特許 6291471 衛星コンステレーションの形成方法

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】6291471

(24)【登録日】2018年2月16日

(45)【発行日】2018年3月14日

(54)【発明の名称】衛星コンステレーションの形成方法

(51)【国際特許分類】

   B64G 1/10 20060101AFI20180305BHJP

   B64G 1/64 20060101ALI20180305BHJP

【ＦＩ】

   B64G1/10

   B64G1/64 B

【請求項の数】3

【全頁数】10

(21)【出願番号】特願2015-248658(P2015-248658)

(22)【出願日】2015年12月21日

(65)【公開番号】特開2017-114159(P2017-114159A)

(43)【公開日】2017年6月29日

【審査請求日】2015年12月21日

(73)【特許権者】

【識別番号】500302552

【氏名又は名称】株式会社ＩＨＩエアロスペース

(74)【代理人】

【識別番号】100097515

【弁理士】

【氏名又は名称】堀田 実

(74)【代理人】

【識別番号】100136700

【弁理士】

【氏名又は名称】野村 俊博

(72)【発明者】

【氏名】網本 順一

(72)【発明者】

【氏名】藤村 昌伸

【審査官】 志水 裕司

(56)【参考文献】

【文献】 米国特許出願公開第２０１５／００８３８６５（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 特開２００６−１８８１４９（ＪＰ，Ａ）

【文献】 米国特許出願公開第２００６／００１６９３４（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 米国特許第０５１９９６７２（ＵＳ，Ａ）

【文献】 特開平０３−２４６１９７（ＪＰ，Ａ）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｂ６４Ｇ １／１０ − １／６８

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

複数の衛星を搭載した宇宙機を地球を周回する同一の円軌道に投入し、前記円軌道に複数の前記衛星からなる衛星コンステレーションを形成する衛星コンステレーションの形成方法であって、
（Ａ）前記円軌道において前記宇宙機から１つの前記衛星を前記円軌道に放出する衛星放出ステップと、
（Ｂ）前記宇宙機を加速して同一の軌道面内で前記円軌道から遠地点高度が８００ｋｍ以下の宇宙機遷移軌道に軌道変更する宇宙機加速ステップと、
（Ｃ）前記宇宙機に前記宇宙機遷移軌道を複数回周回させる宇宙機周回ステップと、
（Ｄ）前記宇宙機を減速して同一の前記軌道面内で前記宇宙機遷移軌道から前記円軌道に軌道変更する宇宙機減速ステップと、を有し、
前記（Ａ）〜（Ｄ）を順に繰り返す、衛星コンステレーションの形成方法。

【請求項2】

前記（Ｃ）において、先行する前記衛星と後行する前記衛星の周期差が設定時間となるように、前記宇宙機の周回回数を設定する、請求項１に記載の衛星コンステレーションの形成方法。

【請求項3】

前記宇宙機遷移軌道の遠地点高度を、前記円軌道の高度の１．０５倍から１．６倍に設定する、請求項１に記載の衛星コンステレーションの形成方法。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、同一の円軌道上の複数の衛星からなる衛星コンステレーションの形成方法に関する。

【背景技術】

【0002】

「衛星コンステレーション」とは、複数の人工衛星をシステム設計された軌道に投入し、協調した動作を行わせることを意味する。
例えば、多数の人工衛星を互いに通信範囲が重ならないよう低軌道または中軌道に投入し、全地表面を網羅して動作させ、地球観測や衛星電話、ＧＰＳなどに利用することができる。

【0003】

「衛星コンステレーション」は、例えば特許文献１に開示されている。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0004】

【特許文献1】特表２００２−５３０００４号公報

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0005】

例えば北極と南極の上空を低高度で周回する６つの円軌道上に、それぞれ５機の人工衛星（以下、単に衛星と呼ぶ）をほぼ等間隔に配置した場合、合計３０機（＝６×５）の衛星で全地表面を網羅して観測することができる。
この場合、特定の緯度の上空には約２時間ごとに１つの円軌道が位置し、特定の経度の上空には約１９分ごとに１つの衛星が位置することになる。

【0006】

上述した衛星コンステレーションを形成するためには、例えば１つのロケットに複数の衛星を搭載し、所定の円軌道上において、ロケットから複数の衛星を円軌道上に放出する。
各衛星は、放出された後に、それぞれ増速して異なる遷移軌道（楕円軌道）を飛行し、それぞれ異なる時間が経過した後、それぞれ減速して同一の円軌道上の異なる位置の衛星となる。

【0007】

しかし、例えば同一の円軌道上に、５機の衛星を等間隔に配置する場合、各衛星の周期差（例えば、約１９分）を得るためには、衛星の最大周期差は、約７６分（＝１９×４）となる。最初の衛星は、その分、遠地点の遠い遷移軌道を飛行するため、増速と減速に大量の燃料を必要とする。
その結果、上述した従来の方法では、各衛星にそれぞれの遷移軌道を飛行するための燃料を搭載する必要があり、かつその総燃料が過大となる。

【0008】

本発明は上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち本発明の目的は、各衛星に搭載する燃料（推薬）を大幅に低減でき、かつ衛星コンステレーションの形成に必要な推薬の総量も大幅に低減できる衛星コンステレーションの形成方法を提供することにある。

【課題を解決するための手段】

【0009】

本発明によれば、複数の衛星を搭載した宇宙機を地球を周回する同一の円軌道に投入し、前記円軌道に複数の前記衛星からなる衛星コンステレーションを形成する衛星コンステレーションの形成方法であって、
（Ａ）前記円軌道において前記宇宙機から１つの前記衛星を前記円軌道に放出する衛星放出ステップと、
（Ｂ）前記宇宙機を加速して同一の軌道面内で前記円軌道から遠地点高度が８００ｋｍ以下の宇宙機遷移軌道に軌道変更する宇宙機加速ステップと、
（Ｃ）前記宇宙機に前記宇宙機遷移軌道を複数回周回させる宇宙機周回ステップと、
（Ｄ）前記宇宙機を減速して同一の前記軌道面内で前記宇宙機遷移軌道から前記円軌道に軌道変更する宇宙機減速ステップと、を有し、
前記（Ａ）〜（Ｄ）を順に繰り返す、衛星コンステレーションの形成方法が提供される。

【0010】

前記（Ｃ）において、先行する前記衛星と後行する前記衛星の周期差が設定時間となるように、前記宇宙機の周回回数を設定する。

【0011】

前記宇宙機遷移軌道の遠地点高度を、前記円軌道の高度の１．０５倍から１．６倍に設定する。

【発明の効果】

【0013】

本発明によれば、１つの衛星を円軌道に放出した後、次の衛星を同一の円軌道に放出するまでに、宇宙機を加速して宇宙機遷移軌道に軌道変更し、宇宙機遷移軌道を複数回周回後に、宇宙機を減速して円軌道に軌道変更する。

【0014】

各衛星は、宇宙機から放出された円軌道で加速又は減速することなくそのまま円軌道を飛行するので、各衛星の加速と減速は実質的に不要であり、各衛星に搭載する燃料（推薬）を従来よりも大幅に低減することができる。

【0015】

隣接する２つの衛星間の周期差は、宇宙機の周回回数により設定することができ、この周回には推薬を必要としない。また、宇宙機は、宇宙機遷移軌道を複数回周回するので、宇宙機遷移軌道を円軌道近傍に設定することができ、宇宙機の加速と減速の必要燃料（推薬）を少なくできる。

【0016】

従って、本発明によれば、宇宙機の１回の加速と減速で、後行の衛星を適切な周期差で同一の円軌道に放出することができる。これにより、例えば宇宙機の４回の加速と減速で、５機の衛星を放出して衛星コンステレーションを形成でき、衛星コンステレーションの形成に必要な推薬の総量を従来よりも大幅に低減することができる。

【図面の簡単な説明】

【0017】

【図1】本発明の衛星コンステレーションの形成装置を構成する宇宙機を示している。

【図2】宇宙機を円軌道に投入するロケットの全体図である。

【図3】本発明の衛星コンステレーションの形成方法の全体フロー図である。

【図4】本発明の方法のロケットの打ち上げから宇宙機周回ステップまでの説明図である。

【図5】本発明の方法の宇宙機周回ステップから２番目の衛星放出ステップまでの説明図である。

【図6】本発明の方法の衛星コンステレーションの完成時の説明図である。

【図7】本発明の試算例を示す図である。

【図8】従来方法の説明図である。

【発明を実施するための形態】

【0018】

以下、本発明の実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。

【0019】

図１は、本発明の衛星コンステレーションの形成装置１００を構成する宇宙機１０を示している。この図において、（Ａ）は宇宙機１０の全体図、（Ｂ）は宇宙機１０の分解図である。

【0020】

図１において、宇宙機１０は、衛星搭載放出装置１２、宇宙機推進装置１４、及び宇宙機制御装置１６を有する。

【0021】

衛星搭載放出装置１２は、複数（この例で５機）の衛星１を搭載し、各衛星１を順に放出する機能を有する。

【0022】

宇宙機推進装置１４は、例えば燃料タンク１５ａとガス噴射装置１５ｂとを有し、宇宙機１０の前方及び後方に推進ガスを噴射して、軌道上において加速及び減速が可能に構成されている。

【0023】

宇宙機制御装置１６は、例えば太陽電池パネル１７、電源装置、及び通信装置を有し、地上又は各衛星１と通信して、衛星搭載放出装置１２と宇宙機推進装置１４を制御する。

【0024】

衛星１は、加速又は減速用の推進装置と燃料（推薬）とを搭載しない小型衛星であることが好ましい。

【0025】

図２は、宇宙機１０を円軌道２に投入するロケット２０の全体図である。
このロケット２０は、複数段（例えば３段）の固体モータを有し、上述した宇宙機１０を所定の円軌道２まで搬送し、その円軌道２に投入する機能を有する。
所定の円軌道２（図４参照）は、例えば北極と南極の上空を低高度（高度５００〜７００ｋｍ）で周回する太陽同期軌道などが想定される。

【0026】

図３は、本発明の衛星コンステレーションの形成方法（以下、単に「形成方法」と呼ぶ）の全体フロー図である。この図において、本発明の形成方法は、Ｓ１〜Ｓ７の各ステップ（工程）からなる。

【0027】

図４〜図６は、本発明の形成方法の説明図である。このうち、図４は、ロケット２０の打ち上げから宇宙機周回ステップＳ５まで、図５は宇宙機周回ステップＳ５から２番目の衛星放出ステップＳ２（Ｓ２−２）まで、図６は衛星コンステレーションの完成時の説明図である。
以下、図３〜図６を用いて、本発明の形成方法を説明する。

【0028】

打ち上げステップＳ１では、図４の地球Ｅの地点ａからロケット２０により宇宙機１０を打ち上げ（Ｓ１−１）、ステップ（Ｓ１−２）において宇宙機１０を円軌道２に投入する。次いで、ステップ（Ｓ１−３）において太陽電池パネル１７を展開する。
衛星放出ステップＳ２では、円軌道２において宇宙機１０から１つの衛星１（この例では第１衛星１Ａ）を円軌道２に放出する（Ｓ２−１）。
図３のステップＳ３において、放出した衛星１が最後の衛星１（この例では第５衛星１Ｅ）ではない（ＮＯ）の場合、宇宙機加速ステップＳ４において、宇宙機１０を加速して同一の軌道面内で円軌道２から宇宙機遷移軌道３に軌道変更する。

【0029】

宇宙機遷移軌道３は、円軌道２の近傍に設定することが好ましい。例えば、宇宙機遷移軌道３の遠地点高度を、円軌道２の高度の１．０５倍から１．６倍程度に設定するのがよい。この倍数が小さい方が使用燃料は少なくなる。宇宙機遷移軌道３の近地点高度は、円軌道２と同じである。
以下、円軌道２の高度が５００ｋｍであり、宇宙機遷移軌道３の遠地点高度が５５９ｋｍの場合を説明する。

【0030】

宇宙機周回ステップＳ５では、宇宙機１０を宇宙機遷移軌道３を複数回周回させる。ステップＳ５における宇宙機１０の周回回数は、先行する衛星１（例えば第１衛星１Ａ）と後行する衛星１（例えば第２衛星１Ｂ）の周期差が設定時間となるように設定する。この周期差は、例えば、約１９分であり、この周期差を得る宇宙機１０の周回回数は、例えば３１回である。

【0031】

この周回の間に、図５のステップ（Ｓ５−４）の宇宙機１０の姿勢変更を行い、宇宙機１０が減速できるようにすることが好ましい。
なお、本発明では、宇宙機１０が宇宙機推進装置１４を備え、軌道上において、加速及び減速が可能であるので、この姿勢変更を省略してもよい。

【0032】

宇宙機減速ステップＳ６では、宇宙機１０の所定の周回後に、宇宙機１０を減速して同一の軌道面内で宇宙機遷移軌道３から円軌道２に軌道変更する（図５参照）。
ステップＳ６の後、衛星放出ステップＳ２に戻り、円軌道２おいて宇宙機１０から１つの衛星１（この例では第２衛星１Ｂ）を円軌道２に放出する（Ｓ２−２）。

【0033】

ステップＳ２〜Ｓ６は、最後の衛星１（この例では第５衛星１Ｅ）の衛星放出ステップＳ２が終了するまで、順に繰り返す。
図３のステップＳ３において、放出した衛星１が最後の衛星１（第５衛星１Ｅ）である（ＹＥＳ）の場合、ステップＳ７で衛星コンステレーション（図６）の形成を終了（完了）する。
図６は形成された衛星コンステレーションを示している。

【0034】

上述したステップＳ１〜Ｓ７は、衛星１が、加速又は減速用の推進装置と推薬とを搭載しない小型衛星である場合である。

【0035】

図１において、衛星１は、衛星推進装置１ａと衛星制御装置１ｂを備えてもよい。この場合、衛星推進装置１ａは、軌道上において加速及び減速をそれぞれ１回可能であればよい。
衛星制御装置１ｂは、衛星推進装置１ａを制御し、加速又は減速により軌道変更する。

【実施例】

【0036】

上述した本発明を以下の条件で試算した。
５機の衛星１で衛星コンステレーションを構成する。各衛星１は、加速又は減速用の推進装置と推薬とを搭載しない小型衛星であり、重量は１００ｋｇである。円軌道２の高度は５００ｋｍの低軌道である。宇宙機の燃費にあたる比推力（ＩＳＰ、Ｓｐｅｃｉｆｉｃ ｉｍｐｕｌｓｅ）は２１５秒とした。

【0037】

図７は、本発明の試算例を示す図である。
この図において、横軸は宇宙機遷移軌道３の遠地点高度［ｋｍ］であり、左側の縦軸は、必要となる宇宙機１０の周回回数［回］と日数［日］であり、右側の縦軸は、必要となる宇宙機１０の推薬重量［ｋｇ］である。
また図中のＡは、目標周期差（７２°）を付けるための宇宙機１０の周回回数［回］、Ｂは、最初の衛星放出ステップＳ２（Ｓ２−１）から衛星コンステレーションの完成までに必要な日数［日］、Ｃは、衛星コンステレーションの完成までに必要な宇宙機１０の軌道遷移用の推薬重量［ｋｇ］である。

【0038】

図７から、遠地点高度が高いほど、宇宙機１０の周回回数と必要日数が少なくなるが、宇宙機１０の推薬重量は増加することがわかる。
また、この図から宇宙機遷移軌道３の遠地点高度が５５９ｋｍの場合、周回回数は約３１回、必要日数は約８．２日、推薬重量は約４６ｋｇとなることがわかる。
すなわち、本発明では、宇宙機遷移軌道３の遠地点高度を円軌道近傍に設定することができるので、宇宙機１０の１回の周回（加速と減速）に必要となる推薬重量を、約９〜１３ｋｇに抑えることができる。

【0039】

図８は、従来方法の説明図である。この図において、（Ａ）は衛星コンステレーションの形成過程、（Ｂ）は完成した衛星コンステレーションを示している。

【0040】

従来方法では、例えば１つのロケットに複数の衛星１を搭載し、所定の円軌道２において、ロケットから複数の衛星１を円軌道上に放出する。
各衛星１は、放出された後に、それぞれ増速して異なる遷移軌道５ａ，５ｂ，５ｃ，５ｄ，５ｅ（楕円軌道）を飛行し、それぞれ異なる時間が経過した後、それぞれ減速して同一の円軌道２の異なる位置の衛星１（１Ａ，１Ｂ，１Ｃ，１Ｄ）となる。
完成した衛星コンステレーション（図８（Ｂ））は、図６と同様である。

【0041】

従来方法では、同一の円軌道２に、５機の衛星１を等間隔に配置する場合、各衛星１の周期差（例えば、約１９分）を得るためには、最初と最後の衛星１の周期差は、約７６分（＝１９×４）となる。最初の衛星１（１Ａ）は、その分、遠地点の遠い遷移軌道５ａ，５ｂ，５ｃ，５ｄ，５ｅを飛行するため、増速と減速に大量の推薬を必要とする。

【0042】

例えば、従来の方法の場合、同一条件において、５機の衛星１には、加速と減速のため、第１衛星１Ａから第５衛星１Ｅまで順に、約２２５ｋｇ，約１５５ｋｇ，約９８ｋｇ，約４５ｋｇ，０ｋｇの推薬を搭載する必要がある。すなわち、従来の方法の場合、同一条件において、衛星コンステレーションの完成までに必要な軌道遷移用推薬の重量は、試算では約５２３ｋｇとなる。従って本発明により、必要な推薬重量を従来よりも大幅に低減できることがわかる。

【0043】

上述した本発明によれば、１つの衛星１を円軌道２に放出した後、次の衛星１を円軌道２に放出するまでに、宇宙機１０を加速して宇宙機遷移軌道３に軌道変更し、宇宙機遷移軌道３を複数回周回後に、宇宙機１０を減速して円軌道２に軌道変更する。

【0044】

各衛星１は、宇宙機１０から放出された円軌道２で加速又は減速することなくそのまま円軌道２を飛行するので、各衛星１の加速と減速は実質的に不要であり、各衛星１に搭載する燃料（推薬）を従来よりも大幅に低減することができる。

【0045】

隣接する２つの衛星間の周期差は、宇宙機１０の周回回数により設定することができ、この周回には推薬を必要としない。また、宇宙機１０は、宇宙機遷移軌道３を複数回周回するので、宇宙機遷移軌道３を円軌道２の近傍に設定することができ、宇宙機１０の加速と減速の必要燃料（推薬）を少なくできる。

【0046】

従って、本発明によれば、宇宙機１０の１回の加速と減速で、後行の衛星１を適切な周期差で同一の円軌道２に放出することができる。これにより、例えば宇宙機１０の４回の加速と減速で、５機の衛星１を放出して衛星コンステレーションを形成でき、衛星コンステレーションの形成に必要な推薬の総量を従来よりも大幅に低減することができる。

【0047】

本発明は更に、以下の付随した効果を有する。
（１）各衛星１の加速と減速が実質的に不要であり、各衛星１を従来よりも大幅に小型化、軽量化できる。
（２）宇宙機１０の軌道遷移用の推薬重量が大幅に低減されるので、宇宙機１０を大幅に小型化、軽量化できる。
（３）ロケット２０のペイロードが低減されるので、同一のミッションに必要なロケット２０を小型化できる。あるいは、同一のロケット２０でより多くのミッションを実行できる。

【0048】

なお本発明は上述した実施の形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更を加え得ることは勿論である。

【符号の説明】

【0049】

ａ 地点、Ｅ 地球、１ 衛星、１ａ 衛星推進装置、１ｂ 衛星制御装置、
１Ａ 第１衛星、１Ｂ 第２衛星、１Ｃ 第３衛星、１Ｄ 第４衛星、
１Ｅ 第５衛星、２ 円軌道、３ 宇宙機遷移軌道、
５ａ，５ｂ，５ｃ，５ｄ，５ｅ 遷移軌道、１０ 宇宙機、
１２ 衛星搭載放出装置、１４ 宇宙機推進装置、１５ａ 燃料タンク、
１５ｂ ガス噴射装置、１６ 宇宙機制御装置、１７ 太陽電池パネル、
２０ ロケット、１００ 衛星コンステレーションの形成装置

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】