JP2023091033A - Observation satellite, ground facility, and artificial object identification method - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、スペースデブリのような宇宙物体を観測するための技術に関するものである。 The present invention relates to techniques for observing space objects such as space debris.
デブリ増加に伴い宇宙物体の衝突リスクが増加している。
静止軌道を飛行する宇宙物体を静止軌道の近傍を飛行する人工衛星によって観測することができれば、その観測は衝突回避等のリスク対策に有効である。
光学的な観測装置を用いて観測が行われる場合、光学的な観測装置が観測対象からの太陽反射光を観測することになる。そのため、太陽と観測衛星と観測対象の相対位置関係が制約条件のひとつとなる。
The collision risk of space objects is increasing as debris increases.
If space objects flying in geostationary orbit can be observed by artificial satellites flying in the vicinity of geostationary orbit, the observation is effective for risk countermeasures such as collision avoidance.
When observation is performed using an optical observation device, the optical observation device observes solar reflected light from an observation target. Therefore, the relative positional relationship between the sun, observation satellites, and observation targets is one of the constraints.
静止衛星と呼ばれる人工衛星は地球の自転と同期して地球を周回する。そのため、その人工衛星を地表面から見ると、その人工衛星はあたかも静止しているように見える。
したがって、太陽と静止衛星の相対位置関係は時間に依存して決まる。
Artificial satellites called geostationary satellites orbit the earth synchronously with the rotation of the earth. Therefore, when the artificial satellite is viewed from the ground surface, the artificial satellite looks as if it is stationary.
Therefore, the relative positions of the sun and geostationary satellites are time-dependent.
特許文献1は、太陽光が逆光になる空間でスペースデブリを観測するための方法が開示されている。
特許文献1の方法では、カメラの他に、スペースデブリにレーザ光を照射するためのレーザ送信装置が必要となる。さらに、カメラのレンズの前に、太陽光をカットするための光学フィルタを配置する必要がある。
そのため、特許文献1の方法では、観測衛星を小型化することが困難である。また、観測衛星の費用を抑えることが困難である。
In addition to the camera, the method of
Therefore, with the method of
本発明は、スペースデブリにレーザ光を照射するためのレーザ送信装置および太陽光をカットするための光学フィルタを観測衛星に搭載しなくても、スペースデブリを観測できるようにすることを目的とする。 An object of the present invention is to enable observation of space debris without installing a laser transmitter for irradiating space debris with laser light and an optical filter for cutting sunlight on an observation satellite. .
本開示の観測衛星は地球を周回する。
前記観測衛星は
静止軌道に沿って飛行する宇宙物体を光学で撮影する観測装置と、
前記観測衛星の飛行速度を変化させる推進装置と、
を備える。
前記観測衛星は、前記推進装置によって、赤道上空の高度35800キロメートルの軌道に対して傾斜角を有する傾斜楕円軌道を飛行し、
前記傾斜楕円軌道の長径が太陽方向を指向し、
前記傾斜楕円軌道の遠地点が太陽側にあり、
前記傾斜楕円軌道の軌道面の法線ベクトルが地心方向周りに傾斜し、
前記傾斜楕円軌道が太陽同期軌道となる。
Observation satellites of the present disclosure orbit the earth.
The observation satellite is an observation device that optically photographs a space object flying along a geostationary orbit;
a propulsion device that changes the flight speed of the observation satellite;
Prepare.
The observation satellite flies in an inclined elliptical orbit having an inclination angle with respect to an orbit at an altitude of 35,800 kilometers above the equator by the propulsion device,
the major axis of the oblique elliptical orbit is oriented toward the sun,
the apogee of the oblique elliptical orbit is on the sun side,
the normal vector of the orbital surface of the inclined elliptical orbit is inclined around the geocentric direction;
The inclined elliptical orbit becomes a sun-synchronous orbit.
本発明によれば、太陽光が逆光にならないように観測衛星の軌道高度を変化させることができる。そのため、スペースデブリ(宇宙物体の一例)にレーザ光を照射するためのレーザ送信装置および太陽光をカットするための光学フィルタを観測衛星に搭載しなくても、スペースデブリを観測することが可能となる。 According to the present invention, the orbital altitude of the observation satellite can be changed so that the sunlight does not become backlight. Therefore, it is possible to observe space debris without installing a laser transmitter for irradiating space debris (an example of a space object) with laser light and an optical filter for cutting sunlight. Become.
実施の形態および図面において、同じ要素または対応する要素には同じ符号を付している。説明した要素と同じ符号が付された要素の説明は適宜に省略または簡略化する。 The same or corresponding elements are denoted by the same reference numerals in the embodiments and drawings. Descriptions of elements having the same reference numerals as those described will be omitted or simplified as appropriate.
実施の形態1.
宇宙物体110を観測するための形態について、図1から図12に基づいて説明する。
A configuration for observing the
***構成の説明***
図1に基づいて、観測システム100の構成を説明する。
観測システム100は、宇宙物体110を観測するためのシステムである。
「観測」は「監視」または「撮影」といった概念を含む。
*** Configuration description ***
The configuration of the
"Observation" includes the concept of "monitoring" or "shooting".
宇宙物体110は、宇宙に存在する物体である。宇宙物体110の具体例はスペースデブリである。
宇宙物体110は、静止軌道103を飛行して地球101を周回する。
観測システム100は、観測衛星200を備える。
観測衛星200は、地球101を周回する人工衛星である。
観測衛星200は、静止軌道103または静止軌道103の近傍を飛行して地球101を周回する。
観測衛星200は、宇宙物体110が位置する高度と異なる高度から宇宙物体110を光学で撮影する。
The
静止軌道103の高度は、約36000キロメートルである。
静止衛星と呼ばれる人工衛星は、地球101の自転と同期して静止軌道103を周回する。つまり、静止衛星は、静止軌道103を1日あたり1周回する。言い換えると、静止衛星は、24時間で静止軌道103を1周する。
宇宙物体110は、静止衛星と同じく、静止軌道103を1日あたり1周回する。
観測衛星200は、静止軌道103または静止軌道103の近傍を1日あたり1周回する。
宇宙物体110と観測衛星200とのそれぞれが周回する方向は、静止衛星が周回する方向と同じである。
The altitude of
An artificial satellite called a geostationary satellite orbits a
The
The direction in which the
太陽102からの光を、太陽光と称する。
地球101のうち太陽光が当たる側を、地球101の表側と称する。
地球101のうち太陽光が当たらない側を、地球101の裏側と称する。
図1において、宇宙物体110と観測衛星200とのそれぞれは、地球101の表側を周回している。
Light from the
The side of the
The side of the
In FIG. 1 ,
図2に基づいて、観測衛星200の構成を説明する。
観測衛星200は、観測装置201と衛星制御装置202と通信装置203と推進装置204と姿勢制御装置205と電源装置206とを備える。
The configuration of the
The
観測装置201は、宇宙物体110を観測するための装置である。
観測装置201は、観測衛星200の軌道高度と異なる高度を飛行する宇宙物体110を光学で撮影する。具体的には、観測装置201は可視光学センサである。
観測装置201は、観測データを生成する。観測データは、観測装置201が行う観測によって得られるデータである。例えば、観測データは、宇宙物体110が映った画像を表すデータに相当する。
The
The
衛星制御装置202は、観測衛星200を制御するコンピュータである。
衛星制御装置202は、既定の手順、または、地上設備から送信される各種コマンドにしたがって、観測装置201と推進装置204と姿勢制御装置205とを制御する。
A
The
通信装置203は、地上設備と通信する装置である。
通信装置203は、観測データを地上設備へ送信する。また、通信装置203は、地上設備から送信される各種コマンドを受信する。
The
The
推進装置204は、観測衛星200に推進力を与える装置であり、観測衛星200の速度を変化させる。
具体的には、推進装置204は電気推進機である。例えば、推進装置204は、イオンエンジンまたはホールスラスタである。
The
Specifically,
姿勢制御装置205は、観測衛星200の姿勢要素を制御するための装置である。
姿勢制御装置205は、観測衛星200の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205は、観測衛星200の姿勢要素を所望の方向に維持する。
具体的には、観測衛星200の姿勢要素は、観測衛星200の姿勢、観測衛星200の角速度、および、観測装置201の視線方向(Line Of Sight)である。
姿勢制御装置205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、スラスタまたは磁気センサ等である。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またはコントロール・モーメント・ジャイロ等である。コントローラは、姿勢センサによって得られる計測データに基づいて、または、地上設備からの制御コマンドにしたがって、制御プログラムを実行することによって、アクチュエータを制御する。
The
Specifically, the attitude elements of
The
電源装置206は、太陽電池、バッテリおよび電力制御装置などを備え、観測衛星200の各装置に電力を供給する。
The
衛星制御装置202について補足する。
衛星制御装置202は処理回路を備える。
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。処理回路は、推進装置204を制御する観測制御部として機能する。
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、例えば、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
The processing circuitry may be dedicated hardware or a processor executing a program stored in memory. The processing circuit functions as an observation controller that controls the
In the processing circuit, some functions may be implemented in dedicated hardware and the remaining functions may be implemented in software or firmware. That is, processing circuitry can be implemented in hardware, software, firmware, or a combination thereof.
Dedicated hardware may be, for example, single circuits, multiple circuits, programmed processors, parallel programmed processors, ASICs, FPGAs, or combinations thereof.
ASIC is an abbreviation for Application Specific Integrated Circuit.
FPGA is an abbreviation for Field Programmable Gate Array.
観測衛星200のポインティング機能について補足する。
観測衛星200は、観測方向を宇宙物体110へ向けるためのポインティング機能を有する。
例えば、観測衛星200はリアクションホイールを備える。リアクションホイールは、観測衛星200の姿勢を制御するための装置である。リアクションホイールによって観測衛星200の姿勢が制御され、ボディポインティングが実現される。
例えば、観測装置201はポインティング機構を備える。ポインティング機構は、観測装置201の視線方向を変えるための機構である。ポインティング機構には、例えば、駆動ミラー等が利用される。
The pointing function of the
For example, the
For example,
観測装置201の観測機能について補足する。
観測装置201は、分解能可変機能およびオートフォーカス機能を有する。
分解能可変機能は、観測時の分解能を変える機能である。
オートフォーカス機能は、宇宙物体110に焦点を合わせる機能である。
The observation function of the
The
The variable resolution function is a function for changing the resolution at the time of observation.
The autofocus function is a function that brings the
***動作の説明***
観測システム100の動作、特に、観測衛星200の動作は観測方法に相当する。
***Description of operation***
The operation of the
観測方法の概要を説明する。
推進装置204は、地球101の表側と地球101の裏側とのうちの一方の側を観測衛星200が周回し始めた後に、観測衛星200の飛行速度を変化させる。これにより、観測衛星200の軌道高度が静止軌道103の高度から変化する。
推進装置204は、地球101の表側と地球101の裏側とのうちの他方の側を観測衛星200が周回し始める前に、観測衛星200の飛行速度を変化させる。これにより、観測衛星200の軌道高度が静止軌道103の高度へ戻る。
観測装置201は、観測衛星200の軌道高度と異なる高度を飛行する宇宙物体110を光学で撮影する。
An outline of the observation method is explained.
The
図3から図12に基づいて、観測方法について説明する。
静止軌道103に付された4つの時刻「00:00」、「06:00」、「12:00」および「18:00」は、地球101の特定地域(例えば、日本)における時刻を示している。
観測衛星200は、特定地域における日中の時間帯(06:00~18:00)に地球101の表側を周回する。つまり、観測衛星200は、6時ぐらいに地球101の表側を周回し始め、18時ぐらいに地球101の表側を周回し終える。
観測衛星200は、特定地域における夜間の時間帯(18:00~06:00)に地球101の裏側を周回する。つまり、観測衛星200は、18時ぐらいに地球101の裏側を周回し始め、6時ぐらいに地球101の裏側を周回し終える。
The observation method will be described with reference to FIGS. 3 to 12. FIG.
The four times "00:00", "06:00", "12:00" and "18:00" attached to the
The
The
<実施例1>
図3から図7に基づいて、実施例1を説明する。
実施例1は、観測衛星200が地球101の表側を周回する実施例である。
<Example 1>
Example 1 will be described based on FIGS. 3 to 7. FIG.
Example 1 is an example in which an
図3において、観測衛星200が地球101の表側を周回し始めた後に、推進装置204は、観測衛星200の飛行速度を上げる。
具体的には、観測衛星200が地球101の表側を周回し始めたか否かを衛星制御装置202が判定する。例えば、衛星制御装置202は、時刻を参照することによって判定を行う。観測衛星200が地球101の表側を周回し始めた場合、衛星制御装置202は、推進装置204に増速を指示する。そして、推進装置204は、観測衛星200の飛行速度を上げる。
これにより、観測衛星200の軌道高度が静止軌道103の高度から上昇する。
In FIG. 3 , after
Specifically, the
As a result, the orbital altitude of the
図4において、観測衛星200の軌道高度が静止軌道103の高度から上昇したことに伴い、観測衛星200の対地速度が落ちる。
つまり、観測衛星200の対地速度が、宇宙物体110の対地速度よりも遅くなる。
In FIG. 4, as the orbital altitude of the
That is, the ground speed of the
図5は、観測衛星200に追いついた宇宙物体110が観測衛星200から撮影される様子を示している。
図6は、観測衛星200を追い抜いた宇宙物体110が観測衛星200から撮影される様子を示している。
観測衛星200が地球101の表側を周回している間に、観測装置201は、観測衛星200の軌道高度よりも低い高度を飛行する宇宙物体110を撮影する。これにより、観測装置201は、宇宙物体110を順光で撮影する。
具体的には、観測衛星200が地球101の表側を周回している間に、観測装置201は、地球101側の方向を撮影する。これにより、観測装置201は、静止軌道103を飛行しながら観測衛星200を追い抜かす宇宙物体110を撮影する。
FIG. 5 shows how the
FIG. 6 shows how the
While the
Specifically, while the
図7において、地球101の裏側を観測衛星200が周回し始める前に、推進装置204は、観測衛星200の飛行速度を落とす。
具体的には、観測衛星200が地球101の裏側を周回し始めるか否かを衛星制御装置202が判定する。例えば、衛星制御装置202は、時刻を参照することによって判定を行う。観測衛星200が地球101の裏側を周回し始める前に、衛星制御装置202は、推進装置204に減速を指示する。そして、推進装置204は、観測衛星200の飛行速度を落とす。
これにより、観測衛星200の軌道高度が静止軌道103の高度まで降下する。
In FIG. 7 , before
Specifically, the
As a result, the orbital altitude of the
<実施例2>
図8から図12に基づいて、実施例2を説明する。
実施例2は、観測衛星200が地球101の裏側を周回する実施例である。
<Example 2>
A second embodiment will be described with reference to FIGS. 8 to 12. FIG.
Example 2 is an example in which the
図8において、観測衛星200が地球101の裏側を周回し始めた後に、推進装置204は、観測衛星200の飛行速度を落とす。
具体的には、観測衛星200が地球101の裏側を周回し始めたか否かを衛星制御装置202が判定する。例えば、衛星制御装置202は、時刻を参照することによって判定を行う。観測衛星200が地球101の裏側を周回し始めた場合、衛星制御装置202は、推進装置204に減速を指示する。そして、推進装置204は、観測衛星200の飛行速度を落とす。
これにより、観測衛星200の軌道高度が静止軌道103の高度から降下する。
In FIG. 8 , after
Specifically, the
As a result, the orbital altitude of the
図9において、観測衛星200の軌道高度が静止軌道103の高度から降下したことに伴い、観測衛星200の対地速度が上がる。
つまり、観測衛星200の対地速度が、宇宙物体110の対地速度よりも速くなる。
In FIG. 9, as the orbital altitude of the
That is, the ground speed of the
図10は、観測衛星200に追いつかれた宇宙物体110が観測衛星200から撮影される様子を示している。
図11は、観測衛星200に追い抜かれた宇宙物体110が観測衛星200から撮影される様子を示している。
観測衛星200が地球101の裏側を周回している間に、観測装置201は、観測衛星200の軌道高度よりも高い高度を飛行する宇宙物体110を撮影する。これにより、観測装置201は、宇宙物体110を順光で撮影する。
具体的には、観測衛星200が地球101の裏側を周回している間に、観測装置201は、地球101側に対する反対側を撮影する。これにより、観測装置201は、静止軌道103を飛行しながら観測衛星200に追い抜かれる宇宙物体110を撮影する。
FIG. 10 shows how the
FIG. 11 shows how the
While the
Specifically, while the
図12において、地球101の表側を観測衛星200が周回し始める前に、推進装置204は、観測衛星200の飛行速度を上げる。
具体的には、観測衛星200が地球101の表側を周回し始めるか否かを衛星制御装置202が判定する。例えば、衛星制御装置202は、時刻を参照することによって判定を行う。観測衛星200が地球101の表側を周回し始める前に、衛星制御装置202は、推進装置204に増速を指示する。そして、推進装置204は、観測衛星200の飛行速度を上げる。
これにより、観測衛星200の軌道高度が静止軌道103の高度まで上昇する。
In FIG. 12 , before
Specifically, the
As a result, the orbital altitude of the
***実施の形態1の効果***
観測衛星200は、静止軌道103または静止軌道103の近傍を飛行する。
観測衛星200は、6時以降に増速して軌道高度を上昇させる。そして、観測衛星200は、静止軌道103を飛行して観測衛星200を追い抜いていく宇宙物体110を撮影する。また、観測衛星200は、18時以前に減速して軌道高度を降下させる。
観測衛星200が増速すると観測衛星200の軌道高度が上昇する。観測衛星200の軌道高度が高くなると観測衛星200の対地速度が低下する。そのため、観測衛星200は、静止軌道103を飛行する宇宙物体110に追い抜かれる。
観測衛星200は、6時以降18時以前に、静止軌道103の高度よりも高い軌道高度を飛行する。そして、観測衛星200は、静止軌道103を飛行する宇宙物体110からの太陽反射光を受ける。これにより、観測衛星200は、好適な条件で宇宙物体110を観測することができる。
*** Effect of
When the
The
観測衛星200は、18時以降に減速して軌道高度を降下させる。そして、観測衛星200は、静止軌道103を飛行して観測衛星200に追い抜かれる宇宙物体110を撮影する。また、観測衛星200は、翌日6時以前に増速して軌道高度を上昇させる。
観測衛星200が減速すると観測衛星200の軌道高度が降下する。観測衛星200の軌道高度が低くなると観測衛星200の対地速度が上昇する。そのため、観測衛星200は、静止軌道103を飛行する宇宙物体110を追い抜く。
観測衛星200は、18時以降翌日6時以前に、静止軌道103の高度よりも低い軌道高度を飛行する。そして、観測衛星200は、静止軌道103を飛行する宇宙物体110からの太陽反射光を受ける。これにより、観測衛星200は、好適な条件で宇宙物体110を観測することができる。
The
When the
The
***実施の形態1の補足***
観測衛星200が、静止軌道103以外の周回軌道またはその近傍を飛行しても構わない。
宇宙物体110が、静止軌道103以外の周回軌道を飛行しても構わない。また、宇宙物体110が、周回軌道以外の軌道を飛行しても構わない。
軌道高度の上昇と下降は、複数日の間隔をおいて実施してもよい。高高度からの観測日数ないし低高度からの観測日数が長いほど、経度方向の相対移動距離を長くできる。
軌道高度の上昇と下降による高度差が大きいほど、経度方向の相対移動距離を長くできる。
化学推進装置のような推力の大きな手段によって軌道高度の上昇と下降をすれば、短期間で大きな高度差を与えることができる。
*** Supplement to
The
The orbital altitude ascent and descent may be performed at intervals of multiple days. The longer the number of days of observation from high altitude or the number of days of observation from low altitude, the longer the relative movement distance in the longitudinal direction.
The greater the altitude difference between the rise and fall of the orbital altitude, the longer the relative movement distance in the longitudinal direction.
If the orbit altitude is raised and lowered by a means of large thrust such as a chemical propulsion device, a large altitude difference can be given in a short period of time.
実施の形態2.
観測衛星200について、主に実施の形態1と異なる点を図13から図21に基づいて説明する。
Embodiment 2.
Regarding the
***構成の説明***
観測衛星200の構成は、実施の形態1における構成と同じである。
観測衛星200は、赤道上空の高度35800キロメートルで地球101を周回する人工衛星である。実施の形態2において、高度35800キロメートルはおおよその高度である。
観測衛星200は、観測装置201と推進装置204を備える。
観測装置201は、静止軌道103に沿って飛行する宇宙物体110を光学で撮影するための装置である。宇宙物体110は、静止軌道103または静止軌道103の近傍を飛行する。
推進装置204は、観測衛星200の飛行速度を変化させる。
*** Configuration description ***
The configuration of
The
The
***動作の説明***
観測衛星200は、推進装置204によって、傾斜楕円軌道を飛行する。
観測衛星200の傾斜楕円軌道は、赤道上空の高度35800キロメートルの軌道に対して傾斜角を有する。
***Description of operation***
The oblique elliptical orbit of the
観測衛星200の傾斜楕円軌道について説明する。
長径は、太陽方向を指向する。つまり、長径の向きは、地球101から太陽102への方向と等しい。
遠地点は、太陽側にある。つまり、遠地点は、太陽102が位置する側にある。
軌道面の法線ベクトルは、地心方向周りに傾斜する。
傾斜楕円軌道は太陽同期軌道であり、長径と法線ベクトルが太陽102と同期して公転する。
The oblique elliptical orbit of the
The major axis points toward the sun. That is, the direction of the major axis is the same as the direction from the
Apogee is on the side of the Sun. That is, the apogee is on the side where the
The normal vector of the orbital plane is tilted around the geocentric direction.
The oblique elliptical orbit is a sun-synchronous orbit, and the major axis and normal vector revolve in synchronization with the
***詳細の説明***
図13は、傾斜楕円軌道を飛行する観測衛星200が宇宙物体110に追い抜かれながら高高度から宇宙物体110を観測する様子を示している。
観測衛星200の軌道に傾斜楕円軌道を採用する。
観測衛星200の軌道周期は、静止衛星の軌道周期と同等にする。つまり、観測衛星200は、1日に約1周し、365日かけて1回公転する。
これにより、観測衛星200は、静止軌道上の宇宙物体110との相対位置を長期的に維持する。そして、観測衛星200は、近地点側では、静止軌道103の高度よりも低い高度(低高度)を飛行して宇宙物体110に対して相対的に東方へ移動しながら宇宙物体110を観測できる。また、観測衛星200は、遠地点側では、静止軌道103の高度よりも高い高度(高高度)を飛行して宇宙物体110に対して相対的に西方へ移動しながら宇宙物体110を観測できる。
***Description of details***
FIG. 13 shows
An oblique elliptical orbit is adopted as the orbit of the
The orbital period of the
Thereby, the
観測衛星200の軌道において、長軸の向きは常に太陽方向と同じである。これは、衛星制御装置202が推進装置204を制御して飛行速度を変化させることによって実現される。
これにより、遠地点において、高高度からの日中監視が実現される。日中監視は、地球101の表側(日照側)での監視である。また、近地点において、低高度からの夜間監視が実現される。夜間監視は、地球101の裏側(日照側の反対)での監視である。
In the orbit of the
This enables daytime surveillance from high altitudes at the apogee. Daytime monitoring is monitoring on the front side (sunshine side) of the
観測衛星200の軌道が傾斜角を持たないと、観測衛星200が遠地点から近地点に至る途中で観測衛星200の軌道高度が静止軌道103の軌道高度と同等の高度になった折に、観測衛星200が静止軌道上の宇宙物体110と衝突するリスクがある。
そこで、観測衛星200の軌道に傾斜角をつける。これにより、観測衛星200が静止軌道103の近傍を通過するときに、南北方向において観測衛星200から静止軌道103まで距離がつく運用がなされる。
If the orbit of the
Therefore, the orbit of the
上記運用の条件を維持するため、観測衛星200の軌道面の法線ベクトルが地心方向周りに傾斜した状態で観測衛星200の軌道面を維持させ、観測衛星200の軌道を太陽同期させる。
なお、長軸を常時太陽指向した状態で軌道面が維持され且つ軌道面の法線ベクトルが太陽102と同期して公転する軌道、を自然現象のみで実現することはできない。しかし、推進装置204を動作させることにより、このような軌道の実現が可能となる。
また、傾斜角が大きな軌道面を太陽同期させるためには、通常、大量の推薬が必要となる。しかし、1度以下程度の緩やかな傾斜角は、必要となる推薬が限定的であり、実現しやすい。
In order to maintain the above operating conditions, the orbital plane of the
It should be noted that an orbit in which the orbital plane is maintained with the long axis always directed toward the sun and the normal vector of the orbital plane revolves in synchronism with the
In addition, a large amount of propellant is usually required to synchronize an orbital plane with a large inclination angle with the sun. However, a gentle inclination angle of about 1 degree or less is easy to realize because the required propellant is limited.
図14は、パーキング軌道のプロファイルを示している。
観測衛星200の軌道周期が静止軌道103の軌道周期と同等な場合、観測衛星200は、宇宙物体110に対して経度方向に揺動しながら、1日の間に宇宙物体110を1周回旋回する。そのような観測衛星200の軌道を「パーキング軌道」と呼ぶ。
地球101の半径は約6400キロメートルであり、静止軌道103の高度は約35800キロメートルである。したがって、静止軌道103の半径は約42200キロメートルである。
静止軌道103の直径とほぼ同じ長径を有する楕円軌道において、離心率が1.001である場合には、遠地点と静止軌道103の高度差と近地点と静止軌道103の高度差が約50キロメートルとなる。また、離心率が1.01である場合には、それぞれの高度差が約400キロメートルとなる。
高度差が小さければ宇宙物体110の高分解能な観測ができ、高度差が大きければ経度方向において宇宙物体110との相対速度を上げることができる。
FIG. 14 shows the profile of the parking trajectory.
If the orbital period of the
The radius of the
In an elliptical orbit whose major axis is approximately the same as the diameter of the
If the altitude difference is small, the
図15は、軌道傾斜角と静止軌道103までの最大距離との関係を示している。
観測衛星200の軌道傾斜角が0.1度である場合、南北方向において、観測衛星200は静止軌道103から約70キロメートル離れる。
観測衛星200の軌道傾斜角が0.7度である場合、南北方向において、観測衛星200は静止軌道103から約500キロメートル離れる
観測衛星200の軌道には、静止軌道103の周辺の宇宙物体110の分布状況に応じて、宇宙物体110との衝突の回避に適した傾斜角を設定すればよい。
FIG. 15 shows the relationship between the orbit inclination angle and the maximum distance to the
If the orbital inclination angle of the
When the orbital inclination angle of the
図16は、観測衛星200が低高度を飛行して宇宙物体110を追い抜きながら宇宙物体110を監視する様子を示している。
図17は、観測衛星200が静止軌道103の高度を通過する様子を示している。観測衛星200の軌道が傾斜角を有することにより、観測衛星200が静止軌道103の高度を通過するときに、南北方向において観測衛星200が宇宙物体110から離れることになる。そのため、観測衛星200が宇宙物体110と衝突するリスクがない。
観測衛星200の平均高度が静止軌道103よりも低いと、観測衛星200の軌道周期が静止軌道103の軌道周期よりも短くなる。そして、観測衛星200は、1日毎に宇宙物体110に対して相対的に東方へ移動する。観測衛星200の飛行状態はスパイラル状となる。
FIG. 16 shows
FIG. 17 shows how the
If the average altitude of the
図18は、観測衛星200が高高度を飛行して宇宙物体110に追い抜かれながら宇宙物体110を監視する様子を示している。
図19は、観測衛星200が静止軌道103の高度を通過する様子を示している。観測衛星200の軌道が傾斜角を有することにより、観測衛星200が静止軌道103の高度を通過するときに、南北方向において観測衛星200が宇宙物体110から離れることになる。そのため、観測衛星200が宇宙物体110と衝突するリスクがない。
観測衛星200の平均高度が静止軌道103よりも高いと、観測衛星200の軌道周期が静止軌道103の軌道周期よりも長くなる。そして、観測衛星200は、1日毎に宇宙物体110に対して相対的に西方へ移動する。観測衛星200の飛行状態はスパイラル状となる。
推進装置204の利用により、観測衛星200の軌道を、長径が太陽102を指向する状態で維持できる。これにより、毎日12時近傍に観測衛星200の位置が遠地点となるため、日照時に高高度から宇宙物体110を監視することが可能である。
FIG. 18 shows
FIG. 19 shows how the
If the average altitude of the
Utilization of the
離心率を有する楕円軌道を観測システム100に採用し、楕円軌道の長径の向きを常に太陽方向と同じにすることにより、高高度からの日照側監視と低高度からの夜間監視とを両立できる。
観測衛星200の軌道を傾斜軌道とすることにより、軌道半径が静止軌道103と同等になるとき(長径直行軸付近飛翔時)、観測衛星200の軌道が静止軌道103から面外方向に離れる。さらに、観測衛星200の軌道を楕円軌道とすることにより、観測衛星200が静止軌道103の軌道面内を通過するとき(長径付近飛翔時及び短径付近飛翔時)、観測衛星200の軌道高度が静止軌道103の軌道高度と異なるため、観測衛星200が静止軌道103の衛星群と衝突する危険がない。
By adopting an elliptical orbit having an eccentricity in the
By setting the orbit of the
図20は、傾斜楕円軌道によるパーキング運用の様子を示している。観測衛星200の軌道周期が静止軌道の軌道周期と同じ場合、赤道面内で地心直行方向から見て、観測衛星200は1日の間に図20に示すように周回する。
観測衛星200の楕円軌道の長径を静止軌道103の直径とほぼ同じにすると、観測衛星200の軌道周期が静止軌道103の軌道周期と同じになる。そして、観測衛星200が概ね1日に1周する。そのため、観測衛星200は、宇宙物体110とほぼ同じ経度を維持し、飛行方向に対して宇宙物体110の周りを1日に1周する。
FIG. 20 shows a parking operation using an inclined elliptical orbit. If the orbital period of the
If the major axis of the elliptical orbit of the
図21は、傾斜楕円軌道によるスパイラル運用の様子を示している。観測衛星200の軌道周期が静止軌道の軌道周期よりも長い場合、赤道面内で地心直行方向から見て、観測衛星200は1日の間に図21に示すように周回する。
観測衛星200の楕円軌道の長径が静止軌道103の直径よりも長いと、観測衛星200の軌道周期が静止軌道103の軌道周期よりも長くなる。そして、観測衛星200は、宇宙物体110に対して相対的に西方へ移動する。つまり、観測衛星200はスパイラル状に移動する。但し、近地点側では、観測衛星200は宇宙物体110に対して相対的に東方へ移動する。
観測衛星200の楕円軌道の長径が静止軌道103の直径よりも短いと、観測衛星200の軌道周期が静止軌道103の軌道周期よりも短くなる。そして、観測衛星200は、宇宙物体110に対して相対的に東方へ移動する。つまり、観測衛星200はスパイラル状に移動する。但し、遠地点側では、観測衛星200は宇宙物体110に対して相対的に西方へ移動する。
FIG. 21 shows a spiral operation with an inclined elliptical orbit. When the orbital period of the
If the major axis of the elliptical orbit of the
If the major axis of the elliptical orbit of the
実施の形態3.
観測衛星200について、主に実施の形態1または実施の形態2と異なる点を図22から図34に基づいて説明する。
Embodiment 3.
With respect to
***構成の説明***
観測衛星200の構成は、実施の形態1における構成と同じである。
観測衛星200は、赤道上空の高度35800キロメートルで地球101を周回する人工衛星である。実施の形態3において、高度35800キロメートルはおおよその高度である。
観測衛星200は、観測装置201と推進装置204を備える。
観測装置201は、静止軌道103に沿って飛行する宇宙物体110を光学で撮影するための装置である。宇宙物体110は、静止軌道103または静止軌道103の近傍を飛行する。
推進装置204は、観測衛星200の飛行速度を変化させる。
*** Configuration description ***
The configuration of
The
The
***動作の説明***
観測衛星200は、推進装置204によって、傾斜楕円軌道を飛行する。
観測衛星200の傾斜楕円軌道は、赤道上空の高度35800キロメートルの軌道に対して傾斜角を有する。
***Description of operation***
The oblique elliptical orbit of the
観測衛星200の傾斜楕円軌道について説明する。
長径は、北極側から見て太陽方向を指向する。つまり、長径の向きは、北極側から見て地球101から太陽102への方向と等しい。
近地点は、太陽側にある。つまり、近地点は、太陽102が位置する側にある。
軌道面の法線ベクトルは、楕円の短径周りに傾斜する。
傾斜楕円軌道は太陽同期軌道であり、長径と法線ベクトルが太陽102と同期して公転する。
The oblique elliptical orbit of the
The major axis is oriented toward the sun when viewed from the north pole side. That is, the direction of the major axis is the same as the direction from the
Perigee is on the side of the Sun. That is, the perigee is on the side where the
The normal vector of the orbital plane is inclined around the minor axis of the ellipse.
The oblique elliptical orbit is a sun-synchronous orbit, and the major axis and normal vector revolve in synchronization with the
***効果の説明***
図22は、観測衛星200が宇宙物体110に追い抜かれながら観測衛星200が宇宙物体110を観測する様子を示している。
観測衛星200の平均高度が高高度であり、観測衛星200が宇宙物体110に対して相対的に西方へ移動しながら宇宙物体110を観測する場合、6時から18時までの日中飛行時と18時から6時までの夜間飛行時とのいずれにおいても、観測衛星200は、宇宙物体110を逆光にならずに観測できる。
観測衛星200は、地球101を指向する側に対する反対側の面以外の宇宙物体110の面を観測できる。つまり、観測衛星200は、地球101を指向する側の宇宙物体110の面、および、宇宙物体110の側面を観測できる。
観測衛星200が静止軌道面の混雑領域を横切る経度帯において、観測衛星200の軌道高度が静止軌道103の高度と異なる。これにより、観測衛星200と混雑領域の宇宙物体との衝突を回避できる。
観測衛星200の軌道において、観測衛星200は、宇宙物体110に対して南北方向に揺動する。観測衛星200と宇宙物体110との衝突を防止するため、観測衛星200が静止軌道面を通過するときの観測衛星200の軌道高度は静止軌道103の高度よりも高い。
***Description of Effect***
FIG. 22 shows how the
When the average altitude of the
The orbital altitude of the
In the orbit of the
図23、図24および図25は、西方移動時のスパイラル軌道のプロファイルを示している。
地球101の半径は約6400キロメートルであり、静止軌道103の高度は約35800キロメートルである。したがって、静止軌道103の半径は約42200キロメートルである。
静止軌道103の長径とほぼ同じ長径を有する楕円軌道において、離心率が1.001である場合には、近地点と静止軌道103の高度差が約50キロメートルとなる。また、離心率が1.01である場合には、近地点と静止軌道103の高度差が約400キロメートルとなる。
高度差が小さければ宇宙物体110の高分解能な観測ができ、高度差が大きければ経度方向において宇宙物体110との相対速度を上げることができる。
Figures 23, 24 and 25 show the profile of the spiral trajectory during westward movement.
The radius of the
If the eccentricity is 1.001 in an elliptical orbit having a major axis substantially equal to that of the
If the altitude difference is small, the
***詳細の説明***
図26は、軌道傾斜角と静止軌道103までの最大距離との関係を示している。
観測衛星200の軌道傾斜角が0.1度である場合、南北方向において、観測衛星200は静止軌道103から約70キロメートル離れる。
観測衛星200の軌道傾斜角が0.7度である場合、南北方向において、観測衛星200は静止軌道103から約500キロメートル離れる。
観測衛星200と静止軌道103との距離が短ければ、高分解能な観測ができる。
***Description of details***
FIG. 26 shows the relationship between the orbit inclination angle and the maximum distance to the
If the orbital inclination angle of the
If the orbital inclination angle of the
If the distance between the
図27は、近地点の高度が静止軌道103の高度と同等である場合について近地点での観測の様子を示している。
近地点の高度が静止軌道103の高度と同等の約35800キロメートルである場合、近地点において、観測衛星200は南ないし北から宇宙物体110を観測することとなる。観測は逆光とならず、宇宙物体110の太陽反射光を観測することが可能である。
FIG. 27 shows the state of observation at perigee when the altitude of perigee is equivalent to the altitude of the
If the altitude of the perigee is about 35800 kilometers, which is equivalent to the altitude of the
図28は、近地点の高度が静止軌道103の高度より低い場合について近地点での観測の様子を示している。
近地点の高度が静止軌道103の高度よりも低い場合、近地点において、観測衛星200は太陽側に傾斜した視線ベクトルで南ないし北から宇宙物体110を観測することとなる。観測は逆光とならず、宇宙物体110の太陽反射光を観測することが可能である。
FIG. 28 shows the state of observation at perigee when the altitude of perigee is lower than the altitude of
If the altitude of perigee is lower than the altitude of
図29は、遠地点での観測の様子を示している。
遠地点において、観測衛星200は、太陽側に傾斜した視線ベクトルで南ないし北から宇宙物体110を観測することとなる。観測は逆光とならず、宇宙物体110の太陽反射光を観測することが可能である。
FIG. 29 shows the state of observation at the apogee.
At the apogee,
図30から図33は、観測衛星200が宇宙物体110に追い抜かれながら観測衛星200が宇宙物体110を観測する様子を示している。
30 to 33 show how the
図34は、傾斜楕円軌道によるスパイラル運用の様子を示している。赤道面内で地心直行方向から見て、観測衛星200は1日の間に図34に示すように周回する。
FIG. 34 shows a spiral operation with an inclined elliptical orbit.
実施の形態4.
観測衛星200について、主に実施の形態1から実施の形態3と異なる点を図35および図36に基づいて説明する。
Embodiment 4.
With respect to
***構成の説明***
観測衛星200の構成は、実施の形態1における構成と同じである。
観測衛星200は、赤道上空の高度35800キロメートルで地球101を周回する人工衛星である。実施の形態3において、高度35800キロメートルはおおよその高度である。
観測衛星200は、観測装置201と推進装置204を備える。
観測装置201は、静止軌道103に沿って飛行する宇宙物体110を光学で撮影するための装置である。宇宙物体110は、静止軌道103または静止軌道103の近傍を飛行する。
推進装置204は、観測衛星200の飛行速度を変化させる。
*** Configuration description ***
The configuration of
The
The
***動作の説明***
観測衛星200は、推進装置204によって、傾斜楕円軌道を飛行する。
観測衛星200の傾斜楕円軌道は、赤道上空の高度35800キロメートルの軌道に対して傾斜角を有する。
***Description of operation***
The oblique elliptical orbit of the
観測衛星200の傾斜楕円軌道について説明する。
長径は、北極側から見て太陽方向を指向する。つまり、長径の向きは、北極側から見て地球101から太陽102への方向と等しい。
遠地点は、太陽側にある。つまり、遠地点は、太陽102が位置する側にある。
軌道面の法線ベクトルは、楕円の短径周りに傾斜する。
傾斜楕円軌道は太陽同期軌道であり、長径と法線ベクトルが太陽102と同期して公転する。
The oblique elliptical orbit of the
The major axis is oriented toward the sun when viewed from the north pole side. That is, the direction of the major axis is the same as the direction from the
Apogee is on the side of the Sun. That is, the apogee is on the side where the
The normal vector of the orbital plane is inclined around the minor axis of the ellipse.
The oblique elliptical orbit is a sun-synchronous orbit, and the major axis and normal vector revolve in synchronization with the
***効果の説明***
図35および図36は、観測衛星200が宇宙物体110に追い抜かれながら観測衛星200が宇宙物体110を観測する様子を示している。
観測衛星200は、夜中0時近傍において、宇宙物体110の側面および宇宙物体110の地球指向面を近距離で観測できる。
宇宙物体110が地球101の陰になる短い時間帯を除いて、観測衛星200は、日照状態で宇宙物体110を観測できる。
観測衛星200の平均高度を高く設定することにより、1周回当たりに宇宙物体110に対して相対的に西方へ移動する速度を上げられる。そのため、所定の経度範囲を短期間で網羅できる。
近地点側において宇宙物体110を近距離で観測するとき、宇宙物体110に対する観測衛星200の相対速度は遅い。そのため、宇宙物体110をじっくり観測できる。
近地点において観測衛星200の軌道高度が静止軌道103の高度と同等であれば、経度方向において観測衛星200は宇宙物体110の速度とほぼ等しい速度で飛行する。近地点において観測衛星200の軌道高度が静止軌道103の高度よりも低ければ、観測衛星200は、一時的に、宇宙物体110に対して相対的に東方へ移動しながら飛行する。
***Description of Effect***
35 and 36
The
By setting the average altitude of the
When observing the
If the orbital altitude of the
実施の形態5.
観測衛星200について、主に実施の形態3および実施の形態4と異なる点を図37および図38に基づいて説明する。
Embodiment 5.
With respect to
***実施例1***
図37は、夏期における傾斜楕円軌道によるスパイラル運用の様子を示している。赤道面内で地心直行方向から見て、観測衛星200は1日の間に図37に示すように周回する。
静止軌道103の傾斜楕円軌道において、軌道面の法線ベクトルは、傾斜楕円軌道の短径周りに傾斜する。そして、傾斜楕円軌道の近地点が北側に位置する。
***Example 1***
FIG. 37 shows a spiral operation by an inclined elliptical orbit in summer.
In the inclined elliptical orbit of the
***実施例2***
図38は、冬期における傾斜楕円軌道によるスパイラル運用の様子を示している。赤道面内で地心直行方向から見て、観測衛星200は1日の間に図38に示すように周回する。
静止軌道103の傾斜楕円軌道において、軌道面の法線ベクトルは、傾斜楕円軌道の短径周りに傾斜する。そして、傾斜楕円軌道の近地点が南側に位置する。
***Example 2***
FIG. 38 shows the spiral operation in the oblique elliptical orbit in winter.
In the inclined elliptical orbit of the
***実施例の効果***
地球101の自転軸が傾斜しているため、夏期と冬期では静止軌道面に対する太陽光の入射各がプラス23.6度またはマイナス23.6度変動する。そこで、逆光を避け、且つ、太陽光の反射が観測に適するようにするため、太陽102が位置する側から宇宙物体110を観測できる軌道条件を採用することが合理的である。そのような軌道条件を採用することにより、画質が優れた観測データを得ることができる。
夏期では6時から18時までの日中観測時に、また、冬期では18時から6時までの夜間観測時に、近地点が静止軌道103の北側に位置するように静止軌道103の傾斜楕円軌道が傾斜する。また、夏期の夜間観測時と冬期の日中観測時に、近地点が静止軌道103の南側に位置するように静止軌道103の傾斜楕円軌道が傾斜する。これらは観測に有利である。
*** Effect of Example ***
Since the rotation axis of the
The oblique elliptical orbit of the
実施の形態6.
観測衛星200について、実施の形態2から実施の形態5の実施例を説明する。
Embodiment 6.
Examples of the second to fifth embodiments of the
***実施例A***
観測衛星200の傾斜楕円軌道において、離心率は1.001以上1.01以下である。
***Example A***
The oblique elliptical orbit of the
***実施例B***
観測衛星200の傾斜楕円軌道において、傾斜角が1度以下である。
***Example B***
The oblique elliptical orbit of the
***実施例C***
観測装置201は、観測衛星200が地球101の表側を周回している間に、傾斜楕円軌道の遠地点高度よりも低い高度を飛行する宇宙物体110を撮影する。これにより、観測装置201は、宇宙物体110を順光で撮影する。
***Example C***
The
***実施例D***
観測装置201は、観測衛星200が地球101の裏側を周回している間に、傾斜楕円軌道の近地点高度よりも高い高度を飛行する宇宙物体110を撮影する。これにより、観測装置201は、宇宙物体110を順光で撮影する。
***Example D***
The
***実施例E***
観測装置201は、観測衛星200が傾斜楕円軌道の近地点を通過するときに又は観測衛星200が傾斜楕円軌道の遠地点を通過するときに、静止軌道103の軌道面外の方向に視線ベクトルを指向して宇宙物体110を撮影する。これにより、観測装置201は、逆光でない状況で宇宙物体110を撮影する。
***Example E***
The
***実施例F***
観測装置201は、観測衛星200が地球101の表側を周回している間に地球側の方向を撮影する。これにより、観測装置201は、静止軌道103を飛行しながら観測衛星200を追い抜かす宇宙物体110を撮影する。
***Example F***
The
***実施例G***
観測装置201は、観測衛星200が地球101の裏側を周回している間に地球側に対する反対側の方向を撮影する。これにより、観測装置201は、静止軌道103を飛行しながら観測衛星200に追い抜かれる宇宙物体110を撮影する。
***Example G***
***実施例H***
観測装置201は、観測衛星200が地球101の表側を周回している間に、宇宙物体110の南側または宇宙物体110の北側から、宇宙物体110の地球指向面または宇宙物体110の側面を撮影する。
***Example H***
The
***実施例I***
観測衛星200の傾斜楕円軌道において、軌道周期が静止軌道103の軌道周期と等しい。
***Example I***
The orbital period of the oblique elliptical orbit of the
***実施例J***
観測衛星200の傾斜楕円軌道において、軌道周期が静止軌道103の軌道周期よりも長い。そのため、観測衛星200は、宇宙物体110に対して相対的に西方へ移動する。
***Example J***
The orbital period of the oblique elliptical orbit of the
***実施例K***
観測衛星200の傾斜楕円軌道において、軌道周期が静止軌道103の軌道周期よりも短い。そのため、観測衛星200は、宇宙物体110に対して相対的に東方へ移動する。
***Example K***
The orbital period of the oblique elliptical orbit of the
実施の形態7.
観測システム100について、主に実施の形態1から実施の形態6と異なる点を図39から図41に基づいて説明する。
Embodiment 7.
The
***構成の説明***
図39に基づいて、観測システム100の構成を説明する。
観測システム100は、地上設備120を備える。
地上設備120は、観測衛星200と通信して観測衛星200を制御するための設備であり、地上に設置される。
地上設備120は、通信設備121と、衛星管理装置122と、人工物体識別装置123と、宇宙物体管理装置124と、を備える。
通信設備121は、観測衛星200と通信するための設備である。具体的には、通信設備121は、観測データおよびテレメトリなどを観測衛星200から受信する。また、通信設備121は、制御コマンドおよび宇宙物体情報などを観測衛星200へ送信する。
衛星管理装置122は、観測衛星200を制御するためのコマンド(制御コマンド)を生成する。
人工物体識別装置123は、観測衛星200からの観測データに基づいて、観測された宇宙物体110を識別する。
宇宙物体管理装置124は、宇宙物体110の情報(宇宙物体情報)を管理する。例えば、宇宙物体管理装置124は、宇宙物体110の各時刻の位置情報および宇宙物体110の軌道情報などを管理する。
衛星管理装置122と人工物体識別装置123と宇宙物体管理装置124とのそれぞれは処理回路を備える。それらの処理回路は、衛星制御装置202の処理回路と同様のものである。
*** Configuration description ***
The configuration of the
The
The
The
The
The artificial
The space
Each of the
***動作の説明***
観測衛星200は、低高度を飛行することによって宇宙物体110に対して相対的に東方へ移動しながら、前方視撮影を行う。そして、観測衛星200は、各時刻の撮影データ(観測データ)を送信する。
人工物体識別装置123は、通信設備121を介して、各時刻の撮影データを受信する。そして、人工物体識別装置123は、各時刻の撮影データに基づいて、観測された人工物体を識別する。具体的には、人工物体識別装置123は、12時より前には撮影されず12時より後に撮影された宇宙物体110を特定し、特定された宇宙物体110を人工物体として識別する。
***Description of operation***
The
The artificial
観測衛星200は、高高度を飛行することによって宇宙物体110に対して相対的に西方へ移動しながら、後方視撮影を行う。そして、観測衛星200は、各時刻の撮影データを送信する。
人工物体識別装置123は、通信設備121を介して、各時刻の撮影データを受信する。そして、人工物体識別装置123は、各時刻の撮影データに基づいて、観測された人工物体を識別する。具体的には、人工物体識別装置123は、12時より前には撮影されず12時より後に撮影された宇宙物体110を特定し、特定された宇宙物体110を人工物体として識別する。
The
The artificial
図40は、12時以前に人工物体111が日陰に位置するので人工物体111を観測できない状況を示している。
図41は、12時以降に人工物体111が日照に位置するので人工物体111を観測できる状況を示している。
静止軌道103の周辺を飛行する宇宙物体110には、自然物体と人工物体がある。
自然物体は、ランダムな形状を有するため、太陽光を反射しにくい。
人工物体は、立方体形状など規則性が高い形状を有する。そのため、宇宙物体110に反射した太陽光(反射光)を観測し、観測された反射光の特徴を調べることで、人工物体を識別することができる。
FIG. 40 shows a situation in which the
FIG. 41 shows a situation in which the
Space objects 110 flying around the
Since natural objects have random shapes, they are less likely to reflect sunlight.
An artificial object has a highly regular shape such as a cubic shape. Therefore, by observing the sunlight (reflected light) reflected by the
実施の形態8.
観測衛星200について、主に実施の形態1から実施の形態7と異なる点を図42から図44に基づいて説明する。
Embodiment 8.
With respect to
***構成の説明***
観測衛星200の構成は、実施の形態1における構成と同じである。
観測衛星200は、地球101を周回する人工衛星である。
観測衛星200は、観測装置201と推進装置204を備える。
観測装置201は、対象地域の上空を静止軌道103に沿って飛行する宇宙物体110を観測するための装置である。宇宙物体110は、静止軌道103または静止軌道103の近傍を飛行する。
推進装置204は、観測衛星200の飛行速度を変化させる。
*** Configuration description ***
The configuration of
The
The
***動作の説明***
推進装置204は、飛行速度を減速させることによって観測衛星200の軌道高度を下降させる。
観測衛星200の周回速度は、観測衛星200の軌道高度の下降に伴って上がる。そして、観測衛星200の周回速度は地球101の自転速度よりも速くなる。
観測衛星200は、対象地域における太陽時(LST)の10時から18時までの間に、宇宙物体110に対して相対的に東方へ移動する。その間、観測衛星200は、観測装置201の指向方向を反地球方向から東側に30度以上90度以下の範囲内に変更して観測装置201に宇宙物体110を観測させる。
観測衛星200は、対象地域における太陽時の18時から6時までの間に地球101の裏側の上空で、観測装置201に宇宙物体110を観測させる。
LSTは、Local Sun Timeの略称である。
***Description of operation***
The
The orbital speed of the
The
LST is an abbreviation for Local Sun Time.
図42は、観測衛星200が低高度を飛行して宇宙物体110を追い抜きながら宇宙物体110を観測する様子を示している。
観測衛星200が低高度を反地球方向を指向して飛行する場合、12時近傍で逆光となり、観測不能となる。しかし、反地球方向から東側に30度以上90度以下の範囲内に指向方向を変更すれば、逆光となる時間帯は6時から10までであり、その時間帯の後は飛行方向を斜め右側(太陽側)を前方視しながら宇宙物体110を監視できる。
観測衛星200は、当日18時から翌日6時までの間、反地球方向を指向して順光で宇宙物体110を観測する。その宇宙物体110は、それ以前の時間帯には観測衛星200の前方を飛行している。そのため、当日10時から当日18時までの間に、その宇宙物体110を前方視で予め観測すれば、その宇宙物体110の軌道情報の誤差を予め把握できる。
前方視では宇宙物体110との距離が遠いので、観測視野範囲が広くなる。そのため、宇宙物体110の軌道情報に誤差があっても、宇宙物体110が観測視野から逸脱するリスクが小さい。
当日18時まで前方視した後に反地球方向に姿勢を変更する動作は、高トルクの姿勢制御装置205を使えば、短時間で実施可能である。
FIG. 42 shows
When the
The
Since the distance to the
If the high-torque
***実施例***
観測衛星200は、低高度で宇宙物体110に対して相対的に東方へ移動しながら、太陽時の13時から18時までの間に観測装置201に前方視で宇宙物体110を観測させる。
***Example***
The
図43は、12時以前に人工物体111が日陰に位置するので人工物体111を観測できない状況を示している。
図44は、13時以降に人工物体111が日照に位置するので人工物体111を観測できる状況を示している。
概ね直方体形状を成して静止軌道103の近傍を地球101を指向して飛行する人工物体111を観測する場合、12時以前に広角カメラで観測しても、人工物体111の日陰の面しか見えず、人工物体111を観測できない、というリスクがある。
13時以降の観測であれば、人工物体111の西側の面が日照状態となるため、人工物体111を観測することができる。
FIG. 43 shows a situation in which the
FIG. 44 shows a situation in which the
When observing an
If the observation is made after 13:00, the
実施の形態9.
観測衛星200について、主に実施の形態1から実施の形態8と異なる点を図45に基づいて説明する。
Embodiment 9.
With respect to
***構成の説明***
観測衛星200の構成は、実施の形態1における構成と同じである。
観測衛星200は、地球101を周回する人工衛星である。
観測衛星200は、観測装置201と推進装置204を備える。
観測装置201は、対象地域の上空を静止軌道103に沿って飛行する宇宙物体110を観測するための装置である。宇宙物体110は、静止軌道103または静止軌道103の近傍を飛行する。
推進装置204は、観測衛星200の飛行速度を変化させる。
*** Configuration description ***
The configuration of
The
The
***動作の説明***
推進装置204は、飛行速度を増速させることによって観測衛星200の軌道高度を上昇させる。
観測衛星200の周回速度は、観測衛星200の軌道高度の上昇に伴って下がる。そして、観測衛星200の周回速度は地球101の自転速度よりも遅くなる。
観測衛星200は、対象地域における太陽時(LST)の22時から6時までの間に、宇宙物体110に対して相対的に西方へ移動する。その間、観測衛星200は、観測装置201の指向方向を地球方向から西側に30度以上90度以下の範囲内に変更して観測装置201に宇宙物体110を観測させる。
観測衛星200は、対象地域における太陽時の6時から18時までの間に地球101の表側の上空で、観測装置201に宇宙物体110を観測させる。
***Description of operation***
The
The orbital speed of the
The
図45は、観測衛星200が高高度を飛行して宇宙物体110に追い抜かれながら宇宙物体110を観測する様子を示している。
観測衛星200が高高度を地球方向を指向して飛行する場合、22時近傍で逆光となり、観測不能となる。しかし、地球方向から西側に30度以上90度以下の範囲内に指向方向を変更すれば、逆光となる時間帯は18時から22時までであり、その時間帯の後は飛行方向を斜め左側(太陽側)を後方視しながら宇宙物体110を監視できる。
観測衛星200は、当日6時から当日18時までの間、地球方向を指向して順光で宇宙物体110を観測する。その宇宙物体110は、それ以前の時間帯には観測衛星200の後方を飛行している。そのため、前日22時から当日6時までの間に、その宇宙物体110を後方視で予め観測すれば、その宇宙物体110の軌道情報の誤差を予め把握できる。
後方視では宇宙物体110との距離が遠いので、観測視野範囲が広くなる。そのため、宇宙物体110の軌道情報に誤差があっても、宇宙物体110が観測視野から逸脱するリスクが小さい。
当日6時まで後方視した後に地球方向に姿勢を変更する動作は、高トルクの姿勢制御装置205を使えば、短時間で実施可能である。
FIG. 45 shows
When the
The
Since the distance to the
If the high-torque
***実施の形態の補足***
各実施の形態は、好ましい形態の例示であり、本発明の技術的範囲を制限することを意図するものではない。各実施の形態は、部分的に実施してもよいし、他の形態と組み合わせて実施してもよい。
*** Supplement to the embodiment ***
Each embodiment is an illustration of preferred modes and is not intended to limit the technical scope of the present invention. Each embodiment may be implemented partially or in combination with other embodiments.
100 観測システム、101 地球、102 太陽、103 静止軌道、110 宇宙物体、111 人工物体、120 地上設備、121 通信設備、122 衛星管理装置、123 人工物体識別装置、124 宇宙物体管理装置、200 観測衛星、201 観測装置、202 衛星制御装置、203 通信装置、204 推進装置、205 姿勢制御装置、206 電源装置。
100
Claims (22)
静止軌道に沿って飛行する宇宙物体を光学で撮影する観測装置と、
前記観測衛星の飛行速度を変化させる推進装置と、
を備え、
前記観測衛星は、前記推進装置によって、赤道上空の高度35800キロメートルの軌道に対して傾斜角を有する傾斜楕円軌道を飛行し、
前記傾斜楕円軌道の長径が太陽方向を指向し、
前記傾斜楕円軌道の遠地点が太陽側にあり、
前記傾斜楕円軌道の軌道面の法線ベクトルが地心方向周りに傾斜し、
前記傾斜楕円軌道が太陽同期軌道となる
観測衛星。 An observation satellite orbiting the earth,
an observation device that optically photographs a space object flying along a geostationary orbit;
a propulsion device that changes the flight speed of the observation satellite;
with
The observation satellite flies in an inclined elliptical orbit having an inclination angle with respect to an orbit at an altitude of 35,800 kilometers above the equator by the propulsion device,
the major axis of the oblique elliptical orbit is oriented toward the sun,
the apogee of the oblique elliptical orbit is on the sun side,
the normal vector of the orbital surface of the inclined elliptical orbit is inclined around the geocentric direction;
An observation satellite whose oblique elliptical orbit is a sun-synchronous orbit.
静止軌道に沿って飛行する宇宙物体を光学で撮影する観測装置と、
前記観測衛星の飛行速度を変化させる推進装置と、
を備え、
前記観測衛星は、前記推進装置によって、赤道上空の高度35800キロメートルの軌道に対して傾斜角を有する傾斜楕円軌道を飛行し、
前記傾斜楕円軌道の長径が北極側から見て太陽方向を指向し、
前記傾斜楕円軌道の近地点が太陽側にあり、
前記傾斜楕円軌道の軌道面の法線ベクトルが楕円の短径周りに傾斜し、
前記傾斜楕円軌道が太陽同期軌道となる
観測衛星。 An observation satellite orbiting the earth,
an observation device that optically photographs a space object flying along a geostationary orbit;
a propulsion device that changes the flight speed of the observation satellite;
with
The observation satellite flies in an inclined elliptical orbit having an inclination angle with respect to an orbit at an altitude of 35,800 kilometers above the equator by the propulsion device,
The major axis of the oblique elliptical orbit is oriented toward the sun when viewed from the North Pole side,
The perigee of the oblique elliptical orbit is on the sun side,
the normal vector of the orbital plane of the inclined elliptical orbit is inclined around the minor axis of the ellipse;
An observation satellite whose oblique elliptical orbit is a sun-synchronous orbit.
静止軌道に沿って飛行する宇宙物体を光学で撮影する観測装置と、
前記観測衛星の飛行速度を変化させる推進装置と、
を備え、
前記観測衛星は、前記推進装置によって、赤道上空の高度35800キロメートルの軌道に対して傾斜角を有する傾斜楕円軌道を飛行し、
前記傾斜楕円軌道の長径が北極側から見て太陽方向を指向し、
前記傾斜楕円軌道の遠地点が太陽側にあり、
前記傾斜楕円軌道の軌道面の法線ベクトルが楕円の短径周りに傾斜し、
前記傾斜楕円軌道が太陽同期軌道となる
観測衛星。 An observation satellite orbiting the earth,
an observation device that optically photographs a space object flying along a geostationary orbit;
a propulsion device that changes the flight speed of the observation satellite;
with
The observation satellite flies in an inclined elliptical orbit having an inclination angle with respect to an orbit at an altitude of 35,800 kilometers above the equator by the propulsion device,
The major axis of the oblique elliptical orbit is oriented toward the sun when viewed from the North Pole side,
the apogee of the oblique elliptical orbit is on the sun side,
the normal vector of the orbital plane of the inclined elliptical orbit is inclined around the minor axis of the ellipse;
An observation satellite whose oblique elliptical orbit is a sun-synchronous orbit.
請求項2または請求項3に記載の観測衛星。 4. The observation satellite according to claim 2, wherein the normal vector of the orbital plane is inclined around the minor axis of the inclined elliptical orbit, and the perigee of the inclined elliptical orbit is located on the north side.
請求項2または請求項3に記載の観測衛星。 4. The observation satellite according to claim 2, wherein the normal vector of the orbital plane is inclined around the minor axis of the inclined elliptical orbit, and the perigee of the inclined elliptical orbit is located on the south side.
請求項1から請求項5のいずれか1項に記載の観測衛星。 The observation satellite according to any one of claims 1 to 5, wherein the oblique elliptical orbit has an eccentricity of 1.001 or more and 1.01 or less.
請求項1から請求項5のいずれか1項に記載の観測衛星。 6. The observation satellite according to any one of claims 1 to 5, wherein the inclination angle of said inclined elliptical orbit is 1 degree or less.
請求項1、または、請求項3から請求項7のいずれか1項、に記載の観測衛星。 The observation device photographs the space object in frontlight by photographing the space object flying at an altitude lower than the apogee altitude of the oblique elliptical orbit while the observation satellite orbits the surface of the earth. The observation satellite according to claim 1 or any one of claims 3 to 7.
請求項1、または、請求項3から請求項7のいずれか1項、に記載の観測衛星。 The observation device photographs the space object in frontlight by photographing the space object flying at an altitude higher than the perigee altitude of the oblique elliptical orbit while the observation satellite orbits behind the earth. The observation satellite according to claim 1 or any one of claims 3 to 7.
請求項2から請求項7のいずれか1項に記載の観測衛星。 The observation device directs a line-of-sight vector in a direction out of the orbital plane of the geostationary orbit when the observation satellite passes the perigee of the oblique elliptical orbit or when the observation satellite passes the apogee of the oblique elliptical orbit. 8. The observation satellite according to any one of claims 2 to 7, wherein the space object is photographed in a non-backlit situation by photographing the space object with the space object.
請求項1、または、請求項3から請求項7のいずれか1項、に記載の観測衛星。 The observation device photographs a space object passed by the observation satellite while flying in a geostationary orbit by photographing a direction opposite to the earth side while the observation satellite is orbiting behind the earth. The observation satellite according to claim 1 or any one of claims 3 to 7.
請求項2から請求項7のいずれか1項に記載の観測衛星。 The observation device photographs an earth-oriented surface of the space object or a side surface of the space object from the south side of the space object or the north side of the space object while the observation satellite orbits the surface of the earth. The observation satellite according to any one of claims 2 to 7.
請求項1から請求項13のいずれか1項に記載の観測衛星。 14. The observation satellite according to any one of claims 1 to 13, wherein the orbital period of the oblique elliptical orbit is equal to the orbital period of the geostationary orbit.
請求項1から請求項13のいずれか1項に記載の観測衛星。 14. An observation according to any one of claims 1 to 13, wherein the orbital period of the oblique elliptical orbit is longer than the orbital period of the geostationary orbit so that it moves westward relative to a space object in geostationary orbit. satellite.
請求項1から請求項13のいずれか1項に記載の観測衛星。 14. An observation according to any one of claims 1 to 13, wherein the orbital period of the oblique elliptical orbit is shorter than the orbital period of the geostationary orbit so that it moves eastward relative to the space object in the geostationary orbit. satellite.
対象地域の上空を静止軌道に沿って飛行する宇宙物体を観測するための観測装置と、
前記観測衛星の飛行速度を変化させる推進装置と、
を備え、
前記推進装置が、飛行速度を減速させることによって前記観測衛星の軌道高度を下降させ、
前記観測衛星の周回速度が、前記観測衛星の軌道高度の下降に伴って上がることによって、地球の自転速度よりも速くなり、
前記観測衛星が、
前記対象地域における太陽時の10時から18時までの間に前記宇宙物体に対して相対的に東方へ移動しながら、前記観測装置の指向方向を反地球方向から東側に30度以上90度以下の範囲内に変更して前記観測装置に前記宇宙物体を観測させ、
前記太陽時の18時から6時までの間に地球の裏側の上空で前記観測装置に前記宇宙物体を観測させる
観測衛星。 An observation satellite orbiting the earth,
Observation equipment for observing space objects flying along geostationary orbits over the area of interest;
a propulsion device that changes the flight speed of the observation satellite;
with
the propulsion device lowers the orbital altitude of the observation satellite by reducing flight speed;
The orbital speed of the observation satellite increases as the orbital altitude of the observation satellite decreases, thereby becoming faster than the rotation speed of the earth,
The observation satellite
While moving east relative to the space object between 10:00 and 18:00 solar time in the target area, the pointing direction of the observation device is 30 degrees or more and 90 degrees or less to the east from the counter-earth direction. causing the observation device to observe the space object by changing within the range of
An observation satellite that causes the observation device to observe the space object over the other side of the earth between 18:00 and 6:00 of the solar time.
請求項20に記載の観測衛星。 While the observation satellite moves eastward relative to the space object at an altitude lower than the altitude of the geostationary orbit, the observation device is forward-looking between 13:00 and 18:00 of the solar time. 21. Observation satellite according to claim 20, for observing space objects.
対象地域の上空を静止軌道に沿って飛行する宇宙物体を観測するための観測装置と、
前記観測衛星の飛行速度を変化させる推進装置と、
を備え、
前記推進装置が、飛行速度を増速させることによって前記観測衛星の軌道高度を上昇させ、
前記観測衛星の周回速度が、前記観測衛星の軌道高度の上昇に伴って下がることによって、地球の自転速度よりも遅くなり、
前記観測衛星が、
前記対象地域における太陽時の22時から6時までの間に前記宇宙物体に対して相対的に西方へ移動しながら、前記観測装置の指向方向を地球方向から西側に30度以上90度以下の範囲内に変更して前記観測装置に前記宇宙物体を観測させ、
前記太陽時の6時から18時までの間に地球の表側の上空で前記観測装置に前記宇宙物体を観測させる
観測衛星。 An observation satellite orbiting the earth,
Observation equipment for observing space objects flying along geostationary orbits over the area of interest;
a propulsion device that changes the flight speed of the observation satellite;
with
The propulsion device increases the orbital altitude of the observation satellite by increasing flight speed,
The orbital speed of the observation satellite decreases as the orbital altitude of the observation satellite increases, so that it becomes slower than the rotation speed of the earth,
The observation satellite
While moving westward relative to the space object between 22:00 and 6:00 solar time in the target area, the pointing direction of the observation device is 30 degrees or more and 90 degrees or less to the west from the earth direction. causing the observation device to observe the space object by changing within the range;
An observation satellite that causes the observation device to observe the space object above the surface of the earth between 6:00 and 18:00 of the solar time.
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