JP2024029042A - 宇宙状況監視事業装置、および宇宙交通管理システム - Google Patents

Abstract

【課題】衛星コンステレーションにおいて、衝突リスクを回避させる技術を提供する。【解決手段】ＳＳＡ事業装置４７は、複数の事業装置４０の少なくとも１つの事業装置と自装置との間で、宇宙物体に関する軌道情報と、宇宙交通管理を表すルール情報５１５について、法線ベクトルの異なる軌道面の宇宙物体における人工衛星同士が異なる軌道高度を採用して軌道の交点を解消する対策により宇宙物体の衝突を回避する飛行安全対策、または法線ベクトルが同じで、同一軌道高度を飛行する複数の衛星が、軌道面内で概略均等配置になる相対位相角を維持して飛行する対策により宇宙物体の衝突を衝突回避する飛行安全対策について、相互に公開される情報を交換する。【選択図】図３０

Description

本開示は、宇宙状況監視事業装置、および宇宙交通管理システムに関する。

近年、数百から数千機に及ぶ大規模な衛星コンステレーションが提唱されている。また、ＳＴＭ（宇宙交通管制）においては、複数の衛星コンステレーションが共存することによる衝突リスク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。

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。

特開２０１７－１１４１５９号公報

衛星コンステレーションでは、異なる軌道面の軌道高度は全て同一とすることが一般的である。よって、異なる軌道面を同一軌道高度で飛行する衛星同士が衝突するリスクがある。軌道面数、および、軌道面内の衛星数が増加するのに伴い、衝突リスクが高まることが課題となっている。

本開示は、衛星コンステレーションにおいて、衝突リスクを回避させることを目的とする。

本開示に係る宇宙状況監視事業装置は、宇宙状況監視事業者が人工衛星、あるいは、デブリといった宇宙物体に関する軌道情報を宇宙物体の識別番号と対応付けて収集および提供する宇宙状況監視事業装置であって、
前記宇宙物体の識別番号の対応付けられた軌道情報を収集および提供する他の複数の事業装置の各々が具備する宇宙交通管理装置であって、予め定められた、法線ベクトルの異なる軌道面の人工衛星同士は異なる軌道高度を採用する宇宙交通管理のルール、法線ベクトルが同じで同一軌道高度を飛行する複数の人工衛星が軌道面内で概略均等配置になる相対位相角を維持して飛行する宇宙交通管理のルール、及び人工衛星の密集領域を飛行する衛星を管理する事業者が衛星の軌道情報を公開するルール、の少なくとも何れかを含む宇宙交通管理を表すルール情報にしたがって自己が前記識別番号について管理する前記宇宙物体における人工衛星の軌道制御と軌道情報の提供を行い、宇宙交通管理を行う宇宙交通管理装置と、
互換性を持つ宇宙交通管理装置を具備し、
前記他の複数の事業装置から成る宇宙交通管理システムであって、前記他の複数の事業装置の具備する宇宙交通管理装置同士を通信回線で接続した宇宙交通管理システムと自装置の宇宙交通管理装置を介して接続され、
前記他の複数の事業装置の少なくとも１つの事業装置と自装置との間で、前記宇宙物体に関する軌道情報と、前記ルール情報について、法線ベクトルの異なる軌道面の宇宙物体における人工衛星同士が異なる軌道高度を採用して軌道の交点を解消する対策により宇宙物体の衝突を回避する飛行安全対策、または法線ベクトルが同じで、同一軌道高度を飛行する複数の衛星が、軌道面内で概略均等配置になる相対位相角を維持して飛行する対策により宇宙物体の衝突を衝突回避する飛行安全対策について、相互に公開される情報を交換する。

本開示に係る宇宙状況監視事業装置では、宇宙物体の識別番号の対応付けられた軌道情報を収集および提供する他の複数の事業装置の各々が具備する宇宙交通管理装置であって、予め定められた、法線ベクトルの異なる軌道面の人工衛星同士は異なる軌道高度を採用する宇宙交通管理のルール、法線ベクトルが同じで同一軌道高度を飛行する複数の人工衛星が軌道面内で概略均等配置になる相対位相角を維持して飛行する宇宙交通管理のルール、及び人工衛星の密集領域を飛行する衛星を管理する事業者が衛星の軌道情報を公開するルール、の少なくとも何れかを含む宇宙交通管理を表すルール情報にしたがって自己が前記識別番号について管理する前記宇宙物体における人工衛星の軌道制御と軌道情報の提供を行い、宇宙交通管理を行う宇宙交通管理装置と、互換性を持つ宇宙交通管理装置を具備し、
前記他の複数の事業装置から成る宇宙交通管理システムであって、前記他の複数の事業装置の具備する宇宙交通管理装置同士を通信回線で接続した宇宙交通管理システムと自装置の宇宙交通管理装置を介して接続され、前記他の複数の事業装置の少なくとも１つの事業装置と自装置との間で、前記宇宙物体に関する軌道情報と、前記ルール情報について、法線ベクトルの異なる軌道面の宇宙物体における人工衛星同士が異なる軌道高度を採用して軌道の交点を解消する対策により宇宙物体の衝突を回避する飛行安全対策、または法線ベクトルが同じで、同一軌道高度を飛行する複数の衛星が、軌道面内で概略均等配置になる相対位相角を維持して飛行する対策により宇宙物体の衝突を衝突回避する飛行安全対策について、相互に公開される情報を交換する。よって、本開示に係る宇宙状況監視事業装置によれば、効率的、かつ、的確に衛星コンステレーションの衛星について衝突リスクを回避できるという効果がある。

地上に対し、複数衛星が地球の全球に亘り通信サービスを実現する例。 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。 実施の形態１に係る衛星コンステレーションの複数の軌道面の一例を示す模式図。 実施の形態１に係る衛星コンステレーションの複数の軌道面の別例を示す模式図。 実施の形態１に係る衛星コンステレーションの軌道面の１つを飛行する複数の衛星の例。 実施の形態１に係る衛星コンステレーション形成システムの構成図。 実施の形態１に係る衛星コンステレーション形成システムの動作を示す図。 実施の形態２に係る複数の軌道面の相対高度差を表す図。 比較例の対地サービス範囲を示す図。 実施の形態３に係る対地サービス範囲を示す図。 実施の形態４に係る太陽同期軌道の条件を満たす軌道面を示す図。 実施の形態５に係る衛星コンステレーション形成システムにより形成される衛星コンステレーションの例。 衛星コンステレーションにおける衝突の条件の一例を示す模式図。 衛星コンステレーションにおける衝突の条件の一例を示す模式図。 実施の形態６に係る衛星コンステレーション形成システムにより形成される衛星コンステレーションの例。 実施の形態７に係る衛星コンステレーションによる地表サービス範囲を示す図。 実施の形態７に係る衛星コンステレーションにおいて、軌道面数が偶数の場合の極通過タイミングを表す図。 実施の形態７に係る衛星コンステレーションにおいて、軌道面数が奇数の場合の極通過タイミングを表す図。 自由落下によるデオービットの概念を示す図。 衛星コンステレーションの上空の衛星がデオービットする際の衝突リスクを示す図。 衛星の増速と減速による軌道高度の変化を示す図。 推進装置の噴射による軌道傾斜角の変更を示す図。 実施の形態１０に係る地上設備の構成を示す図。 実施の形態６に係る衛星コンステレーション形成システムにより形成される衛星コンステレーションの例。 実施の形態１１に係る衛星コンステレーション２０の具体例を示す模式図。 衛星コンステレーション形成システムの衛星の構成例。 衛星コンステレーション形成システムが備える地上設備の構成例。 衛星コンステレーション形成システムの機能構成例。 実施の形態１２に係る宇宙交通管理システムの全体構成例。 実施の形態１２に係る宇宙交通管理装置の構成例。 宇宙交通管理処理の例２の比較例であり、軌道面内での衛星配置を表す図。 実施の形態１２に係る宇宙交通管理処理の例２における軌道面内での衛星配置を表す図。 法線ベクトルが同じで、かつ、軌道高度が異なる複数軌道面を表す図。 高高度のメガコンステレーション衛星による衛星軌道降下過程における密集領域（危険領域）侵入の様子を示す図。 実施の形態１２に係る衛星軌道降下過程における密集領域侵入回避の宇宙交通管理処理を示す図。 実施の形態１３における観測システム１００の構成を示す図。 実施の形態１３における観測衛星２００の構成図。 実施の形態１３における観測方法の実施例１（１）を示す図。 実施の形態１３における観測方法の実施例１（２）を示す図。 実施の形態１３における観測方法の実施例１（３）を示す図。 実施の形態１３における観測方法の実施例１（４）を示す図。 実施の形態１３における観測方法の実施例１（５）を示す図。 実施の形態１３における観測方法の実施例２（１）を示す図。 実施の形態１３における観測方法の実施例２（２）を示す図。 実施の形態１３における観測方法の実施例２（３）を示す図。 実施の形態１３における観測方法の実施例２（４）を示す図。 実施の形態１３における観測方法の実施例２（５）を示す図。 実施の形態１４における通信衛星１２０の構成図。 実施の形態１４における観測衛星１１０の構成図。 実施の形態１４における魚眼レンズ付きカメラのデータ処理の説明図。 実施の形態１４に係る以下の観測衛星を示す図。 実施の形態１４に係る以下の観測衛星を示す図。 実施の形態１４に係る魚眼レンズを具備したカメラの動作の例を示す図。 実施の形態１４に係る魚眼レンズを具備したカメラの動作の別例を示す図。 距離を横軸に、方位角を縦軸とするグラフに宇宙物体の情報をプロットした図。 距離を横軸に、方位角を縦軸とするグラフに宇宙物体の情報をプロットした図。 実施の形態１４に係る魚眼レンズを具備したカメラの動作の例。 図５７に対応するグラフ。 実施の形態１４に係る魚眼レンズを具備したカメラの動作の例と対応するグラフ。 実施の形態１４に係る魚眼レンズを具備したカメラの動作の例と対応するグラフ。 実施の形態１２に係る宇宙交通管理システムの機能構成例。 実施の形態１２に係るメガコンステレーション事業装置の宇宙情報レコーダーの例。

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．
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。
しかしながら、単一軌道面で通信サービスを提供できるのは衛星軌道直下付近に限定される。そこで、地球に対して軌道面が東西方向に回転した別の軌道面を隣接させ、その軌道面上の複数の衛星による通信サービスも同時に実施する。このように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。地上の特定地点から見れば、個々の衛星は短い時間で飛び去ってしまう。しかし、軌道上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れば、地上の任意の地点に対して連続的に通信サービスを提供することが可能となる。その際、個々の衛星は、後継衛星と通信サービスを分担するために、衛星間の通信方式を用いて、必要な信号および情報を授受する。

低軌道を周回する衛星コンステレーションで通信サービスを実現する場合、全衛星のサービス領域が全球を網羅し、任意の地上ユーザの通信サービスを、次々に飛来する衛星が信号および情報を引継ぎながら分担して継続する。これにより、結果的に地上ユーザに連続的な通信サービスを提供できる。個々の衛星は、衛星と地上間の通信機能に加えて、衛星間の通信機能を具備することにより、近傍を通過する衛星同士で信号および情報を引継ぐことが可能となる。通信サービスのミッション連携に資する信号および情報の引継ぎを以後ハンドオーバーと称する。

衛星コンステレーションでは、異なる軌道面の軌道高度は全て同一とすることが一般的である。同一の軌道高度を飛行する衛星の対地速度は同様なので、地上に対するサービス範囲は個々の衛星のサービス範囲同士の相対位置関係を維持しながら衛星対地速度に応じて移動することになる。同一軌道面の後続衛星、あるいは、隣接軌道面の衛星におけるサービス範囲が、網羅的に地表をカバーしていれば、地上の任意の地点から見て、常にサービス範囲が維持される結果となる。

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。しかしながら単一軌道面でサービス提供できるのは衛星軌道直下付近に限定される。これに対して地球に対して軌道面が東西方向に回転した別の軌道面を隣接させて、同様の複数衛星によるサービスを同時に実施すれば、隣接軌道間の地上サービスを面的に網羅することが可能となる。同様にして地球の周りに多数の軌道面を概ね均等配置すれば、全球に亘り網羅的に地球観測サービスが可能となる。地上の特定地点から見れば、個々の衛星は短い時間で飛び去ってしまうが、軌道上複数の衛星が時分割的に交互に交代しながらサービス提供すれば、地上の任意の地点に対していつでも地球観測サービスを提供することが可能となる。

＊＊＊構成の説明＊＊＊
本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００は、複数の軌道面２１を有する衛星コンステレーション２０を形成する。また、複数の軌道面２１の各軌道面２１には、複数の衛星３０が同じ軌道高度で飛行する。

ここで、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００により形成される衛星コンステレーション２０について簡単に説明する。
本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０は、各軌道面２１の複数の衛星３０からなる衛星群３００により構成される。本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０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。また、衛星コンステレーション２０とは、具体的には、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。

図３は、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０の複数の軌道面２１の一例を示す模式図である。
図３では、衛星コンステレーション２０における複数の軌道面の各軌道面２１は、略同一面に存在する。一例として、各軌道面２１には、複数の衛星として２０機以上の衛星が飛行していてもよい。

図４は、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０の複数の軌道面２１の別例を示す図である。
図４では、衛星コンステレーション２０における複数の軌道面の各軌道面２１は、互いに異なる面に存在する。図４では、複数の軌道面の各軌道面２１の軌道傾斜角は略９０度となっているが、軌道面はずれている。すなわち、複数の軌道面２１は互いに交差している。一例として、各軌道面２１には、複数の衛星として２０機以上の衛星が飛行していてもよい。また、図４の衛星コンステレーション２０は、一例として、２０面以上の軌道面２１を有していてもよい。

図５は、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０の軌道面２１の１つを飛行する複数の衛星３０の例である。
同一軌道面において同一高度を飛行する複数の衛星３０は、相対的に同じ速度で軌道面における相対位相を維持しながら飛行する。よって、同一軌道面において同一高度を飛行する複数の衛星３０は、衝突することはない。

図６を用いて、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００の構成を説明する。
衛星コンステレーション形成システム１００は、コンピュータを備える。図６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の各々に備えられたコンピュータが連携して、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００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１００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。

衛星コンステレーション形成システム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。

衛星コンステレーション形成システム１００は、機能要素として、衛星コンステレーション形成部１１０を備える。衛星コンステレーション形成部１１０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。

プロセッサ９１０は、衛星コンステレーション形成プログラムを実行する装置である。衛星コンステレーション形成プログラムは、衛星コンステレーション形成部１１０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、ＤＳＰ（Ｄｉｇｉｔａｌ Ｓｉｇｎａｌ Ｐｒｏｃｅｓｓｏｒ）、ＧＰＵ（Ｇｒａｐｈｉｃｓ Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ Ｕｎｉｔ）である。

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。

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出力機器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。

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。衛星コンステレーション形成システム１００は、通信装置９５０を介して、地上設備と衛星、あるいは、衛星同士の通信を行う。

衛星コンステレーション形成プログラムは、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、衛星コンステレーション形成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、衛星コンステレーション形成プログラムを実行する。衛星コンステレーション形成プログラムおよびＯＳは、補助記憶装置に記憶されていてもよい。補助記憶装置に記憶されている衛星コンステレーション形成プログラムおよび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、衛星コンステレーション形成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。

衛星コンステレーション形成システム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、衛星コンステレーション形成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、衛星コンステレーション形成プログラムを実行する装置である。

衛星コンステレーション形成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。

衛星コンステレーション形成部１１０の「部」を「処理」、「手順」あるいは「工程」に読み替えてもよい。また衛星コンステレーション形成処理の「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憶媒体」に読み替えてもよい。
衛星コンステレーション形成プログラムは、上記の衛星コンステレーション形成部の「部」を「処理」、「手順」あるいは「工程」に読み替えた各処理、各手順あるいは各工程を、コンピュータに実行させる。また、衛星コンステレーション形成方法は、衛星コンステレーション形成システム１００が衛星コンステレーション形成プログラムを実行することにより行われる方法である。
衛星コンステレーション形成プログラムは、コンピュータ読取可能な記録媒体あるいは記憶媒体に格納されて提供されてもよい。また、衛星コンステレーション形成プログラムは、プログラムプロダクトとして提供されてもよい。

＊＊＊動作の説明＊＊＊
図７を用いて、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００の動作について説明する。

ステップＳ１０１において、衛星コンステレーション形成システム１００には、衛星コンステレーション２０が備える各軌道面２１の軌道高度が互いに異なるようにパラメータが設定される。
ステップＳ１０２において、衛星コンステレーション形成部１１０は、複数の軌道面の各軌道面２１の軌道高度が互いに異なる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１１０は、予め設定されたパラメータを用いて、各軌道面２１の軌道高度が互いに異なる衛星コンステレーション２０を形成する。一例として、各軌道面２１には、複数の衛星として２０機以上の衛星が飛行していてもよい。また、図４の衛星コンステレーション２０は、一例として、２０面以上の軌道面２１を有していてもよい。

衛星コンステレーション形成部１１０が、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衛星コンステレーション２０（図４参照）を形成する場合について、さらに詳しく説明する。上述したように、図４の衛星コンステレーション２０の複数の衛星３０は、地上の地点に対して時分割的に交互に交代しながらサービスを提供する。

異なる軌道高度を飛行させることにより衝突防止をするためには、２物体の寸法形状に加えて、地上で追跡管制する際の位置決定精度を考慮する必要がある。例えば、物体の寸法が１ｍ程度であった場合、正確な位置が把握できているのであれば、３ｍ以上の高度差を保てば衝突を回避できる。しかしながら、位置座標と時刻（ｘ、ｙ、ｚ、ｔ）の４要素に誤差が含まれる場合は衝突する可能性が残る。

衛星コンステレーションの運用事業者であれば、自己保有衛星の任意の時刻における位置決定精度として、１００ｍ程度に維持することはできると考えられる。よって、異なる軌道面の高度差を２００ｍ以上に設定することにより、本実施の形態に係る軌道高度が互いに異なる複数の軌道面２１を有する衛星コンステレーション２０を形成できる。あるいは、余裕を見て、異なる軌道面の高度差を３００ｍ以上に設定することで、本実施の形態に係る軌道高度が互いに異なる複数の軌道面２１を有する衛星コンステレーション２０を形成してもよい。軌道面数が約２０面程度の衛星コンステレーション２０であれば、衛星コンステレーション形成部１１０は、高度差６ｋｍ程度の範囲で衛星コンステレーション２０を構築できる。

一方、衛星位置決定の向上手法を保有しない衛星事業者が、公開情報に基づき衝突を回避する場合には、任意の時刻における位置決定精度は５００ｍから１ｋｍ程度まで劣化することが想定される。このため、異なる軌道面の高度差を２ｋｍ以上に設定することにより、本実施の形態に係る軌道高度が互いに異なる複数の軌道面２１を有する衛星コンステレーション２０を形成できる。あるいは、余裕を見て、異なる軌道面の高度差を３ｋｍ以上に設定することで、本実施の形態に係る軌道高度が互いに異なる複数の軌道面２１を有する衛星コンステレーション２０を形成してもよい。軌道面数が約２０面程度の衛星コンステレーション２０であれば、衛星コンステレーション形成部１１０は、高度差６０ｋｍ程度の範囲で衛星コンステレーション２０を構築できる。
なお、近年ＳＳＡ（宇宙状況監視：Ｓｐａｃｅ Ｓｉｔｕａｔｉｏｎ Ａｗａｒｅｎｅｓｓ）と呼ばれる軌道上物体監視技術が着目されている。これにより、スペースフェンス構想と呼ばれる監視精度向上が実現されれば、衛星位置決定の向上手法を保有しない衛星事業者であっても高度差を縮小した衛星コンステレーションを実現可能となる。

次に、衛星コンステレーション形成部１１０が、複数の軌道面の各軌道面２１が同じ面に存在する衛星コンステレーション２０（図３参照）を形成する場合について、さらに詳しく説明する。上述したように、図３の衛星コンステレーション２０の複数の衛星３０は、地上の地点に対して時分割的に交互に交代しながらサービスを提供する。

図３の衛星コンステレーション２０が実現する地球観測サービスでは、通信サービスとは異なり必ずしも常時サービスを継続し続けるニーズがあるわけではない。一方、地球観測サービスでは「撮りたい時にどこでも任意の地点を撮像できる」ことが求められる。このため少なくとも衛星進行方向に直交するクロストラック方向に視野方向を変更する装置を具備した地球観測装置を備えた衛星により衛星コンステレーション２０を構成することが好ましい。このように、衛星が、赤道上空の隣接軌道間距離を包含する視野方向変更機能を具備することで、全球任意の地点を、何時でもどこでも撮像可能となる。個別の固定視野の地球観測装置による衛星コンステレーションと比較して、少ない軌道面数で衛星コンステレーション構築できるという効果があるので、システム構築コストを低減可能となる。
また衛星進行方向に対しても、必ずしも撮像可能視野範囲が網羅される必要はなく、後続衛星ないし、隣接軌道面の衛星が視野方向変更すれば撮像可能な場合は同一軌道面の衛星数を減らすことも可能である。視野変更範囲が地表面換算で２０００ｋｍ程度となれば、１軌道面あたり２機から３機だけで全球を網羅できる可能性もある。

＊＊＊他の構成＊＊＊
本実施の形態では、衛星コンステレーション形成部１１０の機能がソフトウェアで実現される。変形例として、衛星コンステレーション形成部１１０の機能がハードウェアで実現されてもよい。

衛星コンステレーション形成システム１００は、プロセッサ９１０に替えて電子回路を備える。
電子回路は、衛星コンステレーション形成部１１０の機能を実現する専用の電子回路である。
電子回路は、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。ＡＳＩＣは、Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ Ｓｐｅｃｉｆｉｃ Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ Ｃｉｒｃｕｉｔの略語である。ＦＰＧＡは、Ｆｉｅｌｄ－Ｐｒｏｇｒａｍｍａｂｌｅ Ｇａｔｅ Ａｒｒａｙの略語である。
衛星コンステレーション形成部１１０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、衛星コンステレーション形成部１１０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。

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、衛星コンステレーション形成システム１００において、衛星コンステレーション形成部１１０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。

＊＊＊本実施の形態の効果の説明＊＊＊
本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システムでは、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サービス提供する。そして、任意の軌道面では同一高度を飛翔する複数機の衛星が概略等間隔で飛翔する。さらに、互いに軌道高度の異なる複数の軌道面で構成された衛星コンステレーションを形成する。

本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システムでは、同一軌道面において同一高度を飛翔する衛星は相対的に同じ速度で軌道面における相対位相を維持しながら飛行するため衝突することはない。また異なる軌道面においては、２面の交線において衝突する可能性があるものの、異なる軌道高度を飛行する衛星は衝突することがない。このように、異なる軌道面においてそれぞれ軌道高度が異なっていれば、衛星コンステレーションの全ての衛星について衝突リスクが回避できるという効果がある。
なお、本実施の形態に係る衛星コンステレーションと同様に、同一軌道面を飛行して異なる軌道高度を飛行する衛星同士が衝突しないことは、異なる衛星コンステレーションの間でも同様である。よって、本実施の形態に係る基本概念は、複数衛星コンステレーションの衝突回避にも効果がある。近年混雑する宇宙空間における国際的なルール作りの必要性が訴求されているＳＴＭにおいて、複数の衛星コンステレーションが共存して衝突回避するための方式を提供できるという効果がある。すなわち、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システムによれば、数千機におよぶような膨大な数の衛星が近傍高度に密集している場合でも、衛星の衝突を回避することができるという効果がある。

実施の形態２．
本実施の形態では、主に、実施の形態１との相違点あるいは追加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、衛星コンステレーション形成部１１０が、複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差が正弦波状となる衛星コンステレーション２０を形成する態様について説明する。

図８は、本実施の形態に係る複数の軌道面の相対高度差を表す図である。
図８では、１７個の軌道面を有する衛星コンステレーション２０における各軌道面の相対高度差を表している。縦軸は、軌道面１の高度が高く、降順で高度が低くなることを表しており、距離を示すものではない。図８では、軌道面１を基準とした場合に、隣接する軌道面１と軌道面２との軌道高度の差、軌道面２と軌道面３との軌道高度の差、というようにプロットしていくと、正弦波状となることを示している。

隣接する軌道面の高度が著しく異なると、衛星間通信によるハンドオーバーの距離が遠方になり、かつ、通信用アンテナを相互に見合うための駆動角度範囲も広くなり、デメリットとなる。これに対して、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０によれば、隣接する軌道間の高度差を限定しているので、相対差が徐々に変化する。よって、近傍衛星とのミッション連携に資するハンドオーバーが容易になる。

また、地球観測衛星では、例えば光学センサの画像品質が衛星高度に依存するため、隣接する軌道間の高度差が小さいことにより、画像シーン間の不整合のない高品質の画像が得られるという効果がある。
地表面の画像を取得し、赤道上空の隣接軌道距離よりも広域の撮像が可能な光学センサを搭載した衛星コンステレーションによれば、全球をくまなく画像取得可能となる。光学センサの分解能と観測幅は軌道高度に依存するので、同じ仕様の光学センサを採用する衛星コンステレーションの場合、軌道高度の最も低い条件で撮像する場合が最も高分解能で、観測幅は最小となる。したがって、赤道上空で軌道高度が最低の条件における光学センサの観測幅が、隣接軌道間距離よりも大きければ、赤道上空を含めて網羅的に地表面の撮像が可能となる。

隣接軌道の高度が著しく異なると、画像のつなぎ目で分解能相違の伴う不連続性が顕在化しやすい。しかし、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システムでは、隣接軌道間の高度差を限定しているので、画像のつなぎ目が目立たず画像品質のよい全球画像データが取得できるという効果がある。また、衛星高度の差が大きいほど、対地サービス領域の相対移動速度が速くなる特徴がある。このため、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システムでは、隣接サービス領域の相対移動量を最小限にできるので、通信におけるハンドオーバーと呼ばれる後続衛星へのデータ引き継ぎが容易になり、エラーを抑制しやすいという効果がある。

実施の形態３．
本実施の形態では、主に、実施の形態１および２との相違点あるいは追加点について説明する。なお、実施の形態１および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、衛星コンステレーション形成部１１０が、衛星１機当たりの対地サービス範囲の半径が赤道上空における隣接軌道間距離の略√２／２以上となる衛星コンステレーション２０を形成する。具体的には、この衛星コンステレーション２０において、軌道高度が最も低い軌道面の衛星１機当たりの対地サービス範囲の半径が、赤道上空における隣接軌道間距離の略√２／２ないしそれ以上のカバレッジを確保している。

図９は、比較例の対地サービス範囲を示す図である。
衛星の相対位置が最適の状態では、対地サービス範囲の半径として、赤道上空隣接軌道間距離と同等に確保すれば、サービス範囲が全球を網羅可能となる。また、全ての軌道面において衛星高度が同じであればサービス領域も相対関係を維持するので、常に全球網羅したサービス継続が可能である。しかし、軌道高度が異なる軌道面においては、衛星進行速度が衛星高度に応じて相違があるために、衛星の相対位置が最適の状態で網羅的に確保されたサービス領域が、相対的に移動することにより空隙Ｐ、つまりサービスできない領域が生じる可能性がある。

図９では、３つの軌道面の対地サービス範囲が表されている。また、対地サービス範囲の半径ｒａが赤道上空隣接軌道間距離Ｒａの１／２である。この場合、図９に示すように、真ん中の軌道面の対地サービス範囲が４５度前方にずれると、サービスできない領域（空隙）が生じてしまう。

図１０は、本実施の形態に係る対地サービス範囲を示す図である。
図１０では、対地サービス範囲の半径ｒｂが赤道上空隣接軌道間距離Ｒｂの√２／２である。この場合、図１０に示すように、各軌道面の対地サービス範囲が４５度ずつずれた場合でも、サービスできない領域（空隙）は生じない。

以上のように、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システムによれば、衛星相対配置が最悪の状態、すなわち隣接軌道のサービス領域が略４５度前方に位置するときでも、サービス領域の空隙が生じない。よって、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システムによれば、隣接軌道のサービス領域が衛星進行方向に相対的に移動しても、間断なく全球網羅的にサービス継続できるという効果がある。

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との相違点あるいは追加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、衛星コンステレーション形成部１１０は、複数の軌道面の各軌道面の軌道高度が、太陽同期軌道の条件を満たす衛星コンステレーション２０を形成する態様について説明する。また、衛星コンステレーション形成部１１０は、複数の軌道面の各軌道面の軌道高度が、太陽同期準回帰軌道のみで構成されている衛星コンステレーション２０を形成する態様について説明する。

図１１は、本実施の形態に係る太陽同期軌道の条件を満たす軌道面を示す図である。
地球観測衛星の光学衛星では、太陽光入射角がほぼ同一の条件で観測を継続することが望ましい。このため、太陽同期衛星と呼ばれる衛星の軌道が多用される。太陽同期衛星の軌道は、地球の公転と同期して軌道面が１年で１周回転する軌道面法線と太陽方向の角度が概ね一定である。また、太陽同期衛星の軌道は、地球の地方時ＬＳＴ（Ｌｏｃａｌ Ｓｕｎ Ｔｉｍｅ）が年間を通して同じになる軌道である。
太陽同期軌道の条件が成立する軌道高度は間欠的に存在する。本実施の形態では、太陽同期軌道の条件に適合する軌道高度だけで軌道面を構成した衛星コンステレーション２０が形成される。このような衛星コンステレーション２０であれば、それぞれの軌道面が所望のＬＳＴでのサービスを継続し、かつ衝突リスクのない衛星コンステレーションが実現可能になる。

光学センサは、太陽光入射角に依存して画像の明るさおよびＳ／Ｎ特性が変化する。このため、太陽同期軌道により、軌道面に対する太陽光入射角一定の条件で継続的に地球観測サービスを提供することが多い。さらに、ＬＳＴ１０：００から１１：００の軌道面は、十分な光量を確保でき、海面の直接反射もないことから多用される。しかしながら、ＬＳＴ１０：３０近傍の衛星群だけでは、「いつでも、どこでも」撮像できるわけではない。そこで、ＬＳＴの異なる軌道面の衛星群を組み合わせることにより、撮像頻度を向上させることが効果的である。

例えば、ＬＳＴ１０：３０に加えてＬＳＴ９：００、および、ＬＳＴ１２：００の軌道面を追加する。この場合、概ね９０分毎に撮像できる可能性があり、低軌道衛星が地球を１周回するのに要する時間が約９０から１００分とすれば、次周回の撮像機会も含めて任意の地点の撮像頻度を向上できる効果がある。さらに、同一軌道面の衛星数が増えれば、面的に網羅することも可能となり、同様の考え方でＬＳＴを均等配置していけば、原理的に「いつでも、どこでも」撮像可能となる。
なお、可視画像のみ撮像可能な光学センサの場合は夜間は撮像できないが、赤外センサあるいは電波センサであれば、夜間を通含めていつでも撮像が可能となる。

地表面の画像を取得し、赤道上空の隣接軌道距離よりも広域の撮像が可能な光学センサを搭載した衛星コンステレーションによれば、全球をくまなく画像取得可能となる。光学センサの分解能と観測幅は軌道高度に依存するので、同じ仕様の光学センサを採用する衛星コンステレーションの場合、軌道高度の最も低い条件で撮像する場合が最も高分解能で、観測幅は最小となる。したがって、赤道上空で軌道高度が最低の条件における光学センサの観測幅が、隣接軌道間距離よりも大きければ、赤道上空を含めて網羅的に地表面の撮像が可能となる。また、隣接軌道の高度が著しく異なると、画像のつなぎ目で分解能相違の伴う不連続性が顕在化しやすい。しかし、本実施の形態においても、実施の形態２に係る衛星コンステレーションを採用することにより、隣接軌道間の高度差を限定し、画像のつなぎ目が目立たず画像品質のよい全球画像データが取得できるという効果がある。

＊＊＊本実施の形態の変形例＊＊＊
本実施の形態の変形例として、衛星コンステレーション形成部１１０は、複数の軌道面の各軌道面の軌道高度が、太陽同期準回帰軌道のみで構成されている衛星コンステレーション２０を形成する態様について説明する。

太陽同期準回帰軌道は、衛星軌道の地上投影線が複数周回後に再訪する軌道であり、地球観測衛星で多用される。太陽同期準回帰軌道の条件に適合する軌道高度は太陽同期軌道に適合する軌道高度の部分集合である。
複数の軌道面の各軌道面の軌道高度が太陽同期準回帰軌道のみで構成されている衛星コンステレーション２０によれば、地球観測衛星で同一地点を長期に渡り繰り返し定常観測するための運用計画、撮像計画、およびデータ処理が容易になる。しかも、衝突リスクのない衛星コンステレーションが実現できるという効果がある。

回帰日数にこだわらない場合、太陽同期準回帰軌道の軌道高度は、例えば約５４０ｋｍ（１５日回帰）、約５３９ｋｍ（１４日回帰）、約５３７ｋｍ（１３日回帰）、約５３５ｋｍ（１２日回帰）、約５３３ｋｍ（１１日回帰）、約５３０ｋｍ（１０日回帰）といった軌道高度で構成できる。この軌道面６面で、高度差は最大でも約１０ｋｍの範囲で衛星コンステレーション２０が実現できる。
また、例えば、１３日回帰の軌道のみで構成する場合、約５３７ｋｍ、約５１４ｋｍ、約４９１ｋｍ、約４６７ｋｍ、４４５ｋｍ、約４２２ｋｍで構成すれば、軌道面６面で、高度差は最大でも約１１５ｋｍの範囲で衛星コンステレーション２０が実現できる。

実施の形態５．
本実施の形態では、主に、実施の形態１との相違点あるいは追加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。

図１２は、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００により形成される衛星コンステレーション２０の例を示す図である。
本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０は、衛星群３００により構成される。また、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。また、衛星コンステレーション２０は、各軌道面２１に複数の衛星３０が同じ軌道高度で飛行する複数の軌道面２１を有する。
また、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０は、複数の軌道面の各軌道面２１の軌道高度が同じであり、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１２に示す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。したがって、図１２に示す衛星コンステレーション２０は、極域において複数の軌道面２１が交差する。

図１３および図１４は、衛星コンステレーションにおける衝突の条件の一例を示す模式図である。
同一軌道面において同一高度を飛翔する衛星は相対的に同じ速度で軌道面における相対位相を維持しながら飛行するため衝突することはない。しかしながら、異なる軌道面において、同じ軌道高度を飛行する衛星同士は、図１３および図１４に示すように、軌道面の交線上で軌道高度の一致する交点において衝突する可能性がある。特に、図１４に示すように、軌道高度１００ｋｍから２０００ｋｍ程度を飛翔する低軌道周回衛星で軌道傾斜角が約９０度の衛星では極域付近に交点が存在するため、北極と南極の極域近傍において衝突リスクがある。

しかしながら、衛星の交点通過タイミングが常にずれていれば、２物体が衝突することがない。衛星コンステレーション形成部１１０は、２物体が衝突することがない衛星コンステレーション２０を形成する。具体的には、互いに異なる軌道面同士の交点を双方の軌道面を飛行する衛星が通過する時刻が、同一軌道面において「次衛星が飛来するまでの待ち時間Ｔ１／軌道面数」の倍数となっており、かつ、いかなる２面の軌道面の交点においても衛星通過時刻が一致しない衛星コンステレーション２０を形成する。

図１２に示す衛星コンステレーション２０は、軌道傾斜角が約９０度であり、互いに異なる複数の軌道面を有する。この衛星コンステレーション２０では、全ての軌道面の全ての衛星が極域近傍を通過する。そこで、衛星コンステレーション形成部１１０は、衛星の極域通過時刻を同一軌道面において「次衛星が飛来するまでの待ち時間Ｔ１／軌道面数」の間隔で飛行させ、複数の軌道面において互いに衛星の極域通過時刻をずらしている。
具体的には、低軌道周回衛星が１周回に要する時間が約１００分程度として、仮に軌道面当たり２０機の衛星が飛行する場合、特定地点を衛星が通過してから、後続衛星が飛来するまで約５分かかることになる。仮に軌道面が２０面あったとすれば、３００秒を略等間隔に分割した１５秒ずつずらすことで、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０を実現できる。

本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００により形成された衛星コンステレーション２０では、同一軌道面の複数衛星が同一高度を同期して飛行しており、異なる軌道面の衛星同士も軌道高度が一致して同じ衛星速度を保っている。よって、全ての軌道面においてそれぞれの軌道面の衛星同士が異なるタイミングで交点を通過するように初期設定すれば、相対タイミングが常に維持されるので、全ての軌道面の任意の２衛星について衝突リスクを回避できるという効果がある。

なお、本実施の形態では、後続する衛星が飛来するまでの待ち時間を軌道面数で均等配置するタイミングの例を示した。しかし、互いに極域通過タイミングをずらす間隔の選び方と、軌道面の順番の選び方は多様に存在する。

実施の形態６．
本実施の形態では、主に、実施の形態５との相違点あるいは追加点について説明する。なお、実施の形態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。

図１５および図２４は、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００により形成される衛星コンステレーション２０の例を示す図である。
図１５および図２４に示す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。こ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。そこで、衛星コンステレーション形成部１１０は、互いに異なる軌道面同士の交点を双方の軌道面の衛星が通過する時刻が、同一軌道面の「次衛星が飛来するまでの待ち時間Ｔ１／軌道面数」の倍数であり、かつ、いかなる２面の軌道面の交点においても衛星通過時刻が一致しないように衛星コンステレーション２０を形成する。

図１５および図２４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交点が存在する可能性がある。このため、実施の形態５の衛星コンステレーションに比べ、衝突の発生する可能性のある場所が多様化する。ただし、交点の数が増えるわけではないので、衝突確率が場所の多様化に応じて増加するわけではない。同一軌道面を多数の衛星が同期して飛行する場合に、特定の２軌道面間の衝突を回避するために、特定の交点において２軌道面の衛星通過タイミングをずらせば、この２軌道の衛星同士が衝突することがない。しかし、後続衛星が別の軌道面の衛星と衝突するリスクが残ることに留意を要する。任意の軌道面間に対して総当たりで交点通過タイミングが一致しないことを確認する必要があり、タイミング調整で解決できない場合は、軌道面か、一軌道面の衛星数のどちらかを変更する必要がある。なお、すべての交点で衝突しないことが確認できれば、その後は全ての軌道面内、および軌道面間の衛星が同期運用することになるので、衝突リスクが回避できるという効果がある。

なお、本実施の形態では、後続する衛星が飛来するまでの待ち時間を軌道面数で均等配置するタイミングの例を示した。しかし、互いに極域通過タイミングをずらす間隔の選び方と、軌道面の順番の選び方は多様に存在する。

ここで、具体例として、軌道傾斜角約９８度、軌道周期約９８分の太陽同期準回帰軌道が採用されている地球観測衛星の例について説明する。この軌道を採用して多数機衛星コンステレーションを構築した場合、軌道傾斜角が約９８度と傾いているため、極域で全軌道面が会合することはない。しかし、異なる２軌道面間では必ず交線が存在し、同一高度で交点が存在するので、衝突リスクは依然存在する。さらに、異なる２軌道面間の全ての組合せにおいて衝突リスクが存在するため、本実施の形態では、任意の２面間における交点において、衛星通過タイミングをずらすことにより衝突を回避する。
さらに、軌道傾斜角が約４５度程度を飛行する地球観測衛星も存在しており、この軌道では太陽非同期衛星となる。低軌道傾斜角の場合は異なる２軌道面の交点が低緯度側に存在し、しかも複数の緯度で交点が発生する可能性が生じる。軌道面数と１軌道面を飛行する衛星数の組合せ如何では、衝突を必ず回避できるとは限らない。よって、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０では、全ての２軌道面の交点において衝突が発生しない軌道面数と１軌道面当たりの衛星数の組合せを見出し、その後各交点における通過タイミングを維持することにより衝突を回避する。
衛星数が極端に増加した場合は、総当たりの衝突回避計算が煩雑になるため、異なる軌道面により構成する実施の形態１を採用してもよい。

実施の形態７．
本実施の形態では、主に、実施の形態５との相違点あるいは追加点について説明する。なお、実施の形態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、複数の軌道面が極域で交差する図１４の衛星コンステレーション２０の場合の衛星の待ち時間のずらし方の態様について説明する。本実施の形態では、複数の軌道面が並ぶ順番に番号を付けた場合に、奇数の軌道面と偶数の軌道面で極通過タイミングの後続衛星が飛来するまでの待ち時間の約半分ずつずらす。このように衛星コンステレーション２０を形成することにより、地上サービス範囲が隣接する奇数面と偶数面の間で交互の配置となるので、地表サービス範囲を合理的に網羅できるという効果がある。

図１６は、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０による地表サービス範囲を示す図である。
図１６は、軌道面数が１８面であって、相対的に１０度ずつ軌道面の角度が変わる事例を示している。極通過タイミングとして、後続衛星が飛来するまでの待ち時間を１８等分し、奇数面ではタイミング１から順に、偶数面ではタイミング１０から順にずらして通過させていくと、結果的に地上サービス範囲は偶数面と奇数面で交互に間を埋める状態となるので、地表面を網羅的に包含できるという効果がある。

図１７は、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０において、軌道面数が偶数の場合の極通過タイミングを表す図である。
図１８は、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０において、軌道面数が奇数の場合の極通過タイミングを表す図である。
図１７および図１８に示すように、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０では、軌道面数が奇数であることが好ましい。図１７の例では、１８面の隣に来る１面のサービス領域が隣り合ってしまって全球網羅する上で不整合を生じる可能性がある。そこで図１８のように、軌道面数を奇数にすることにより、最終面と１面の地上サービス範囲が他と同様に交互に配置されるので、合理的に全球網羅できるという効果がある。

実施の形態８．
本実施の形態では、主に、実施の形態１から７に追加する点について説明する。なお、実施の形態１から７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、衛星が衝突を回避しながらデオービット（軌道離脱）することができるデブリ除去方式のバリエーションについて説明する。

図１９は、自由落下によるデオービットの概念を示す図である。
図２０は、衛星コンステレーション２０の上空の衛星がデオービットする際の衝突リスクを示す図である。

＜デブリ除去方式の例１＞
本実施の形態に係る例１のデブリ除去方式は、故障などにより制御不能となった故障衛星が降下して、衛星の密集する軌道面を経由する前に、故障衛星の軌道面を変更するための捕獲装置または外力付与装置と、故障衛星を推進する推進装置とを備える。

ＬＳＴ１０：００からＬＳＴ１１：００程度の太陽同期準回帰軌道は、太陽光入射角と軌道面の関係が地球観測用光学センサの撮像に好適であり、地球観測光学衛星が多数飛行する密集軌道面となっている。軌道高度は高分解能撮像に好適で、大気抵抗の少ない５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下程度に集中している。しかし、超低高度衛星など軌道高度２００ｋｍ程度を飛行する例もある。

実施の形態１から実施の形態７で説明した衛星コンステレーション２０を構成する衛星が、故障して制御不能となる場合がある。このとき、この故障衛星が、軌道高度１０００ｋｍから２０００ｋｍといった高高度から自由落下して地球の大気圏に突入して消滅するまでの図１９に示すプロセスにおいて、軌道高度を変化させながら密集軌道面を通過する。その際、図２０に示すように、故障衛星が、複数の軌道高度の衛星群と会合する可能性があるため衝突するリスクが高い。そこで、本実施の形態に係るデブリ除去方式により、予め密集軌道を通過しないよう軌道面を変更すれば、当該密集軌道の衝突を回避できるという効果がある。

図２１は、衛星の増速と減速による軌道高度の変化を示す図である。
図２２は、推進装置の噴射による軌道傾斜角の変更を示す図である。
デブリ除去方式の具体例としては、他衛星を捕獲する捕獲装置と、他衛星に推進力を与える推進装置とを備えたデブリ回収衛星により故障衛星を捕獲し、推進装置により人為的に軌道を変更する方式が有効である。
衛星進行方向に対して増速すれば一時的に軌道高度が上昇するので、密集軌道とは異なる周期で軌道面が摂動の効果により地球の略地軸周りに回転し、密集軌道面を回避することが可能となる。衛星進行方向に対して減速すれば一時的に軌道高度が下降して、密集軌道とは異なる周期で軌道面が摂動の効果により地球の略地軸周りに回転し、密集軌道面を回避することが可能となる。故障衛星が密集軌道を通過することを予測されるまでの時間的猶予に応じて、密集軌道と会合する前に降下させるか、密集軌道を通り過ぎた後に降下させるか、衝突回避方式を選択可能である。よって、確実に衝突を回避できるという効果がある。但し摂動による方法では滞留時間が長いというデメリットもあるため、積極的に推進装置を噴射して面外方向に軌道面を回転させる方式もありうる。この場合は推薬消費量の多いので、推進系タンクを含めてデブリ除去方式が大型化する。

なお、自衛星の回収は所謂協力的ターゲットの回収に相当する。よって、デブリ回収衛星は、予めデブリ除去方式に適合するアタッチメントを具備して捕獲を容易にすることが有効である。また、デブリ回収衛星は、自衛星あるいは捕獲用ターゲットの位置を知らせる情報を発信して、自衛星が接近あるいは接合しやすくする方法が有効である。ただし、制御能力を喪失して回転しているといった場合は例外となる。

＜デブリ除去方式の例２＞
本実施の形態に係る例２のデブリ除去方式は、楕円軌道を描きながら高度１００ｋｍから２０００ｋｍ程度を浮遊する物体が衛星コンステレーションを構成する軌道面を経由する前に、当該物体の軌道面を変更するための捕獲装置または外力付与装置と、当該物体に推進力を与える推進装置とを具備する。なお、外力付与装置は、「力」のみならず「トルク」、あるいは、合体することに伴う「質量特性変化」まで「外力」に含む場合がある。外力付与装置は、外乱付与装置ともいう。

ＳＴＭにおいて障害物除去が課題となっている。楕円軌道を描いて飛行する物体の軌道面が、特定軌道高度の略円軌道上で衛星が多数飛行する軌道面一致して同一面を飛行すると衝突リスクが非常に高くなる。本実施の形態に係る例２のデブリ除去方式によれば、衝突リスクの高い障害物を安全に除去できるという効果がある。

デブリ除去方式の具体例は＜デブリ除去方式の例１＞と同様である。＜デブリ除去方式の例１＞では自衛星を捕獲するため、所謂協力的ターゲットとして、捕獲しやすいアタッチメントなどを予め具備することが可能である。しかし、自衛星以外の浮遊物体の場合は所謂非協力的ターゲットであり、形状が複雑な物体、回転している物体、重量の大きな物体、あるいは捕獲可能な適切な構造を持たない物体といった捕獲が難しい物体である。このため、具備すべき捕獲装置が高度化されている必要がある。具体例として、ロボットによる把持する方法、捕獲網状の装置で対象を覆いこむ方法、および、ワイヤー付きのもり状の棒材を突き刺して引っ張る方法といった方法が実現可能である。

実施の形態９．
本実施の形態では、主に、実施の形態１から８との相違点あるいは追加点について説明する。なお、実施の形態１から８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、実施の形態１から７に記載の衛星コンステレーション形成システムにより構築される衛星コンステレーションに、実施の形態８のデブリ除去方式の例１または例２に記載のデブリ除去方式を適用した衛星コンステレーション構築方式のバリエーションについて説明する。

＜衛星コンステレーション構築方式の例１＞
本実施の形態に係る衛星コンステレーション構築方式の例１では、衛星コンステレーション２０を構成する構成要素の軌道面の近傍の異なる軌道面であって、近傍軌道面の衛星が飛行する軌道高度とは異なる軌道高度に軌道投入する。そして、衛星コンステレーション構築方式の例１では、増速ないし減速して軌道高度と軌道面の地球地軸周りの角度を変更して構成衛星を追加する。

衛星を順番に打ち上げて所定の衛星コンステレーションを構築する途中経過において、多数機投入後の軌道面に追加衛星を投入するプロセスでは衝突リスクが高い。本実施の形態に係る衛星コンステレーション構築方式の例１では、投入済の衛星の軌道面若干角度をずらした軌道に投入することで打上げ時の衝突リスクを格段に減じることが可能となる。更に投入済の衛星高度と一致しない衛星高度から徐々に所望の軌道に接近することにより、過渡段階の衝突リスクを減じることが可能となる。

＜衛星コンステレーション構築方式の例２＞
本実施の形態に係る衛星コンステレーション構築方式の例２では、他国システムあるいは類似システムが採用する軌道上、軌道高度、飛行する衛星数などの情報を予め収集したデータベースを具備する。本実施の形態に係る衛星コンステレーション構築方式の例２では、既存の衛星の飛行する軌道面とは異なり、かつ構成要素の軌道面の近傍の異なる軌道面であって、近傍軌道面の衛星が飛行する軌道高度とは異なる軌道高度に軌道投入する。本実施の形態に係る衛星コンステレーション構築方式の例２では、増速ないし減速して軌道高度と軌道面の地球地軸周りの角度を変更して構成衛星を追加する。

本実施の形態に係る衛星コンステレーション構築方式の例２によれば、衛星コンステレーションが複数構築され、宇宙空間全体が混雑する環境下において、衝突リスクなく衛星コンステレーションを構築できるという効果がある。

また、衛星コンステレーション構築方式の例１では、自衛星の軌道および位置のデータ処理装置を地上に具備する。
また、衛星コンステレーション構築方式の例２では、宇宙空間の飛行物体の軌道および位置のデータ処理装置を地上に具備する。

実施の形態１０．
本実施の形態では、主に、実施の形態１から９に追加する点について説明する。なお、実施の形態１から９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、衛星コンステレーション２０を構成する衛星３０であって、設計寿命末期を迎えた衛星３０に軌道制御コマンド５１を送信する地上設備５００のバリエーションについて説明する。軌道制御コマンド５１は、上記衛星３０の具備する推進装置を動作させることにより、衛星３０をデオービットさせるコマンドである。

＜地上設備５００の例１＞
図２３は、本実施の形態に係る地上設備５００の例１の構成を示す図である。
地上設備５００の例１の構成は実施の形態１０と同様である。

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３０を追跡管制運用する信号を送受する。
軌道制御コマンド送信部５１０は、設計寿命末期を迎えたなどのデオービットさせる衛星３０に、軌道制御コマンド５１を送信する。
解析予測部５２０は、軌道離脱用コマンド受信後の衛星３０の通過軌道を解析予測する。

具体例として、解析予測部５２０が、太陽同期軌道における混雑軌道のＬＳＴ１０：３０近傍の軌道面を軌道高度５００ｋｍから８００ｋｍで衛星３０が通過すると判定した場合について説明する。このとき、軌道制御コマンド送信部５１０は、混雑軌道通過タイミングあるいは軌道面をずらして、衝突リスクを回避するアクティブデオービット運用を実施する軌道制御コマンド５１を衛星３０に送信する。衛星３０は、軌道制御コマンド５１を受信すると、衛星３０の具備する軌道制御装置により、衛星速度の増速、ないし減速による軌道高度の上昇、ないし下降を実施する。あるいは、衛星３０は、衛星進行方向と概略直交する方向への推進器の噴射による軌道面の面外方向への加速度付与による軌道傾斜角の変更をする。このようにして、衛星３０は、混雑軌道通過タイミング、ないし軌道面をずらして衝突リスクを回避するアクティブデオービット運用を実施する。

メガコンステレーション構築に当たり、宇宙空間のデブリ総量が無制限に増加しない対策として、ＰＭＤ（Ｐｏｓｔ－Ｍｉｓｓｉｏｎ Ｄｉｓｐｏｓａｌ）を義務づけて、例えば９９％以上の衛星を軌道上からデオービットすることの必要性が議論されている。また寿命末期において衛星が健全である確率を考慮すべきことから、寿命末期あるいは故障により機能喪失して自律的にデオービットできない衛星を外的手法によりデオービットするＡＤＲ（Ａｃｔｉｖｅ Ｄｅｂｒｉｓ Ｒｅｍｏｖａｌ）の必要性も議論されている。
しかしながらＰＭＤあるいはＡＤＲでは、自由落下させて大気圏で燃え尽きる手法の必要性に訴求しているだけであって、落下途中で混雑軌道を通過する場合の回避策を有していない。また、静止軌道衛星では、デブリ衝突のリスクが予見された場合に、デブリの予測軌道情報を衝突警報と共に公表して、被衝突側衛星が衝突回避行動をとる事例がある。しかし、低軌道周回衛星において、別の衛星コンステレーションが構築されている場合、被衝突側衛星の回避行動が２次的衝突原因となるリスクが高い。すなわち、縦列駐車状態の前後衛星への衝突、同一面内で異なる高度の衛星群への衝突などのリスクである。
また、当該エリアに短期間に多数の被衝突側衛星が通過する可能性が高く、複数衛星が同時に回避行動をとった場合に、近傍衛星の挙動予測が困難となり、派生的な衝突リスクが発生する。
また、回避行動の結果として、軌道高度、軌道面内位相のみならず、軌道面の回転に伴うＬＳＴの移動が発生し、復帰困難、ないし衛星コンステレーションが目的とするサービス継続に支障を来すリスクがある。
さらに、回避機能を持たない実験衛星であるＣｕｂｅＳａｔといった衛星が多数飛翔している場合がある。
また、自由落下に伴う軌道予測精度が悪い場合に、衝突警報を出すべきエリアと時間帯が広域かつ長時間となり、被衝突衛星側に頻繁に衝突警報が発せられ、対応不能になるという場合がある。

本実施の形態に係る地上設備５００の例１によれば、デオービットによる高度低下途中においても、落下途中の軌道制御が可能となるので、混雑軌道の通過を回避でき、衝突を回避できるという効果がある。また、被衝突側衛星が回避行動をとらなくても衝突を回避できるという効果がある。

＜地上設備５００の例２＞
本実施の形態の地上設備５００の例２では、デブリ回収衛星３１に、軌道制御機能を喪失した故障衛星をデオービットさせる捕獲コマンド５２と軌道制御コマンド５１を、デブリ回収衛星３１に対して送信する。デブリ回収衛星３１は、例えば、故障により軌道制御機能を喪失した衛星を回収する装置を具備する衛星である。デブリ回収衛星３１は、故障衛星を捕獲する捕獲装置と推進装置とを備える。

地上設備５００の例２は、故障衛星を、上記デブリ回収衛星の具備する捕獲装置と推進装置とを動作させることにより、デオービットさせる捕獲コマンド５２と軌道制御コマンド５１をデブリ回収衛星３１に対して送信する。
通信装置９５０は、デブリ回収衛星を追跡管制運用する信号を送受する。
軌道制御コマンド送信部５１０は、軌道制御コマンド５１あるいは捕獲コマンド５２を送信する。
解析予測部５２０は、故障衛星を捕獲した状態のデブリ回収衛星の通過軌道を解析予測する。

具体例として、解析予測部５２０が、太陽同期軌道における混雑軌道のＬＳＴ１０：３０近傍の軌道面を軌道高度５００ｋｍから８００ｋｍでデブリ回収衛星３１が通過すると判明した場合について説明する。このとき、軌道制御コマンド送信部５１０は、混雑軌道通過タイミングあるいは軌道面をずらして、衝突リスクを回避するアクティブデオービット運用を実施する軌道制御コマンド５１をデブリ回収衛星３１に送信する。デブリ回収衛星３１は、軌道制御コマンド５１を受信すると、衛星３０の具備する軌道制御装置により、衛星速度の増速、ないし減速による軌道高度の上昇、ないし下降を実施する。あるいは、衛星３０は、衛星進行方向と概略直交する方向への推進器の噴射による軌道面の面外方向への加速度付与による軌道傾斜角の変更をする。このようにして、デブリ回収衛星３１は、混雑軌道通過タイミング、ないし軌道面をずらして衝突リスクを回避するアクティブデオービット運用を実施する。

本実施の形態に係る地上設備５００の例２によれば、予め、衛星コンステレーションの構成衛星がデブリ回収衛星の捕獲用アタッチメントといった設備を具備している。よって、本実施の形態に係る地上設備５００の例２は、衛星コンステレーションの構成衛星の回収において有効である。

＜地上設備５００の例３＞
本実施の形態に係る地上設備５００の例３では、通信装置９５０は、軌道高度８００ｋｍ以上の混雑軌道よりも上空を飛翔するロケットの残骸を回収する装置を具備するデブリ回収衛星を追跡管制運用する信号を送受する。
軌道制御コマンド送信部５１０は、ロケットの残骸を、デブリ回収衛星の具備する捕獲装置と推進装置を動作させることにより、軌道離脱させる捕獲コマンドと軌道制御コマンドをデブリ回収衛星に対して送信する。
解析予測部５２０は、故障衛星を捕獲した状態のデブリ回収衛星の通過軌道を解析予測する。

具体例として、解析予測部５２０が、太陽同期軌道における混雑軌道のＬＳＴ１０：３０近傍の軌道面を軌道高度５００ｋｍから８００ｋｍで通過すると判明した場合について説明する。
本実施の形態に係る地上設備５００の例３では、上記衛星の具備する軌道制御装置により、衛星速度の増速、ないし減速による軌道高度の上昇、ないし下降、あるいは衛星進行方向と概略直交する方向への推進器の噴射による軌道面の面外方向への加速度付与による軌道傾斜角の変更をする。そして、本実施の形態に係る地上設備５００の例３では、混雑軌道通過タイミング、ないし軌道面をずらして衝突リスクを回避するアクティブデオービット運用を実施する。

ロケットの残骸は通常デブリ回収衛星の捕獲用アタッチメントを具備せず、軌道上で回転するなど捕獲が難しいため、地上設備５００の例２よりも技術難度が高い。本実施の形態に係る地上設備５００の例３によれば、捕獲装置としては投網のようにネット状物体で包み込む方式、ワイヤー付きのもり状の棒材を突き刺して引っ張る方式、あるいは捕獲対象の外表皮に粘着性物質あるいは接着材により密着する方式などが可能である。また、捕獲用アタッチメントを具備する衛星コンステレーション構成要素衛星のデオービットであっても、姿勢制御せず自由落下させた場合は姿勢が不定となるためデブリ回収衛星が捕獲用アタッチメントに容易にアクセスできない可能性が高い。このような場合に、本実施の形態に係る地上設備５００の例３の捕獲装置が有効となる。

＜地上設備５００の例４＞
ここでは、地上設備５００の例１から例３で説明したように、衛星の軌道離脱あるいはデブリ回収による軌道離脱をする降下途中において、解析予測部５２０が、低高度に構築された別の衛星コンステレーションの極域密集域を通過すると判明した場合について説明する。
地上設備５００の例４では、当該衛星コンステレーションとは異なる軌道傾斜角となるよう衛星進行方向と概略直交する方向への推進器の噴射による軌道面の面外方向への加速度付与による軌道傾斜角の変更をする。これにより、地上設備５００の例４では、混雑軌道とは軌道面の傾きを変更するか、または通過タイミングをずらして衝突リスクを回避するアクティブデオービット運用を実施する。

地上設備５００の例１から例３では、ＬＳＴ１０：３０近傍の混雑軌道回避をカバーするだけでなく、極域密集域通過の場合の衝突も回避することができる。

上記地上設備５００の例１から例４をどのように組み合わせて実施しても構わない。例えば、以下の地上設備を実施することが可能である。

地上設備は、衛星コンステレーションを構成する衛星を追跡管制運用する信号を送受する通信装置と、軌道制御コマンドを送信する軌道制御コマンド送信部と、軌道離脱用コマンド受信後の上記衛星の通過軌道を解析予測する解析予測部とを備える。地上設備は、設計寿命末期を迎えた上記衛星を、上記衛星の具備する推進装置を動作させることにより、軌道離脱させる前記軌道制御コマンドを送信する。
地上設備は、衛星の軌道離脱あるいはデブリ回収による軌道離脱をする降下途中において、低高度に構築された別の衛星コンステレーションの極域密集域または混雑軌道面を通過することが解析予測で判明した場合に、衝突リスクを回避するアクティブデオービット運用を実施する。具体的には、地上設備は、当該衛星コンステレーションとは異なる軌道傾斜角となるよう衛星進行方向と概略直交する方向への推進器の噴射による軌道面の面外方向への加速度付与による軌道傾斜角の変更をすることによって、混雑軌道とは軌道面の傾きを変更するか、または通過タイミングをずらして衝突リスクを回避するアクティブデオービット運用を実施する。

地上設備は、故障して軌道制御機能を喪失した衛星を回収する装置を具備するデブリ回収衛星を追跡管制運用する信号を送受する通信装置と、軌道制御コマンド送信部と、故障衛星を捕獲した状態のデブリ回収衛星の通過軌道を解析予測する解析予測部を具備する。地上設備は、故障した衛星を、上記デブリ回収衛星の具備する捕獲装置と推進装置を動作させることにより、軌道離脱させる捕獲コマンドと軌道制御コマンドをデブリ回収衛星に対して送信する。
地上設備は、衛星の軌道離脱あるいはデブリ回収による軌道離脱をする降下途中において、低高度に構築された別の衛星コンステレーションの極域密集域または混雑軌道面を通過することが解析予測で判明した場合に、衝突リスクを回避するアクティブデオービット運用を実施する。具体的には、地上設備は、当該衛星コンステレーションとは異なる軌道傾斜角となるよう衛星進行方向と概略直交する方向への推進器の噴射による軌道面の面外方向への加速度付与による軌道傾斜角の変更をすることによって、混雑軌道とは軌道面の傾きを変更するか、または通過タイミングをずらして衝突リスクを回避するアクティブデオービット運用を実施する。

地上設備は、軌道高度８００ｋｍ以上の混雑軌道よりも上空を飛翔するロケットの残骸を回収する装置を具備するデブリ回収衛星を追跡管制運用する信号を送受する通信装置と、軌道制御コマンド送信部と、故障衛星を捕獲した状態のデブリ回収衛星の通過軌道を解析予測する解析予測部を具備する。地上設備は、ロケットの残骸を、上記デブリ回収衛星の具備する捕獲装置と推進装置を動作させることにより、軌道離脱させる捕獲コマンドと軌道制御コマンドをデブリ回収衛星に対して送信する。
地上設備は、衛星の軌道離脱あるいはデブリ回収による軌道離脱をする降下途中において、低高度に構築された別の衛星コンステレーションの極域密集域または混雑軌道面を通過することが解析予測で判明した場合に、衝突リスクを回避するアクティブデオービット運用を実施する。具体的には、地上設備は、当該衛星コンステレーションとは異なる軌道傾斜角となるよう衛星進行方向と概略直交する方向への推進器の噴射による軌道面の面外方向への加速度付与による軌道傾斜角の変更をすることによって、混雑軌道とは軌道面の傾きを変更するか、または通過タイミングをずらして衝突リスクを回避するアクティブデオービット運用を実施する。

ここで、本実施の形態に係る効果について、さらに説明する。
低軌道衛星のデオービットは衛星進行方向と逆方向に推進器を動作して軌道高度を低下させ、大気圏突入により焼き尽くす手法が一般的である。しかしながら、昨今計画されているメガ衛星コンステレーションは、軌道高度が１０００ｋｍ以上と低軌道周回衛星よりも高高度であるため、寿命末期あるいは故障時にデオービットする際、より低軌道高度を飛行する衛星に衝突するリスクがある。
またメガ衛星コンステレーションでは軌道面も多様に構成され、それぞれの軌道面に多数衛星が隊列飛行しているため、デオービット時に衛星が通過する軌道経路も多岐に渡る。特に太陽同期軌道のＬＳＴ１０：３０近傍あるいは極域といった低軌道衛星の混雑領域を通過する可能性がある場合に、衝突確率が高い。
デオービットを自由落下に依存する場合は、徐々に高度を低下させるのに伴って、軌道面が回転するため、いかなる軌道面からデオービットした衛星にも太陽同期衛星の混雑軌道を通過する可能性がある。
また極域付近を通過する軌道傾斜角略９０度近傍の軌道面で構成される衛星コンステレーションの衛星をデオービットする場合、軌道高度が低下しても軌道傾斜角が概ね同様なため、より低軌道の極軌道衛星と衝突する確率が高い。

本実施の形態では、混雑軌道面通過を回避するために、軌道面の回転を利用して、混雑軌道通過前に落下を早めて通過するか、逆に混雑軌道面が通り過ぎた後に閑散として軌道面を落下させることにより衝突を回避する。混雑軌道面を通過するタイミングを変更する方式としては、デオービットする衛星を加速すれば軌道高度が上昇し、落下タイミングを遅らせることができる。また減速すれば軌道高度降下が加速するので、落下タイミングを早めることができる。また当該軌道高度での滞留時間に応じて、摂動により軌道面が回転する効果があるので、混雑軌道の通過を待つことが可能となる。なおデオービットする衛星の昇交点ないし降交点通過時に進行方向と直交方向に推進器を動作することで、軌道傾斜角が変更できるので、軌道面の回転を加速することも可能である。

特に地上設備５００の例４では、軌道傾斜角を意図的に変更することにより、極域で混雑する高度では、極域を通過しないよう、軌道面を変更することにより、衝突を回避する。軌道傾斜角を変更する方式としては、デオービットする衛星の昇交点ないし降交点通過時に進行方向と直交方向に推進器を動作することで、軌道傾斜角が効果的に変更できる。

次に、上記の実施の形態１から１０に係る効果について、さらに説明する。
近年数千機に及ぶ大規模衛星コンステレーションの構想が発表されているが、同一高度を飛翔する衛星は軌道面の交線上で、衛星高度の一致する２点で衝突するリスクがある。大規模コンステレーションでは特に全ての軌道面が高確率で会合する極域において衝突確率が極めて高くなる。
同一軌道面に多数の衛星が飛行する例として赤道上空で軌道高度約３６０００ｋｍを飛行する静止軌道衛星が有名であり、同一軌道面を約３００の衛星が飛行している。地球自転と同期しているため、地上から見るとあたかも宇宙空間で静止しているように見えるが、同一高度を略円軌道を描いて飛行しているため、静止軌道上衛星は衝突せず運用継続している。また地球から見た角度は約１度から２度程度しか離れていないので接近しているように感じるが、軌道上の２衛星間の距離は十分離れている。

これに対して近年増加傾向の低軌道周回衛星コンステレーションでは、単独コンステレーションでも衛星数が数千の規模であり、複数衛星コンステレーション構想の衛星総数は１万機に迫る規模となる。軌道高度が静止衛星に対して１／２０～１／１００倍程度と低く、２衛星間の距離も格段に接近しているため、静止軌道と比較しても衝突のリスクが高い。
また静止軌道とは異なり、異なる軌道面を同時に利用するため、２面の交線上で衝突する可能性が存在する。軌道傾斜角９０°近傍の衛星コンステレーションでは複数の軌道面が地球の自転軸近傍を交線となし、全ての衛星が南極上空と北極上空を通過するため、軌道高度が一致すると衝突する可能性が高い。
また地球観測衛星で多用するＬＳＴ１０：００～１１：００の太陽同期軌道は衛星が密集する軌道面が多く、同じ軌道面内に徐々に軌道高度を変化させる物体が侵入すると衝突リスクが高い。
また衛星コンステレーションの完成形態においては、いかなる２衛星も位置座標と時刻が同時に一致する条件（ｘ１、ｙ１、ｚ１、ｔ１）＝（ｘ２、ｙ２、ｚ２、ｔ２）とならない限り衝突は発生しない。よって、軌道高度あるいはタイミング、軌道面内の位相などを人為的に操作することで衝突を回避することができる。しかし、衛星コンステレーションの構築過渡段階において、新規衛星をコンステレーションに追加するプロセスでは衝突リスクが高い。
また多数の衛星コンステレーションよりも高高度を飛行する衛星が制御不能な故障に陥って自由落下する場合に、密集軌道面を高度変更しながら通過すると、同一軌道面内で複数の軌道高度の衛星群と会合する可能性があるため、衝突リスクが高い。

宇宙空間は広大であるため絶対値としての衝突確率は依然十分小さいとしても、一度衝突が発生すると、大規模な破壊が起こり、多数飛散した残骸が所謂デブリとして、近傍を飛翔する衛星に再び衝突して２次被害を発生する恐れがある。ワーストケースでは衝突、破壊の連鎖により、近傍軌道全体がバイオレートされる懸念もある。
近傍軌道全体がバイオレートされて、多数のデブリが浮遊する状態になると、長期にわたりいかなる衛星も運用できなくなるリスクがあり、宇宙インフラへの依存性が高まる一方の社会生活全般に悪影響が及ぶ。
また衛星自体が高額であり、かつロケットによる打上げや運用に資する総コストが巨額であるため、衝突が発生すると巨額の経済的損失につながる。
また複数衛星が連携することにより例えば通信サービスといった目的を実現しているため、衝突に伴う衛星欠落により、当初目的のサービスの中断および品質劣化を来す。

上記の実施の形態１から１０では、高度の異なる軌道面の組合せ、交点通過時刻を人為的にずらす方式、故障した衛星の除去方式、新規衛星軌道投入方式といった手法を提供することにより、衛星コンステレーションの衝突を回避することができる。

実施の形態１１．
本実施の形態では、主に、実施の形態１から１０に追加する点について説明する。なお、実施の形態１から１０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。

実施の形態１で説明したように、衛星コンステレーション形成システム１００は、衛星群３００により構成され、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を形成する。衛星コンステレーション形成システム１００は、各軌道面２１に複数の衛星が同じ軌道高度で飛行する複数の軌道面を有する衛星コンステレーション２０を形成する。
また、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成部１１０は、複数の軌道面の各軌道面２１の軌道高度が互いに異なり、かつ、複数の軌道面の各軌道面２１の公転周期が互いに等しくなる軌道傾斜角を各軌道面が有する衛星コンステレーション２０を形成する。例えば、複数の軌道面の各軌道面は、図１１に示すような太陽同期軌道である。

衛星コンステレーション形成システム１００には、衛星コンステレーション２０が備える各軌道面２１の軌道高度が互いに異なり、かつ、複数の軌道面の各軌道面２１の公転周期が互いに等しくなる軌道傾斜角を各軌道面が有するようにパラメータが設定される。
そして、衛星コンステレーション形成部１１０は、設定されたパラメータを用いて、各軌道面２１の軌道高度が互いに異なり、かつ、複数の軌道面の各軌道面２１の公転周期が互いに等しくなる軌道傾斜角を各軌道面が有する衛星コンステレーション２０を形成する。

図２５は、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０の具体例を示す模式図である。
太陽同期する軌道面同士は軌道高度が異なっていても公転周期が等しくなる。以下に、軌道高度が異なり、太陽同期軌道となる複数軌道面の例を示す。太陽同期するための制約条件は概ね軌道高度と軌道傾斜角の相関関係で決まるので、軌道高度に応じて軌道傾斜角を適切に設定すれば、太陽同期軌道を形成できる。
軌道高度１０００ｋｍ：軌道傾斜角約９９．５°
軌道高度１１００ｋｍ：軌道傾斜角約９９．９°
軌道高度１２００ｋｍ：軌道傾斜角約１００．４°
軌道高度１３００ｋｍ：軌道傾斜角約１００．９°
軌道高度１４００ｋｍ：軌道傾斜角約１０１．４°
軌道高度１５００ｋｍ：軌道傾斜角約１０２．０°

例えば、上記６種類の軌道高度の軌道面をＬＳＴで以下のように設定すれば、互いに概略３０°ずつ緯度方向に角度が異なる軌道面群が構成され、この軌道面間の相対角度は常に維持される。すなわち、公転周期が等しい６つの軌道面が形成される。
軌道高度１０００ｋｍの太陽同期軌道面：ＬＳＴ０６：００
軌道高度１１００ｋｍの太陽同期軌道面：ＬＳＴ０８：００
軌道高度１２００ｋｍの太陽同期軌道面：ＬＳＴ１０：００
軌道高度１３００ｋｍの太陽同期軌道面：ＬＳＴ１２：００
軌道高度１４００ｋｍの太陽同期軌道面：ＬＳＴ１４：００
軌道高度１５００ｋｍの太陽同期軌道面：ＬＳＴ１６：００

ここでは、公転周期が等しくなる典型的な例として太陽同期軌道を例示したが、太陽非同期軌道であっても、同様に公転周期が等しくなる複数の軌道高度の選定が可能である。

なお、衛星コンステレーション形成部１１０は、複数の軌道面の各軌道面２１の軌道高度が互いに異なり、かつ、複数の軌道面の各軌道面２１の回転が同期する軌道傾斜角を各軌道面が有する衛星コンステレーション２０を形成してもよい。

次に、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００により構築される衛星コンステレーション２０を追跡管制する地上設備５００について説明する。
本実施の形態に係る地上設備５００は、複数の軌道面の各軌道面における複数の衛星の相対位相を維持するように各衛星の高度を調整するとともに、複数の軌道面間の相対角度を維持するように各軌道面の軌道高度および軌道傾斜角の調整を行うコマンドを生成し、衛星群の各衛星に送信する。

＜地上設備５００の例５＞
図２３は、本実施の形態に係る地上設備５００である地上設備５００の例５の構成を示す図である。
地上設備５００の例５の構成は、実施の形態１０の地上設備５００の例１と同様である。

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３０を追跡管制運用する信号を送受する。
軌道制御コマンド送信部５１０は、複数の軌道面の各軌道面における複数の衛星の相対位相を維持するように各衛星の高度を調整するとともに、複数の軌道面間の相対角度を維持するように各軌道面の軌道高度および軌道傾斜角の調整を行う軌道制御コマンド５１を衛星３０に送信する。

＊＊＊本実施の形態の効果の説明＊＊＊
軌道高度が異なり、かつ、軌道傾斜角が等しい軌道面の公転周期は相違する。このため、長期間運用する内に軌道面同士の相対角度が変化してしまう。この結果、複数の衛星で連携してサービスを実施する際に、衛星の配置が変化してしまって、サービスに支障を来す虞がある。また適切な軌道配置を維持するために、別途推進器を用いて軌道面を調整する場合は、調整中の期間にはサービスの継続ができなくなるという虞がある。
本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システムによれば、軌道面間の相対関係が維持されるので、支障なくサービス提供し続けながら、衝突リスクを回避することが可能となる。

実施の形態１２．
本実施の形態では、主に、実施の形態１から１１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１１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。

＊＊＊構成の説明＊＊＊
図２６は、衛星コンステレーション形成システム６００の衛星３０の構成例である。
ここで、衛星コンステレーション形成システム６００を形成する衛星３０の構成について説明する。
衛星３０は、衛星制御装置３１０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３１０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３０は、宇宙物体６０の一例である。

衛星制御装置３１０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３１０は、地上設備５００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５００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５００へ送信する。また、衛星通信装置３２は、地上設備５００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、アポジキックモーターまたは化学推進装置、または電気推進装置である。アポジキックモーター（ＡＫＭ：Ａｐｏｇｅｅ Ｋｉｃｋ Ｍｏｔｏｒ）は、人工衛星の軌道投入に使われる上段の推進装置のことであり、アポジモーター（固体ロケットモーター使用時）、またはアポジエンジン（液体エンジン使用時）とも呼ばれている。
化学推進装置は、一液性ないし二液性燃料を用いたスラスタである。電気推進装置としては、イオンエンジンまたはホールスラスタである。アポジキックモーターは軌道遷移に用いる装置の名称であり、化学推進装置の一種である場合もある。
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５００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３１０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。

図２７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５００の構成例である。
地上設備５００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５００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。

地上設備５００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５００は、宇宙交通管理装置２００に備えられる。地上設備５００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５００のハードウェアについては、図６において説明した衛星コンステレーション形成システム１００のハードウェアと同様である。

地上設備５００は、機能要素として、軌道制御コマンド送信部５１０と、解析予測部５２０を備える。軌道制御コマンド送信部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。

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。
軌道制御コマンド送信部５１０は、衛星３０に送信する軌道制御コマンド５５を生成する。
軌道制御コマンド送信部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、軌道制御コマンド送信部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。

図２８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５００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３１０に備えられていてもよい。

図２９は、本実施の形態に係る宇宙交通管理システム８００の全体構成例である。
宇宙交通管理システム８００は、複数の宇宙交通管理装置２００を備える。
複数の宇宙交通管理装置２００の各々は、宇宙を飛行する宇宙物体６０を管理する複数の事業者の各々の事業装置４０に実装される。複数の宇宙交通管理装置２００は、互いに通信回線で接続されている。

図３０は、本実施の形態に係る宇宙交通管理装置２００の構成例を示す図である。
宇宙交通管理装置２００は、他の事業装置４０と通信する。宇宙交通管理装置２００は、地上設備７０１に搭載されていてもよい。また、宇宙交通管理装置２００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。

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。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。
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、デブリ除去事業装置４５、ロケット打ち上げ事業装置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。ＳＳＡは、Ｓｐａｃｅ Ｓｉｔｕａｔｉｏｎａｌ Ａｗａｒｅｎｅｓｓの略語である。ＳＳＡ事業は、宇宙状況監視事業あるいはＳＳＡ管理事業ともいう。また、ＳＳＡ事業装置は、宇宙状況監視事業装置あるいはＳＳＡ管理事業装置ともいう。

メガコンステレーション事業装置４１は、大規模衛星コンステレーション、すなわち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、衛星の宇宙物体侵入警報を行う軌道遷移事業者のコンピュータである。
デブリ除去事業装置４５は、デブリを回収する事業を行うデブリ除去事業者のコンピュータである。
ロケット打ち上げ事業装置４６は、ロケット打ち上げ事業を行うロケット打ち上げ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。

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、収集した情報を宇宙交通管理システム８００に提供する装置であれば、その他の装置でもよい。また、宇宙交通管理装置２００が、ＳＳＡの公開サーバ上に搭載される場合は、宇宙交通管理装置２００がＳＳＡの公開サーバとして機能する構成でもよい。

宇宙交通管理装置２００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。

宇宙交通管理装置２００は、機能要素の一例として、宇宙交通管理部１２０と記憶部１４０を備える。記憶部１４０には、ルール情報５１５と密集領域識別情報５２５が記憶されている。

宇宙交通管理部１２０の機能は、ソフトウェアにより実現される。記憶部１４０は、メモリ９２１に備えられる。あるいは、記憶部１４０は、補助記憶装置９２２に備えられていてもよい。また、記憶部１４０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。

宇宙交通管理部１２０は、例えば、ルール情報５１５にしたがって宇宙物体６０を管理する。あるいは、宇宙交通管理部１２０は、密集領域識別情報５２５を用いて、ルール情報５１５にしたがって宇宙物体６０を管理する。

プロセッサ９１０は、宇宙交通管理プログラムを実行する装置である。宇宙交通管理プログラムは、宇宙交通管理装置２００および宇宙交通管理システム８００の各構成要素の機能を実現するプログラムである。

宇宙交通管理装置２００のハードウェアについては、図６において説明した衛星コンステレーション形成システム１００のハードウェアと同様である。

宇宙交通管理プログラムは、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、宇宙交通管理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、宇宙交通管理プログラムを実行する。宇宙交通管理プログラムおよび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に記憶されている宇宙交通管理プログラムおよび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、宇宙交通管理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。

宇宙交通管理装置２００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。

宇宙交通管理装置の各部の「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、通過判定処理と警報生成処理と警報通知処理の「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。「処理」、「手順」、「手段」、「段階」あるいは「工程」は、互いに読み換えが可能である。
宇宙交通管理プログラムは、宇宙交通管理システムの各部の「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、宇宙交通管理方法は、宇宙交通管理装置２００が宇宙交通管理プログラムを実行することにより行われる方法である。
宇宙交通管理プログラムは、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。

＜本実施の形態の宇宙交通管理システムの機能概要について＞
太陽同期軌道は地球観測で多用される軌道であり、特に以下の領域が密集している。
・太陽同期軌道ＬＳＴ１０：３０近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域。
・太陽同期軌道ＬＳＴ１３：３０近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域。
・太陽同期軌道ＬＳＴ０６：００近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域。
・太陽同期軌道ＬＳＴ１８：００近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域。

太陽同期軌道は軌道傾斜角が９０度近傍となるので、同一軌道高度を飛行する衛星同士は極域において軌道面同士の交点が集中し、衝突するリスクが高い。
そこでＳＴＭ（宇宙交通管理）のルールとして、法線ベクトルの異なる軌道面の衛星同士は異なる軌道高度を採用することをルール化し、軌道の交点を解消すれば、定常運用における衝突確率がゼロとなり、衝突リスクが解消する。現実的には軌道投入時や軌道離脱時などの非定常運用を実施する際に衝突リスクは発生するが、定常運用における衝突確率がゼロであれば、リスクは激減するという効果がある。

また人為的な制御により極域通過タイミングをずらすことにより衝突回避をするという手段もある。しかし、太陽同期軌道には多数国の多数事業者が衛星を運用しており、相互連携がとり切れなければ衝突するリスクが残る。
またデブリ衝突といった不慮の事故により、人為的な制御が不能となる事態に陥った場合に、衝突するリスクが高いという課題がある。
このため定常運用における衝突確率がゼロであれば、人為的な制御ができなくなっても衝突事故を回避できるという効果がある。

具体的には、図２９および図３０に示すように、本実施の形態に係る宇宙交通管理システム８００は、ルール情報５１５および密集領域識別情報５２５といった情報を用いて、宇宙物体６０の宇宙交通管理を実施する宇宙交通管理処理を実行する。すなわち、宇宙交通管理システム８００では、複数の宇宙交通管理装置２００が、複数の宇宙交通管理装置２００において共通のルール情報５１５と密集領域識別情報５２５とを用いて、宇宙物体６０の交通を管理する。ルール情報５１５は、宇宙交通管理ルール５０１ともいう。

＜宇宙交通管理処理の例１＞
宇宙交通管理部１２０は、法線ベクトルの異なる軌道面の衛星同士が異なる軌道高度を採用するように、宇宙物体６０の宇宙交通管理処理を実施する。

具体的には、ルール情報５１５には、法線ベクトルの異なる軌道面の衛星同士が異なる軌道高度を採用するルールを表す情報が設定されている。
宇宙交通管理部１２０は、ルール情報５１５にしたがって、宇宙物体６０を管理する。

宇宙交通管理処理の例１によれば、法線ベクトルの異なる軌道面の衛星同士が異なる軌道高度を採用するので、極域における衝突確率がゼロとなり、定常運用における衝突リスクを解消できるという効果がある。

＜宇宙交通管理処理の例２＞
宇宙交通管理部１２０は、法線ベクトルが同じで、同一軌道高度を飛行する複数の衛星が、軌道面内で概略均等配置になる相対位相角を維持して飛行するように、宇宙物体６０の宇宙交通管理処理を実施する。

具体的には、ルール情報５１５には、法線ベクトルが同じで、同一軌道高度を飛行する複数の衛星が、軌道面内で概略均等配置になる相対位相角を維持して飛行するルールを表す情報が設定されている。
宇宙交通管理部１２０は、ルール情報５１５にしたがって、宇宙物体６０を管理する。

図３１は、宇宙交通管理処理の例２の比較例における、軌道面内での衛星配置を表す図である。
図３２は、本実施の形態に係る宇宙交通管理処理の例２における、軌道面内での衛星配置を表す図である。
図３３は、法線ベクトルが同じで、かつ、軌道高度が異なる複数軌道面を表す図である。

図３１および図３２に示すように、同一軌道面で同一軌道高度を飛行する複数の衛星は、同期して飛行することにより衝突を回避できる。しかし、異なる事業者が管理する複数の衛星が、相対位相角を管理せずに衛星を飛行させた場合は衝突するリスクがある。
宇宙交通管理処理の例２によれば、宇宙交通管理ルール５０１を用いて、同一軌道面を飛行する複数衛星を識別し、かつ、同一軌道高度を飛行する複数の衛星が、軌道面内で概略均等配置になる相対位相角を維持して飛行する。これにより、衝突を回避できるという効果がある。

＜宇宙交通管理処理の例３＞
密集領域識別情報５２５は、以下の領域を密集領域として識別する情報である。
・太陽同期軌道ＬＳＴ１０：３０近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域。
・太陽同期軌道ＬＳＴ１３：３０近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域。
・太陽同期軌道ＬＳＴ０６：００近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域。
・太陽同期軌道ＬＳＴ１８：００近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域。
・北緯８０度以上で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域。
・南緯８０度以上で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域。
ＬＳＴ１０：３０近傍とＬＳＴ１３：３０近傍は、光学衛星群あるいはＡ－Ｔｒａｉｎと呼ばれる各種地球観測衛星群が多用する軌道である。ＬＳＴ０６：００近傍とＬＳＴ１８：００近傍は合成開口レーダを搭載したレーダ衛星群が多用する軌道である。

ルール情報５１５には、密集領域を飛行する衛星を管理する事業者が、衛星情報を公開するルールを表す宇宙交通管理ルール５０１が設定されている。
宇宙交通管理部１２０は、密集領域識別情報５２５とルール情報５１５とを用いて、同一軌道面を飛行する衛星を管理する事業者同士が、飛行安全対策について情報交換する手段を実現する。

宇宙交通管理処理の例３では、宇宙交通管理装置２００は、密集領域識別情報５２５を具備する。かつ、宇宙交通管理装置２００は、密集領域を飛行する衛星を管理する事業者が衛星情報を公開する宇宙交通管理ルール５０１と、同一軌道面を飛行する衛星を管理する事業者同士が飛行安全対策について情報交換できる手段とを具備する。
このように、当該軌道に複数事業者が無統制で衛星を飛行させることは危険であるため、交通ルールとして衛星軌道情報を公開し、飛行安全確保のための対策を調整できる環境を整備する。よって、宇宙交通管理処理の例３によれば、衝突回避をできるという効果がある。
飛行安全対策について情報交換できる手段としては、宇宙交通管理システム８００のポータル上でチャットをできる機能を具備してもよいし、調整会議を主催するメッセージを発信してもよい。

＜宇宙交通管理処理の例４＞
宇宙交通管理部１２０は、密集領域識別情報５２５を用いて、宇宙物体６０が軌道離脱して大気圏突入する途中過程において、密集領域のいずれかに侵入する前に、宇宙物体６０を捕獲して軌道降下時衝突回避運用を実現する。このような軌道降下時衝突回避運用の実現方法を軌道降下時衝突回避運用方法という。
密集領域の具体例は、宇宙交通管理処理の例３で説明したものと同様である。

図３４は、高高度のメガコンステレーション衛星による衛星軌道降下過程における密集領域（危険領域）侵入の様子を示す図である。
図３５は、本実施の形態に係る衛星軌道降下過程における密集領域侵入回避の宇宙交通管理処理を示す図である。

具体的には、ルール情報５１５には、宇宙物体６０が軌道離脱して大気圏突入する途中過程において、密集領域のいずれかに侵入する前に、宇宙物体６０を捕獲して軌道降下時衝突回避運用を実現するルールを表す宇宙交通管理ルール５０１が設定されている。軌道降下時衝突回避運用は、アクティブデオービット運用ともいう。
宇宙交通管理部１２０は、密集領域識別情報５２５とルール情報５１５とを用いて、宇宙物体６０が軌道離脱して大気圏突入する途中過程において、密集領域のいずれかに侵入する前に、宇宙物体６０を捕獲して軌道降下時衝突回避運用を実現する。

図３５を用いて、具体的に説明する。
（１）メガコンステレーション事業装置４１の宇宙交通管理装置２００は、高高度のメガコンステレーション衛星が故障衛星となり、密集領域（危険領域）に侵入することを予見する。この侵入予見情報は、通信回線を介して、宇宙交通管理システム８００の全ての宇宙交通管理装置２００に共有される。
（２）デブリ除去事業装置４５の宇宙交通管理装置２００は、ルール情報５１５に基づいて、密集領域のいずれかに侵入する前に、宇宙物体６０を捕獲して軌道降下時衝突回避運用を実現する。具体的には、即応型デブリ除去衛星の打ち上げが行われる。
（３）即応型デブリ除去衛星は故障衛星を捕獲合体して、密集領域を回避して大気圏突入を行う。これにより、軌道降下時衝突回避運用が実現される。

ここで、図６１および図６２を用いて、本実施の形態に係る宇宙交通管理システムについて補足説明をする。

図６１は、本実施の形態に係る宇宙交通管理システムの機能構成例である。
図６２は、本実施の形態に係るメガコンステレーション事業装置の宇宙情報レコーダーの例である。

宇宙交通管理システムが備える複数の宇宙交通管理装置２００は、互いに共通の通信回線で接続されている。宇宙交通管理装置２００は、メガコンステレーション事業装置、宇宙物体事業装置、および衝突回避支援事業装置の各々に備えられる。

＜メガコンステレーション事業装置＞
メガコンステレーション事業装置の宇宙交通管理装置２００は、宇宙情報レコーダー１０１と、危険警報装置１０２と、宇宙物体の軌道解析をする危険解析装置１０３と、危険回避行動支援装置１０４と、危険回避行動実施計画情報１０５とを備える。

メガコンステレーション事業装置の宇宙情報レコーダー１０１は、メガコンステレーションを構成する衛星の軌道情報を記録する。宇宙情報レコーダー１０１は、軌道予報情報である。
宇宙情報レコーダー１０１は、衛星群を識別する衛星群ＩＤに対応付けられた公開軌道情報６１と、衛星を識別する衛星ＩＤに対応付けられたリアルタイム高精度軌道情報６３を備える。
公開軌道情報６１は、他の事業装置に公開することが可能な軌道情報である。公開軌道情報６１は、衛星群を構成する衛星の機数および衛星ＩＤといった構成衛星情報と、衛星群の軌道高度の上限および下限と、衛星群の軌道傾斜角の上限および下限が設定される。
リアルタイム高精度軌道情報６３は、衛星群を構成する衛星ごとの予報軌道情報と実績軌道情報である。

危険警報装置１０２は、宇宙物体の接近あるいは衝突の危険を報知する。危険警報装置１０２は、宇宙物体を識別する宇宙物体ＩＤに対応付けられた軌道情報を備える。また、軌道情報の公開条件を設定する公開条件情報を備える。

危険解析装置１０３は、宇宙物体の軌道解析をする。例えば、危険解析装置１０３は、特定の宇宙物体Ｓとメガコンステレーション衛星群を構成する個別の衛星との衝突を解析する衝突解析部の例である。

危険回避行動支援装置１０４は、宇宙物体の回避行動の役割分担を立案する。例えば、危険回避行動支援装置１０４は、メガコンステレーションと特定の宇宙物体Ｓとの衝突が予見された場合に衝突回避対策を立案する対策立案部の例である。
危険回避行動実施計画情報１０５には、危険回避行動支援装置１０４により立案された回避行動計画が設定される。

図６２は、本実施の形態１に係るメガコンステレーション事業装置の宇宙情報レコーダーの例である。図６２では、特に、リアルタイム高精度軌道情報６３の詳細を記載している。
リアルタイム高精度軌道情報６３には、衛星ＩＤに対応して、予報軌道情報と実績軌道情報が設定されている。これらの予報軌道情報と実績軌道情報は、リアルタイムかつ高精度に設定されている。

＜宇宙物体事業装置＞
宇宙物体事業装置の宇宙交通管理装置２００は、宇宙情報レコーダー１０１を備える。宇宙物体事業装置は、通常の衛星コンステレーションの衛星、あるいは、軌道情報を公開することが適切でないもしくは軌道情報の秘匿化された衛星を管理する。よって、宇宙物体事業装置の宇宙交通管理装置２００の宇宙情報レコーダー１０１は、特定の宇宙物体ＳのＩＤである宇宙物体ＩＤに対応付けられた非公開軌道情報６２を備える。

非公開軌道情報６２には、宇宙物体Ｓの予報軌道情報が設定されている。予報軌道情報には、元期と軌道要素と予測誤差が設定されている。

＜衝突回避支援事業装置＞
衝突回避支援事業装置の宇宙交通管理装置２００は、宇宙情報レコーダー１０１と、危険警報装置１０２と、危険解析装置１０３とを備える。

衝突回避支援事業装置の宇宙情報レコーダー１０１は、宇宙物体事業装置から通信回線を介して受信した、宇宙物体Ｓの非公開軌道情報６２を記録する。宇宙物体Ｓの非公開軌道情報６２は、宇宙物体ＳのＩＤを表す宇宙物体ＩＤに対応付けられている。
また、衝突回避支援事業装置の宇宙情報レコーダー１０１は、メガコンステレーション事業装置から受信した、衛星群ＩＤに対応付けられた公開軌道情報６１を記録する。公開軌道情報６１には、メガコンステレーションの軌道情報あるいは飛翔領域情報が設定されている。

このように、衝突回避支援事業装置の宇宙交通管理装置２００が備えるデータベースは、以下の情報を記録する。
・宇宙物体事業装置から、通信回線を介して受信した特定の宇宙物体Ｓの非公開軌道情報６２。
・メガコンステレーション事業装置から取得した衛星コンステレーション衛星群の軌道情報または飛翔領域情報。

危険解析装置１０３は、宇宙物体の軌道解析をする。危険解析装置１０３は、特定の宇宙物体Ｓの軌道解析をする軌道解析部４３１の例である。危険解析装置１０３は、例えば、特定の宇宙物体Ｓが衛星コンステレーション衛星群の飛翔する軌道高度領域に侵入するかを解析する。

危険警報装置１０２は、宇宙物体の接近あるいは衝突の危険を通報する。危険警報装置１０２は、特定の宇宙物体Ｓが衛星コンステレーション衛星群の飛翔する軌道高度領域に侵入することが予見された場合に、メガコンステレーション事業者に侵入警報と特定の宇宙物体Ｓの非公開軌道情報６２とを通信回線を介して通報する通報部の例である。
通信回線は暗号鍵により秘匿化されていても良い。

以上の実施の形態では、次のようなＳＳＡ事業装置について説明した。
ＳＳＡ事業装置は、ＳＳＡ事業者が宇宙物体情報を管理する事業装置であって、
宇宙物体を管理する複数の事業装置が具備する宇宙交通管理装置と互換性を持つ宇宙交通管理装置を具備し、
複数の事業装置の具備する宇宙交通管理装置同士を通信回線で接続した宇宙交通管理システムと前記宇宙交通管理装置で接続されている。

前記宇宙交通管理装置が
宇宙物体の軌道情報を記録する宇宙情報レコーダーと
危険解析装置と、
宇宙物体の異常接近ないし衝突ないし危険領域への侵入を通報する危険警報装置
を具備し、更に
危険回避行動支援装置と、
危険回避行動実施計画情報と、
セキュリティー管理情報と、
の全てまたは一部を具備する。

ＳＳＡ事業装置は、前記宇宙情報レコーダーで取得した複数の宇宙物体情報を使って
前記危険解析装置により接近ないし衝突ないし侵入解析を実施し、
危険を伴う接近ないし衝突ないし侵入が予見された場合に、
危険警報装置により当事者となる宇宙物体の事業装置に危険を通報する。

ＳＳＡ事業装置は、危険警報装置により危険を通報した当事者となる宇宙物体の管理事業者と、
前記危険回避行動支援装置により危険回避行動を調整し、
危険回避行動実施計画情報を公開する。

ＳＳＡ事業装置は、危険警報をデブリ除去事業装置またはメガコンステレーション事業装置に通報し、
危険回避行動を要請する。

ＳＳＡ事業装置は、危険警報を宇宙保険事業装置に通報し、
衝突事故発生時の損害補償対策を支援する。

ＳＳＡ事業装置は、ＳＳＡ事業者が宇宙物体情報を管理する事業装置であって、
宇宙物体を管理する複数の事業装置が具備する宇宙交通管理装置と互換性を持つ宇宙交通管理装置を具備し、
複数の事業装置の具備する宇宙交通管理装置同士を通信回線で接続した宇宙交通管理システムと前記宇宙交通管理装置で接続され、
かつ特定事業装置の具備する宇宙交通管理装置とは秘匿回線で接続されている。

このようなＳＳＡ事業装置によれば、ＳＳＡ情報のユーザが秘匿性を有する宇宙物体の管理事業者の場合、あるいは、監視対象となる宇宙物体の情報を秘匿する必要がある場合に、Ｎｅｅｄ ｔｏ Ｋｎｏｗの原則により必要な事業装置だけと情報授受できるという効果がある。

ＳＳＡ事業装置は、ＳＳＡ事業者が宇宙物体情報を管理する事業装置であって、
宇宙物体を管理する複数の事業装置が具備する宇宙交通管理装置と互換性を持つ宇宙交通管理装置を具備し、
複数の事業装置の具備する宇宙交通管理装置同士を通信回線で接続した宇宙交通管理システムと前記宇宙交通管理装置で接続されている。

ＳＳＡ事業者が宇宙物体情報を管理する事業装置であって、
危険警報装置により、ロケット打上げ計画軌道情報または、デオービットして軌道降下する宇宙物体の軌道情報を
メガコンステレーション事業者に通報する。

また、以上の実施の形態では、次のような宇宙交通事業装置について説明した。

宇宙交通事業装置は、宇宙交通を管理し、宇宙往還機の管制装置ないし衝突回避支援装置を含む宇宙交通事業装置であって、ＳＳＡ事業装置の機能を兼ね備える。

宇宙交通事業装置は、スペースプレーン等の往還機のスペースポートに設置された管制装置などを含む。ここでは、米国ＦＡＡ（Ｆｅｄｅｒａｌ Ａｖｉａｔｉｏｎ Ａｄｍｉｎｉｓｔｒａｔｉｏｎ）が宇宙交通管理業務を担当する場合を想定している。ＦＡＡは航空管制組織であり、宇宙物体を保有はしないが、交通管理を実施する。

また、以上の実施の形態では、次のようなデブリ除去事業装置および地上設備について説明した。

デブリ除去事業装置は、宇宙物体を除去するデブリ除去事業者が
デブリ除去衛星を管理するデブリ除去事業装置であって、
前記デブリ除去衛星が宇宙物体を捕獲する捕獲装置と、推進装置と、軌道制御装置と、通信装置を具備し、
前記宇宙物体が
軌道離脱して大気圏突入する途中過程において、
太陽同期軌道ＬＳＴ１０：３０近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ１３：３０近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ０６：００近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ１８：００近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
北緯８０度以上で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
南緯８０度以上で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と
のいずれかに侵入する前に、
前記宇宙物体を捕獲して軌道降下時衝突回避運用をする。

デブリ除去事業装置は、宇宙物体を除去するデブリ除去事業者が
デブリ除去衛星を管理するデブリ除去事業装置であって、
前記デブリ除去衛星が打上げ準備して地上待機する即応型衛星であり、
前記宇宙物体が衛星密集領域に侵入することが予見された後に
前記宇宙物体の予測軌道に打上げ、
前記宇宙物体を捕獲して
軌道降下時衝突回避運用をする。

地上設備は、デブリ除去衛星により宇宙物体を除去するデブリ除去事業者が、
前記デブリ除去衛星を運用制御する地上設備であって、
宇宙物体が
軌道離脱して大気圏突入する途中過程において、
太陽同期軌道ＬＳＴ１０：３０近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ１３：３０近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ０６：００近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ１８：００近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
北緯８０度以上で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
南緯８０度以上で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と
のいずれかを通過することが、解析予測で判明した場合に、
デブリ除去衛星の具備する軌道制御装置にコマンドを送信して
衛星速度の増速、ないし減速による軌道高度の上昇、ないし下降、あるいは衛星進行方向と概略直交する方向への推進器の噴射による軌道面の面外方向への加速度付与による軌道傾斜角の変更をすることによって、混雑軌道通過タイミング、ないし軌道面をずらして衝突リスクを回避する
軌道降下時衝突回避運用を実施する。

地上設備は、デブリ除去衛星により宇宙物体を除去するデブリ除去事業者が、
前記デブリ除去衛星を運用制御する地上設備であって、
前記デブリ除去衛星が宇宙物体を６自由度拘束する捕獲装置を具備し、
前記地上設備は
宇宙物体を捕獲した状態のデブリ除去衛星の重心位置を解析する手段を具備し、
デブリ除去衛星の具備する軌道制御装置にコマンドを送信して
推進装置の噴射ベクトルが捕獲状態の重心を通るよう
軌道制御装置を運用制御する。

地上設備は、デブリ除去衛星により宇宙物体を除去するデブリ除去事業者が、
前記デブリ除去衛星を運用制御する地上設備であって、
前記デブリ除去衛星が打上げ準備して地上待機する即応型衛星であり、
前記宇宙物体が衛星密集領域に侵入することが予見された後に
前記宇宙物体の予測軌道に打上げ、
前記宇宙物体を捕獲して
軌道降下時衝突回避運用をする。

デブリ除去事業装置は、宇宙物体を除去するデブリ除去事業者が
デブリ除去衛星を管理するデブリ除去事業装置であって、
前記地上設備を具備する。

デブリ除去事業装置は、宇宙物体を除去するデブリ除去事業者が
デブリ除去衛星を管理するデブリ除去事業装置であって、
宇宙物体を管理する複数の事業装置が具備する宇宙交通管理装置と互換性を持つ宇宙交通管理装置を具備し、
複数の事業装置の具備する宇宙交通管理装置同士を通信回線で接続した宇宙交通管理システムと前記宇宙交通管理装置で接続されている。

前記宇宙交通管理装置が
宇宙物体の軌道情報を記録する宇宙情報レコーダーと
宇宙物体が危険領域に接近する危険警報装置と
危険解析装置と、
危険回避行動支援装置と、
危険回避行動実施計画情報と、
セキュリティー管理情報と、
の全てまたは一部を具備するデブリ除去事業装置。

デブリ除去事業装置は、宇宙交通管理装置の具備する
危険警報装置により複数宇宙物体の接近ないし衝突の予見情報を取得し、
接近する宇宙物体の軌道情報と、接近される宇宙物体の軌道情報を宇宙情報レコーダーで取得し、
危険解析装置により危険が予見される時間と軌道上位置を解析し、
デブリ除去衛星により危険回避行動を実行する。

デブリ除去事業装置は、宇宙交通管理装置の具備する
危険警報装置により宇宙物体の危険領域への侵入情報を取得し、
接近する宇宙物体の軌道情報と、接近される宇宙物体の軌道情報を宇宙情報レコーダーで取得し、
危険解析装置により危険が予見される時間と軌道上位置を解析し、
危険回避行動支援装置から危険回避に関わる事業者間の調整を実施して、
危険回避行動実施計画を立案し、
デブリ除去衛星により危険回避行動を実行する。

また、以上の実施の形態では、次のようなデブリ除去事業装置および地上設備について説明した。

１００機以上の衛星コンステレーションを管理する事業装置であるメガコンステレーション衛星事業装置であって、
法線ベクトルが同じで、同一軌道高度を飛行する複数の衛星が、軌道面内で概略均等配置になる相対位相角を維持して飛行するよう衛星群を管理する宇宙物体管理部を備えた
メガコンステレーション衛星事業装置。

１００機以上の衛星コンステレーションを管理する事業装置であるメガコンステレーション衛星事業装置であって、
法線ベクトルの異なる軌道面の衛星同士が異なる軌道高度を採用するよう衛星群を管理する宇宙物体管理部を備えた
メガコンステレーション衛星事業装置。

１００機以上の衛星コンステレーションを管理する事業装置であるメガコンステレーション衛星事業装置であって、
衛星群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であって、各軌道面に複数の衛星が同じ公称軌道高度で飛行する複数の軌道面を有す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形成システムにおいて、
複数の軌道面が交差する領域を飛行する衛星群の軌道高度の制御と通過タイミングの制御により
衝突を回避しながらサービス提供を続ける
衛星コンステレーション形成部を備えた
メガコンステレーション衛星事業装置。

１００機以上の衛星コンステレーションを管理する事業装置であるメガコンステレーション衛星事業装置であって、
衛星群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であって、各軌道面に複数の衛星が同じ公称軌道高度で飛行する複数の軌道面を有す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形成システムにおいて、
軌道降下中の宇宙物体、または打上げ途中のロケット、または軌道遷移途中の衛星、またはデブリとの衝突が予見された後に、
衛星群の軌道の制御と通過タイミングの制御により
衝突を回避しながらサービス提供を続ける
衛星コンステレーション形成部を備えた
メガコンステレーション衛星事業装置。

１００機以上の衛星コンステレーションを管理する事業装置であるメガコンステレーション衛星事業装置であって、
メガコンステレーション衛星群を構成する衛星を軌道離脱して大気圏突入する途中過程において、
太陽同期軌道ＬＳＴ１０：３０近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ１３：３０近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ０６：００近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ１８：００近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
北緯８０度以上で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
南緯８０度以上で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と
のいずれかに前記衛星が侵入する前に、
前記衛星を軌道降下時衝突回避運用する宇宙物体管理部を備えた
メガコンステレーション衛星事業装置。

１００機以上の衛星コンステレーションを管理する事業装置であるメガコンステレーション衛星事業装置であって、
衛星コンステレーションを構成する衛星を追跡管制運用する信号を送受する通信装置と、軌道制御コマンドを送信する軌道制御コマンド送信部と、軌道離脱用コマンド受信後の上記衛星の通過軌道を解析予測する解析予測部とを備え、設計寿命末期を迎えた上記衛星を、上記衛星の具備する推進装置を動作させることにより、軌道離脱させる前記軌道制御コマンドを送信する地上設備であって、
前記軌道制御コマンド送信部は、
前記解析予測部により、前記衛星コンステレーションの軌道面を通過すると判定されると、上記衛星の具備する軌道制御装置により、衛星速度の増速、ないし減速による軌道高度の上昇、ないし下降、あるいは衛星進行方向と概略直交する方向への推進器の噴射による軌道面の面外方向への加速度付与による軌道傾斜角の変更をすることによって、混雑軌道通過タイミング、ないし軌道面をずらして衝突リスクを回避する軌道降下時衝突回避運用を実施する前記軌道制御コマンドを送信する地上設備を具備する
メガコンステレーション衛星事業装置。

１００機以上の衛星コンステレーションを管理する事業装置であるメガコンステレーション衛星事業装置であって、
宇宙物体を管理する複数の事業者の各々の事業装置が具備する宇宙交通管理装置を通信回線で接続した宇宙交通管理システムをなす宇宙交通管理装置を具備し、
前記宇宙交通管理装置は、
太陽同期軌道ＬＳＴ１０：３０近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ１３：３０近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ０６：００近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ１８：００近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
北緯８０度以上で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
南緯８０度以上で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と
を密集領域として識別する密集領域識別情報と、
前記密集領域を飛行する衛星を管理する事業者が、衛星情報を公開するルールを表す宇宙交通管理ルールであるルール情報と、
前記密集領域識別情報と前記ルール情報とを用いて、同一軌道面を飛行する衛星を管理する事業者同士が、飛行安全対策について情報交換する手段を実現する宇宙物体管理部とを備えた
メガコンステレーション衛星事業装置。

１００機以上の衛星コンステレーションを管理する事業装置であるメガコンステレーション衛星事業装置であって、
宇宙物体を管理する複数の事業者の各々の事業装置が具備する宇宙交通管理装置を通信回線で接続した宇宙交通管理システムをなす宇宙交通管理装置を具備し、
前記宇宙交通管理装置は、
衛星の軌道情報を記録する宇宙情報レコーダーを具備し、
これに加えて
宇宙交通管理ルール情報と、
危険解析装置と、
危険警報装置と、
危険回避行動支援装置と、
危険回避行動実施計画情報と、
セキュリティー管理情報と、
の全てまたは一部を具備する、
メガコンステレーション衛星事業装置。

１００機以上の衛星コンステレーションを管理する事業装置であるメガコンステレーション衛星事業装置であって、
宇宙物体を管理する複数の事業者の各々の事業装置が具備する宇宙交通管理装置を通信回線で接続した宇宙交通管理システムをなす宇宙交通管理装置を具備し、
前記宇宙交通管理装置は、法線ベクトルが同じで、同一軌道高度を飛行する複数の衛星が、軌道面内で概略均等配置になる相対位相角を維持して飛行するルールを表すルール情報と、
法線ベクトルの異なる軌道面の衛星同士が異なる軌道高度を採用するルール情報と、
を備えたメガコンステレーション衛星事業装置。

１００機以上の衛星コンステレーションを管理する事業装置であるメガコンステレーション衛星事業装置であって、
宇宙物体を管理する複数の事業者の各々の事業装置が具備する宇宙交通管理装置を通信回線で接続した宇宙交通管理システムをなす宇宙交通管理装置を具備し、
前記宇宙交通管理装置は、
メガコンステレーション衛星群を構成する衛星を軌道離脱して大気圏突入する途中過程において、
太陽同期軌道ＬＳＴ１０：３０近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ１３：３０近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ０６：００近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ１８：００近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
北緯８０度以上で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
南緯８０度以上で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と
のいずれかに前記衛星が侵入する前に、
前記衛星を軌道降下時衝突回避運用するルール情報を具備する
メガコンステレーション衛星事業装置。

衛星群により構成され、前記衛星群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であって、各軌道面に複数の衛星が同じ軌道高度で飛行する複数の軌道面を有す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形成システムにおいて、
前記複数の軌道面の各軌道面の軌道高度が互いに異なる前記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形成部を備えた衛星コンステレーション形成システム。

衛星群により構成され、前記衛星群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であって、各軌道面に複数の衛星が同じ軌道高度で飛行する複数の軌道面を有す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形成システムの衛星コンステレーション形成方法において、
衛星コンステレーション形成部が、前記複数の軌道面の各軌道面の軌道高度が同じであり、かつ、前記複数の軌道面の各軌道面が互いに異なる面に存在する前記衛星コンステレーションであって、前記複数の軌道面の軌道面同士の交点を、各軌道面を飛行する衛星が通過する衛星通過時刻が、同一軌道面において、次衛星が飛来するまでの待ち時間を前記複数の軌道面の軌道面数で割った時刻ずれ値の倍数となっており、かつ、前記複数の軌道面のいかなる２面の軌道面の交点においても前記衛星通過時刻が一致しない前記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形成方法。

衛星が飛行する軌道面の上空から物体が降下して前記軌道面を経由する前に、前記物体の軌道面を変更するための捕獲装置または外力付与装置と推進装置とを備えたデブリ除去方式。

衛星コンステレーション形成システムにより構築される衛星コンステレーションに記載のデブリ除去方式を適用する衛星コンステレーション構築方式において、
構成要素の軌道面の近傍の異なる軌道面であって、近傍軌道面の衛星が飛行する軌道高度とは異なる軌道高度に軌道投入し、増速ないし減速して軌道高度と軌道面の地球地軸周りの角度を変更して構成衛星を追加する衛星コンステレーション構築方式。

衛星コンステレーションを構成する衛星を追跡管制運用する信号を送受する通信装置と、軌道制御コマンドを送信する軌道制御コマンド送信部と、軌道離脱用コマンド受信後の上記衛星の通過軌道を解析予測する解析予測部とを備え、設計寿命末期を迎えた上記衛星を、上記衛星の具備する推進装置を動作させることにより、軌道離脱させる前記軌道制御コマンドを送信する地上設備であって、
前記軌道制御コマンド送信部は、
前記解析予測部により、前記衛星コンステレーションの軌道面を通過すると判定されると、上記衛星の具備する軌道制御装置により、衛星速度の増速、ないし減速による軌道高度の上昇、ないし下降、あるいは衛星進行方向と概略直交する方向への推進器の噴射による軌道面の面外方向への加速度付与による軌道傾斜角の変更をすることによって、混雑軌道通過タイミング、ないし軌道面をずらして衝突リスクを回避するアクティブデオービット運用を実施する前記軌道制御コマンドを送信する地上設備。

故障して軌道制御機能を喪失した衛星を回収する装置を具備するデブリ回収衛星を追跡管制運用する信号を送受する通信装置と、軌道制御コマンド送信部と、故障衛星を捕獲した状態のデブリ回収衛星の通過軌道を解析予測する解析予測部を具備し、故障した衛星を、上記デブリ回収衛星の具備する捕獲装置と推進装置を動作させることにより、軌道離脱させる捕獲コマンドと軌道制御コマンドをデブリ回収衛星に対して送信する地上設備であって、
太陽同期軌道における混雑軌道のＬＳＴ１０：３０近傍の軌道面を軌道高度５００ｋｍから８００ｋｍで通過することが、解析予測で判明した場合に、上記衛星の具備する軌道制御装置により、衛星速度の増速、ないし減速による軌道高度の上昇、ないし下降、あるいは衛星進行方向と概略直交する方向への推進器の噴射による軌道面の面外方向への加速度付与による軌道傾斜角の変更をすることによって、混雑軌道通過タイミング、ないし軌道面をずらして衝突リスクを回避するアクティブデオービット運用を実施する地上設備。

宇宙物体を管理する複数の事業者の各々の事業装置が具備する宇宙交通管理装置を通信回線で接続した宇宙交通管理システムであって、
複数の宇宙交通管理装置の各々は、
法線ベクトルの異なる軌道面の衛星同士が異なる軌道高度を採用するルールを表すルール情報と、
前記ルール情報にしたがって、前記宇宙物体を管理する宇宙物体管理部と
を備えた宇宙交通管理システム。

宇宙物体を管理する複数の事業者の各々の事業装置が具備する宇宙交通管理装置を通信回線で接続した宇宙交通管理システムであって、
複数の宇宙交通管理装置の各々は、
法線ベクトルが同じで、同一軌道高度を飛行する複数の衛星が、軌道面内で概略均等配置になる相対位相角を維持して飛行するルールを表すルール情報と、
前記ルール情報にしたがって、前記宇宙物体を管理する宇宙物体管理部と
を備えた宇宙交通管理システム。

宇宙物体を管理する複数の事業者の各々の事業装置が具備する宇宙交通管理装置を通信回線で接続した宇宙交通管理システムであって、
複数の宇宙交通管理装置の各々は、
宇宙物体が軌道離脱して大気圏突入する途中過程において、
太陽同期軌道ＬＳＴ１０：３０近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ１３：３０近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ０６：００近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ１８：００近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
北緯８０度以上で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
南緯８０度以上で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と
のいずれかに前記宇宙物体が侵入する前に、
前記宇宙物体を捕獲して軌道降下時衝突回避運用をする宇宙物体管理部を備えた宇宙交通管理システム。

宇宙物体を管理する事業装置に具備されている宇宙物体管理部であって、
前記宇宙物体が軌道離脱して大気圏突入する途中過程において、
太陽同期軌道ＬＳＴ１０：３０近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ１３：３０近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ０６：００近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ１８：００近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
北緯８０度以上で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
南緯８０度以上で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と
のいずれかに前記宇宙物体が侵入する前に、
前記宇宙物体を捕獲して軌道降下時衝突回避運用をする宇宙物体管理部。

宇宙物体を管理する複数の事業者の各々の事業装置が具備する宇宙交通管理装置を通信回線で接続した宇宙交通管理システムの軌道降下時衝突回避運用方法であって、
複数の宇宙交通管理装置の各々の宇宙物体管理部が、
宇宙物体が軌道離脱して大気圏突入する途中過程において、
太陽同期軌道ＬＳＴ１０：３０近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ１３：３０近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ０６：００近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
太陽同期軌道ＬＳＴ１８：００近傍で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
北緯８０度以上で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と、
南緯８０度以上で軌道高度５００ｋｍ以上１０００ｋｍ以下の領域と
のいずれかに前記宇宙物体が侵入する前に、
前記宇宙物体を捕獲して軌道降下時衝突回避運用をする軌道降下時衝突回避運用方法。

１００機以上の衛星コンステレーションを管理する事業装置であるメガコンステレーション衛星事業装置であって、
前記衛星コンステレーション形成システムを管理する
メガコンステレーション衛星事業装置。

１００機以上の衛星コンステレーションを管理する事業装置であるメガコンステレーション衛星事業装置であって、
前記衛星コンステレーション形成方法を実行する
メガコンステレーション衛星事業装置。

１００機以上の衛星コンステレーションを管理する事業装置であるメガコンステレーション衛星事業装置であって、
前記衛星コンステレーション構築方式を採用する
メガコンステレーション衛星事業装置。

１００機以上の衛星コンステレーションを管理する事業装置であるメガコンステレーション衛星事業装置であって、
前記地上設備を具備する
メガコンステレーション衛星事業装置。

１００機以上の衛星コンステレーションを管理する事業装置であるメガコンステレーション衛星事業装置であって、
前記宇宙交通管理システムを構成する宇宙交通管理装置を具備する
メガコンステレーション衛星事業装置。

１０機以上の衛星コンステレーションを管理する事業装置であるコンステレーション衛星事業装置であって、
前記地上設備を具備する
コンステレーション衛星事業装置。

１０機以上の衛星コンステレーションを管理する事業装置であるコンステレーション衛星事業装置であって、
前記宇宙交通管理システムを構成する宇宙交通管理装置を具備する
コンステレーション衛星事業装置。

１０機より少ない衛星を管理する事業装置である衛星事業装置であって、
前記地上設備を具備する
衛星事業装置。

１０機より少ない衛星を管理する事業装置である衛星事業装置であって、
前記宇宙交通管理システムを構成する宇宙交通管理装置を具備する
衛星事業装置。

１００機以上の衛星コンステレーションを管理する事業装置であるメガコンステレーション衛星事業装置、あるいは、
１０機以上の衛星コンステレーションを管理する事業装置であるコンステレーション衛星事業装置、あるいは、
１０機より少ない衛星コンステレーションを管理する事業装置である衛星事業装置
であって、
前記軌道降下時衝突回避運用方法を採用する
衛星事業装置。

宇宙物体を捕獲する手段を具備するデブリ除去衛星の事業装置であって、
前記デブリ除去方式を採用する
デブリ除去事業装置。

宇宙物体を捕獲する手段を具備するデブリ除去衛星の事業装置であって、
前記地上設備を具備する
デブリ除去事業装置。

宇宙物体を捕獲する手段を具備するデブリ除去衛星の事業装置であって、
前記宇宙交通管理システムを構成する宇宙交通管理装置を具備する
デブリ除去事業装置。

宇宙物体を捕獲する手段を具備するデブリ除去衛星の事業装置であって、
前記宇宙物体管理部を具備する
デブリ除去事業装置。

宇宙物体を捕獲する手段を具備するデブリ除去衛星の事業装置であって、
前記軌道降下時衝突回避運用方法を採用する
デブリ除去事業装置。

ＳＳＡ事業者が宇宙物体情報を管理する事業装置であって、
前記宇宙交通管理システムを構成する宇宙交通管理装置を具備する
ＳＳＡ事業装置。

衛星ないしロケット以外の、宇宙ステーションないし宇宙輸送機ないし宇宙機を含む宇宙物体情報を管理する事業装置であって、
前記軌道降下時衝突回避運用方法を採用する
宇宙物体事業装置。

宇宙交通を管理し、宇宙往還機の管制装置ないし衝突回避支援装置を含む宇宙交通事業装置であって、
前記宇宙交通管理システムを構成する宇宙交通管理装置を具備する
宇宙交通事業装置。

実施の形態１３．
本実施の形態では、主に、実施の形態１から１２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１２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。

宇宙物体１１０を観測するための形態について、図３６から図４７に基づいて説明する。

＊＊＊構成の説明＊＊＊
図３６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。

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。

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。

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３６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。

図３７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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

＊＊＊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。

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。

図３８から図４７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。

＜実施例１＞
図３８から図４２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。

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。

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。

図４０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４１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。

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。

＜実施例２＞
図４３から図４７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。

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。

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。

図４５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４６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。

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。

＊＊＊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。

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。

＊＊＊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。

また、以上の実施の形態１から１３から、次のようなＳＳＡ事業装置が実現可能である。

監視装置により宇宙物体情報を取得するＳＳＡ事業者が
宇宙物体情報を管理する事業装置であって、
静止軌道近傍を飛翔する監視装置を具備し、
前記監視装置が宇宙物体に対して東方へ移動しながら、
Ｌｏｃａｌ Ｓｕｎ Ｔｉｍｅ（ＬＳＴ）１８：００以降翌朝ＬＳＴ０６：００までの間に
太陽光が当たらない側である地球の裏側の上空で
監視装置を動作させる
ＳＳＡ事業装置。

監視装置により宇宙物体情報を取得するＳＳＡ事業者が
宇宙物体情報を管理する事業装置であって、
静止軌道近傍を飛翔する監視装置を具備し、
前記監視装置が宇宙物体に対して西方へ移動しながら、
Ｌｏｃａｌ Ｓｕｎ Ｔｉｍｅ（ＬＳＴ）０６：００以降ＬＳＴ１８：００までの間に
太陽光が当たる側である地球の表側の上空で
監視装置を動作させる
ＳＳＡ事業装置。

監視装置により宇宙物体情報を取得するＳＳＡ事業者が
宇宙物体情報を管理する事業装置であって、
静止軌道近傍を飛翔する監視装置と、
前記監視装置の軌道制御と監視制御をする地上設備を具備し、
宇宙物体に対して東方へ移動しながら、
Ｌｏｃａｌ Ｓｕｎ Ｔｉｍｅ（ＬＳＴ）１８：００以降翌朝ＬＳＴ０６：００までの間に
太陽光が当たらない側である地球の裏側の上空で
監視装置を動作させ、
宇宙物体に対して西方へ移動しながら、
Ｌｏｃａｌ Ｓｕｎ Ｔｉｍｅ（ＬＳＴ）０６：００以降ＬＳＴ１８：００までの間に
太陽光が当たる側である地球の表側の上空で
監視装置を動作させ、
かつ平均的な監視装置の軌道周期を調整する
ＳＳＡ事業装置。

監視装置により宇宙物体情報を取得するＳＳＡ事業者が
宇宙物体情報を管理する事業装置であって、
静止軌道近傍を飛翔する監視装置と、
前記監視装置の軌道制御と監視制御をする地上設備を具備し、
宇宙物体に対して東方へ移動しながら、
Ｌｏｃａｌ Ｓｕｎ Ｔｉｍｅ（ＬＳＴ）１８：００以降翌朝ＬＳＴ０６：００までの間に
太陽光が当たらない側である地球の裏側の上空で
監視装置を動作させ、
宇宙物体に対して西方へ移動しながら、
Ｌｏｃａｌ Ｓｕｎ Ｔｉｍｅ（ＬＳＴ）０６：００以降ＬＳＴ１８：００までの間に
太陽光が当たる側である地球の表側の上空で
監視装置を動作させ、
前記地上設備に対する平均的な相対位置を維持する
ＳＳＡ事業装置。

監視装置により宇宙物体情報を取得するＳＳＡ事業者が
宇宙物体情報を管理する事業装置であって、
通信装置を具備して静止軌道近傍を飛翔するする監視装置と、
通信装置を具備する静止衛星と、
前記静止衛星と通信する地上設備を具備し、
前記監視装置の軌道制御と監視制御をするコマンドを
前記静止衛星経由で前記監視装置に送信し、
前記監視装置の取得した監視データを
前記静止衛星経由で前記地上設備が受信する、
ＳＳＡ事業装置。

監視装置の具備する通信装置と通信する
静止衛星の具備する通信装置のアンテナが、
無指向性アンテナないし、駆動機構を具備しない固定型アンテナである
ＳＳＡ事業装置。

通信衛星経由で監視装置にコマンドを送信し、
監視装置で取得した監視データを通信衛星経由で受信する前記ＳＳＡ事業装置を構成する地上設備。

実施の形態１４．
本実施の形態では、主に、実施の形態１から１２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１２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。

＊＊＊構成の説明＊＊＊
図４８に基づいて、通信衛星１２０の構成を説明する。
通信衛星１２０は、カメラ１２４を備える。
カメラ１２４は、第１指向アンテナ１２１Ｅまたは第２指向アンテナ１２１Ｗの指向方向と同じ方向を指向する広角カメラである。

通信衛星１２０によって、観測衛星１１０と、静止軌道１０３または静止軌道１０３の近傍の軌道を飛翔する他の宇宙物体と、を視覚的に捉えることができる。このため、通信衛星１２０の周囲が通信による干渉および雑音がない環境であることを視覚的に確認することができる。
他の宇宙物体は、観測衛星１１０によって観測される宇宙物体１０９とは別の宇宙物体である。

通信衛星１２０は、カメラ１２４を備える。
但し、カメラ１２４は、魚眼レンズを有するカメラである。また、カメラ１２４は、通信衛星１２０から地球１０１への方向が視線ベクトルとなるように配置される。
魚眼レンズを具備したカメラ１２４によって、視線ベクトルを軸にする周囲３６０度の視野方向においてエレベーション方向の画像情報が得られる。
通信衛星１２０から地球１０１への方向が視線ベクトルとなるようにカメラ１２４が配置されることにより、観測衛星１１０と、静止軌道１０３または静止軌道１０３の近傍の軌道を飛翔する他の宇宙物体を視覚的に捉えることができる。さらに、軌道上の他の宇宙物体の位置を推定することが可能になる。このため、通信衛星１２０の周囲が通信による干渉および雑音がない環境であることを視覚的に確認することができる。

図４９に基づいて、観測衛星１１０の構成を説明する。
観測衛星１１０は、さらに、カメラ１１７を備える。
カメラ１１７は、通信衛星１２０を指向する広角カメラである。

カメラ１１７により、通信衛星１２０と、静止軌道１０３または静止軌道１０３の近傍の軌道を飛翔する他の宇宙物体を視覚的に捉えることができる。このため、観測衛星１１０の周囲が通信によって干渉および雑音がない環境であることを視覚的に確認することができる。
観測衛星１１０は、カメラ１１７を備える。
但し、カメラ１１７は、魚眼レンズを有するカメラである。また、カメラ１１７は、観測衛星１１０から通信衛星１２０への方向が視線ベクトルとなるように配置される。

魚眼レンズを具備したカメラ１１７によって、視線ベクトルに軸にする周囲３６０度の視野方向においてエレベーション方向の画像情報が得られる。
観測衛星１１０から通信衛星１２０への方向が視線ベクトルとなるようにカメラ１１７が配置されることにより、通信衛星１２０と、静止軌道１０３または静止軌道１０３の近傍の軌道を飛翔する他の宇宙物体を視覚的に捉えることができる。さらに、軌道上の他の宇宙物体の位置を推定することが可能となる。このため、観測衛星１１０の周囲が通信による干渉および雑音がない環境であることを視覚的に確認することができる。

図５０において、魚眼レンズを有するカメラ１１７を「魚眼レンズ付きカメラ」と称する。

各図の記載の意味は以下の通りである。
破線は、静止軌道を表す。一点鎖線は、観測衛星１１０の軌道を表す。
（Ｗｎ）は、通信衛星１２０の西方において静止軌道を飛翔する宇宙物体を表す。（Ｅｎ）は、通信衛星１２０の東方において静止軌道を飛翔する宇宙物体を表す。宇宙物体の具体例は人工衛星である。
観測衛星１１０を中心とする太枠は、魚眼レンズ付きカメラの視野範囲１９５を表す。
視野範囲１９５の中の枠は、観測衛星１１０に備わる通信装置１１３の通信範囲１９６を表す。

また、以上の実施の形態１から１４から、次のような観測衛星が実現可能である。

図５１は、本実施の形態に係る以下の観測衛星を示す図である。
地球を周回して静止軌道近傍を飛翔する宇宙物体を観測する
観測衛星であって、
観測装置と推進装置を具備し、
前記観測衛星が減速するように前記推進装置を制御することによって、
観測衛星の軌道高度を下降させ、
前記軌道高度の下降に伴って地球の自転速度に対する前記観測衛星
の周回速度が上がることによって、
前記観測衛星が宇宙物体に対して東方へ移動しながら、
Ｌｏｃａｌ Ｓｕｎ Ｔｉｍｅ（ＬＳＴ）１８：００以降翌朝ＬＳＴ０６：００までの間に
太陽光が当たらない側である地球の裏側の上空で
監視装置を動作させる
観測衛星。

図５２は、本実施の形態に係る以下の観測衛星を示す図である。
地球を周回して静止軌道近傍を飛翔する宇宙物体を観測する
観測衛星であって、
観測装置と推進装置を具備し、
前記観測衛星が増速するように前記推進装置を動作させることによって、
観測衛星の軌道高度を上昇させ、
前記軌道高度の上昇に伴って地球の自転速度に対する前記観測衛星
の周回速度が下がることによって、
前記観測衛星が宇宙物体に対して西方へ移動しながら、
Ｌｏｃａｌ Ｓｕｎ Ｔｉｍｅ（ＬＳＴ）０６：００以降ＬＳＴ１８：００までの間に
太陽光が当たる側である地球の表側の上空で
監視装置を動作させる
観測衛星。

地球を周回して静止軌道近傍を飛翔する宇宙物体を観測する
観測衛星であって、
観測装置と推進装置を具備し、
前記観測衛星が減速するように前記推進装置を動作させることによって、
観測衛星の軌道高度を下降させ、
前記軌道高度の下降に伴って地球の自転速度に対する前記観測衛星
の周回速度が上がることによって、
前記観測衛星が宇宙物体に対して東方へ移動し、
前記観測衛星が増速するように前記推進装置を動作させることによって、
観測衛星の軌道高度を上昇させ、
前記軌道高度の上昇に伴って地球の自転速度に対する前記観測衛星
の周回速度が下がることによって、
前記観測衛星が宇宙物体に対して西方へ移動し、
東方移動と西方移動の任意のタイミングで監視装置を動作し、
かつ平均的な軌道周期を調整する
観測衛星。

地球を周回して静止軌道近傍を飛翔する宇宙物体を観測する
観測衛星であって、
観測装置と推進装置を具備し、
前記観測衛星が減速するように前記推進装置を動作させることによって、
観測衛星の軌道高度を下降させ、
前記軌道高度の下降に伴って地球の自転速度に対する前記観測衛星
の周回速度が上がることによって、
前記観測衛星が宇宙物体に対して東方へ移動し、
前記観測衛星が増速するように前記推進装置を動作させることによって、
観測衛星の軌道高度を上昇させ、
前記軌道高度の上昇に伴って地球の自転速度に対する前記観測衛星
の周回速度が下がることによって、
前記観測衛星が宇宙物体に対して西方へ移動し、
東方移動と西方移動の任意のタイミングで監視装置を動作し、
かつ監視対象に対する平均的な相対位置を維持する
観測衛星。

また、次のような魚眼レンズを具備したカメラ、または進行方向前方を指向する広角カメラを具備する観測衛星が実現可能である。

図５３は、本実施の形態に係る魚眼レンズを具備したカメラの動作の例を示す図である。
静止軌道よりも低い軌道高度を飛翔して相対的に東方移動しながら静止軌道近傍の宇宙物体を監視する観測衛星の具備する魚眼レンズ付きカメラで軌道傾斜角０度の静止軌道に全ての宇宙物体が飛翔していた場合、撮像した画像は図５３のように魚眼レンズの視野の中で宇宙物体が一列に整列する。

図５４は、本実施の形態に係る魚眼レンズを具備したカメラの動作の別例を示す図である。
宇宙物体が０度以外の軌道傾斜角を有する場合、魚眼カメラ付きカメラの取得画像において、宇宙物体は一列に整列せず、図５４のようにばらつく。
魚眼レンズ付きカメラの画像の視野中心を原点として、横軸が軌道傾斜角０度の静止軌道面とすれば、横軸からの角度が宇宙物体の方位角、中心からの距離が前記観測衛星と宇宙物体の距離に相当する。

図５５および図５６は、距離を横軸に、方位角を縦軸とするグラフに宇宙物体の情報をプロットした図である。
距離を横軸に、方位角を縦軸とするグラフに宇宙物体の情報をプロットすると、図５５のように、方位角０度付近と方位角１８０度付近に情報が密集する。
このグラフを分析すると、図５６のように、方位角０度付近は東方の宇宙物体を、また方位角１８０度付近は西方の宇宙物体であり、方位角の偏差は、軌道傾斜角が０度でないことに起因してばらついていることが判る。

図５７は、本実施の形態に係る魚眼レンズを具備したカメラの動作の例である。図５８は、図５７に対応するグラフである。
観測衛星が東方に移動して、時間遅れの後に複数の撮像をすると、西方の宇宙物体は概ね相対的な分布を維持しながら距離が離れ、東方の宇宙物体は概ね相対的な分布を維持しながら距離が接近し、観測衛星が追い越した後は西方に移動することになる。
厳密にはθ度の軌道傾斜角を有する軌道を飛翔する宇宙物体は方位角が１年間で±θ度変動することになるが、短時間に複数回撮像する間の変動は微小量である。

図５９は、本実施の形態に係る魚眼レンズを具備したカメラの動作の例と対応するグラフである。
次に宇宙物体が移動している場合について説明する。
時間差をもって複数回撮像した画像では上述のように東方宇宙物体は概ね相対的な分布を維持して距離が近づくはずであるが、仮に宇宙物体の軌道高度が静止軌道と異なる場合や、宇宙物体が推進装置を稼働して移動する場合は、相対的な分布から逸脱することになる。

図６０は、本実施の形態に係る魚眼レンズを具備したカメラの動作の例と対応するグラフである。
相対関係を維持した場合、宇宙物体の位置は予め予測することが可能であり、実測値がこれを逸脱していれば、宇宙物体が移動物体であることが判る。
東方において予測よりも接近スピードが遅い場合、つまり予測より距離が離れている場合、宇宙物体の軌道高度が静止軌道よりも低高度であることが推定され、観測衛星の軌道高度と静止軌道の高度の間の高度であることが推定される。
また方位角方向に偏差がある場合は軌道面外方向の移動を伴うことが判るが、通常人工衛星において短時間に大きな面外移動を実現することが難しいことから、この場合は静止軌道近傍であって、面外速度成分を有して横切ったデブリであることが推定される。
なお魚眼レンズ付きではない広角カメラであっても同様の分析ができることは言うまでもない。

以上の実施の形態１から１４では、衛星コンステレーション形成システムおよび宇宙交通管理システムといった各システムおよび各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、各システム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。各システムおよび各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、各システムおよび各装置は、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。
また、実施の形態１から１４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から１４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。

１１，１１ｂ 衛星コンステレーション形成部、２０ 衛星コンステレーション、２１ 軌道面、３０ 衛星、３１ デブリ回収衛星、３２ 衛星通信装置、３３ 推進装置、３４ 姿勢制御装置、４０ 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 デブリ除去事業装置、４６ ロケット打ち上げ事業装置、４７ ＳＳＡ事業装置、５１ 軌道制御コマンド、５２ 捕獲コマンド、６０ 宇宙物体、７０ 地球、１００ 衛星コンステレーション形成システム、２００ 宇宙交通管理装置、１１０ 衛星コンステレーション形成部、１２０ 宇宙交通管理部、１４０ 記憶部、３００ 衛星群、３１０ 衛星制御装置、５００ 地上設備、５０１ 宇宙交通管理ルール、５１０ 軌道制御コマンド送信部、５１５ ルール情報、５２５ 密集領域識別情報、５２０ 解析予測部、６００ 衛星コンステレーション形成システム、８００ 宇宙交通管理システム、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、９５０ 通信装置、６１ 公開軌道情報、６２ 非公開軌道情報、６３ リアルタイム高精度軌道情報、１０１ 宇宙情報レコーダー、１０２ 危険警報装置、１０３ 危険解析装置、１０４ 危険回避行動支援装置、１０５ 危険回避行動実施計画情報、１００ 観測システム、１０１ 地球、１０２ 太陽、１０３ 静止軌道、１１０ 宇宙物体、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。

Claims (6)

1. 宇宙状況監視事業者が人工衛星、あるいは、デブリといった宇宙物体に関する軌道情報を宇宙物体の識別番号と対応付けて収集および提供する宇宙状況監視事業装置であって、
   前記宇宙物体の識別番号の対応付けられた軌道情報を収集および提供する他の複数の事業装置の各々が具備する宇宙交通管理装置であって、予め定められた、法線ベクトルの異なる軌道面の人工衛星同士は異なる軌道高度を採用する宇宙交通管理のルール、法線ベクトルが同じで同一軌道高度を飛行する複数の人工衛星が軌道面内で概略均等配置になる相対位相角を維持して飛行する宇宙交通管理のルール、及び人工衛星の密集領域を飛行する衛星を管理する事業者が衛星の軌道情報を公開するルール、の少なくとも何れかを含む宇宙交通管理を表すルール情報にしたがって自己が前記識別番号について管理する前記宇宙物体における人工衛星の軌道制御と軌道情報の提供を行い、宇宙交通管理を行う宇宙交通管理装置と、
   互換性を持つ宇宙交通管理装置を具備し、
   前記他の複数の事業装置から成る宇宙交通管理システムであって、前記他の複数の事業装置の具備する宇宙交通管理装置同士を通信回線で接続した宇宙交通管理システムと自装置の宇宙交通管理装置を介して接続され、
   前記他の複数の事業装置の少なくとも１つの事業装置と自装置との間で、前記宇宙物体に関する軌道情報と、前記ルール情報について、法線ベクトルの異なる軌道面の宇宙物体における人工衛星同士が異なる軌道高度を採用して軌道の交点を解消する対策により宇宙物体の衝突を回避する飛行安全対策、または法線ベクトルが同じで、同一軌道高度を飛行する複数の衛星が、軌道面内で概略均等配置になる相対位相角を維持して飛行する対策により宇宙物体の衝突を衝突回避する飛行安全対策について、相互に公開される情報を交換する宇宙状況監視事業装置。
2. 前記宇宙交通管理装置が、
   前記宇宙物体の識別番号に対応付けられた軌道情報を記録する宇宙情報レコーダーと、
   危険解析装置と、
   宇宙物体の異常接近ないし衝突ないし衝突危険領域への侵入による危険な状態を示す危険警報を通報する危険警報装置
   を具備し、更に
   前記危険解析装置は、前記宇宙情報レコーダーで取得した複数の宇宙物体の軌道情報を使って宇宙物体同士の接近ないし衝突ないし衝突危険領域への侵入の解析を実施し、
   危険を伴う接近ないし衝突ないし衝突危険領域への侵入が予見された場合に、前記危険警報装置に前記危険警報を通報し、
   前記危険警報装置は、通報対象となる前記宇宙物体の識別番号を管理する当事者となる事業装置に前記危険警報を通報する
   請求項１記載の宇宙状況監視事業装置。
3. 危険回避行動を調整する危険回避行動支援装置を備え、
   危険回避行動支援装置は、前記危険警報装置により前記危険警報を通報した前記宇宙交通管理装置と識別番号を管理する宇宙物体の危険回避行動を調整し、調整した危険回避行動の実施計画の情報を公開する
   請求項２に記載の宇宙状況監視事業装置。
4. デブリ回収衛星を用いてデブリの除去を行うデブリ除去事業装置または１００機以上の衛星コンステレーションを管理するメガコンステレーション事業装置に前記危険警報を通報し、デブリ除去事業装置にデブリの除去を行う危険険回避行動を要請し、またはメガコンステレーション事業装置に軌道の制御と極域、混雑軌道、または他衛星との軌道交差点の通過タイミングの制御を行う危険険回避行動を要請する
   請求項２または請求項３に記載の宇宙状況監視事業装置。
5. 宇宙物体を管理する複数の事業者の各々の事業装置が具備する宇宙交通管理装置であって予め定められた宇宙物体の飛行する軌道を管理するためのルール情報にしたがって宇宙交通管理を行う宇宙交通管理装置を通信回線で接続した宇宙交通管理システムであって、
   前記事業者は複数の軌道面の各軌道面には、複数の衛星が同じ軌道高度で飛行する複数の軌道面を有する衛星コンステレーションを形成し、
   複数の宇宙交通管理装置の各々は、
   法線ベクトルの異なる軌道面の衛星同士が異なる軌道高度を採用するルールを表すルー
   ル情報と、前記ルール情報にしたがって、他の宇宙物体と衝突しないように前記宇宙物体の飛行する軌道と極域、混雑軌道、または他衛星との軌道交差点の通過タイミングを制御し、前記宇宙物体の飛行を管理する宇宙物体管理部と
   を備え、
   前記宇宙物体管理部が、軌道高度が互いに異なる複数の軌道面を有する衛星コンステレーションを形成し、異なる軌道高度を飛行させることにより軌道の交点を解消し衝突防止をする宇宙交通管理システム。
6. 宇宙状況監視事業者が人工衛星、あるいは、デブリといった宇宙物体に関する宇宙物体の軌道情報を収集および提供する宇宙状況監視事業装置であって、
   請求項５に記載の宇宙交通管理システムを構成する宇宙交通管理装置を具備する
   宇宙状況監視事業装置。

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