JP7499975B2

JP7499975B2 - 測位方法

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Description

本開示は、測位方法、月測位システム、および、測位衛星に関する。

月および火星をはじめとする惑星への進出が加速している。このため、地球から月あるいは惑星へ向かう飛翔体、往還する飛翔体、および、月あるいは惑星を周回する飛翔体の位置計測手段と環境の整備が必要となる。地球上および大気圏では、測位衛星群により地球固定座標系での位置計測が可能となっている。また、地球周辺においても測位衛星群の測位信号により、地球上および大気圏と同様に地球固定座標系における位置計測が可能である。

特許文献１は、地球低軌道または静止軌道から、目標の軌道または目的地まで輸送船を電気推進で推進する方法が開示されている。

国際公開第２０１８／０２９８３９号

測位衛星の送信する測位信号は、電波環境を健全に維持するため、ＩＴＵで管理される。そのため、周波数と送信レベルに制約があり、地球から遠方を飛翔するとノイズに埋もれて測位ができなくなるという課題がある。ＩＴＵは、ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＴｅｌｅｃｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎＵｎｉｏｎの略語である。

本開示では、地球固定座標系における位置座標が既知である地上局から、遠方を飛翔する飛翔体に向けて指向性を有する狭域ビームで測位信号を送信する。これにより、飛翔体の地球固定座標系における位置計測を可能とすることを目的とする。

本開示に係る測位方法は、地球から月または惑星に向かう宇宙空間ないし月または惑星の近傍を飛翔する飛翔体の位置座標を計測する測位方法である。
前記飛翔体は、測位信号受信装置を具備する。前記地上局は、指向方向制御機能付き測位信号送信装置を具備し、地球固定座標系における位置座標が既知である。
前記飛翔体は、地上局から送信される測位信号を、同時に４か所の地上局から受信して、地球固定座標系における位置座標を計測する。

本開示に係る測位方法では、地球固定座標系における位置座標が既知である地上局から、遠方を飛翔する飛翔体に向けて指向性を有する狭域ビームで測位信号を送信する。よって、本開示に係る測位方法によれば、飛翔体の地球固定座標系における位置計測を可能とするという効果がある。

実施の形態１に係る測位システム８００の構成例を示す図である。実施の形態１に係る飛翔体の機能構成例を示す図。実施の形態１に係る測位方法の例１を示す図。実施の形態２に係る衛星の構成例を示す図。実施の形態２に係る測位方法の例２を示す図。実施の形態２に係る静止衛星の機能構成例を示す図。実施の形態２に係る準天頂衛星の機能構成例を示す図。実施の形態２に係る測位方法の例３を示す図。実施の形態２に係る測位方法の例３における飛翔体の機能構成例を示す図。実施の形態３に係る測位方法の例５を示す図。実施の形態３に係る第１の飛翔体の構成例を示す図。実施の形態４に係る測位方法の例６を示す図。実施の形態４に係る測位方法の例７を示す図。実施の形態４に係る月面局の構成例を示す図。実施の形態４に係る測位方法の例８を示す図。実施の形態５に係る月測位システムの構成例を示す図。実施の形態５に係る第３の飛翔体の構成例を示す図。実施の形態６に係る測位衛星の構成例を示す図。実施の形態６に係る測位衛星を用いた測位信号の送信例を示す図。

以下、本開示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。

実施の形態１．
＊＊＊構成の説明＊＊＊
図１は、本実施の形態に係る測位システム８００の構成例を示す図である。
図２は、本実施の形態に係る飛翔体５００の機能構成例を示す図である。

本実施の形態では、地球から月または惑星に向かう宇宙空間、ないし、月または惑星の近傍を飛翔する飛翔体５００の位置座標を計測する測位方法について説明する。

地上局１００は、地上に設置され、地球固定座標系における位置座標が既知の局である。地上局１００は、指向方向制御機能付き測位信号送信装置である測位信号送信装置１０を備える。
地上局１００は、測位信号送信装置１０により、遠方を飛翔する飛翔体５００に向けて指向性を有する狭域ビームで測位信号２１を送信する。

飛翔体５００は、地球から月または惑星に向かう宇宙空間、ないし、月または惑星の近傍を飛翔する。
飛翔体５００は、測位信号受信装置５０１を具備する。また、飛翔体５００は、計測装置５０２を具備する。
測位信号受信装置５０１は、測位信号２１を受信する。
計測装置５０２は、測位信号受信装置５０１が受信した測位信号２１により、飛翔体５００の位置座標を計測する。

＜測位方法の例１＞
図３は、本実施の形態に係る測位方法の例１を示す図である。
測位方法の例１は、測位システム８００により実現される。
測位方法の例１では、測位システム８００は、地球７０の地上に設置された４か所の地上局１００を備える。

飛翔体５００は、地上局１００から送信される測位信号２１を、同時に４か所の地上局１００から受信して、地球固定座標系における位置座標を計測する。
具体的には、飛翔体５００は、測位信号受信装置５０１により、地上局１００の測位信号送信装置１０から飛翔体５００に向けて指向性を有する狭域ビームで送信された測位信号２１を受信する。測位信号受信装置５０１は、同時に４か所の地上局１００から測位信号２１を受信する。
そして、飛翔体５００は、計測装置５０２により、同時に４か所の地上局１００から受信した測位信号２１を用いて、飛翔体５００の地球固定座標系における位置座標を計測する。

近年、地球から月あるいは惑星へ向かう飛翔体、往還する飛翔体、および、月あるいは惑星を周回する飛翔体の位置計測手段と環境の整備が必要となっている。測位衛星の送信する測位信号は、電波環境を健全に維持するため、ＩＴＵで管理される。そのため、周波数と送信レベルに制約があり、地球から遠方を飛翔するとノイズに埋もれて測位ができなくなる場合がある。

図３に示す測位方法の例１では、地球固定座標系における位置座標が既知である地上局１００から、遠方を飛翔する飛翔体５００に向けて指向性を有する狭域ビームで測位信号２１を送信する。これにより、有意な信号強度で測位信号２１を送信でき、飛翔体５００の地球固定座標系における位置計測が可能となる。

空間三角測量において、位置座標が既知の３点から、固定する点を計測すれば位置座標が決定する。原子時計といった高精度時計を具備しない測位信号受信装置では、信号到達時間の不確定性がある。このため、同時に４か所の地上局１００から測位信号２１を受信することにより、飛翔体５００の位置座標が計測可能となる。
位置座標が既知の点を見わたす立体角が大きいほど測位精度が向上するので、地上局１００は南北方向と東西方向に分散した状態で測位をすると精度向上に寄与する。

実施の形態２．
本実施の形態では、主に、実施の形態１に追加する点あるいは異なる点について説明する。なお、実施の形態１と同様の構成には同一の符号を付し、その説明を省略する場合がある。

本実施の形態では、地球から月または惑星に向かう宇宙空間、ないし、月または惑星の近傍を飛翔する飛翔体５００の位置座標を計測する測位方法について説明する。
実施の形態１では、同時に４か所の地上局１００から測位信号２１を受信することにより、飛翔体５００の位置座標を計測した。
本実施の形態では、各種の衛星３０から測位信号２１を受信することにより、飛翔体５００の位置座標を計測する態様について説明する。

まず、図４を用いて、本実施の形態に係る衛星３０の構成例について説明する。
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４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。

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へ送信する。また、衛星通信装置３２は、地上設備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（ＬｉｎｅＯｆ
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。

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、ＡｐｐｌｉｃａｔｉｏｎＳｐｅｃｉｆｉｃＩｎｔｅｇｒａｔｅｄＣｉｒｃｕｉｔの略称である。ＦＰＧＡは、ＦｉｅｌｄＰｒｏｇｒａｍｍａｂｌｅＧａｔｅＡｒｒａｙの略称である。

＜測位方法の例２＞
図５は、本実施の形態に係る測位方法の例２を示す図である。
図６は、本実施の形態に係る静止衛星２００の機能構成例を示す図である。
図７は、本実施の形態に係る準天頂衛星３００の機能構成例を示す図である。
測位方法の例２では、測位システム８００は、静止衛星２００ないし準天頂衛星３００を備える。

静止衛星２００は、図４の構成に加え、測位信号送信装置１０の機能を有する。
静止衛星２００は、地球固定座標系における位置座標が既知である。
準天頂衛星３００は、図４の構成に加え、測位信号送信装置１０の機能を有する。
準天頂衛星３００は、地球固定座標系における位置座標が既知である。

測位方法の例２では、飛翔体５００は、静止衛星２００から送信される測位信号２１と、準天頂衛星３００から送信される測位信号２１とを、同時に４機の静止衛星２００ないし準天頂衛星３００から受信して、地球固定座標系における位置座標を計測する。
静止衛星２００または準天頂衛星３００が備える測位信号送信装置１０は、指向方向制御機能付き測位信号送信装置であってもよいし、指向方向制御機能付き測位信号送信装置でなくてもよい。
なお、測位方法の例２では、測位信号送信装置１０が指向方向制御機能付き測位信号送信装置ではない場合でも以下のような効果がある。

実施の形態１では、地上局１００から測位信号２１を送信する測位方法であった。地上局１００から送信する測位信号２１は、電離層を通過する際の遅延効果により測位誤差が大きいという課題がある。これに対して、衛星から送信する測位信号２１によれば、電離層を通過せずに測位信号２１を送受できるので測位精度が高いという効果がある。

静止衛星２００は、赤道上空約３６０００ｋｍを地球７０の自転と同期して周回することにより、地表面から観てあたかも上空に静止しているように見える衛星である。静止衛星２００の軌道面に４５°程度の軌道傾斜角をつけて、地球の自転と同期して周回させると、地表面から見て南北に移動するように見え、厳密には左右の動きと相まって一日に８の字を描くように見える。これが準天頂軌道であり、準天頂衛星３００は準天頂測位衛星システムにおける測位衛星として活用されている。

地上局１００、および、静止衛星２００に加えて、地球固定座標系の位置座標が既知の準天頂衛星３００からの測位信号２１を含めて飛翔体５００の位置計測をすれば、立体角が更に広がるため、遠方の飛翔体の計測精度が向上するという効果がある。
位置座標が既知の点を見わたす立体角を大きいほど測位精度が向上するので、東西方向に離れた２機の静止衛星２００と、東西方向に離れた２機の準天頂衛星３００から測位信号２１を受信すると、測位精度向上に寄与する。

また、地球は自転しているため、特定の地上局で月周辺を飛翔する飛翔体に対して測位信号を送信し続けることができない。このため、多くの地上局が必要になるという課題があった。これに対して静止衛星２００および準天頂衛星３００では、一部地球の陰になる幾何学的制約はあるものの、地上局に比較して、一機の衛星が飛翔体５００に測位信号２１を送信し続ける時間が長いという効果がある。このため、地上局のみから測位信号２１を送信する場合に必要となる地上局総数と比較して、必要衛星総数が少なくて済むという効果がある。

また、測位信号送信装置１０が指向方向制御機能付き測位信号送信装置である場合は、さらに以下のような効果がある。
飛翔体５００の飛翔位置が遠距離になると、通常の測位信号送信機から送信した測位信号がノイズに埋もれて計測できなくなるという課題がある。
そこで、地球固定座標系における位置座標が既知の静止衛星２００または準天頂衛星３００から、遠方を飛翔する飛翔体５００に向けて指向性を有する狭域ビームで測位信号２１を送信する。これにより、有意な信号強度で測位信号を送信でき、飛翔体５００の地球固定座標系における位置計測が可能となる。

＜測位方法の例３＞
図８は、本実施の形態に係る測位方法の例３を示す図である。
図９は、本実施の形態に係る測位方法の例３における飛翔体５００の機能構成例を示す図である。

測位方法の例３では、飛翔体５００は、測位信号受信装置５０１と計測装置５０２に加えて、高精度時計５０３を具備する。
高精度時計５０３の具体例は、原子時計あるいは光格子時計といった高精度の時計である。

飛翔体５００は、静止衛星２００から送信される測位信号２１と、準天頂衛星３００から送信される測位信号２１とを、同時に３機の静止衛星２００ないし準天頂衛星３００から受信して、地球固定座標系における位置座標を計測する。

静止衛星２００または準天頂衛星３００が備える測位信号送信装置１０は、指向方向制御機能付き測位信号送信装置であってもよいし、指向方向制御機能付き測位信号送信装置でなくてもよい。

飛翔体５００が原子時計あるいは光格子時計といった高精度時計５０３を具備していれば、飛翔体５００は、位置座標が既知の３か所からの測位信号２１を受信するだけで、位置座標が計測可能となるという効果がある。
なお、静止衛星２００または準天頂衛星３００が指向方向制御機能付き測位信号送信装置を具備すれば、より遠方の飛翔体でも位置計測が可能となることは測位方法の例２と同様である。

＜測位方法の例４＞
測位方法の例４では、飛翔体５００は、測位信号受信装置５０１と計測装置５０２を具備する。飛翔体５００は、高精度時計５０３を具備していてもよいし、具備していなくてもよい。
静止衛星２００は、測位信号送信装置１０を具備し、地球固定座標系または慣性座標系における位置座標が既知であるものとする。
準天頂衛星３００は、測位信号送信装置１０を具備し、地球固定座標系または慣性座標系における位置座標が既知であるものとする。

飛翔体５００は、静止衛星２００から送信される測位信号２１と、準天頂衛星３００から送信される測位信号２１とを、同時に３機以上の静止衛星２００ないし準天頂衛星３００から受信して、慣性座標系における位置座標を計測する。

地球固定座標系と慣性座標系は座標変換が可能である。よって、地球固定座標系で位置座標が既知の静止衛星２００または準天頂衛星３００の位置座標は、慣性座標系に変換することができる。
高精度時計５０３を具備する飛翔体５００であれば、飛翔体５００は、３機の静止衛星２００または準天頂衛星３００からの測位信号２１を受信して位置座標の計測ができる。
一方、高精度時計５０３を具備しない飛翔体５００であれば、飛翔体５００は、４機の静止衛星２００または準天頂衛星３００からの測位信号２１を受信して位置座標の計測ができる。

月探査あるいは惑星探査を目的とする飛翔体では、地球の自転と同期して回転する地球固定座標系よりも、慣性座標系で位置計測するのが合理的である。よって、測位方法の例４によれば、月惑星探査目的の飛翔体の測位方法として利便性に優れるという効果がある。

実施の形態３．
本実施の形態では、主に、実施の形態１，２に追加する点あるいは異なる点について説明する。なお、実施の形態１，２と同様の構成には同一の符号を付し、その説明を省略する場合がある。

本実施の形態では、地球から月または惑星に向かう宇宙空間ないし月または惑星の近傍を飛翔し、測位信号受信装置５０１を具備する第２の飛翔体５２０の位置座標を計測する測位方法について説明する。

＜測位方法の例５＞
図１０は、本実施の形態に係る測位方法の例５を示す図である。
図１１は、本実施の形態に係る第１の飛翔体５１０の構成例を示す図である。
測位方法の例５では、測位システム８００は、第１の飛翔体５１０と、静止衛星２００と、準天頂衛星３００とにより構成される。

第１の飛翔体５１０は、高精度時計５０３と、測位信号受信装置５０１と、測位信号送信装置１０とを具備する飛翔体である。また、第１の飛翔体５１０は、計測装置５０２も具備する。
第２の飛翔体５２０は、測位信号受信装置５０１を具備する飛翔体である。また、第２の飛翔体５２０は、計測装置５０２も具備する。
静止衛星２００は、測位信号送信装置１０を具備し、地球固定座標系または慣性座標系における位置座標が既知である。
準天頂衛星３００は、測位信号送信装置１０を具備し、地球固定座標系または慣性座標系における位置座標が既知である。

第１の飛翔体５１０が、同時に３機以上の静止衛星２００ないし準天頂衛星から測位信号２１を受信して、地球固定座標系または慣性座標系における位置座標を計測して、位置座標が既知の飛翔体として測位信号２１を送信する。
第２の飛翔体５２０は、同時に第１の飛翔体５１０と、３機の静止衛星２００または準天頂衛星３００から測位信号２１を受信して、地球固定座標系または慣性座標系における位置座標を計測する。

第１の飛翔体５１０は、高精度時計５０３を具備するので、３機の静止衛星２００または準天頂衛星３００から測位信号２１を受信すれば位置座標を計測でき、位置座標が既知の飛翔体として測位信号２１を送信できる。
高精度時計を具備しない第２の飛翔体５２０は、同時に位置座標が既知の４か所から測位信号２１を受信すれば時刻の不確定性も含めて位置座標を計測できる。よって、高精度時計を具備しない第２の飛翔体５２０は、第１の飛翔体５１０と、３機の静止衛星２００または準天頂衛星３００から測位信号２１を受信すれば位置座標を計測可能となる。
なお、第１の飛翔体５１０が測位信号２１を受信する受信元の静止衛星２００ないし準天頂衛星３００は、第２の飛翔体５２０が測位信号２１を受信する受信元の静止衛星２００ないし準天頂衛星３００と別の衛星であってもよい。

実施の形態４．
本実施の形態では、主に、実施の形態１から３に追加する点あるいは異なる点について説明する。なお、実施の形態１から３と同様の構成には同一の符号を付し、その説明を省略する場合がある。

本実施の形態では、地球から月または惑星に向かう宇宙空間ないし月または惑星の近傍を飛翔し、測位信号受信装置５０１を具備する第２の飛翔体５００の位置座標を計測する測位方法について説明する。

＜測位方法の例６＞
図１２は、本実施の形態に係る測位方法の例６を示す図である。
測位方法の例６では、測位システム８００は、第１の飛翔体５１０と、静止衛星２００と、準天頂衛星３００とにより構成される。
第１の飛翔体５１０は、月７１を周回する。第１の飛翔体５１０は、測位信号送信装置１０を具備して月７１を周回し、月固定座標系または慣性座標系の位置座標が既知である。
静止衛星２００は、測位信号送信装置１０を具備し、慣性座標系における位置座標が既知である。
準天頂衛星３００は、測位信号送信装置１０を具備し、慣性座標系における位置座標が既知である。
第２の飛翔体５２０は、同時に第１の飛翔体５１０と、３機の静止衛星２００または準天頂衛星３００から測位信号２１を受信して、慣性座標系における位置座標を計測する。

月固定座標系としては、「メスティングＡ」と呼ばれる小さなボウル型のクレーターを基準位置とし、地球の経度と緯度に相当する２つの値で月表面の位置座標を定義する月面座標系が知られている。
月の重心を原点とし、経度、緯度に高度を加えた３次元座標系として月固定座標系を定義することが可能である。
月の軌道面（地球に対する公転面）は黄道に対して５．１５°傾いており、月の自転軸は黄道垂線から６．６９°傾いている。自転軸が黄道垂線から２３．４°傾斜している地球において、地球固定座標系と慣性座標系の座標変換ができるのと同様に、月固定座標系と慣性座標系の座標変換が可能である。

将来の月惑星探査の拠点として、ＬＯＰ－Ｇ（以下ゲートウェイと称する）の構想がある。ゲートウェイは、地球と月の重力ポテンシャルが均衡点となるラグランジェポイントにおいて、ＮＲＨＯと呼ばれる非常に細長い楕円軌道で運用することが検討されている。ＮＲＨＯは月を南北に回る、高度４５００ｋｍから７５０００ｋｍという極端に細長い楕円軌道である。
ＬＯＰ－Ｇは、ＬｕｎａｒＯｒｂｉｔａｌＰｌａｔｆｏｒｍ－Ｇａｔｅｗａｙの略語である。ＮＲＨＯは、ＮｅａｒＲｅｃｔｉｌｉｎｅａｒＨａｌｏＯｒｂｉｔの略語である。

ゲートウェイが高精度時計と測位信号送信装置を具備し、月固定座標系または慣性座標系における位置座標が既知であると仮定する。このとき、ｃｉｓｌｕｎａｒ空間と呼ばれる地球と月の間を飛翔する第２の飛翔体では、ゲートウェイの位置座標が既知であり、ゲートウェイからの測位信号を含めて計測ができれば、立体角が大きくなり、測位精度が向上するという効果がある。

ゲートウェイの位置計測は、測位方法の例２から測位方法の例５のいずれかにより実施してもよいし、別途地上からの測距あるいは測角、および、月周回軌道の軌道情報などを用いて解析的に導出してもよい。
月を周回する第１の飛翔体５１０を含めて測位することにより、地球と月の間を飛翔する第２の飛翔体５２０の地球からの距離計測精度が向上するという効果がある。
またゲートウェイがＮＲＨＯを飛翔する場合には、黄道面から７５０００ｋｍ程度まで南方に移動するので、第２の飛翔体５２０からみて立体角の大きな測位が可能となり、測位精度が向上するという効果がある。

＜測位方法の例７＞
図１３は、本実施の形態に係る測位方法の例７を示す図である。
図１４は、本実施の形態に係る月面局５５０の構成例を示す図である。
測位方法の例７では、測位システム８００は、月面局５５０と、静止衛星２００と、準天頂衛星３００とから構成される。
月面局５５０は、月面に設置され、高精度時計５０３と、測位信号送信装置１０を具備する。
静止衛星２００は、測位信号送信装置１０を具備し、慣性座標系における位置座標が既知である。
準天頂衛星３００は、測位信号送信装置１０を具備し、慣性座標系における位置座標が既知である。

第２の飛翔体５２０が、同時に月面局５５０と、３機の静止衛星２００または準天頂衛星３００から測位信号２１を受信して、慣性座標系における位置座標を計測する。

月面局５５０は、高精度時計５０３と測位信号送信装置１０を具備し、月面に整備される。月面局５５０は、運用寿命が限定される飛翔体と比較して、装置類のメンテナンスあるいは換装を含めて恒久的に月座標系の位置座補基準として活用することができるという効果がある。

＜測位方法の例８＞
図１５は、本実施の形態に係る測位方法の例８を示す図である。
測位方法の例８では、測位システム８００は、月面局５５０と、第１の飛翔体５１０と、静止衛星２００と、準天頂衛星３００とにより構成される。

月面局５５０は、月面に設置され、高精度時計５０３と測位信号送信装置１０を具備する。月面局５５０は、月固定座標系または慣性座標系の位置座標が既知である。
第１の飛翔体５１０は、月を周回する。第１の飛翔体５１０は、測位信号送信装置１０を具備して月を周回し、月固定座標系または慣性座標系の位置座標が既知である。
静止衛星２００は、測位信号送信装置１０を具備し、慣性座標系における位置座標が既知である。
準天頂衛星３００は、測位信号送信装置１０を具備し、慣性座標系における位置座標が既知である。
第２の飛翔体５２０は、同時に月面局５５０と、第１の飛翔体５１０と、２機の静止衛星２００または準天頂衛星３００から測位信号２１を受信して、慣性座標系における位置座標を計測する。

月面局５５０と月周回する第１の飛翔体５１０とを含めて第２の飛翔体５２０の位置座標を計測することにより、地球と月間を飛翔する第２の飛翔体５２０の飛翔位置計測精度を向上できるという効果がある。
また地球からみて月より遠方を飛翔する惑星探査衛星といった第２の飛翔体５２０の位置座標の計測が可能となるという効果がある。

実施の形態５．
本実施の形態では、主に、実施の形態１から４に追加する点あるいは異なる点について説明する。なお、実施の形態１から４と同様の構成には同一の符号を付し、その説明を省略する場合がある。

本実施の形態では、月面の移動体あるいは月近傍を飛翔する第２の飛翔体の月固定座標系における位置座標を計測可能になる月測位システム８０１について説明する。

図１６は、本実施の形態に係る月測位システム８０１の構成例を示す図である。
図１７は、本実施の形態に係る第３の飛翔体５３０の構成例を示す図である。
月面局５５０は、月面に設置され、高精度時計５０３と測位信号送信装置１０を具備し、月固定座標系の位置座標が既知である。
第３の飛翔体５３０は、月を周回する。第３の飛翔体５３０は、高精度時計５０３と測位信号送信装置１０を具備して月を周回し、月固定座標系の位置座標が既知である。
月測位システム８０１は、月面局５５０と、第３の飛翔体５３０の両方または片方により構成され、月面局５５０と第３の飛翔体５３０の合計数が４以上である。
なお、図１６では第３の飛翔体が同一軌道面を飛翔している例を示したが、第３の飛翔体が異なる軌道面を飛翔してもよいことは言うまでもない。

月測位システム８０１によれば、測位信号受信装置を具備し、月面で活動するローバーといった移動体、あるいは、月近傍を飛翔する第２の飛翔体５２０において、月固定座標系における位置座標の計測が可能となる。
月面の移動体あるいは月近傍を飛翔する第２の飛翔体５２０について、月固定座標系が既知の４か所以上の月面局５５０ないし月周回衛星（第３の飛翔体５３０）から測位信号を受信すれば、地球上の測位衛星システムと同様に、月固定座標系における位置座標の計測が可能となる。
人類の月面進出が進展した場合、月面上の測位拠点を確保して、月固定座標系に対する測位システムを形成することは、月周回衛星の運用制御の利便性を高めるという効果がある。

測位方法の例２から測位方法の例８によれば、慣性座標系が既知の月面局ないし月周回衛星を整備することが可能である。慣性座標系と月固定座標系の座標変換が可能なので、月固定座標系の位置座標が既知の月面局ないし月周回衛星を整備することが可能となる。

さらに、月面上活動に伴う多用な計測手段を含めて、月固定座標系の位置座標が既知の月面局ないし月周回衛星を増やしていくことができる。これにより、月面の移動体あるいは月近傍を飛翔する第２の飛翔体が、同時に４か所以上の月面局ないし月周回衛星から測位信号を受信できる月測位システムを構築可能である。
月測位システムによれば、月面の移動体あるいは月近傍を飛翔する第２の飛翔体の月固定座標系における位置座標が計測可能になるという効果がある。

実施の形態６．
本実施の形態では、主に、実施の形態１から５に追加する点あるいは異なる点について説明する。なお、実施の形態１から５と同様の構成には同一の符号を付し、その説明を省略する場合がある。

本実施の形態では、測位方法の例２から測位方法の例８で用いられる静止衛星２００あるいは準天頂衛星３００といった測位衛星４００の構成について説明する。

図１８は、本実施の形態に係る測位衛星４００の構成例を示す図である。
図１９は、本実施の形態に係る測位衛星４００を用いた測位信号２１の送信例を示す図である。

測位衛星４００は、静止軌道、または準天頂軌道を飛翔する。
測位衛星４００では、衛星座標系のＸ軸を東面進行方向、Ｙ軸を南方向、Ｚ軸を地球方向とする。
測位衛星４００は、太陽電池パドル４０１が北面（－Ｙ）１翼構成である。また、測位衛星４００は、南面（＋Ｙ）に測位信号送信装置１０を搭載する。
測位衛星４００は、南北軸（Ｙ軸）回りに反地球方向（－Ｚ軸）からＡｚｉｍｕｔｈ±１７０ｄｅｇを包含する測位信号送信視野、および、ＸＺ面に対してＥｌｅｖａｔｉｏｎ－２５ｄｅｇ以上（北側）、Ｅｌｅｖａｔｉｏｎ３６ｄｅｇ以上（南側）の測位信号送信視野を確保する。

ＮＲＨＯは軌道面の法線ベクトルが地球方向を向くため、月の陰になることなく、ゲートウェイと通信が可能である。一方、地球の静止軌道衛星では測位衛星が月に対して地球の陰になる季節と時間帯は測位信号送信が途絶する。
地球の地軸は慣性空間に対して約２３．４度傾斜しているため、冬至と夏至で±２３．４度の指向方向の変動がある。
地球半径が約６４００ｋｍであるのに対して静止軌道半径は約４２０００ｋｍと約７倍であり、地軸の傾斜があるため、季節によっては地球の陰が発生しない状況もありうる。

そこで、測位衛星が地球の赤道上空を１周回する間の測位信号送信の途絶を最小化するために、衛星の南北軸回りに視野方向を回転する測位信号送信装置を採用する。衛星上の視野干渉をなくすために、ＮＲＨＯの遠地点側に広い視野を確保できる衛星南面に測位信号送信装置を搭載し、ＡｚｉｍｕｔｈとＥｌｅｖａｔｉｏｎの２軸指向方向変更により、ゲートウェイとの測位信号送信視野を確保する。
測位信号送信装置の駆動範囲として、３６０度以上の連続的回動ができない測位信号送信装置では、地球方向をデッドゾーンに充て、南面搭載時のＡｚｉｍｕｔｈ回転範囲として、反地球方向に対して±１７０ｄｅｇを包含する。±１７５ｄｅｇの測位信号送信装置は実在しており、広視野になるほど測位信号送信の途絶期間を短縮できる。

またゲートウェイが地球の陰に入っている間に、Ａｚｉｍｕｔｈ指向角度を最東端に設定し、日陰開け後に通信リンクを形成して測位衛星が地球を約１周する間にＡｚｉｍｕｔｈ指向角度が最西端まで回動するので、再び日陰入り後にＡｚｉｍｕｔｈ指向角度を最東端に設定する運用を繰り返す。

地球と月の距離が約３８５０００ｋｍであり、ＮＲＨＯの遠地点高度が約７５０００ｋｍ、近地点高度が約４０００ｋｍである。よって、測位衛星からＮＲＨＯの北極上空近地点を見込む角度は、衛星座標系のＸ軸を東面進行方向、Ｙ軸を南方向、Ｚ軸を地球方向として、衛星ＸＺ面に対するＥｌｅｖａｔｉｏｎ北緯方向に１ｄｅｇ以下、南極上空遠地点を見込む角度は衛星Ｚ軸（地球方向）に対するＥｌｅｖａｔｉｏｎ南緯方向に１２ｄｅｇ以下である。

地軸の傾斜約２３．４ｄｅｇの変動を考慮して、Ｅｌｅｖａｔｉｏｎ北緯方向２５ｄｅｇ以上、Ｅｌｅｖａｔｉｏｎ南緯方向３６ｄｅｇ以上の指向方向変更機能を具備する。これにより、ゲートウェイの遠地点から近地点に至る飛翔経路において、常に通信が可能となる。
ゲートウェイでは有人活動も計画されており、人命の関わる船外活動といったイベントにおいて、長時間にわたり通信途絶することなく地上設備と通信できるという効果がある。
なおＮＲＨＯの近地点が月の南極側に設定される場合は、測位衛星も南北を入れ替えた配置にすることは言うまでもない。
また運用途中においてゲートウェイの軌道が変更になった場合であっても、測位衛星をＺ軸回りに１８０度回転して南北を入れ替えた運用が可能であり、上記と同様の効果を得ることができる。

本実施の形態に係る測位衛星４００によれば、測位方法の例２から例８において、地球自転に伴う静止衛星ないし準天頂衛星の姿勢の変化を補償しながら指向方向制御機能付き測位信号送信装置を具備する静止衛星ないし準天頂衛星を実現できるという効果がある。

以上の実施の形態１から６において説明した、各システム、各衛星、各局、および各装置はコンピュータを備えており、実施の形態１から６において説明した機能の実現にはコンピュータが用いられている。
コンピュータは、プロセッサあるいは電子回路を備えるとともに、メモリ、補助記憶装置、入力インタフェース、出力インタフェース、および通信装置といった他のハードウェアを備える。プロセッサあるいは電子回路は、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。

以上の実施の形態１から６において、各システム、各衛星、各局、および各装置の構成は、上述した実施の形態のような構成でなくてもよい。各システム、各衛星、各局、および各装置の構成は、上述した実施の形態１から６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、実施の形態１から６のうち、複数の部分あるいは実施例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つの部分あるいは実施例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から６では、各実施の形態の自由な組み合わせ、あるいは各実施の形態の任意の構成要素の変形、もしくは各実施の形態において任意の構成要素の省略が可能である。

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、本開示の範囲、本開示の適用物の範囲、および本開示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。

１０測位信号送信装置、２１測位信号、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、７０地球、７１月、１００地上局、２００静止衛星、３００準天頂衛星、４００測位衛星、４０１太陽電池パドル、５００飛翔体、５１０第１の飛翔体、５２０第２の飛翔体、５３０第３の飛翔体、５５０月面局、５０１測位信号受信装置、５０２計測装置、５０３高精度時計、８００，８０１測位システム。

Claims

地球から月または惑星に向かう宇宙空間ないし月または惑星の近傍を飛翔する飛翔体の位置座標を計測する測位方法であって、
前記飛翔体は、
測位信号受信装置を具備し、
測位信号送信装置を具備し、地球固定座標系における位置座標が既知である静止衛星から送信される測位信号と、測位信号送信装置を具備し、地球固定座標系における位置座標が既知である準天頂衛星から送信される測位信号とを、同時に４機の静止衛星ないし準天頂衛星から受信して、地球固定座標系における位置座標を計測する測位方法。
静止衛星または準天頂衛星が指向方向制御機能付き測位信号送信装置を具備する請求項１に記載の測位方法。