用の推進手段を使用
して軌道制御を行うことを特徴とする人工衛星の軌道制
御方法。 - 【請求項2】準静止軌道上にある人工衛星が準静止軌道
上のサービス運用領域以外の軌道上に存在するときに、 前記人工衛星が備えている軌道修正用の推進手段、及び
前記推進手段を用いて人工衛星に与える推力方向を任意
の方向に制御できる推進手段制御装置を使用して、軌道
の接線方向及び垂線方向に対する軌道制御を行うことを
特徴とする人工衛星の軌道制御方法。 - 【請求項3】前記軌道修正用の推進手段としてイオンエ
ンジンを用いたことを特徴とする請求項2記載の人工衛
星の軌道制御方法。 - 【請求項4】サービスリンクに用いられる衛星搭載アン
テナが準静止軌道上にある人工衛星の本体に固定され、 前記人工衛星が準静止軌道上のサービス運用領域内の軌
道上に存在するときに、 前記人工衛星が備えている姿勢制御用の制御トルク発生
手段を使用して衛星姿勢を制御することによって、人工
衛星からのビーム照射領域を保持するように姿勢制御を
行うことを特徴とするビーム照射領域の制御方法。 - 【請求項5】サービスに用いられる衛星搭載アンテナの
通信方向が準静止軌道上にある人工衛星の本体に対して
可変に制御可能なように搭載され、 前記人工衛星が準静止軌道上のサービス運用領域内の軌
道上に存在するときに、 前記人工衛星が備えている姿勢制御用の制御トルク発生
手段を使用して衛星姿勢を制御することによって、人工
衛星からのビーム照射領域を保持するように姿勢制御を
行うことを特徴とするビーム照射領域の制御方法。 - 【請求項6】準静止軌道上にある人工衛星を用いる衛星
システムにおいて、 サービスに用いられる衛星搭載アンテナの通信方向が前
記人工衛星の本体に固定され、 前記人工衛星は姿勢制御用の制御トルク発生手段を備え
ていると共に、 前記人工衛星の太陽電池パネルは2軸駆動制御が可能で
あるように構成され、かつ、 前記人工衛星が準静止軌道上のサービス運用領域内の軌
道上に存在するときに、 前記制御トルク発生手段を使用して衛星姿勢を制御する
ことによって、人工衛星からのビーム照射領域を保持す
るように姿勢制御を行いつつ、太陽電池パネルを2軸駆
動制御することにより太陽電池パネルを太陽方向に垂直
に向けるように制御することを特徴とする人工衛星シス
テム。 - 【請求項7】準静止軌道上にある人工衛星を用いる衛星
システムにおいて、 サービスに用いられる衛星搭載アンテナの通信方向が前
記人工衛星の本体に対して可変に制御可能なように搭載
され、 前記人工衛星は姿勢制御用の制御トルク発生手段を備え
ていると共に、 前記人工衛星の太陽電池パネルは駆動制御が可能である
ように構成され、かつ、 前記人工衛星が準静止軌道上のサービス運用領域内の軌
道上に存在するときに、 前記制御トルク発生手段を使用して衛星姿勢を制御する
ことと衛星搭載アンテナの通信方向の制御を行うことに
よって人工衛星からのビーム照射領域を保持するように
姿勢制御を行いつつ、太陽電池パネルを駆動制御するこ
とにより太陽電池パネルを太陽方向に垂直に向けるよう
に制御することを特徴とする人工衛星システム。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP24478699A JP2001063700A (ja) | 1999-08-31 | 1999-08-31 | 人工衛星の軌道制御方法、及びビーム照射領域の制御方法、並びに人工衛星システム |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP24478699A JP2001063700A (ja) | 1999-08-31 | 1999-08-31 | 人工衛星の軌道制御方法、及びビーム照射領域の制御方法、並びに人工衛星システム |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2001063700A true JP2001063700A (ja) | 2001-03-13 |
Family
ID=17123913
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP24478699A Withdrawn JP2001063700A (ja) | 1999-08-31 | 1999-08-31 | 人工衛星の軌道制御方法、及びビーム照射領域の制御方法、並びに人工衛星システム |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP2001063700A (ja) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2005096702A (ja) * | 2003-09-26 | 2005-04-14 | Fujitsu Ltd | 人工衛星の軌道制御計画方法、プログラム及び装置 |
CN101916114A (zh) * | 2010-04-14 | 2010-12-15 | 清华大学 | 一种为卫星星座提供在轨服务的服务轨道设计方法 |
CN109649692A (zh) * | 2018-12-28 | 2019-04-19 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法和*** |
-
1999
- 1999-08-31 JP JP24478699A patent/JP2001063700A/ja not_active Withdrawn
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2005096702A (ja) * | 2003-09-26 | 2005-04-14 | Fujitsu Ltd | 人工衛星の軌道制御計画方法、プログラム及び装置 |
JP4488707B2 (ja) * | 2003-09-26 | 2010-06-23 | 富士通株式会社 | 人工衛星の軌道制御計画方法、プログラム及び装置 |
CN101916114A (zh) * | 2010-04-14 | 2010-12-15 | 清华大学 | 一种为卫星星座提供在轨服务的服务轨道设计方法 |
CN109649692A (zh) * | 2018-12-28 | 2019-04-19 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法和*** |
CN109649692B (zh) * | 2018-12-28 | 2021-10-01 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法和*** |
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20050920 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20051122 |
|
A761 | Written withdrawal of application |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A761 Effective date: 20060113 |