JP2021054166A - Rocket launching support device, rocket launching support method, rocket launching support program, rocket, rocket launching method, and rocket launching support system - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、ロケット打上支援装置、ロケット打上支援方法、ロケット打上支援プログラム、ロケット、ロケット打上方法、およびロケット打上支援システムに関する。 The present invention relates to a rocket launch support device, a rocket launch support method, a rocket launch support program, a rocket, a rocket launch method, and a rocket launch support system.
近年、数百から数千機に及ぶ大規模衛星コンステレーション、所謂メガコンステレーションの構築が始まり、軌道上における衛星の衝突のリスクが高まっている。また、故障により制御不能となった衛星、あるいは、ロケットの残骸といったスペースデブリが増加している。
このような宇宙空間における衛星およびスペースデブリといった宇宙物体の急激な増加に伴い、宇宙交通管制(STM)では、宇宙物体の衝突を回避するための国際的なルール作りの必要性が高まっている。
In recent years, the construction of hundreds to thousands of large-scale satellite constellations, so-called mega constellations, has begun, increasing the risk of satellite collisions in orbit. In addition, space debris such as satellites that have become uncontrollable due to breakdowns or rocket debris is increasing.
With the rapid increase of space objects such as satellites and space debris in outer space, there is an increasing need for international rules to avoid collisions of space objects in space traffic control (STM).
近年、メガコンステレーションを運用するメガコンステレーション事業者が登場している。同一のメガコンステレーション事業者により、以下のように天空網羅的に衛星を配備する計画がある。
軌道高度約336km:軌道傾斜角42度、約2500機
軌道高度約341km:軌道傾斜角48度、約2500機
軌道高度約346km:軌道傾斜角53度、約2500機
軌道高度約550km:軌道傾斜角53度、約1600機
軌道高度約1150km:軌道傾斜角53度、約1600機
In recent years, mega constellation companies that operate mega constellations have appeared. There is a plan to deploy satellites comprehensively in the sky as follows by the same mega constellation operator.
Orbital altitude about 336km:
さらに、別のメガコンステレーション事業者が、合計3236機の衛星を以下のように配備する計画を発表している。軌道傾斜角は39度から56度である。
軌道高度約590km:784機
軌道高度約610km:1296機
軌道高度約630km:1156機
また、例えば、北緯42度の日本の北海道大樹町にロケット発射場整備の構想が存在する。
In addition, another mega constellation operator has announced plans to deploy a total of 3236 satellites as follows: The orbit inclination angle is 39 to 56 degrees.
Orbital altitude about 590km: 784 orbital altitude about 610km: 1296 Orbital altitude about 630km: 1156 For example, there is a concept of rocket launch site development in Taiki-cho, Hokkaido, Japan at 42 degrees north latitude.
特許文献1には、同一の円軌道に複数の衛星から成る衛星コンステレーションを形成する技術が開示されている。
上述のように、緯度42度、48度、あるいは53度といった場所の上空はメガコンステレーションを構成する衛星が密集する緯度帯となる。このため、ロケット打上事業者が、ロケットを打上げる際、衛星との衝突を回避するのは極めて難しいという課題がある。
しかしながら、特許文献1には、このような衝突を回避するための方策については記載されていない。
As described above, the sky above a place such as a latitude of 42 degrees, 48 degrees, or 53 degrees is a latitude zone where satellites constituting a mega constellation are concentrated. Therefore, there is a problem that it is extremely difficult for a rocket launcher to avoid a collision with a satellite when launching a rocket.
However,
本発明は、ロケット打上げ時において、ロケットと衛星コンステレーションを構成する衛星との衝突回避を効果的に支援することを目的とする。 An object of the present invention is to effectively support collision avoidance between a rocket and a satellite constituting a satellite constellation at the time of launching a rocket.
本発明に係るロケット打上支援装置は、
ロケット発射場の位置座標と、衛星の軌道の予報値が設定された衛星軌道予報情報とに基づいて、前記ロケット発射場から発射されたロケットが前記ロケット発射場の上空を通過する衛星コンステレーションを構成する衛星と衝突するリスクのない時間領域を、通過可能時間領域として算出する領域算出部と、
前記通過可能時間領域を出力する領域通知部と
を備えた。
The rocket launch support device according to the present invention is
Based on the position coordinates of the rocket launch site and the satellite orbit forecast information in which the predicted value of the satellite orbit is set, the satellite constellation in which the rocket launched from the rocket launch site passes over the rocket launch site is performed. An area calculation unit that calculates a time area that does not have the risk of colliding with the constituent satellites as a passable time area,
It is provided with an area notification unit that outputs the passable time area.
本発明に係るロケット打上支援装置によれば、ロケット打上げ時において、ロケットと衛星コンステレーションを構成する衛星との衝突回避を効果的に支援することができるという効果がある。 According to the rocket launch support device according to the present invention, there is an effect that collision avoidance between the rocket and the satellites constituting the satellite constellation can be effectively supported at the time of rocket launch.
以下、本発明の実施の形態について、図を用いて説明する。なお、各図中、同一または相当する部分には、同一符号を付している。実施の形態の説明において、同一または相当する部分については、説明を適宜省略または簡略化する。また、以下の図面では各構成の大きさの関係が実際のものとは異なる場合がある。また、実施の形態の説明において、「上」、「下」、「左」、「右」、「前」、「後」、「表」、「裏」といった方向あるいは位置が示されている場合がある。それらの表記は、説明の便宜上、そのように記載しているだけであって、装置、器具、あるいは部品といった構成の配置および向きを限定するものではない。 Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings. In each figure, the same or corresponding parts are designated by the same reference numerals. In the description of the embodiment, the description will be omitted or simplified as appropriate for the same or corresponding parts. Further, in the drawings below, the relationship between the sizes of each configuration may differ from the actual one. Further, in the description of the embodiment, when the direction or position such as "top", "bottom", "left", "right", "front", "rear", "front", "back" is indicated. There is. These notations are merely described as such for convenience of explanation, and do not limit the arrangement and orientation of configurations such as devices, appliances, or parts.
実施の形態1.
以下の実施の形態の前提となる衛星コンステレーションの例について説明する。
An example of a satellite constellation as a premise of the following embodiment will be described.
図1は、地上に対し、複数衛星が連携して地球70の全球に亘り通信サービスを実現する例を示す図である。
図1は、全球に亘り通信サービスを実現する衛星コンステレーション20を示している。
同一軌道面を同一高度で飛行している複数の衛星の各衛星では、地上に対する通信サービス範囲が後続衛星の通信サービス範囲とオーバーラップしている。よって、このような複数の衛星によれば、地上の特定地点に対して、同一軌道面上の複数の衛星が時分割的に交互に交代しながら通信サービスを提供することができる。また、隣接軌道面を設けることにより、隣接軌道間の地上に対する通信サービスを面的に網羅することが可能となる。同様に、地球の周りに多数の軌道面を概ね均等配置すれば、全球に亘り地上に対する通信サービスが可能となる。
FIG. 1 is a diagram showing an example in which a plurality of satellites cooperate with each other to realize a communication service over the entire globe of the earth 70.
FIG. 1 shows a
For each satellite of a plurality of satellites flying on the same orbital plane at the same altitude, the communication service range for the ground overlaps with the communication service range of the succeeding satellite. Therefore, according to such a plurality of satellites, it is possible to provide a communication service to a specific point on the ground while a plurality of satellites on the same orbital plane alternate with each other in a time-division manner. Further, by providing the adjacent track surface, it is possible to cover the communication service between the adjacent tracks on the ground. Similarly, if a large number of orbital planes are arranged approximately evenly around the earth, communication services to the ground can be provided all over the globe.
図2は、単一軌道面の複数衛星が地球観測サービスを実現する例を示す図である。
図2は、地球観測サービスを実現する衛星コンステレーション20を示している。図2の衛星コンステレーション20は、光学センサあるいは合成開口レーダといった電波センサである地球観測装置を具備した衛星が同一軌道面を同一高度で飛行する。このように、地上の撮像範囲が時間遅れで後続衛星がオーバーラップする衛星群300では、地上の特定地点に対して軌道上複数の衛星が時分割的に交互に交代しながら地上画像を撮像することにより地球観測サービスを提供する。
FIG. 2 is a diagram showing an example in which a plurality of satellites having a single orbital plane realize an earth observation service.
FIG. 2 shows a
このように、衛星コンステレーション20は、各軌道面の複数の衛星からなる衛星群300により構成される。衛星コンステレーション20では、衛星群300が連携してサービスを提供する。衛星コンステレーション20とは、具体的には、図1に示すような通信事業サービス会社、あるいは、図2に示すような観測事業サービス会社による1つの衛星群から成る衛星コンステレーションを指す。
As described above, the
図3は、極域近傍で交差する複数の軌道面21を有する衛星コンステレーション20の例である。
図4は、極域以外で交差する複数の軌道面21を有する衛星コンステレーション20の例である。
図3の衛星コンステレーション20では、複数の軌道面の各軌道面21の軌道傾斜角が約90度であり、かつ、複数の軌道面の各軌道面21が互いに異なる面に存在する。
図4の衛星コンステレーション20では、複数の軌道面の各軌道面21の軌道傾斜角が約90度ではなく、かつ、複数の軌道面の各軌道面21が互いに異なる面に存在する。
FIG. 3 is an example of a
FIG. 4 is an example of a
In the
In the
図3の衛星コンステレーション20では、任意の2つの軌道面が極域近傍の地点で交差する。また、図4の衛星コンステレーション20では、任意の2つの軌道面が極域以外の地点で交差する。図3では、極域近傍において、衛星30の衝突が発生する可能性がある。また、図4に示すように、軌道傾斜角が90度よりも傾斜している複数の軌道面の交点は軌道傾斜角に応じて極域から離れていく。また、軌道面の組合せによって赤道近傍を含む多様な位置で軌道面が交差する可能性がある。このため、衛星30の衝突が発生する可能性のある場所が多様化する。衛星30は人工衛星ともいう。
In the
特に、近年、数百から数千機に及ぶ大規模衛星コンステレーションの構築が始まり、軌道上における衛星の衝突のリスクが高まっている。また、故障により制御不能となった人工衛星、あるいは、ロケットの残骸といったデブリが増加している。大規模衛星コンステレーションは、メガコンステレーションともいう。このようなデブリはスペースデブリともいう。
このように、宇宙空間におけるデブリ増加、および、メガコンステレーションを始めとする衛星数の急激な増加に伴い、STMの必要性が高まっている。STMは、Space
Traffic Managementの略語である。
In particular, in recent years, the construction of hundreds to thousands of large-scale satellite constellations has begun, increasing the risk of satellite collisions in orbit. In addition, debris such as artificial satellites that have become uncontrollable due to breakdowns or rocket debris is increasing. Large-scale satellite constellations are also called mega constellations. Such debris is also called space debris.
As described above, the need for STM is increasing with the increase in debris in outer space and the rapid increase in the number of satellites including mega constellations. STM is Space
Abbreviation for Traffic Management.
ここで、図5から図8を用いて衛星コンステレーション20を形成する衛星コンステレーション形成システム600における衛星30と地上設備700の一例について説明する。例えば、衛星コンステレーション形成システム600は、メガコンステレーション事業者、LEOコンステレーション事業者、あるいはその他の衛星事業者のような衛星コンステレーション事業を行う事業者により運用される。
Here, an example of the
図5は、衛星コンステレーション形成システム600の構成図である。
衛星コンステレーション形成システム600は、コンピュータを備える。図5では、1つのコンピュータの構成を示しているが、実際には、衛星コンステレーション20を構成する複数の衛星の各衛星30、および、衛星30と通信する地上設備700の各々にコンピュータが備えられる。そして、複数の衛星の各衛星30、および、衛星30と通信する地上設備700の各々に備えられたコンピュータが連携して、衛星コンステレーション形成システム600の機能を実現する。以下において、衛星コンステレーション形成システム600の機能を実現するコンピュータの構成の一例について説明する。
FIG. 5 is a block diagram of the satellite constellation formation system 600.
The satellite constellation formation system 600 includes a computer. Although FIG. 5 shows the configuration of one computer, in reality, each
衛星コンステレーション形成システム600は、衛星30と地上設備700を備える。衛星30は、地上設備700の通信装置950と通信する衛星通信装置32を備える。図5では、衛星30が備える構成のうち衛星通信装置32を図示している。
The satellite constellation formation system 600 includes a
衛星コンステレーション形成システム600は、プロセッサ910を備えるとともに、メモリ921、補助記憶装置922、入力インタフェース930、出力インタフェース940、および通信装置950といった他のハードウェアを備える。プロセッサ910は、信号線を介して他のハードウェアと接続され、これら他のハードウェアを制御する。衛星コンステレーション形成システム600のハードウェアについては、図10において後述するロケット打上支援装置100のハードウェアと同様である。
The satellite constellation forming system 600 includes a processor 910 and other hardware such as a
衛星コンステレーション形成システム600は、機能要素として、衛星コンステレーション形成部11を備える。衛星コンステレーション形成部11の機能は、ハードウェアあるいはソフトウェアにより実現される。
衛星コンステレーション形成部11は、衛星30と通信しながら衛星コンステレーション20の形成を制御する。
The satellite constellation forming system 600 includes a satellite
The satellite
図6は、衛星コンステレーション形成システム600の衛星30の構成図である。
衛星30は、衛星制御装置31と衛星通信装置32と推進装置33と姿勢制御装置34と電源装置35とを備える。その他、各種の機能を実現する構成要素を備えるが、図6では、衛星制御装置31と衛星通信装置32と推進装置33と姿勢制御装置34と電源装置35について説明する。
FIG. 6 is a block diagram of the
The
衛星制御装置31は、推進装置33と姿勢制御装置34とを制御するコンピュータであり、処理回路を備える。具体的には、衛星制御装置31は、地上設備700から送信される各種コマンドにしたがって、推進装置33と姿勢制御装置34とを制御する。
衛星通信装置32は、地上設備700と通信する装置である。具体的には、衛星通信装置32は、自衛星に関する各種データを地上設備700へ送信する。また、衛星通信装置32は、地上設備700から送信される各種コマンドを受信する。
推進装置33は、衛星30に推進力を与える装置であり、衛星30の速度を変化させる。具体的には、推進装置33は電気推進機である。具体的には、推進装置33は、イオンエンジンまたはホールスラスタである。
姿勢制御装置34は、衛星30の姿勢と衛星30の角速度と視線方向(Line Of
Sight)といった姿勢要素を制御するための装置である。姿勢制御装置34は、各姿勢要素を所望の方向に変化させる。もしくは、姿勢制御装置34は、各姿勢要素を所望の方向に維持する。姿勢制御装置34は、姿勢センサとアクチュエータとコントローラとを備える。姿勢センサは、ジャイロスコープ、地球センサ、太陽センサ、スター・トラッカ、スラスタおよび磁気センサといった装置である。アクチュエータは、姿勢制御スラスタ、モーメンタムホイール、リアクションホイールおよびコントロール・モーメント・ジャイロといった装置である。コントローラは、姿勢センサの計測データまたは地上設備700からの各種コマンドにしたがって、アクチュエータを制御する。
電源装置35は、太陽電池、バッテリおよび電力制御装置といった機器を備え、衛星30に搭載される各機器に電力を供給する。
The
The
The
The
It is a device for controlling a posture element such as Sign). The
The
衛星制御装置31に備わる処理回路について説明する。
処理回路は、専用のハードウェアであってもよいし、メモリに格納されるプログラムを実行するプロセッサであってもよい。
処理回路において、一部の機能が専用のハードウェアで実現されて、残りの機能がソフトウェアまたはファームウェアで実現されてもよい。つまり、処理回路は、ハードウェア、ソフトウェア、ファームウェアまたはこれらの組み合わせで実現することができる。
専用のハードウェアは、具体的には、単一回路、複合回路、プログラム化したプロセッサ、並列プログラム化したプロセッサ、ASIC、FPGAまたはこれらの組み合わせである。
ASICは、Application Specific Integrated Circuitの略称である。FPGAは、Field Programmable Gate Arrayの略称である。
The processing circuit provided in the
The processing circuit may be dedicated hardware or a processor that executes a program stored in memory.
In the processing circuit, some functions may be realized by dedicated hardware and the remaining functions may be realized by software or firmware. That is, the processing circuit can be realized by hardware, software, firmware or a combination thereof.
Dedicated hardware is specifically a single circuit, a composite circuit, a programmed processor, a parallel programmed processor, an ASIC, an FPGA or a combination thereof.
ASIC is an abbreviation for Application Special Integrated Circuit. FPGA is an abbreviation for Field Programmable Gate Array.
図7は、衛星コンステレーション形成システム600が備える地上設備700の構成図である。
地上設備700は、全ての軌道面の多数衛星をプログラム制御する。地上設備700は、地上装置の例である。地上装置は、地上アンテナ装置、地上アンテナ装置に接続された通信装置、あるいは電子計算機といった地上局と、地上局にネットワークで接続されたサーバあるいは端末としての地上設備から構成される。また、地上装置には航空機、自走車両、あるいは移動端末といった移動体に搭載された通信装置を含んでも良い。
FIG. 7 is a configuration diagram of the ground equipment 700 included in the satellite constellation formation system 600.
The ground equipment 700 programmatically controls a large number of satellites in all orbital planes. The ground equipment 700 is an example of a ground device. The ground device is composed of a ground station such as a ground antenna device, a communication device connected to the ground antenna device, or a computer, and ground equipment as a server or a terminal connected to the ground station by a network. Further, the ground device may include a communication device mounted on a moving body such as an aircraft, a self-propelled vehicle, or a mobile terminal.
地上設備700は、各衛星30と通信することによって衛星コンステレーション20を形成する。地上設備700は、ロケット打上支援装置100に備えられる。地上設備700は、プロセッサ910を備えるとともに、メモリ921、補助記憶装置922、入力インタフェース930、出力インタフェース940、および通信装置950といった他のハードウェアを備える。プロセッサ910は、信号線を介して他のハードウェアと接続され、これら他のハードウェアを制御する。地上設備700のハードウェアについては、図9において後述するロケット打上支援装置100のハードウェアと同様である。
The ground equipment 700 forms a
地上設備700は、機能要素として、軌道制御コマンド生成部510と、解析予測部520を備える。軌道制御コマンド生成部510および解析予測部520の機能は、ハードウェアあるいはソフトウェアにより実現される。
The ground equipment 700 includes a trajectory control
通信装置950は、衛星コンステレーション20を構成する衛星群300の各衛星30を追跡管制する信号を送受信する。また、通信装置950は、軌道制御コマンド55を各衛星30に送信する。
解析予測部520は、衛星30の軌道を解析予測する。
軌道制御コマンド生成部510は、衛星30に送信する軌道制御コマンド55を生成する。
軌道制御コマンド生成部510および解析予測部520は、衛星コンステレーション形成部11の機能を実現する。すなわち、軌道制御コマンド生成部510および解析予測部520は、衛星コンステレーション形成部11の例である。
The
The
The orbit control
The orbit control
図8は、衛星コンステレーション形成システム600の機能構成例を示す図である。
衛星30は、さらに、衛星コンステレーション20を形成する衛星コンステレーション形成部11bを備える。そして、複数の衛星の各衛星30の衛星コンステレーション形成部11bと、地上設備700の各々に備えられた衛星コンステレーション形成部11とが連携して、衛星コンステレーション形成システム600の機能を実現する。なお、衛星30の衛星コンステレーション形成部11bは、衛星制御装置31に備えられていてもよい。
FIG. 8 is a diagram showing a functional configuration example of the satellite constellation formation system 600.
The
図9は、北緯42度近傍における衛星コンステレーションの例を表す図である。
北緯42度の日本の北海道大樹町に新規のロケット発射場を整備する構想が存在する。しかし、図9に示すように、北緯42度、48度、あるいは53度近傍の上空はメガコンステレーションを構成する衛星が密集する緯度帯である。このため、ロケット打上事業者が、ロケットを打上げる際、衛星との衝突を回避するのは極めて難しい状況である。
FIG. 9 is a diagram showing an example of a satellite constellation near 42 degrees north latitude.
There is a plan to develop a new rocket launch site in Taiki-cho, Hokkaido, Japan at 42 degrees north latitude. However, as shown in FIG. 9, the sky near 42 degrees, 48 degrees, or 53 degrees north latitude is a latitude zone where satellites constituting the mega constellation are concentrated. For this reason, it is extremely difficult for a rocket launcher to avoid a collision with a satellite when launching a rocket.
***構成の説明***
図10は、本実施の形態に係るロケット打上支援装置100の構成図である。
ロケット打上支援システム500は、ロケット打上支援装置100を備える。
ロケット打上支援装置100は、管理事業装置40と通信する。ロケット打上支援装置100は、地上設備701に搭載されている。また、ロケット打上支援装置100は、衛星コンステレーション形成システム600に搭載されていてもよい。あるいは、ロケット打上支援装置100は、ロケット打上事業装置46といった管理事業装置40の少なくともいずれかに搭載されていてもよい。あるいは、ロケット打上支援装置100は、軌道解析サービス事業者といったその他の事業者の装置に搭載されていてもよい。
*** Explanation of configuration ***
FIG. 10 is a configuration diagram of the rocket launch support device 100 according to the present embodiment.
The rocket launch support system 500 includes a rocket launch support device 100.
The rocket launch support device 100 communicates with the management business device 40. The rocket launch support device 100 is mounted on the ground equipment 701. Further, the rocket launch support device 100 may be mounted on the satellite constellation formation system 600. Alternatively, the rocket launch support device 100 may be mounted on at least one of the management business devices 40 such as the rocket
管理事業装置40は、人工衛星、あるいは、デブリといった宇宙物体60に関する情報を提供する。管理事業装置40は、人工衛星、あるいは、デブリといった宇宙物体60に関する情報を収集する事業者のコンピュータである。
管理事業装置40には、メガコンステレーション事業装置41、LEOコンステレーション事業装置42、衛星事業装置43、軌道遷移事業装置44、デブリ回収事業装置45、ロケット打上事業装置46、およびSSA事業装置47といった装置が含まれる。LEOが、Low Earth Orbitの略語である。
The management business apparatus 40 provides information on a
The management business device 40 includes a mega
メガコンステレーション事業装置41は、メガコンステレーション事業を行うメガコンステレーション事業者のコンピュータである。
LEOコンステレーション事業装置42は、低軌道コンステレーション、すなわちLEOコンステレーション事業を行うLEOコンステレーション事業者のコンピュータである。
衛星事業装置43は、1機から数機の衛星を扱う衛星事業者のコンピュータである。
軌道遷移事業装置44は、衛星のロケット打上支援を行う軌道遷移事業者のコンピュータである。
デブリ回収事業装置45は、デブリを回収する事業を行うデブリ回収事業者のコンピュータである。
ロケット打上事業装置46は、ロケット打上事業を行うロケット打上事業者のコンピュータである。
SSA事業装置47は、SSA事業、すなわち、宇宙状況監視事業を行うSSA事業者のコンピュータである。
The mega
The LEO
The
The
The debris
The rocket
The
管理事業装置40は、人工衛星、あるいは、デブリといった宇宙物体に関する情報を収集し、収集した情報をロケット打上支援装置100に提供する装置であれば、その他の装置でもよい。また、ロケット打上支援装置100が、SSAの公開サーバ上に搭載される場合は、ロケット打上支援装置100がSSAの公開サーバとして機能する構成でもよい。
なお、管理事業装置40からロケット打上支援装置100に提供される情報については、後で詳しく説明する。
The management business device 40 may be any other device as long as it is a device that collects information on space objects such as artificial satellites or debris and provides the collected information to the rocket launch support device 100. Further, when the rocket launch support device 100 is mounted on the public server of the SSA, the rocket launch support device 100 may function as the public server of the SSA.
The information provided from the management business apparatus 40 to the rocket launch support apparatus 100 will be described in detail later.
ロケット打上支援装置100は、プロセッサ910を備えるとともに、メモリ921、補助記憶装置922、入力インタフェース930、出力インタフェース940、および通信装置950といった他のハードウェアを備える。プロセッサ910は、信号線を介して他のハードウェアと接続され、これら他のハードウェアを制御する。
The rocket launch support device 100 includes a processor 910 and other hardware such as a
ロケット打上支援装置100は、機能要素として、領域算出部110と領域通知部120と記憶部130を備える。記憶部130には、衛星軌道予報情報51が記憶されている。
The rocket launch support device 100 includes an
領域算出部110と領域通知部120の機能は、ソフトウェアにより実現される。記憶部130は、メモリ921に備えられる。あるいは、記憶部130は、補助記憶装置922に備えられていてもよい。また、記憶部130は、メモリ921と補助記憶装置922に分けられて備えられてもよい。
The functions of the
プロセッサ910は、ロケット打上支援プログラムを実行する装置である。ロケット打上支援プログラムは、領域算出部110と領域通知部120の機能を実現するプログラムである。
プロセッサ910は、演算処理を行うIC(Integrated Circuit)である。プロセッサ910の具体例は、CPU(Central Processing
Unit)、DSP(Digital Signal Processor)、GPU(Graphics Processing Unit)である。
Processor 910 is a device that executes a rocket launch support program. The rocket launch support program is a program that realizes the functions of the
The processor 910 is an IC (Integrated Circuit) that performs arithmetic processing. A specific example of the processor 910 is a CPU (Central Processing).
Unit), DSP (Digital Signal Processor), GPU (Graphics Processing Unit).
メモリ921は、データを一時的に記憶する記憶装置である。メモリ921の具体例は、SRAM(Static Random Access Memory)、あるいはDRAM(Dynamic Random Access Memory)である。
補助記憶装置922は、データを保管する記憶装置である。補助記憶装置922の具体例は、HDDである。また、補助記憶装置922は、SD(登録商標)メモリカード、CF、NANDフラッシュ、フレキシブルディスク、光ディスク、コンパクトディスク、ブルーレイ(登録商標)ディスク、DVDといった可搬の記憶媒体であってもよい。なお、HDDは、Hard Disk Driveの略語である。SD(登録商標)は、Secure Digitalの略語である。CFは、CompactFlash(登録商標)の略語である。DVDは、Digital Versatile Diskの略語である。
The
The
入力インタフェース930は、マウス、キーボード、あるいはタッチパネルといった入力装置と接続されるポートである。入力インタフェース930は、具体的には、USB(Universal Serial Bus)端子である。なお、入力インタフェース930は、LAN(Local Area Network)と接続されるポートであってもよい。
出力インタフェース940は、ディスプレイといった表示機器941のケーブルが接続されるポートである。出力インタフェース940は、具体的には、USB端子またはHDMI(登録商標)(High Definition Multimedia Interface)端子である。ディスプレイは、具体的には、LCD(Liquid Crystal Display)である。
The
The
通信装置950は、レシーバとトランスミッタを有する。通信装置950は、具体的には、通信チップまたはNIC(Network Interface Card)である。ロケット打上支援装置100は、通信装置950を介して、管理事業装置40との通信を行う。
The
ロケット打上支援プログラムは、プロセッサ910に読み込まれ、プロセッサ910によって実行される。メモリ921には、ロケット打上支援プログラムだけでなく、OS(Operating System)も記憶されている。プロセッサ910は、OSを実行しながら、ロケット打上支援プログラムを実行する。ロケット打上支援プログラムおよびOSは、補助記憶装置922に記憶されていてもよい。補助記憶装置922に記憶されているロケット打上支援プログラムおよびOSは、メモリ921にロードされ、プロセッサ910によって実行される。なお、ロケット打上支援プログラムの一部または全部がOSに組み込まれていてもよい。
The rocket launch support program is loaded into processor 910 and executed by processor 910. In the
ロケット打上支援装置100は、プロセッサ910を代替する複数のプロセッサを備えていてもよい。これら複数のプロセッサは、プログラムの実行を分担する。それぞれのプロセッサは、プロセッサ910と同じように、プログラムを実行する装置である。 The rocket launch support device 100 may include a plurality of processors that replace the processor 910. These multiple processors share the execution of the program. Each processor, like the processor 910, is a device that executes a program.
プログラムにより利用、処理または出力されるデータ、情報、信号値および変数値は、メモリ921、補助記憶装置922、または、プロセッサ910内のレジスタあるいはキャッシュメモリに記憶される。
Data, information, signal values and variable values used, processed or output by the program are stored in a
ロケット打上支援システムの各部の「部」を「処理」、「手順」、「手段」、「段階」あるいは「工程」に読み替えてもよい。また、領域算出処理と領域通知処理の「処理」を「プログラム」、「プログラムプロダクト」または「プログラムを記録したコンピュータ読取可能な記録媒体」に読み替えてもよい。
ロケット打上支援プログラムは、ロケット打上支援システムの各部の「部」を「処理」、「手順」、「手段」、「段階」あるいは「工程」に読み替えた各処理、各手順、各手段、各段階あるいは各工程を、コンピュータに実行させる。また、ロケット打上支援方法は、ロケット打上支援装置100がロケット打上支援プログラムを実行することにより行われる方法である。
ロケット打上支援プログラムは、コンピュータ読取可能な記録媒体に格納されて提供されてもよい。また、各プログラムは、プログラムプロダクトとして提供されてもよい。
The "part" of each part of the rocket launch support system may be read as "processing", "procedure", "means", "step" or "process". Further, the "process" of the area calculation process and the area notification process may be read as "program", "program product", or "computer-readable recording medium on which the program is recorded".
The rocket launch support program is a process, each procedure, each means, each stage in which the "part" of each part of the rocket launch support system is read as "process", "procedure", "means", "step" or "process". Alternatively, let the computer execute each process. The rocket launch support method is a method performed by the rocket launch support device 100 executing a rocket launch support program.
The rocket launch support program may be provided stored in a computer-readable recording medium. In addition, each program may be provided as a program product.
***動作の説明***
図11は、本実施の形態に係る衛星軌道予報情報51の例を示す図である。
ロケット打上支援装置100は、宇宙物体60の軌道の予報値が設定された衛星軌道予報情報51を記憶部130に記憶する。ロケット打上支援装置100は、例えば、複数の宇宙物体60を管理する管理事業者により利用される管理事業装置40から、複数の宇宙物体60の各々の軌道の予報値を取得し、衛星軌道予報情報51として記憶してもよい。あるいは、ロケット打上支援装置100は、複数の宇宙物体60の各々の軌道の予報値が設定された衛星軌道予報情報51を管理事業者から取得し、記憶部130に記憶してもよい。
管理事業者は、衛星コンステレーション、各種の衛星、ロケット、およびデブリといった宇宙を飛行する宇宙物体60を管理する事業者である。また、上述したように、各管理事業者により利用される管理事業装置40は、メガコンステレーション事業装置41、LEOコンステレーション事業装置42、衛星事業装置43、軌道遷移事業装置44、デブリ回収事業装置45、ロケット打上事業装置46、およびSSA事業装置47といったコンピュータである。
*** Explanation of operation ***
FIG. 11 is a diagram showing an example of satellite
The rocket launch support device 100 stores the satellite
The management company is a company that manages space objects 60 flying in space such as satellite constellations, various satellites, rockets, and debris. Further, as described above, the management business equipment 40 used by each management business operator is a mega
衛星軌道予報情報51には、例えば、宇宙物体ID(Identifier)511、予報元期512、予報軌道要素513、および予報誤差514といった情報が設定される。
Information such as a space object ID (Identifier) 511, a forecast epoch 512, a forecast orbit element 513, and a forecast error 514 is set in the satellite
宇宙物体ID511は、宇宙物体60を識別する識別子である。図11では、宇宙物体ID511として、衛星IDとデブリIDが設定されている。宇宙物体は、具体的には、宇宙空間に打上げられるロケット、人工衛星、宇宙基地、デブリ回収衛星、惑星探査宇宙機、ミッション終了後にデブリ化した衛星あるいはロケットといった物体である。
The space object ID 511 is an identifier that identifies the
予報元期512は、複数の宇宙物体の各々の軌道について予報されている元期である。
予報軌道要素513は、複数の宇宙物体の各々の軌道を特定する軌道要素である。予報軌道要素513は、複数の宇宙物体の各々の軌道について予報されている軌道要素である。図11では、予報軌道要素513として、ケプラー軌道6要素が設定されている。
The forecast epoch 512 is the epoch predicted for each orbit of a plurality of space objects.
The forecast orbital element 513 is an orbital element that specifies the orbit of each of a plurality of space objects. The forecast orbital element 513 is an orbital element that is predicted for each orbit of a plurality of space objects. In FIG. 11, six Kepler orbital elements are set as the forecast orbital elements 513.
予報誤差514は、複数の宇宙物体の各々の軌道において予報される誤差である。予報誤差514には、進行方向誤差、直交方向誤差が設定されている。予報誤差514には、実績値が内包する誤差量が明示的に示される。 The forecast error 514 is an error predicted in each orbit of a plurality of space objects. A traveling direction error and an orthogonal direction error are set in the forecast error 514. The forecast error 514 explicitly indicates the amount of error included in the actual value.
なお、本実施の形態に係る衛星軌道予報情報51では、宇宙物体60について、予報元期512と予報軌道要素513が設定されている。予報元期512と予報軌道要素513により、宇宙物体60の近未来における時刻と位置座標を求めることができる。例えば、宇宙物体60についての近未来の時刻と位置座標が、衛星軌道予報情報51に設定されていてもよい。
このように、衛星軌道予報情報51には、元期と軌道要素、あるいは、時刻と位置座標を含む宇宙物体の軌道情報が具備され、宇宙物体60の近未来の予報値が明示的に示されている。
なお、衛星軌道予報情報51は、宇宙物体60の近未来の予報値が明示的に示されている情報であれば、図11の構成以外の構成でも構わない。
In the satellite
As described above, the satellite
The satellite
図12は、本実施の形態に係るロケット打上げのイメージ図である。
ロケット202は、打上制御装置200からの制御により、ロケット発射場201から発射される。打上制御装置200は、例えば、地上設備702に搭載されている。
本実施の形態に係るロケット打上支援装置100は、ロケット202がロケット発射場201上空を飛行する衛星コンステレーション20の衛星30と衝突することなく打上げられるように、ロケット202の打上げを支援する。
FIG. 12 is an image diagram of the rocket launch according to the present embodiment.
The
The rocket launch support device 100 according to the present embodiment supports the launch of the
図13は、本実施の形態に係るロケット打上支援装置100によるロケット打上支援処理S100のフロー図である。
ステップS101において、領域算出部110は、ロケット発射場201の位置座標と、衛星の軌道の予報値が設定された衛星軌道予報情報51とに基づいて、通過可能時間領域111を算出する。通過可能時間領域111とは、ロケット発射場201から発射されたロケット202が、ロケット発射場201の上空を通過する衛星コンステレーション20を構成する衛星30と衝突するリスクのない時間領域である。言い換えると、通過可能時間領域111は、位置座標が固定かつ既知のロケット発射場201から発射したロケット202が、特定高度に形成された衛星コンステレーション20を構成する衛星30と衝突するリスクのない時間領域である。
FIG. 13 is a flow chart of the rocket launch support process S100 by the rocket launch support device 100 according to the present embodiment.
In step S101, the
図14は、本実施の形態に係るロケット202を真上に打上げる例を示す図である。
例えば、軌道高度約336km、かつ、軌道傾斜角42度に形成され、約2500機の衛星で構成されるメガコンステレーションAが存在すると想定する。そして、北緯42度、かつ、東経143度に位置する北海道大樹町に整備されたロケット発射場201から、ロケット202が真上に打上げられたとする。このとき、ロケット202は、高度336kmにおいてメガコンステレーションAを構成する衛星30と衝突するリスクがある。しかし、同一軌道面を飛翔する衛星同士は概ね100km以上の間隔をあけて運用する。よって、1つの衛星が上空を通過してから、後続衛星が通過するまでに、10秒以上の再訪待ち時間が存在する。
隣接軌道面の衛星も同様に間隔をあけて運用しながら、北緯42度上空付近で異なる軌道面の衛星との衝突を回避するため、衛星同士の間隙を埋めるようなタイミングで衛星が北緯42度を通過するように運用制御されている。
FIG. 14 is a diagram showing an example of launching the
For example, it is assumed that there is a mega constellation A formed at an orbital altitude of about 336 km and an orbital inclination of 42 degrees and composed of about 2500 satellites. Then, it is assumed that the
While operating satellites on adjacent orbital planes at intervals in the same way, in order to avoid collisions with satellites on different orbital planes near 42 degrees north latitude, the satellites will fill the gap between satellites at 42 degrees north latitude. The operation is controlled so as to pass through.
領域算出部110は、ロケット打上げ後に高度336kmに到達するまでの時間を加味し、上空をたまたま衛星が通過する時間帯を「衝突リスクのある時間帯」として除外していく。領域算出部110は、例えば、1日の時間帯から「衝突リスクのある時間帯」を除外した時間帯を通過可能時間領域111として算出してもよい。あるいは、領域算出部110は、ユーザにより指定された時間帯から「衝突リスクのある時間帯」を除外した時間帯を通過可能時間領域111として算出してもよい。このように、当該時間帯からロケット発射場201の上空近傍を通過する軌道面の衛星の「衝突リスクのある時間帯」を除外していけば、結果として「衝突リスクのない時間領域」、すなわち通過可能時間領域111が残ることになる。この情報を、打上げ後特定高度到達までの時間を付帯条件としてロケット発射場のロケット打上事業者に情報公開すれば、ロケットを衝突リスクなく打上げ可能となる。
The
図15は、本実施の形態に係るロケット202を斜め方向に打上げる例を示す図である。
ロケット202は真上に打上げられるとは限らない。例えば、領域算出部110は、ロケット打上予測軌道であるロケット打上予測値Oxを予めロケット打上事業者から取得してもよい。領域算出部110は、ロケット打上予測値Oxと衛星軌道予報情報51とに基づいて、通過可能時間領域111を算出する。ロケット打上予測値Oxは、具体的には、特定高度、例えば高度336kmの通過希望時刻と通過位置座標である。通過希望とした理由は、「衝突リスクのない時間領域」に応じて、打上制御装置200が打上タイミングを修正する必要があるからである。
FIG. 15 is a diagram showing an example of launching the
以上のように、領域算出部110は、ロケット発射場201から発射されたロケット202が衛星コンステレーション20の軌道を通過するロケット打上予測値Oxを取得する。領域算出部110は、ロケット打上事業者から取得したロケット打上予測値Oxを用いて通過可能時間領域111を算出してもよい。
As described above, the
図16は、本実施の形態に係る予測誤差を見込む通過可能時間領域111の例を示す図である。
ロケット打上事業者側で、例えば、高度336km通過時の位置座標に有意な予測誤差が含まれる場合がある。あるいは、メガコンステレーション事業者側の衛星通過時刻と位置座標に有意な予測誤差が含まれる場合がある。図16では、このような予測誤差が存在する場合、衝突リスクのない時間領域、すなわち通過可能時間領域111が存在しない懸念があり、精度改善を施さない限り安全なロケット打上げができないことを示唆している。
FIG. 16 is a diagram showing an example of a passable time region 111 in which a prediction error is expected according to the present embodiment.
On the rocket launcher side, for example, the position coordinates when passing at an altitude of 336 km may include a significant prediction error. Alternatively, the satellite transit time and position coordinates on the side of the mega constellation operator may contain significant prediction errors. In FIG. 16, when such a prediction error exists, there is a concern that the time domain without collision risk, that is, the passable time domain 111 does not exist, and it is suggested that a safe rocket launch cannot be performed unless the accuracy is improved. ing.
ステップS102において、領域通知部120は、通過可能時間領域111を出力する。具体的には、領域通知部120は、出力インタフェース940を介して、通過可能時間領域111を表示機器941に表示する。あるいは、領域通知部120は、通信装置950を介して、管理事業装置40に通過可能時間領域111を送信してもよい。
In step S102, the
また、衛星コンステレーション20は、互いに異なる複数の軌道高度に形成された複数の衛星コンステレーションであってよい。例えば、この複数の衛星コンステレーションは、特定のメガコンステレーション事業者に属していてもよい。領域算出部110は、複数の軌道高度の各々について通過可能時間領域111を算出する。領域通知部120は、複数の軌道高度の各々について算出された複数の通過可能時間領域111を統合した時間領域を表示機器に表示する。
Further, the
図17は、本実施の形態に係る通過可能時間領域111の表示例1および表示例2を示す図である。
図17の表示例1に示すように、特定メガコンステレーション事業者の運用する複数の軌道高度のそれぞれについて、衝突するリスクのない時間領域である通過可能時間領域111を表示してもよい。
FIG. 17 is a diagram showing a display example 1 and a display example 2 of the passable time region 111 according to the present embodiment.
As shown in Display Example 1 of FIG. 17, the passable time region 111, which is a time region without a risk of collision, may be displayed for each of the plurality of orbital altitudes operated by the specific mega constellation operator.
例えば、軌道高度340km付近に形成される3種類のメガコンステレーションは、相互に非同期に運用している。よって、特定のロケット発射場位置座標からみた軌道面の移動、あるいは、衛星の飛翔位置は軌道高度毎に無相関となる。したがって、ロケット打上支援装置100で、軌道高度それぞれの通過可能時間領域111を表示しても、「全ての軌道において衝突するリスクのない時間領域」の必要条件に過ぎず、十分条件にはならない。 For example, three types of mega constellations formed near an orbital altitude of 340 km are operated asynchronously with each other. Therefore, the movement of the orbital plane as seen from the coordinates of the specific rocket launch site or the flight position of the satellite is uncorrelated for each orbital altitude. Therefore, even if the rocket launch support device 100 displays the passable time region 111 for each orbital altitude, it is only a necessary condition of "a time region where there is no risk of collision in all orbits", and is not a sufficient condition.
例えば、以下の衛星コンステレーション20が存在することを想定する。
軌道高度約336km:軌道傾斜角42度、約2500機
軌道高度約341km:軌道傾斜角48度、約2500機
軌道高度約346km:軌道傾斜角53度、約2500機
For example, it is assumed that the following
Orbital altitude about 336km:
本実施の形態に係るロケット打上支援装置100では、上記3高度、および、同一メガコンステレーション事業者が運用する複数ないし全ての軌道高度に対して、「衝突するリスクのない時間領域」、すなわち通過可能時間領域111を統合する。そして、図17の表示例2に示すように、「複数の軌道において衝突するリスクのない時間領域」を、通過可能時間領域111として表示する。この結果ロケット打上事業者は当該メガコンステレーション事業者の運用する全ての衛星に対して、衝突することなく、安全に打上げが可能となる。 In the rocket launch support device 100 according to the present embodiment, the above three altitudes and a plurality or all orbital altitudes operated by the same mega constellation operator are "time domain without collision risk", that is, passage. The available time domain 111 is integrated. Then, as shown in Display Example 2 of FIG. 17, the “time region without risk of collision in a plurality of orbits” is displayed as the passable time region 111. As a result, the rocket launcher can safely launch all satellites operated by the mega constellation operator without collision.
また、衛星コンステレーション20は、互いに異なる複数の衛星コンステレーション事業者により運用される複数の衛星コンステレーションであってもよい。このとき、領域算出部110は、複数の衛星コンステレーションの各々について通過可能時間領域111を算出する。そして、領域通知部120は、複数の衛星コンステレーションの各々について通過可能時間領域111を表示する。
Further, the
図18は、本実施の形態に係る通過可能時間領域111の表示例3を示す図である。
図18では、複数のメガコンステレーション事業者A,Bについて通過可能時間領域111を表示する。
メガコンステレーションを構成する衛星の高精度予報値は、通常当該メガコンステレーション事業者のみが保有するため、第三者が複数のメガコンステレーション事業者の高精度予報値を共有するのは難しい。
また現段階の見通しでは、SPACE−X社がStarlink構想で整備を計画する軌道面を衝突なく通過できれば、打上げ時に別のメガコンステレーションの衛星と衝突するリスクは十分小さいのが実状である。しかしながら、将来例えば高度400km近傍に異なるメガコンステレーション事業者が別のメガコンステレーションを構築する可能性もある。このため、いずれのメガコンステレーションとも衝突なく打上げを実現するためには、図18の表示例3の表示が好適である。
メガコンステレーション事業者、ロケット打上事業者、および、ロケット打上支援装置により支援サービスを実施する事業者が複数国に跨る場合には、宇宙衝突回避のための国際調整および宇宙法整備において、高精度予報値の情報公開を国際ルール化することが好適である。
FIG. 18 is a diagram showing a display example 3 of the passable time region 111 according to the present embodiment.
In FIG. 18, the passable time region 111 is displayed for a plurality of mega constellation operators A and B.
Since the high-precision forecast values of the satellites that make up the mega-constellation are usually owned only by the mega-constellation company, it is difficult for a third party to share the high-precision forecast values of a plurality of mega-constellation companies.
In addition, the outlook at this stage is that if SPACE-X can pass through the orbital surface planned for maintenance under the Starlink concept without collision, the risk of collision with another mega constellation satellite at the time of launch is sufficiently small. However, in the future, for example, different mega constellation operators may build another mega constellation near an altitude of 400 km. Therefore, in order to realize launch without collision with any of the mega constellations, the display of Display Example 3 in FIG. 18 is preferable.
High accuracy in international coordination and space law development to avoid space collisions when mega-constellation operators, rocket launch operators, and operators that provide support services with rocket launch support devices span multiple countries. It is preferable to make the information disclosure of forecast values an international rule.
なお、図17および図18の通過可能時間領域111の表示例は一例であり、通過可能時間領域111を通知することができればどのような表示形式でも構わない。 The display example of the passable time region 111 in FIGS. 17 and 18 is an example, and any display format may be used as long as the passable time region 111 can be notified.
***本実施の形態の効果の説明***
本実施の形態に係るロケット打上支援装置によれば、ロケット発射場から発射されたロケットの通過可能時間領域を、ロケット打上げ事業者に通知することができる。このように、ロケット打上げ後、特定高度到達までの時間を付帯条件として、ロケット発射場のロケット打上事業者に通過可能時間領域を情報公開すれば、ロケットを衝突リスクなく打上げ可能となる。
*** Explanation of the effect of this embodiment ***
According to the rocket launch support device according to the present embodiment, it is possible to notify the rocket launcher of the passable time area of the rocket launched from the rocket launch site. In this way, if the information on the passable time area is disclosed to the rocket launcher at the rocket launch site, with the time required to reach a specific altitude as an incidental condition after the rocket is launched, the rocket can be launched without the risk of collision.
***他の構成***
<変形例1>
ロケット打上支援システムは、複数の宇宙物体を管理する管理事業者により利用される管理事業装置から取得した宇宙物体情報を記録する宇宙情報レコーダーから宇宙物体情報を取得する。そして、ロケット打上支援システムは、打上げ時のロケットと宇宙物体との衝突の回避を支援する。
本実施の形態に係るロケット打上支援システムは、宇宙情報レコーダーから取得した宇宙物体情報を格納するデータベースと、打上げ時のロケットと宇宙物体との衝突の回避を支援するサーバとを備える。
*** Other configurations ***
<Modification example 1>
The rocket launch support system acquires space object information from a space information recorder that records space object information acquired from a management business device used by a management company that manages a plurality of space objects. The rocket launch support system assists in avoiding a collision between the rocket and a space object at the time of launch.
The rocket launch support system according to the present embodiment includes a database that stores space object information acquired from the space information recorder, and a server that supports avoidance of collision between the rocket and the space object at the time of launch.
データベースは、具体的には、メモリ、補助記憶装置、あるいは、ファイルサーバでもよい。宇宙情報レコーダーは、複数の宇宙物体を管理する管理事業者により利用される管理事業装置から取得した宇宙物体情報を記録する。ロケット打上支援装置が宇宙情報レコーダーを備えていてもよい。宇宙情報レコーダーに、衛星軌道予報情報が含まれていてもよい。 Specifically, the database may be a memory, an auxiliary storage device, or a file server. The space information recorder records space object information acquired from a management business device used by a management business operator that manages a plurality of space objects. The rocket launch support device may be equipped with a space information recorder. The space information recorder may include satellite orbit forecast information.
サーバは、具体的には、ロケット打上支援装置である。データベースはサーバに備えられていてもよいし、サーバとは別の装置でもよい。サーバは、プロセッサあるいは電子回路といったプロセッシングサーキットリにより、以下の段階(手段あるいは部ともいう)を実現する。 Specifically, the server is a rocket launch support device. The database may be provided in the server, or may be a device separate from the server. A server realizes the following stages (also called means or parts) by a processing circuit such as a processor or an electronic circuit.
データベースは、ロケットの宇宙物体情報と、メガコンステレーションの衛星群の衛星軌道予報情報とを宇宙情報レコーダーから取得して格納する。ロケットの宇宙物体情報は、宇宙情報レコーダーにより、ロケット打上げ事業者の管理事業装置から取得された情報である。メガコンステレーションの衛星群の衛星軌道予報情報は、宇宙情報レコーダーにより、ロケットが衝突するリスクのあるメガコンステレーションの管理事業装置から取得された情報である。ロケットの宇宙物体情報は、ロケット発射場の位置座標と、ロケットの打上げ予定時刻情報および予報軌道情報とを含む。 The database acquires and stores the space object information of the rocket and the satellite orbit forecast information of the satellite group of the mega constellation from the space information recorder. The space object information of the rocket is the information acquired from the management business equipment of the rocket launcher by the space information recorder. The satellite orbit forecast information of the satellite group of the mega constellation is the information acquired by the space information recorder from the management business equipment of the mega constellation where there is a risk of rocket collision. The space object information of the rocket includes the position coordinates of the rocket launch site, the scheduled launch time information of the rocket, and the predicted orbit information.
サーバは、以下の段階を備える。
・ロケット発射場の位置座標から、打上げ予定時刻に打ち上げられたロケットが、衛星コンステレーションの近傍に到達するまでの遅延時間と軌道位置を解析する段階。
・飛行安全領域の指標となるロケットと他の宇宙物体との相対距離Aを決定する段階。
・衝突危険領域の指標となるロケットと他の宇宙物体との相対距離Bを決定する段階。
・衛星コンステレーションの衛星群の中で、相対距離Bよりも近距離に接近する可能性がある衛星を抽出して、要注意衛星として識別する段階。
・要注意衛星の全てが同時に、相対距離Aよりも遠距離を飛翔する安全時間領域を抽出する段階。
・安全時間領域を表示する段階。
・ロケット打上げ予定時刻が安全時間領域に含まれる場合に、安全確認メッセージを表示する段階。
・ロケット打上げ予定時刻が安全時間領域に含まれない場合に、安全時間領域の中から打上げ推奨時刻を打上げ時刻変更推奨メッセージとして表示する段階。
・ロケット打上げ事業者に対して安全確認メッセージ、または打上げ時刻変更推奨メッセージを通達する段階。
The server has the following stages:
-The stage of analyzing the delay time and orbit position until the rocket launched at the scheduled launch time reaches the vicinity of the satellite constellation from the position coordinates of the rocket launch site.
-The stage of determining the relative distance A between the rocket and other space objects, which is an index of the flight safety area.
-The stage of determining the relative distance B between the rocket and other space objects, which is an index of the collision danger area.
-A stage in which satellites that may approach a shorter distance than the relative distance B are extracted from the satellite group of the satellite constellation and identified as satellites requiring attention.
-The stage where all of the satellites requiring attention simultaneously extract a safe time region that flies a longer distance than the relative distance A.
-The stage of displaying the safe time area.
-A stage where a safety confirmation message is displayed when the scheduled rocket launch time is included in the safe time area.
-When the scheduled rocket launch time is not included in the safe time area, the recommended launch time is displayed as the launch time change recommended message from the safe time area.
-The stage of notifying the rocket launcher of a safety confirmation message or a launch time change recommendation message.
安全時間領域は、衝突するリスクのない時間領域の例である。 The safe time domain is an example of a time domain where there is no risk of collision.
図25は、本実施の形態の変形例に係る飛行安全領域の指標となるロケットと他の宇宙物体との相対距離Aの例を示す図である。
図26は、本実施の形態の変形例に係る衝突危険領域の指標となるロケットと他の宇宙物体との相対距離Bの例を示す図である。
図25に示すように、サーバが、飛行安全領域の指標となるロケットと他の宇宙物体との相対距離Aを決定する際、誤差範囲を含めて宇宙物体の大きさと見做す必要がある。
また、図26に示すように、サーバが、衝突危険領域の指標となるロケットと他の宇宙物体との相対距離Bを決定する際は、誤差範囲を含めて宇宙物体の大きさと見做した場合の相対距離が0以下となる場合の実際の相対距離が相対距離Bとなる。
FIG. 25 is a diagram showing an example of a relative distance A between a rocket and another space object, which is an index of a flight safety area according to a modified example of the present embodiment.
FIG. 26 is a diagram showing an example of a relative distance B between a rocket and another space object, which is an index of a collision danger region according to a modified example of the present embodiment.
As shown in FIG. 25, when the server determines the relative distance A between the rocket and another space object, which is an index of the flight safety area, it needs to be regarded as the size of the space object including the error range.
Further, as shown in FIG. 26, when the server determines the relative distance B between the rocket and another space object, which is an index of the collision danger region, it is regarded as the size of the space object including the error range. When the relative distance of is 0 or less, the actual relative distance is the relative distance B.
図27は、本実施の形態の変形例に係る飛行安全領域が確保できていない状態を示す図である。
図27の上段は、メガコンステレーションを2次元空間でモデル化した図である。図27の下段では、ロケットと宇宙物体との相対距離がほぼ0(誤差を含めて物体寸法とみるため)であり、ギリギリ衝突はしないが、飛行安全領域は確保できていない状態を示している。
FIG. 27 is a diagram showing a state in which the flight safety area according to the modified example of the present embodiment is not secured.
The upper part of FIG. 27 is a diagram in which a mega constellation is modeled in a two-dimensional space. In the lower part of FIG. 27, the relative distance between the rocket and the space object is almost 0 (because it is regarded as the object size including the error), and although the collision does not occur at the last minute, the flight safety area cannot be secured. ..
図28は、本実施の形態の変形例に係る誤差範囲の大きさによるロンチウィンドウの状態を示す図である。
図28の上段は、本実施の形態に係る飛行安全領域が確保できている状態を示す図である。具体的には、図28の上段は、メガコンステレーション事業者の自システム内において、ロケットの飛行安全領域が確保できている状態を示している。メガコンステレーション事業者の自システム内では、衛星間測距データあるいはGPS計測値の差分評価、および、統計的データ評価といった手法により誤差量を小さくできる可能性がある。よって、メガコンステレーション事業者の自システム内では、飛行安全領域を確保できる可能性が高い。
FIG. 28 is a diagram showing a state of the launch window depending on the size of the error range according to the modified example of the present embodiment.
The upper part of FIG. 28 is a diagram showing a state in which the flight safety area according to the present embodiment is secured. Specifically, the upper part of FIG. 28 shows a state in which the flight safety area of the rocket is secured in the own system of the mega constellation operator. Within the own system of the mega constellation operator, there is a possibility that the amount of error can be reduced by a method such as difference evaluation of intersatellite distance measurement data or GPS measurement value, and statistical data evaluation. Therefore, there is a high possibility that a flight safety area can be secured within the own system of the mega constellation operator.
一方、図28の下段は、メガコンステレーションの精密予報値が公開されず、誤差が大きい場合を示している。メガコンステレーション事業者が誤差量を非開示とした場合、メガコンステレーションの予報値はSSA事業者といった外部計測情報に依存することになる。ロケット打上げ事業者が誤差量の大きな予報値しか把握していない場合、ロンチウィンドウが確保できない懸念がある。すなわち、ロケット打上げ事業者とメガコンステ事業者が精密軌道予報値を独占すると打上げ事業が独占化される懸念がある。 On the other hand, the lower part of FIG. 28 shows a case where the precise forecast value of the mega constellation is not disclosed and the error is large. If the mega constellation operator does not disclose the amount of error, the forecast value of the mega constellation will depend on external measurement information such as the SSA operator. If the rocket launcher only knows the forecast value with a large amount of error, there is a concern that the launch window cannot be secured. That is, if the rocket launcher and the megaconste operator monopolize the precision orbit forecast value, there is a concern that the launch business will be monopolized.
<変形例2>
本実施の形態では、ロケット打上支援装置100の機能がソフトウェアで実現される。変形例として、ロケット打上支援装置100の機能がハードウェアで実現されてもよい。
<
In the present embodiment, the function of the rocket launch support device 100 is realized by software. As a modification, the function of the rocket launch support device 100 may be realized by hardware.
図19は、本実施の形態の変形例に係るロケット打上支援装置100の構成を示す図である。
ロケット打上支援装置100は、プロセッサ910に替えて電子回路909を備える。
電子回路909は、ロケット打上支援装置100の機能を実現する専用の電子回路である。
電子回路909は、具体的には、単一回路、複合回路、プログラム化したプロセッサ、並列プログラム化したプロセッサ、ロジックIC、GA、ASIC、または、FPGAである。GAは、Gate Arrayの略語である。
ロケット打上支援装置100の機能は、1つの電子回路で実現されてもよいし、複数の電子回路に分散して実現されてもよい。
別の変形例として、ロケット打上支援装置100の一部の機能が電子回路で実現され、残りの機能がソフトウェアで実現されてもよい。
FIG. 19 is a diagram showing a configuration of a rocket launch support device 100 according to a modified example of the present embodiment.
The rocket launch support device 100 includes an electronic circuit 909 instead of the processor 910.
The electronic circuit 909 is a dedicated electronic circuit that realizes the function of the rocket launch support device 100.
The electronic circuit 909 is specifically a single circuit, a composite circuit, a programmed processor, a parallel programmed processor, a logic IC, a GA, an ASIC, or an FPGA. GA is an abbreviation for Gate Array.
The function of the rocket launch support device 100 may be realized by one electronic circuit, or may be realized by being distributed in a plurality of electronic circuits.
As another modification, some functions of the rocket launch support device 100 may be realized by an electronic circuit, and the remaining functions may be realized by software.
プロセッサと電子回路の各々は、プロセッシングサーキットリとも呼ばれる。つまり、ロケット打上支援装置100の機能は、プロセッシングサーキットリにより実現される。 Each of the processor and the electronic circuit is also called a processing circuit. That is, the function of the rocket launch support device 100 is realized by the processing circuit.
実施の形態2.
本実施の形態では、主に、実施の形態1との相違点について説明する。実施の形態1と同様の機能を有する構成については、同一の符号を付し、その説明を省略する。
In this embodiment, the differences from the first embodiment will be mainly described. The same reference numerals are given to the configurations having the same functions as those in the first embodiment, and the description thereof will be omitted.
***構成の説明***
図20は、本実施の形態に係るロケット打上支援装置100の構成を示す図である。
本実施の形態では、領域算出部110は、可能通過領域112を算出する。そして、領域通知部120は、領域算出部110により算出された可能通過領域112を出力する。その他の構成は、実施の形態1と同様である。
*** Explanation of configuration ***
FIG. 20 is a diagram showing a configuration of a rocket launch support device 100 according to the present embodiment.
In the present embodiment, the
***動作の説明***
図21は、本実施の形態に係るロケット打上支援装置100によるロケット打上支援処理S100aのフロー図である。
ステップS101aにおいて、領域算出部110は、ロケット発射場201の位置座標と、衛星の軌道の予報値が設定された衛星軌道予報情報51とに基づいて、可能通過領域112を算出する。可能通過領域112は、ロケット発射場201から発射されたロケット202が、ロケット発射場201の上空を通過する衛星コンステレーション20を構成する衛星30と衝突するリスクのない通過領域である。
*** Explanation of operation ***
FIG. 21 is a flow chart of the rocket launch support process S100a by the rocket launch support device 100 according to the present embodiment.
In step S101a, the
ステップS102aにおいて、領域通知部120は、可能通過領域112を出力する。例えば、領域通知部120は、出力インタフェース940を介して、可能通過領域112を表示機器941に表示する。あるいは、領域通知部120は、通信装置950を介して、可能通過領域112を管理事業装置40あるいは打上制御装置200に通知する。
これにより、打上制御装置200は、可能通過領域112を用いて、衝突を回避してロケット202を打上げることができる。
In step S102a, the
As a result, the
図22は、軌道高度340km近傍の衛星飛翔イメージである。
図23は、軌道高度340km近傍の衛星コンステレーションの一例を示す図である。
図24は、ロケット打上げ例を示す図である。
図22から図24を用いて、ロケット打上げの具体例について説明する。
FIG. 22 is an image of satellite flight near an orbital altitude of 340 km.
FIG. 23 is a diagram showing an example of a satellite constellation near an orbital altitude of 340 km.
FIG. 24 is a diagram showing an example of launching a rocket.
Specific examples of rocket launch will be described with reference to FIGS. 22 to 24.
例えば、ロケット202は、北緯40度以上に位置するロケット発射場201から、軌道高度300km以上、かつ、北緯50度以上の緯度方向の軌道へ打上げられる。すなわち、打上制御装置200は、北緯40度以上に位置するロケット発射場201から、軌道高度300km以上、かつ、北緯50度以上の緯度方向の軌道へロケット202を打上げる。
For example, the
図22および図23に示すように、高度340km近傍、軌道傾斜角50度以下に約7500機のコンステレーションが構築される計画がある。この計画が整備完了した後は、例えば北海道に整備されたロケット発射場から真上、ないし南方へ打上げる場合にロンチウィンドウが存在しない可能性がある。
北緯40度以上のロケット発射場から、軌道高度300km以上北緯50度以上の高緯度方向の軌道を通過して打上げられるロケットは、極付近のメガコンステレーション不在領域を通過するので、衝突リスクなく安全に打上げができる。
現在、北緯約42度の北海道大樹町にロケット発射場を整備する構想がある。また、メガコンステレーション構想の中に高度約340km、軌道傾斜角42度の傾斜軌道に約2500機運用する計画もある。北緯42度は衛星が折り返す密集領域となるため、真上には打上げウィンドウ確保が困難となる。更に軌道傾斜角50度にも計画があり、南方打上げをしてこれらのコンステレーションと衝突せずに打上げるのは至難である。
一方北緯50度以上には上記コンステレーション衛星は存在しないので、衝突を回避して打上げができるという効果がある。
As shown in FIGS. 22 and 23, there is a plan to construct a constellation of about 7,500 aircraft at an altitude of 340 km and an orbit inclination angle of 50 degrees or less. After this plan is completed, there is a possibility that the launch window will not exist, for example, when launching directly above or south of the rocket launch site constructed in Hokkaido.
A rocket launched from a rocket launch site with a north latitude of 40 degrees or more through an orbit in a high latitude direction with an orbit altitude of 300 km or more and a north latitude of 50 degrees or more passes through a region where there is no mega constellation near the pole, so it is safe without collision risk. Can be launched.
Currently, there is a plan to develop a rocket launch site in Taiki-cho, Hokkaido, which is about 42 degrees north latitude. In addition, there is a plan to operate about 2,500 aircraft on an inclined orbit with an altitude of about 340 km and an orbit inclination angle of 42 degrees in the mega constellation concept. Since 42 degrees north latitude is a dense area where satellites turn back, it is difficult to secure a launch window directly above. Furthermore, there is a plan for an orbit inclination angle of 50 degrees, and it is extremely difficult to launch it to the south without colliding with these constellations.
On the other hand, since the constellation satellite does not exist at a latitude of 50 degrees or more north, it has the effect of avoiding a collision and launching.
図24に示すように、北緯42度の大樹町から打上げる場合、北緯42度における高度336km、北緯53度における高度346km、北緯56度における高度590kmを北側に抜ける軌道をとれば、メガコンステレーションとの衝突リスクなく打上げが可能となる。 As shown in FIG. 24, when launching from Taiki-cho at 42 degrees north latitude, if the orbit goes through the north at an altitude of 336 km at 42 degrees north latitude, 346 km at 53 degrees north latitude, and 590 km at 56 degrees north latitude, a mega constellation Launch is possible without the risk of collision with.
***本実施の形態に係る効果の説明***
本実施の形態に係るロケット打上支援装置では、位置座標が固定かつ既知のロケット発射場から発射したロケットが、特定高度に形成された衛星コンステレーションを構成する衛星と衝突するリスクのない通過領域を可能通過領域として表示する。よって、ロケット打上事業者は、衝突を回避して打上げができるという効果がある。
*** Explanation of the effects of this embodiment ***
In the rocket launch support device according to the present embodiment, a rocket launched from a rocket launch site having fixed position coordinates and known has a passing area where there is no risk of collision with satellites constituting a satellite constellation formed at a specific altitude. Display as a possible passage area. Therefore, the rocket launcher has the effect of avoiding a collision and launching.
以上の実施の形態1,2では、ロケット打上支援装置の各部を独立した機能ブロックとして説明した。しかし、ロケット打上支援装置の構成は、上述した実施の形態のような構成でなくてもよい。ロケット打上支援装置の機能ブロックは、上述した実施の形態で説明した機能を実現することができれば、どのような構成でもよい。また、ロケット打上支援装置は、1つの装置でも、複数の装置から構成されたシステムでもよい。
In the
また、実施の形態1,2のうち、複数の部分を組み合わせて実施しても構わない。あるいは、これらの実施の形態のうち、1つの部分を実施しても構わない。その他、これらの実施の形態を、全体としてあるいは部分的に、どのように組み合わせて実施しても構わない。
すなわち、実施の形態1,2を部分的に自由に組み合わせてもよい。あるいは、実施の形態1,2において、構成要素をどのように変形してもよい。つまり、実施の形態1,2において、構成要素の追加および省略をしてもよい。
Further, in the first and second embodiments, a plurality of parts may be combined and carried out. Alternatively, one part of these embodiments may be implemented. In addition, these embodiments may be implemented in any combination as a whole or partially.
That is, the first and second embodiments may be partially and freely combined. Alternatively, in the first and second embodiments, the components may be modified in any way. That is, in the first and second embodiments, the components may be added or omitted.
なお、上述した実施の形態は、本質的に好ましい例示であって、本発明の範囲、本発明の適用物の範囲、および本発明の用途の範囲を制限することを意図するものではない。上述した実施の形態は、必要に応じて種々の変更が可能である。 It should be noted that the embodiments described above are essentially preferred examples and are not intended to limit the scope of the invention, the scope of application of the invention, and the scope of use of the invention. The above-described embodiment can be variously modified as needed.
20 衛星コンステレーション、21 軌道面、30 衛星、31 衛星制御装置、32 衛星通信装置、33 推進装置、34 姿勢制御装置、35 電源装置、40 管理事業装置、41 メガコンステレーション事業装置、42 LEOコンステレーション事業装置、43 衛星事業装置、44 軌道遷移事業装置、45 デブリ回収事業装置、46 ロケット打上事業装置、47 SSA事業装置、51 衛星軌道予報情報、511,521 宇宙物体ID、512 予報元期、513 予報軌道要素、514 予報誤差、60 宇宙物体、70 地球、100 ロケット打上支援装置、110 領域算出部、111 通過可能時間領域、112 可能通過領域、120 領域通知部、130 記憶部、55 軌道制御コマンド、200 打上制御装置、201 ロケット発射場、202 ロケット、600 衛星コンステレーション形成システム、11,11b 衛星コンステレーション形成部、300 衛星群、700,701,702 地上設備、500 ロケット打上支援システム、510 軌道制御コマンド生成部、520 解析予測部、909 電子回路、910 プロセッサ、921 メモリ、922 補助記憶装置、930 入力インタフェース、940 出力インタフェース、941 表示機器、950 通信装置、Ox ロケット打上予測値。 20 satellite constellation, 21 orbital plane, 30 satellites, 31 satellite control device, 32 satellite communication device, 33 propulsion device, 34 attitude control device, 35 power supply device, 40 management business device, 41 mega constellation business device, 42 LEO constellation Ration business equipment, 43 satellite business equipment, 44 orbit transition business equipment, 45 debris recovery business equipment, 46 rocket launch business equipment, 47 SSA business equipment, 51 satellite orbit forecast information, 511,521 space object ID, 512 forecasting period, 513 Forecast orbital element, 514 Forecast error, 60 Space object, 70 Earth, 100 Rocket launch support device, 110 area calculation unit, 111 passable time area, 112 possible pass area, 120 area notification unit, 130 storage unit, 55 orbit control Command, 200 launch control device, 201 rocket launch site, 202 rocket, 600 satellite constellation formation system, 11,11b satellite constellation formation unit, 300 satellite group, 700,701,702 ground equipment, 500 rocket launch support system, 510 Orbit control command generator, 520 analysis prediction unit, 909 electronic circuit, 910 processor, 921 memory, 922 auxiliary storage device, 930 input interface, 940 output interface, 941 display device, 950 communication device, Ox rocket launch prediction value.
Claims (12)
前記通過可能時間領域を出力する領域通知部と
を備えたロケット打上支援装置。 Based on the position coordinates of the rocket launch site and the satellite orbit forecast information in which the predicted value of the satellite orbit is set, the satellite constellation in which the rocket launched from the rocket launch site passes over the rocket launch site is performed. An area calculation unit that calculates a time area that does not have the risk of colliding with the constituent satellites as a passable time area,
A rocket launch support device including an area notification unit that outputs the passable time area.
前記ロケット発射場から発射されたロケットが前記衛星コンステレーションの軌道を通過する予測値であるロケット打上げ予測値を取得し、前記ロケット打上げ予測値を用いて前記通過可能時間領域を算出する請求項1に記載のロケット打上支援装置。 The area calculation unit
Claim 1 to acquire a rocket launch predicted value which is a predicted value for a rocket launched from the rocket launch site to pass through the orbit of the satellite constellation, and calculate the passable time region using the rocket launch predicted value. The rocket launch support device described in.
前記領域算出部は、
前記複数の軌道高度の各々について前記通過可能時間領域を算出し、
前記領域通知部は、
前記複数の軌道高度の各々について算出された複数の通過可能時間領域を統合した時間領域を出力する請求項1または請求項2に記載のロケット打上支援装置。 The satellite constellations are a plurality of satellite constellations formed at a plurality of orbital altitudes different from each other.
The area calculation unit
The passable time region is calculated for each of the plurality of orbital altitudes.
The area notification unit
The rocket launch support device according to claim 1 or 2, wherein a time domain in which a plurality of passable time domains calculated for each of the plurality of orbital altitudes are integrated is output.
前記領域算出部は、
前記複数の衛星コンステレーションの各々について前記通過可能時間領域を算出し、
前記領域通知部は、
前記複数の衛星コンステレーションの各々について前記通過可能時間領域を出力する請求項1から請求項3のいずれか1項に記載のロケット打上支援装置。 The satellite constellation is a plurality of satellite constellations operated by a plurality of satellite constellation operators different from each other.
The area calculation unit
The passable time domain was calculated for each of the plurality of satellite constellations.
The area notification unit
The rocket launch support device according to any one of claims 1 to 3, which outputs the passable time region for each of the plurality of satellite constellations.
領域通知部が、前記通過可能時間領域を出力するロケット打上支援方法。 A rocket launched from the rocket launch site passes over the rocket launch site based on the position coordinates of the rocket launch site and satellite orbit forecast information in which the predicted value of the satellite orbit is set by the region calculation unit. The time region where there is no risk of collision with the satellites that make up the satellite constellation is calculated as the passable time region.
A rocket launch support method in which the area notification unit outputs the passable time area.
前記通過可能時間領域を出力する領域通知処理と
をコンピュータに実行させるロケット打上支援プログラム。 Based on the position coordinates of the rocket launch site and the satellite orbit forecast information in which the predicted value of the satellite orbit is set, the satellite constellation in which the rocket launched from the rocket launch site passes over the rocket launch site is performed. Area calculation processing that calculates the time area where there is no risk of collision with the constituent satellites as the passable time area, and
A rocket launch support program that causes a computer to execute an area notification process that outputs the passable time area.
前記可能通過領域を出力する領域通知部と
を備えたロケット打上支援装置。 Based on the position coordinates of the rocket launch site and the satellite orbit forecast information in which the predicted value of the satellite orbit is set, the satellite constellation in which the rocket launched from the rocket launch site passes over the rocket launch site is performed. An area calculation unit that calculates a passing area that does not have the risk of colliding with the constituent satellites as a possible passing area,
A rocket launch support device including an area notification unit that outputs the possible passage area.
領域通知部が、前記可能通過領域を出力するロケット打上支援方法。 A rocket launched from the rocket launch site passes over the rocket launch site based on the position coordinates of the rocket launch site and satellite orbit forecast information in which the predicted value of the satellite orbit is set by the region calculation unit. Calculate the passing area without the risk of colliding with the satellites that make up the satellite constellation as the possible passing area.
A rocket launch support method in which the area notification unit outputs the possible passage area.
前記可能通過領域を出力する領域通知処理と
をコンピュータに実行させるロケット打上支援プログラム。 Based on the position coordinates of the rocket launch site and the satellite orbit forecast information in which the predicted value of the satellite orbit is set, the satellite constellation in which the rocket launched from the rocket launch site passes over the rocket launch site is performed. Area calculation processing that calculates the passing area without the risk of colliding with the constituent satellites as the possible passing area,
A rocket launch support program that causes a computer to execute an area notification process that outputs the possible passage area.
前記宇宙情報レコーダーから取得した宇宙物体情報を格納するデータベースと、サーバとを備え、
前記データベースは、
前記宇宙情報レコーダーがロケット打上げ事業者の管理事業装置から取得したロケットの宇宙物体情報と、前記ロケットが衝突するリスクのある衛星コンステレーションの管理事業装置から取得した衛星コンステレーションの衛星群の衛星軌道予報情報とを宇宙情報レコーダーから取得して格納し、
前記ロケットの宇宙物体情報は、ロケット発射場の位置座標と、ロケットの打上げ予定時刻情報および予報軌道情報とを含み、
前記サーバは、
前記ロケット発射場の位置座標から、打上げ予定時刻に打ち上げられたロケットが、衛星コンステレーションの近傍に到達するまでの遅延時間と軌道位置を解析する段階と、
飛行安全領域の指標となるロケットと他の宇宙物体との相対距離Aを決定する段階と、
衝突危険領域の指標となるロケットと他の宇宙物体との相対距離Bを決定する段階と、
衛星コンステレーションの衛星群の中で、相対距離Bよりも近距離に接近する可能性がある衛星を抽出して、要注意衛星として識別する段階と、
前記要注意衛星の全てが同時に、相対距離Aよりも遠距離を飛翔する安全時間領域を抽出する段階と、
安全時間領域を表示する段階と、
ロケット打上げ予定時刻が安全時間領域に含まれる場合に、安全確認メッセージを表示する段階と、
ロケット打上げ予定時刻が安全時間領域に含まれない場合に、安全時間領域の中から打上げ推奨時刻を打上げ時刻変更推奨メッセージとして表示する段階と、
ロケット打上げ事業者に対して安全確認メッセージ、または打上げ時刻変更推奨メッセージを通達する段階と
を備えたロケット打上支援システム。 Management business used by management companies that manage multiple space objects Space object information is acquired from a space information recorder that records space object information acquired from equipment, and collisions between rockets and space objects during launch are avoided. It is a rocket launch support system,
It is equipped with a database for storing space object information acquired from the space information recorder and a server.
The database is
The space object information of the rocket acquired by the space information recorder from the management business equipment of the rocket launcher and the satellite orbit of the satellite group of the satellite constellation acquired from the management business equipment of the satellite constellation at which the rocket is at risk of collision. Obtain and store forecast information from the space information recorder,
The space object information of the rocket includes the position coordinates of the rocket launch site, the scheduled launch time information of the rocket, and the predicted orbit information.
The server
From the position coordinates of the rocket launch site, the stage of analyzing the delay time and orbital position until the rocket launched at the scheduled launch time reaches the vicinity of the satellite constellation, and
The stage of determining the relative distance A between the rocket and other space objects, which is an index of the flight safety area, and
The stage of determining the relative distance B between the rocket and other space objects, which is an index of the collision danger area, and
From the satellite constellation satellite group, the stage of extracting satellites that may approach a shorter distance than the relative distance B and identifying them as satellites requiring attention,
At the same time, all of the above-mentioned satellites needing attention are in the stage of extracting a safe time region in which they fly a distance longer than the relative distance A.
The stage of displaying the safe time area and
When the scheduled rocket launch time is included in the safe time domain, the stage of displaying a safety confirmation message and
When the scheduled rocket launch time is not included in the safe time area, the stage of displaying the recommended launch time from the safe time area as the launch time change recommended message, and
A rocket launch support system that has a stage of notifying the rocket launcher of a safety confirmation message or a launch time change recommendation message.
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