特許 7432187 スペースデブリ除去装置

(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】

(24)【登録日】2024-02-07

(45)【発行日】2024-02-16

(54)【発明の名称】スペースデブリ除去装置

(51)【国際特許分類】

   B64G 1/62 20060101AFI20240208BHJP

   B64G 1/24 20060101ALI20240208BHJP

   B64G 1/40 20060101ALI20240208BHJP

   B64G 1/64 20060101ALI20240208BHJP

   B64G 1/56 20060101ALN20240208BHJP

【ＦＩ】

B64G1/62

B64G1/24 Z

B64G1/40 900

B64G1/64 600

B64G1/56

【請求項の数】 7

(21)【出願番号】P 2020020658

(22)【出願日】2020-02-10

(65)【公開番号】P2021126908

(43)【公開日】2021-09-02

【審査請求日】2022-12-01

【新規性喪失の例外の表示】特許法第３０条第２項適用 ２０１８年度修士論文審査会（中京大学 工学研究科 電気電子工学専攻）において平成３１年２月１２日に発表した。

(73)【特許権者】

【識別番号】502178001

【氏名又は名称】学校法人梅村学園

(73)【特許権者】

【識別番号】503361400

【氏名又は名称】国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構

(74)【代理人】

【識別番号】100101454

【弁理士】

【氏名又は名称】山田 卓二

(74)【代理人】

【識別番号】100132241

【弁理士】

【氏名又は名称】岡部 博史

(74)【代理人】

【識別番号】100199314

【弁理士】

【氏名又は名称】竹内 寛

(74)【代理人】

【識別番号】100218132

【弁理士】

【氏名又は名称】近田 暢朗

(72)【発明者】

【氏名】村中 崇信

(72)【発明者】

【氏名】上野 一磨

(72)【発明者】

【氏名】奥村 哲平

(72)【発明者】

【氏名】大川 恭志

【審査官】志水 裕司

(56)【参考文献】

【文献】特開２０１０－２８５１３７（ＪＰ，Ａ）

【文献】米国特許出願公開第２０２０／００２４００５（ＵＳ，Ａ１）

(58)【調査した分野】(Int.Cl.，ＤＢ名)

Ｂ６４Ｇ １／００

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

地球を周回するスペースデブリに取り付けられ、前記スペースデブリの周回速度を低下させることにより前記スペースデブリの軌道を変更するスペースデブリ除去装置であって、
前記スペースデブリと対向する第１の面および前記第１の面と反対面の第２の面を有し、前記第１の面および前記第２の面を異なる電位に帯電可能な構造を有する膜部材と、
前記膜部材と電気的に接続され、前記第１の面が前記第２の面よりも所定の電位差だけ低くなる負電位になるように前記膜部材を帯電させる帯電装置と、
前記膜部材を前記スペースデブリに取り付ける取付装置と
を備え、
前記膜部材は、
前記第１の面を構成する導電性材料からなる第１導体と、
前記第２の面を構成する導電性材料からなる第２導体と、
前記第１導体と前記第２導体との間に配置される導電性材料からなる第３導体と、
前記第１導体と前記第３導体との間に配置される絶縁体材料または誘電体材料からなる第１不導体と、
前記第２導体と前記第３導体との間に配置される絶縁体材料または誘電体材料からなる第２不導体と
を備える、スペースデブリ除去装置。

【請求項2】

地球を周回するスペースデブリに取り付けられ、前記スペースデブリの周回速度を低下させることにより前記スペースデブリの軌道を変更するスペースデブリ除去装置であって、
前記スペースデブリと対向する第１の面および前記第１の面と反対面の第２の面を有し、給電を受けて前記第１の面が前記第２の面よりも所定の電位差だけ低くなる負電位になるように帯電される膜部材と、
前記膜部材を前記スペースデブリに取り付ける取付装置と
を備え、
前記膜部材は、
前記第１の面を構成する導電性材料からなる第１導体と、
前記第２の面を構成する導電性材料からなる第２導体と、
前記第１導体と前記第２導体との間に配置される導電性材料からなる第３導体と、
前記第１導体と前記第３導体との間に配置される絶縁体材料または誘電体材料からなる第１不導体と、
前記第２導体と前記第３導体との間に配置される絶縁体材料または誘電体材料からなる第２不導体と
を備える、スペースデブリ除去装置。

【請求項3】

地球を周回するスペースデブリに取り付けられ、前記スペースデブリの周回速度を低下させることにより前記スペースデブリの軌道を変更するスペースデブリ除去装置であって、
前記スペースデブリと対向する第１の面および前記第１の面と反対面の第２の面を有し、前記第１の面および前記第２の面を異なる電位に帯電可能な構造を有する膜部材と、
前記膜部材と電気的に接続され、前記第１の面が前記第２の面よりも所定の電位差だけ低くなる負電位になるように前記膜部材を帯電させる帯電装置と、
前記膜部材を前記スペースデブリに取り付ける取付装置と
を備え、
前記膜部材は、
前記第１の面を構成する導電性材料からなる第１導体と、
前記第２の面を構成する導電性材料からなる第２導体と、
前記第１導体と前記第２導体との間に配置される絶縁体材料または誘電体材料からなる不導体と
を備える、スペースデブリ除去装置。

【請求項4】

地球を周回するスペースデブリに取り付けられ、前記スペースデブリの周回速度を低下させることにより前記スペースデブリの軌道を変更するスペースデブリ除去装置であって、
前記スペースデブリと対向する第１の面および前記第１の面と反対面の第２の面を有し、給電を受けて前記第１の面が前記第２の面よりも所定の電位差だけ低くなる負電位になるように帯電される膜部材と、
前記膜部材を前記スペースデブリに取り付ける取付装置と
を備え、
前記膜部材は、
前記第１の面を構成する導電性材料からなる第１導体と、
前記第２の面を構成する導電性材料からなる第２導体と、
前記第１導体と前記第２導体との間に配置される絶縁体材料または誘電体材料からなる不導体と
を備える、スペースデブリ除去装置。

【請求項5】

前記膜部材および前記取付装置と機械的に接続され、推進機能を有する衛星本体をさらに備え、
前記取付装置は、所定の長さを有し、前記スペースデブリを捕獲するための捕獲機構を含む、請求項１から４のいずれか１項に記載のスペースデブリ除去装置。

【請求項6】

前記所定の電位差は、１０Ｖ～１０００Ｖである、請求項１から請求項５のいずれか１項に記載のスペースデブリ除去装置。

【請求項7】

前記第１の面の電位は、－１０Ｖ以下に設定されている、請求項１から請求項６のいずれか１項に記載のスペースデブリ除去装置。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、スペースデブリ除去装置に関する。

【背景技術】

【0002】

人工衛星打ち上げ時の使用済みロケットなどの宇宙ゴミ（スペースデブリ）は増加の一途をたどっており、現在軌道上に存在しているスペースデブリは１ｍｍ以上のもので１億を超えると予想されている。このようなスペースデブリ同士が衝突すれば新たに数百、数千のより小さなスペースデブリが発生し、指数関数的にスペースデブリが自己増殖する。そのため、スペースデブリを除去するための早急な対策が求められている。

【0003】

特許文献１には、スペースデブリ除去装置が開示されている。このスペースデブリ除去装置は、円形又は多角形からなる膜部材あるいはガス圧封入可能なバルーンないしはエアーマット状の構造物からなる抗力増大装置を有する。このスペースデブリ除去装置は、スペースデブリに取り付けられ、抗力増大装置により微量の大気および太陽光輻射圧を受けて、スペースデブリの軌道を変更する。このようにしてスペースデブリを保護すべき重要な衛星軌道から離脱させる。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0004】

【文献】特開２０１０－２８５１３７号公報

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0005】

しかしながら、軌道高度が高くなるにつれて大気密度が著しく低下するため、特許文献１のスペースデブリ除去装置では軌道高度が高くなるにつれて大気から得られる抗力が低下する。大気密度は、例えば高度４００ｋｍ～６００ｋｍに比べて高度１０００ｋｍ付近で１／５０～１／１００程度まで低下することが確認されている。従って、特許文献１のスペースデブリ除去装置では、そのような大気密度が十分でない軌道高度の領域では、十分な実行能力が得られないおそれがある。

【0006】

上記のような大気密度が十分でない軌道高度の領域では、電気的に中性な気体と、その一部が太陽紫外線によって電離した電離気体（イオンおよび電子）から構成される。従って、大気密度の変化を詳細に確認すると、中性大気の密度は上記の通り高度が高くになるにつれて著しく低下するが、イオン密度の減少はこれよりも少ないものとなっている。換言すれば、大気密度が十分でない軌道高度の領域では、中性大気からの抗力を受けるよりもイオンによる抗力を受けることが有効である可能性がある。そのためには、例えば、特許文献１の膜部材を帯電させて膜面周辺にシース（電位勾配を有する電気的に中性でない空間電荷層）を形成し、収集されたイオンがシース内で静電加速された結果、イオンからの抗力を増大させることができると考えられる。

【0007】

しかし、特許文献１の膜部材を帯電させる方法においても、膜部材に対する印加電圧の絶対値が増大すると、抗力を増大させることができないおそれがある。具体的には、膜部材に対する印加電圧の絶対値が増大すると、膜部材の周囲にシース（電位勾配を有する電気的に中性でない空間電荷層）が等方的に形成され、膜面の軌道運動速度相当で流れるイオンの流れ場において、上流側および下流側に向く膜部材の両面でイオン収集が発生し得る。即ち、イオンが膜部材の下流側面へと回り込むおそれがある。その結果、イオンと膜面との運動量交換が上流側面と下流側面で相殺してしまい、膜面の進行方向にイオンから十分な抗力を得られず、抗力を増大させることが現実的に困難となるおそれがある。

【0008】

本発明は、帯電型の膜部材を有するスペースデブリ除去装置において、抗力を増大させることを課題とする。

【課題を解決するための手段】

【0009】

本発明の第１の態様は、
地球を周回するスペースデブリに取り付けられ、前記スペースデブリの周回速度を低下させることにより前記スペースデブリの軌道を変更するスペースデブリ除去装置であって、
前記スペースデブリと対向する第１の面および前記第１の面と反対面の第２の面を有し、前記第１の面および前記第２の面を異なる電位に帯電可能な構造を有する膜部材と、
前記膜部材と電気的に接続され、前記第１の面が前記第２の面よりも所定の電位差だけ低くなる負電位になるように前記膜部材を帯電させる帯電装置と、
前記膜部材を前記スペースデブリに取り付ける取付装置と
を備える、スペースデブリ除去装置を提供する。

【0010】

この構成によれば、膜部材の第１の面と第２の面に対して電位差を設けているため、シースが膜部材の周囲に等方的に形成されることを抑制できる。このとき、スペースデブリと対向する第１の面はイオン流の上流側の面（受圧側の面）となり、第２の面はイオン流の下流側の面となっている。従って、イオン流の上流側の第１の面におけるシースが拡大し、第１の面において正イオン（以下、単にイオンともいう。）を効率的に収集できるとともに、第２の面におけるシースが縮小し、イオンの第２の面への回り込みが抑制される。これにより、イオンの膜部材に対する運動量交換がイオン流の上流側（第１の面側）と下流側（第２の面側）で相殺することを抑制でき、イオンから十分な抗力を得ることができる。また、上記構成では、スペースデブリ除去装置に帯電装置が搭載されているため、外部から給電される必要なくスペースデブリ除去装置単体で上記のような抗力増大機能を達成できる。ここで、帯電装置は、例えば、単に電源であってもよいし、イオン源であってもよい。

【0011】

本発明の第２の態様は、
地球を周回するスペースデブリに取り付けられ、前記スペースデブリの周回速度を低下させることにより前記スペースデブリの軌道を変更するスペースデブリ除去装置であって、
前記スペースデブリと対向する第１の面および前記第１の面と反対面の第２の面を有し、給電を受けて前記第１の面が前記第２の面よりも所定の電位差だけ低くなる負電位になるように帯電される膜部材と、
前記膜部材を前記スペースデブリに取り付ける取付装置と
を備える、スペースデブリ除去装置を提供する。

【0012】

この構成によれば、膜部材の第１の面と第２の面に対して電位差を設けているため、シースが膜部材の周囲に等方的に形成されることを抑制できる。このとき、スペースデブリと対向する第１の面はイオン流の上流側の面（受圧側の面）となり、第２の面はイオン流の下流側の面となっている。従って、イオン流の上流側の第１の面におけるシースが拡大し、第１の面において正イオン（以下、単にイオンともいう。）を効率的に収集できるとともに、第２の面におけるシースが縮小し、イオンの第２の面への回り込みが抑制される。これにより、イオンの膜部材に対する運動量交換がイオン流の上流側（第１の面側）と下流側（第２の面側）で相殺することを抑制でき、イオンから十分な抗力を得ることができる。また、上記構成では、スペースデブリ除去装置に帯電装置が搭載されていないため、上記第１の態様と比べて部品点数を削減できる。

【0013】

前記膜部材および前記取付装置と機械的に接続され、推進機能を有する衛星本体をさらに備え、
前記取付装置は、所定の長さを有し、前記スペースデブリを捕獲するための捕獲機構を含んでもよい。

【0014】

この構成によれば、既に宇宙空間に存在するスペースデブリを積極的に除去できる。スペースデブリの除去には２種類の手法があるとされる。第１の手法が運用を終了した衛星やロケットの軌道からの自力離脱であるＰＭＤ(Post Mission Disposal)である。第２の手法が既に地球周回軌道上に存在するスペースデブリを取り除くＡＤＲ(Active Debris Removal)である。前者のＰＭＤは、衛星やロケットの打ち上げ前に上記スペースデブリ除去装置を予め搭載しておく必要があり、それらの運用の終了とともに上記スペースデブリ除去装置を展開する。しかし、後者のＡＤＲは、衛星やロケットの打ち上げ前に上記スペースデブリ除去装置を予め搭載しておく必要がなく、それらの運用の終了とともにスペースデブリとなった衛星やロケットの残骸を積極的に捕獲して除去することができる。ここで、上記の所定の長さとは、十分なイオン収集能力を発揮できる程度の長さであり、スペースデブリの大きさに応じて異なる。大型のスペースデブリ後方では、スペースデブリに近いほどスペースデブリの軌道速度に対して熱速度が相対的に遅いイオンの割合が低下する空間（イオンウェイク）が生じる。このイオンウェイクの領域に膜部材が位置すると、膜部材のイオン収集能力が低下する。従って、イオンウェイクの領域に膜部材が位置することを回避するために、膜部材をスペースデブリから一定以上離す必要がある。よって、取付装置には所定の長さが必要となる。例えば、ロケット上段部は直径約２ｍ～４ｍ程度、高度７００－１０００ｋｍの軌道速度が約７．５ｋｍ／ｓ、イオンのうち大きな運動量を持つ酸素イオンの熱速度が約１．１ｋｍ／ｓ程度であるため、上記所定の長さとしては最低でも１０～２０ｍ、好ましくは３０ｍ程度が想定される。

【0015】

前記膜部材は、
前記第１の面を構成する導電性材料からなる第１導体と、
前記第２の面を構成する導電性材料からなる第２導体と、
前記第１導体と前記第２導体との間に配置される導電性材料からなる第３導体と、
前記第１導体と前記第３導体との間に配置される絶縁体材料または誘電体材料からなる第１不導体と、
前記第２導体と前記第３導体との間に配置される絶縁体材料または誘電体材料からなる第２不導体と
を備えてもよい。

【0016】

この構成によれば、膜部材が５層構造によって構成され、具体的に第１の面および第２の面に対して所定の電位差を設けることができる。特に中央に第３導体が配置されることで、第１導体および第２導体に対して第３導体からの電位差をそれぞれ正確に与えることができる。

【0017】

前記膜部材は、
前記第１の面を構成する導電性材料からなる第１導体と、
前記第２の面を構成する導電性材料からなる第２導体と、
前記第１導体と前記第２導体との間に配置される絶縁体材料または誘電体材料からなる不導体と
を備えてもよい。

【0018】

この構成によれば、膜部材が３層構造によって構成され、具体的に第１の面および第２の面に対して所定の電位差を設けることができる。一般に、膜部材は宇宙空間で展開されるまでは折り畳まれた状態で収納されることが想定される。従って、膜部材が多層になるほど部材や電気的な結線や配線が増え、収納が困難となり、結線や配線の不具合などを防止するための取り扱いが困難となるおそれがある。そのため、膜部材を３層に構成することで、構造を単純化し、取り扱いを容易にすることができる。

【0019】

前記所定の電位差は、１０Ｖ～１０００Ｖであってもよい。ただし、前記第１の面の電位は－１０Ｖ以下に（負側に大きく）設定されることが望ましい。

【0020】

この構成によれば、シースが膜部材の周囲に等方的に形成されることを抑制できるとともに、第１の面においてイオンを効率的に収集できるシースを形成できる。また、シース内でイオンを十分静電加速し増速することができる。換言すれば、１０Ｖ未満の電位差では第１の面においてイオンを効率的に収集できる大きさのシースを形成できず、また、第１の面の電位が－１０Ｖより大きく（負側に小さく）設定された場合は、シース内でイオンは静電加速するが増速は十分とは言えない。１０００Ｖ以上の電位差では膜面に流入する電子もしくはイオン電流による電力消費が大となり、本システムが消費電力の観点から非効率となるおそれがある。

【発明の効果】

【0021】

本発明によれば、帯電型の膜部材を有するスペースデブリ除去装置において、膜部材を複数電位に帯電させるため、抗力を増大させることができる。

【図面の簡単な説明】

【0022】

【図1】本発明の第１実施形態に係るスペースデブリ除去装置の概略構成図。

【図2】第１実施形態における膜部材の一部の断面図。

【図3】第１実施形態とは異なる単電位型の膜部材周囲のシースを示す模式図。

【図4】第１実施形態における複数電位型の膜部材周囲のシースを示す模式図。

【図5】図２の変形例における膜部材の一部の断面図。

【図6】図５の変形例における膜部材の一部の断面図。

【図7】図１の膜部材の変形例を示すスペースデブリ除去装置の概略構成図。

【図8】図７の帯電装置の変形例を示す膜部材の正面図。

【図9】第２実施形態に係るスペースデブリ除去装置の概略構成図。

【発明を実施するための形態】

【0023】

以下、添付図面を参照して本発明の実施形態を説明する。

【0024】

（第１実施形態）
図１は、本発明の第１実施形態に係るスペースデブリ除去装置１の概略構成図である。本実施形態のスペースデブリ除去装置１は、地球を周回するスペースデブリ２に取り付けられ、スペースデブリ２の周回速度を低下させることによりスペースデブリ２の軌道を変更する。これにより、スペースデブリ２を地上へと落下させるなどして人工衛星等に使用される重要な軌道を保護する。

【0025】

図１では、スペースデブリ２の進行方向が矢印Ａ１で示されている。スペースデブリ除去装置１から見れば、矢印Ａ１とは反対方向にイオン流が相対的に流れている。また、破線円で示されるスペースデブリ除去装置１の一部が拡大して示されている。

【0026】

本実施形態のスペースデブリ除去装置１は、衛星本体１０と、膜部材２０と、帯電装置３０と、取付装置４０とを備える。

【0027】

衛星本体１０は、膜部材２０および取付装置４０と機械的に接続され、推進機能を有している。詳細を図示しないが、推進機能は、イオンエンジンなどの公知の機構によって達成され得る。

【0028】

膜部材２０は、スペースデブリ２に向かって凸形状を有する概ね半球殻状ないし傘状である。膜部材２０は、後述するようにイオン流から抗力を受けてスペースデブリ２の周回速度を低下させる。

【0029】

図２は、膜部材２０の一部の断面図である。膜部材２０は、以下のように複数電位に帯電可能な構造を有している。膜部材２０は、スペースデブリ２と対向する第１の面２１ａおよび第１の面２１ａと反対面の第２の面２２ａを有している。第１の面２１ａおよび第２の面２２ａは、互いに異なる電位に帯電可能な構造となっている。具体的には、膜部材２０は、第１の面２１ａを構成する導電性材料からなる第１導体２１と、第２の面２２ａを構成する導電性材料からなる第２導体２２と、第１導体２１と第２導体２２との間に配置される導電性材料からなる第３導体２３とを備える。また、膜部材２０は、第１導体２１と第３導体２３との間に配置される絶縁体材料または誘電体材料からなる第１不導体２４と、第２導体２２と第３導体２３との間に配置される絶縁体材料または誘電体材料からなる第２不導体２５とを備える。本実施形態では、第１不導体２４および第２不導体２５は、ともにポリイミドからなる。

【0030】

帯電装置３０は、電源３１を含む。電源３１は、膜部材２０と電気的に接続されている。詳細には、電源３１の負極が第１導体２１に電気的に接続され、電源３１の正極が第２導体２２に電気的に接続されている。第３導体２３は接地部１０に接続されているが、これは第３導体２３が衛星本体１０に電気的に接続されていることを示す。従って、ここでは、接地部１０と衛星本体１０とを同じ参照符号で示している。宇宙空間では、衛星本体１０の電位は必ずしもゼロではなく、衛星本体１０の周囲環境によって衛星本体１０の電位は変動する。従って、接地部１０の電位は、衛星本体１０が存在する位置におけるいわゆる宇宙機電位を示す。本実施形態では、帯電装置３０によって、第１の面２１ａが第２の面２２ａよりも所定の電位差だけ低くなる負電位に帯電される。ここでの宇宙機電位は、宇宙空間における宇宙機（衛星本体１０）の基準電位と考える。

【0031】

代替的には、電源３１は、イオン源に置換されてもよい。イオン源は、宇宙空間に正および／または負のイオンを放出することにより、自身の基準電位をはじめの状態から放出イオンの電荷と逆電位に変動させることができる。この原理により、イオン源の基準電位に接続された膜部材２０を前述のように複数電位に帯電させることができる。この場合、電源３１と置換されたイオン源の少なくともひとつは接地部１０と電気的に浮動である必要がある。ここでは、上記のようなイオン源による膜部材２０への帯電態様も電気的な接続に含む。また、イオン源を使用する場合、イオンを放出する反作用力を、スペースデブリ２に接近するための推進力またはスペースデブリ２を減速させるための抗力として活用することもできる。

【0032】

第１導体２１（第１の面２１ａ）と第２導体２２（第２の面２２ａ）との間の上記所定の電位差は、好ましくは、１０Ｖ～１０００Ｖと設定され、より好ましくは、１００Ｖ～１０００Ｖと設定される。また、好ましくは、第１導体２１（第１の面２１ａ）の電位は－１０Ｖ以下と（負側に大きく）設定され、より好ましくは－１００Ｖ以下と（負側に大きく）設定される。なお、ここでの－１０Ｖ以下または－１００Ｖ以下の電位は、上記宇宙機電位を基準とする電位である。当該電位差および電位によれば、シースが膜部材２０の周囲に等方的に形成されることを抑制できるとともに、第１の面２１ａにおいてイオンを効率的に収集できるシースを形成できる。また、シース内でイオンを十分静電加速し増速することができる。換言すれば、１０Ｖ未満の電位差では第１の面２１ａにおいてイオンを効率的に収集できる大きさのシースを形成できず、また、第１の面の電位が－１０Ｖより大きく（負側に小さく）設定された場合は、シース内でイオンは静電加速するが増速は十分とは言えない。１０００Ｖ以上の電位差では膜面に流入する電子もしくはイオン電流による電力消費が大となり、本システムが消費電力の観点から非効率となるおそれがある。

【0033】

図１を参照して、取付装置４０は、所定の長さを有し、スペースデブリ２を捕獲するための捕獲機構４１を有する。

【0034】

捕獲機構４１は、スペースデブリ２に打ち込まれる銛４１ａと、スペースデブリ２に打ち込むために銛４１ａを射出する射出装置４１ｂと、銛４１ａおよび射出装置４１ｂを繋ぐテザー４１ｃとを含む。このような捕獲機構４１は、ＡＤＲ(Active Debris Removal)に特有である。

【0035】

上記構成を有するスペースデブリ除去装置１は、衛星本体１０の推進機能によってスペースデブリ２に接近し、射出装置４１ｂからテザー４１ｃの付いた銛４１ａを射出し、スペースデブリ２に銛４１ａを打ち込んで捕獲する。次いで、膜部材２０を展開し、スペースデブリ２の周回速度を低下させることによりスペースデブリ２の軌道を変更する。従って、本実施形態のスペースデブリ除去装置１は、ＡＤＲ対応のものといえる。

【0036】

大型のスペースデブリ２の後方では、スペースデブリ２に近いほどスペースデブリの軌道速度に対し熱速度が相対的に遅いイオンの割合が低下する空間（イオンウェイク）が生じる。このイオンウェイクの領域に膜部材２０が位置すると、膜部材２０のイオン収集能力が低下するおそれがある。従って、イオンウェイクの領域に膜部材２０が位置することを回避するためにテザー４１ｃには所定の長さが必要となる。例えば、スペースデブリ２として、運用を終了したロケットの上段部が想定される。その場合、ロケット上段部は直径約２ｍ～４ｍ程度、高度７００－１０００ｋｍの軌道速度が約７．５ｋｍ／ｓ、イオンのうち大きな運動量を持つ酸素イオンの熱速度が約１．１ｋｍ／ｓ程度であるため、上記所定の長さとしては最低でも１０～２０ｍ、好ましくは３０ｍ程度が想定される。

【0037】

本実施形態では、捕獲機構４１が銛４１ａを含む例を示しているが、捕獲機構４１の捕獲態様は銛４１ａを使用するものに限定されない。代替的には、ロボットアームなどのその他の態様の捕獲器具を使用してもよい。

【0038】

図３，４を比較参照して、単電位型の膜部材２００と、複数電位型の膜部材２０との差を説明する。なお、説明を簡単にするため、膜部材２０の形状は平板状としている。

【0039】

図３は、本実施形態とは異なる単電位型の膜部材２００を使用した場合のシースＳｍの形状を示している。図４は、本実施形態と同じ複数電位型の膜部材２０を使用した場合のシースＳｍの形状を示している。図３，４のシースＳｍは、イオンを収集する領域を示している。

【0040】

まず、図３を参照して、単電位型の膜部材２００では、シースＳｍが膜部材２００の周囲に等方的（概ね球体状）に形成されている。このような等方的なシースＳｍでは、スペースデブリ２と対向する第１の面２１０だけでなく、第１の面２１０と反対面の第２の面２２０においてもイオンが収集される。結果として、イオン流Ａ２の回り込みが発生し、イオンの運動量交換がイオン流Ａ２の上流側（第１の面２１ａ側）と下流側（第２の面２２ａ側）で相殺し、イオンから十分な抗力を得ることができないおそれがある。

【0041】

次に、図４を参照して、複数電位型の膜部材２０では、第１の面２１ａ側にのみイオン収集に実効的に寄与するシースＳｍ（この場合はイオンシース）が形成されている。換言すれば、第２の面２２ａにおけるシースは、第２の面２２ａの電位が空間電位と同等となる場合は、図３の状態から大きく縮小してイオン収集に実効的に寄与しない。そのため、イオンの運動量交換がイオン流Ａ２の上流側（第１の面２１ａ側）と下流側（第２の面２２ａ側）で相殺することを抑制でき、第１の面２１ａにおいてのみイオンを収集し、第１の面２１ａにおいてのみ抗力を受けることができる。なお、図４では、破線にて第２の面２２ａの正の電位に基づく領域Ｓｐ（この場合は電子シース）も示されている。当該領域Ｓｐでは、イオンの収集が抑制され、即ちイオン流Ａ２の回り込みが抑制される。

【0042】

本実施形態のスペースデブリ除去装置１によれば、膜部材２０の第１の面２１ａと第２の面２２ａに対して電位差を設けているため、シースが膜部材２０の周囲に等方的に形成されることを抑制できる。このとき、スペースデブリ２と対向する第１の面２１ａはイオン流の上流側の面（受圧側の面）となり、第２の面２２ａはイオン流の下流側の面となっている。従って、イオン流の上流側の第１の面２１ａにおけるシースが拡大し、第１の面においてイオンを効率的に収集できるとともに、第２の面２２ａにおけるシースが縮小し、イオンの第２の面２２ａへの回り込みが抑制される。また、第１の面２１aにおけるシース内ではイオンが静電加速により大きく増速し抗力増大に寄与する（図４におけるイオン流Ａ２参照）。なお、本実施形態では第２の面２２ａにおいてシースＳｍが縮小するだけなく、正の電位に基づく領域Ｓｐが形成されている。これにより、イオンの膜部材２０に対する運動量交換がイオン流の上流側（第１の面２１ａ側）と下流側（第２の面２２ａ側）で相殺することを抑制でき、イオンから十分な抗力を得ることができる。また、上記構成では、スペースデブリ除去装置１に帯電装置３０が搭載されているため、外部から給電される必要なくスペースデブリ除去装置１単体で上記のような抗力増大機能を達成できる。

【0043】

また、膜部材２０が５層構造によって構成されているので、具体的に第１の面２１ａおよび第２の面２２ａに対して所定の電位差を設けることができる。特に中央に第３導体２３が配置されることで、第１導体２１および第２導体２２に対して第３導体２３からの電位差をそれぞれ正確に与えることができる。

【0044】

本実施形態のスペースデブリ除去装置１には、様々な変形例が考えられる。

【0045】

例えば、帯電装置３０および衛星本体１０は、スペースデブリ除去装置１に必須の構成ではない。即ち、膜部材２０および取付装置４０のみをパッケージ化してスペースデブリ除去装置１としてもよく、衛星本体１０および帯電装置３０は外部装置としてもよい。このようにして、既存の衛星にパッケージ化したスペースデブリ除去装置１を追加的に搭載することもできる。

【0046】

図５は、図２の変形例における膜部材２０の一部の断面図である。

【0047】

図５に示す変形例において、膜部材２０は、上記実施形態と同様に、スペースデブリ２と対向する第１の面２６ａおよび第１の面２６ａと反対面の第２の面２７ａを有している。第１の面２６ａおよび第２の面２７ａは、互いに異なる電位に帯電可能な構造となっている。具体的には、膜部材２０は、第１の面２６ａを構成する導電性材料からなる第１導体２６と、第２の面２７ａを構成する導電性材料からなる第２導体２７と、第１導体２６と第２導体２７との間に配置される絶縁体材料または誘電体材料からなる不導体２８とを備える。本変形例では、不導体２８は、ポリイミドからなる。

【0048】

帯電装置３０においては、電源３１の負極が第１導体２６に電気的に接続され、電源３１の正極が第２導体２７に電気的に接続されている。図５では、第１導体２６および第２導体２７は、ともに接地部（衛星本体）１０に電気的に接続されていないが、図６に示す別の変形例のように第２導体２７を接地部（衛星本体）１０に電気的に接続してもよい。いずれの場合でも、帯電装置３０により、第１の面２６ａが第２の面２７ａよりも所定の電位差だけ低くなる負電位に帯電可能である。これにより、膜部材２０が上記実施形態と同様に複数電位に帯電される。

【0049】

図７は、図１の膜部材２０の変形例を示すスペースデブリ除去装置１の概略構成図である。図７では、図１と同様にスペースデブリ２の進行方向が矢印Ａ１で示されている。スペースデブリ除去装置１から見れば、矢印Ａ１とは反対方向にイオン流が相対的に流れている。また、破線円で示されるスペースデブリ除去装置１の一部が拡大して示されている。

【0050】

図７に示す変形例において、膜部材２０は、平坦な板状である。正面視（スペースデブリ２と対向する面視）における膜部材２０の形状は、例えば、正方形、長方形、その他の多角形、または円形などであり得る。また、その他の構造は、図１に示す上記実施形態と同様である。このように、膜部材２０の形状は、特段限定されない。

【0051】

図８は、図７の帯電装置３０の変形例を示す膜部材２０の正面図である。なお、図８の例では、膜部材２０の正面視の形状を正方形としている。

【0052】

図８に示す変形例において、帯電装置３０は、太陽電池３２を含む。太陽電池３２は、斜線部で示されており、膜部材２０の４つの縁部２０ａ～２０ｄに取り付けられている。換言すると、太陽電池３２は、膜部材２０の中央部２０ｅには設けられていない。

【0053】

図８に示す変形例では、膜部材２０において、太陽電池３２の部分は帯電させておらず、太陽電池３２の部分を除く中央部２０ｅを帯電させている。

【0054】

本変形例によれば、太陽電池３２を利用するため、帯電装置３０の耐用年数を長く確保できる。また、帯電装置３０を膜部材２０とともに構成でき、帯電装置３０を膜部材２０とともに収納できるため取り扱いが容易となる。

【0055】

（第２実施形態）
図９に示す第２実施形態のスペースデブリ除去装置１は、ＰＭＤ(Post Mission Disposal)対応のものである。以下で説明する構成以外は、第１実施形態のＡＤＲ対応のスペースデブリ除去装置１の構成と実質的に同じであり得る。従って、第１実施形態にて示した構成と同じ部分については同じ符号を付して説明を省略する場合がある。

【0056】

本実施形態のスペースデブリ除去装置１は、第１実施形態とは異なり、衛星本体１０（図１参照）や捕獲機構４１（図１参照）を有していない。本実施形態では、取付装置４０は、スペースデブリ２を膜部材２０に直接固定する固定具４２を含む。代替的には、取付装置４０は、図１に示すようなテザー４１ｃを含み、テザー４１ｃを介してスペースデブリ２と膜部材２０を機械的に接続してもよい。

【0057】

本実施形態のスペースデブリ除去装置１は、衛星やロケットの打ち上げ前に衛星やロケットに予め搭載される。そして、それらの運用の終了とともにスペースデブリ除去装置１が展開される。従って、除去対象となる衛星やロケットの残骸を宇宙空間で捕獲する必要がなく、除去対象の確実な除去を期待できる。なお、固定具４２は衛星やロケットの打ち上げ前にスペースデブリ２となり得る部材と膜部材２０とを予め固定しおいてもよいし、衛星やロケットの運用終了とともにスペースデブリ２となり得る部材と膜部材２０とを固定してもよい。

【0058】

以上より、本発明の具体的な実施形態およびその変形例について説明したが、本発明は上記形態に限定されるものではなく、この発明の範囲内で種々変更して実施することができる。

【0059】

例えば、上記第１，２実施形態において、第２の面２２ａ，２７ａ（即ち第２導体２２，２７）を第１の面２１ａ，２６ａ（即ち第１導体２１，２６）よりも小さく形成してもよい。また、第２の面２２ａ，２７ａ（即ち第２導体２２，２７）に対してスリットや切り欠きなどを設けてもよい。これらにより、シースの等方的な形成が一層抑制され得る。

【符号の説明】

【0060】

１ スペースデブリ除去装置
２ スペースデブリ
１０ 衛星本体（接地部）
２０ 膜部材
２０ａ～２０ｄ 縁部
２０ｅ 中央部
２１ 第１導体
２１ａ 第１の面
２２ 第２導体
２２ａ 第２の面
２３ 第３導体
２４ 第１不導体
２５ 第２不導体
２６ 第１導体
２６ａ 第１の面
２７ 第２導体
２７ａ 第２の面
２８ 不導体
３０ 帯電装置
３１ 電源
３２ 太陽電池
４０ 取付装置
４１ 捕獲機構
４１ａ 銛
４１ｂ 射出装置
４１ｃ テザー
４２ 固定具
２００ 膜部材
２１０ 第１の面
２２０ 第２の面

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】

【図9】