JP2001335000A - 人工衛星の緊急用軌道離脱装置 - Google Patents
人工衛星の緊急用軌道離脱装置Info
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- JP2001335000A JP2001335000A JP2000155296A JP2000155296A JP2001335000A JP 2001335000 A JP2001335000 A JP 2001335000A JP 2000155296 A JP2000155296 A JP 2000155296A JP 2000155296 A JP2000155296 A JP 2000155296A JP 2001335000 A JP2001335000 A JP 2001335000A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 従来の方法では、衛星の除去に必要な装置が
衛星の運用期間終了まで健全であるように装置の信頼性
を高く設計したので、コスト的な増大を招くという問題
があった。そこで、対象衛星が不具合等によって目的と
する機能を喪失した後でも、軌道上からの容易な除去を
実現することが目的である。 【解決手段】 対象とする衛星に、蓄電器、簡易な通信
機、姿勢制御機、ハンドル及びマーカーもしくは減速装
置を備えた緊急用軌道離脱装置を搭載することにより、
衛星の機能喪失後も有効な軌道離脱を行う。緊急用軌道
離脱装置は、本体衛星の機能喪失後、速やかに電源回線
を本体衛星との間で遮断し、自分の位置と状態を地上局
あるいは近隣の衛星に通知する。また、指令により姿勢
を一定に保ち、軌道離脱する機能を有する近隣の衛星に
捕捉してもらい、その機能を用いて軌道離脱を図る。
衛星の運用期間終了まで健全であるように装置の信頼性
を高く設計したので、コスト的な増大を招くという問題
があった。そこで、対象衛星が不具合等によって目的と
する機能を喪失した後でも、軌道上からの容易な除去を
実現することが目的である。 【解決手段】 対象とする衛星に、蓄電器、簡易な通信
機、姿勢制御機、ハンドル及びマーカーもしくは減速装
置を備えた緊急用軌道離脱装置を搭載することにより、
衛星の機能喪失後も有効な軌道離脱を行う。緊急用軌道
離脱装置は、本体衛星の機能喪失後、速やかに電源回線
を本体衛星との間で遮断し、自分の位置と状態を地上局
あるいは近隣の衛星に通知する。また、指令により姿勢
を一定に保ち、軌道離脱する機能を有する近隣の衛星に
捕捉してもらい、その機能を用いて軌道離脱を図る。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、人工衛星の緊急用
軌道離脱装置に関するものであり、特に、運用を終了す
るか、もしくは不具合を発生するか、したことで不要と
なった人口衛星を、その軌道から除去するための装置に
関している。
軌道離脱装置に関するものであり、特に、運用を終了す
るか、もしくは不具合を発生するか、したことで不要と
なった人口衛星を、その軌道から除去するための装置に
関している。
【０００２】
【従来の技術】従来は、運用を終了した人口衛星を、使
用中の軌道から取り除く場合は、運用期間を通してあら
かじめ軌道離脱する分の推薬を確保しておき、運用終了
時にこれを一時に使用して、その人工衛星を減速するこ
とで軌道から離脱させている。
用中の軌道から取り除く場合は、運用期間を通してあら
かじめ軌道離脱する分の推薬を確保しておき、運用終了
時にこれを一時に使用して、その人工衛星を減速するこ
とで軌道から離脱させている。
【０００３】しかし、この軌道から取り除く対象とする
人工衛星に不具合が発生し制御を失った場合には、遠隔
操作により軌道から除去することは、もはや従来の方法
では不可能であった。
人工衛星に不具合が発生し制御を失った場合には、遠隔
操作により軌道から除去することは、もはや従来の方法
では不可能であった。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】近年、軌道上で利用さ
れる通信用あるいは放送用衛星の数が急速に増加し、ま
た多数の衛星を近隣の軌道に配置しネットワークを形成
することで機能する衛星コンステレーションシステムも
出現してきている。特にこの衛星コンステレーションシ
ステムでは、使用済み衛星もしくは不具合の発生した衛
星が軌道上に累積することは軌道の運用上、軌道の確保
に非常に大きな制約となるばかりでなく、衛星同士の接
触などの事故につながる危険性をはらんでいる。
れる通信用あるいは放送用衛星の数が急速に増加し、ま
た多数の衛星を近隣の軌道に配置しネットワークを形成
することで機能する衛星コンステレーションシステムも
出現してきている。特にこの衛星コンステレーションシ
ステムでは、使用済み衛星もしくは不具合の発生した衛
星が軌道上に累積することは軌道の運用上、軌道の確保
に非常に大きな制約となるばかりでなく、衛星同士の接
触などの事故につながる危険性をはらんでいる。
【０００５】その一方で遠隔操作により除去する従来の
衛星除去方法では、衛星の除去に必要な装置が衛星の運
用期間終了まで健全である必要があり、そうでなけれ
ば、その機能の喪失した衛星を遠隔操作により除去する
ことはできない。また、運用終了まで確実に動作するよ
うに、装置の信頼性を高く設計することはコスト的な増
大を招くという問題があった。また、その衛星に残存す
る推薬量の管理は、現状では不確実性が大きく、余分に
確保する必要があることから無駄が多い運用とならざる
を得なかった。
衛星除去方法では、衛星の除去に必要な装置が衛星の運
用期間終了まで健全である必要があり、そうでなけれ
ば、その機能の喪失した衛星を遠隔操作により除去する
ことはできない。また、運用終了まで確実に動作するよ
うに、装置の信頼性を高く設計することはコスト的な増
大を招くという問題があった。また、その衛星に残存す
る推薬量の管理は、現状では不確実性が大きく、余分に
確保する必要があることから無駄が多い運用とならざる
を得なかった。
【０００６】そこで、本発明は、対象衛星が不具合等に
よって目的とする機能を喪失した後も容易に軌道上から
の除去を実現する方法を提案している。
よって目的とする機能を喪失した後も容易に軌道上から
の除去を実現する方法を提案している。
【０００７】
【課題を解決するための手段】衛星が目的とする機能を
喪失した場合、最も深刻な問題は、通信機能が途絶する
ことにより衛星の状態、特に位置が分からなくなること
により発生する。また、多くの場合、姿勢を一定保つこ
とが困難になり、この場合も上記とは別の問題が発生す
る。しかしながら、例えば、衛星から断続的にであれ電
波が放出されていれば、その電波から他の衛星との相対
位置を算出することが可能であり、さらに、その衛星の
姿勢が一定に保たれていれば、一定方向に減速噴射する
ことで軌道から離脱させることが十分可能である。ある
いはその姿勢が安定に保たれており、相対位置を算出す
る手がかり（以下マーカーという）と外部から捕捉され
るための持ち手（以下ハンドルという）が搭載されてい
れば、他のロボット衛星で捕捉し、軌道離脱を実現する
ことが可能である。
喪失した場合、最も深刻な問題は、通信機能が途絶する
ことにより衛星の状態、特に位置が分からなくなること
により発生する。また、多くの場合、姿勢を一定保つこ
とが困難になり、この場合も上記とは別の問題が発生す
る。しかしながら、例えば、衛星から断続的にであれ電
波が放出されていれば、その電波から他の衛星との相対
位置を算出することが可能であり、さらに、その衛星の
姿勢が一定に保たれていれば、一定方向に減速噴射する
ことで軌道から離脱させることが十分可能である。ある
いはその姿勢が安定に保たれており、相対位置を算出す
る手がかり（以下マーカーという）と外部から捕捉され
るための持ち手（以下ハンドルという）が搭載されてい
れば、他のロボット衛星で捕捉し、軌道離脱を実現する
ことが可能である。
【０００８】そこで、本発明では対象とする衛星に、蓄
電器、簡易な通信機、姿勢制御機、ハンドル及びマーカ
ーもしくは減速装置を備えた緊急用軌道離脱装置（以
下、レスキューパッケージと呼ぶ）を搭載することによ
り、外部からの操作を容易にして、衛星の機能喪失後も
有効な軌道離脱を行うための装置を提案している。レス
キューパッケージは、本体衛星の機能喪失後、過度のエ
ネルギー損失を防ぐため、速やかに電源を本体衛星と遮
断し、自分の位置と自分の状態を地上局あるいは近隣の
衛星に対して通知するため電波を送出するが、エネルギ
ー消費を節約するため、間欠的に電波を送出するにとど
める。また、近隣の衛星もしくは地上局からの指令によ
り必要な操作を行なって姿勢を一定に保ち、軌道上の速
度を減速する減速装置を動作させて自らの力で軌道離脱
する機能を有するか、もしくは近隣の衛星に捕捉しても
らい、その近隣の衛星の機能を用いて軌道離脱を図るも
のである。
電器、簡易な通信機、姿勢制御機、ハンドル及びマーカ
ーもしくは減速装置を備えた緊急用軌道離脱装置（以
下、レスキューパッケージと呼ぶ）を搭載することによ
り、外部からの操作を容易にして、衛星の機能喪失後も
有効な軌道離脱を行うための装置を提案している。レス
キューパッケージは、本体衛星の機能喪失後、過度のエ
ネルギー損失を防ぐため、速やかに電源を本体衛星と遮
断し、自分の位置と自分の状態を地上局あるいは近隣の
衛星に対して通知するため電波を送出するが、エネルギ
ー消費を節約するため、間欠的に電波を送出するにとど
める。また、近隣の衛星もしくは地上局からの指令によ
り必要な操作を行なって姿勢を一定に保ち、軌道上の速
度を減速する減速装置を動作させて自らの力で軌道離脱
する機能を有するか、もしくは近隣の衛星に捕捉しても
らい、その近隣の衛星の機能を用いて軌道離脱を図るも
のである。
【０００９】上記目的を達成するために、請求項１に記
載の発明は、人工衛星を捕捉する構成に関し、第１の人
工衛星をその衛星軌道から除去し、第２の人工衛星をそ
の衛星軌道に載せる際に用いられる装置であって、第２
の人工衛星とともに地上から打ち上げられ、第１の人工
衛星と第２の人工衛星とが、予め決められた距離に接近
した後に予め決められた手続きにより、あるいは他局か
らの指令により第２の人工衛星から離脱する構成と、離
脱した後に予め決められた手続きにより、あるいは他局
からの指令により第１の人工衛星と連接する構成と、連
接した後に第１の人工衛星を該衛星軌道から離脱せしめ
るに必要な加速を行なう構成と、を有することを特徴と
している。
載の発明は、人工衛星を捕捉する構成に関し、第１の人
工衛星をその衛星軌道から除去し、第２の人工衛星をそ
の衛星軌道に載せる際に用いられる装置であって、第２
の人工衛星とともに地上から打ち上げられ、第１の人工
衛星と第２の人工衛星とが、予め決められた距離に接近
した後に予め決められた手続きにより、あるいは他局か
らの指令により第２の人工衛星から離脱する構成と、離
脱した後に予め決められた手続きにより、あるいは他局
からの指令により第１の人工衛星と連接する構成と、連
接した後に第１の人工衛星を該衛星軌道から離脱せしめ
るに必要な加速を行なう構成と、を有することを特徴と
している。
【００１０】また、請求項２に記載の発明は、捕捉され
る人工衛星の構成に関し、人工衛星に搭載された装置で
あって、エネルギーを供給する手段と、他局との情報を
交換する手段と、衛星軌道上で自身の姿勢を制御する手
段と、該装置を搭載した人工衛星が目的とする機能を喪
失した後に該装置を搭載した人工衛星との間の電源授受
を、予め決められた手続きにより、あるいは他局からの
指令により遮断する手段と、上記の他局との情報を交換
する手段により該人工衛星装置の状態を地上または近隣
の衛星に通知する手段と、地上局または他の衛星からの
指令で自身の姿勢を一定に保つ手段とを備えることを特
徴としている。
る人工衛星の構成に関し、人工衛星に搭載された装置で
あって、エネルギーを供給する手段と、他局との情報を
交換する手段と、衛星軌道上で自身の姿勢を制御する手
段と、該装置を搭載した人工衛星が目的とする機能を喪
失した後に該装置を搭載した人工衛星との間の電源授受
を、予め決められた手続きにより、あるいは他局からの
指令により遮断する手段と、上記の他局との情報を交換
する手段により該人工衛星装置の状態を地上または近隣
の衛星に通知する手段と、地上局または他の衛星からの
指令で自身の姿勢を一定に保つ手段とを備えることを特
徴としている。
【００１１】また、請求項３に記載の発明は、より低高
度の軌道に移す構成に関し、請求項１あるいは２に記載
の発明に加え、地上から見た相対速度を減速する手段を
備えることを特徴としている。
度の軌道に移す構成に関し、請求項１あるいは２に記載
の発明に加え、地上から見た相対速度を減速する手段を
備えることを特徴としている。
【００１２】また、請求項４に記載の発明は、人工衛星
を捕捉するためのマーカーに関し、請求項１あるいは２
に記載の発明に加え、他の人工衛星と連接する手段と、
他の人工衛星からのエネルギー線を予め決められられた
形状で反射する手段、または、該他の人工衛星からの信
号により誘起された信号を放射する手段とを備えること
を特徴としている。
を捕捉するためのマーカーに関し、請求項１あるいは２
に記載の発明に加え、他の人工衛星と連接する手段と、
他の人工衛星からのエネルギー線を予め決められられた
形状で反射する手段、または、該他の人工衛星からの信
号により誘起された信号を放射する手段とを備えること
を特徴としている。
【００１３】
【発明の実施の形態】以下にこの発明の実施の形態を図
面に基づいて詳細に説明する。図１に本発明を用いた人
工衛星の緊急用軌道離脱装置の構成を示す。
面に基づいて詳細に説明する。図１に本発明を用いた人
工衛星の緊急用軌道離脱装置の構成を示す。
【００１４】この装置は、アンテナと、指令と送受信す
るための通信系と、レスキューパッケージを制御するた
めの制御系と、図１のスラスターを用いて人工衛星の姿
勢を制御するための姿勢制御系と、各ブロックにエネル
ギーを供給するための電源系と、本体との電源回路を遮
断するための遮断装置と、他の人工衛星による捕捉に使
用されるハンドルと、他の人工衛星から認識しやすくす
るためのマーカーと、を含む構成となっている。レスキ
ューパッケージは、本体衛星の機能喪失後、過度のエネ
ルギー損失を防ぐため、速やかに電源を本体衛星と遮断
し、自分の位置と自分の状態を地上局あるいは近隣の衛
星に対して通知するため電波を送出するが、エネルギー
消費を節約するため、間欠的に電波を送出するにとどめ
る。また、他の人工衛星による捕捉を容易にするため
に、スラスターを用いて人工衛星の姿勢を制御するもの
である。
るための通信系と、レスキューパッケージを制御するた
めの制御系と、図１のスラスターを用いて人工衛星の姿
勢を制御するための姿勢制御系と、各ブロックにエネル
ギーを供給するための電源系と、本体との電源回路を遮
断するための遮断装置と、他の人工衛星による捕捉に使
用されるハンドルと、他の人工衛星から認識しやすくす
るためのマーカーと、を含む構成となっている。レスキ
ューパッケージは、本体衛星の機能喪失後、過度のエネ
ルギー損失を防ぐため、速やかに電源を本体衛星と遮断
し、自分の位置と自分の状態を地上局あるいは近隣の衛
星に対して通知するため電波を送出するが、エネルギー
消費を節約するため、間欠的に電波を送出するにとどめ
る。また、他の人工衛星による捕捉を容易にするため
に、スラスターを用いて人工衛星の姿勢を制御するもの
である。
【００１５】また、図２に、捕捉用の人工衛星と本発明
を用いた人工衛星の緊急用軌道離脱装置との運用に関す
る概念図を示す。図２（１）および図２（３）では、人
工衛星組立を示す。図２（４）の様に、新しく運用を開
始する人工衛星と共に打ち上げ、図２（５）の様に運用
を停止する人工衛星の近くに至った場合、捕捉用の人工
衛星を切り離し、図２（６）及び（７）に示す様に、レ
スキューパッケージから提供される信号を用いて、運用
を停止する人工衛星と連接し、ここで、衛星の速度を減
速して、より低い軌道に移す、事を示している。運用を
停止する人工衛星を減速するための推薬は、レスキュー
パッケージに搭載することも可能であるが、推薬の管理
の上からは、上記の捕捉用の人工衛星に搭載する方が望
ましい。
を用いた人工衛星の緊急用軌道離脱装置との運用に関す
る概念図を示す。図２（１）および図２（３）では、人
工衛星組立を示す。図２（４）の様に、新しく運用を開
始する人工衛星と共に打ち上げ、図２（５）の様に運用
を停止する人工衛星の近くに至った場合、捕捉用の人工
衛星を切り離し、図２（６）及び（７）に示す様に、レ
スキューパッケージから提供される信号を用いて、運用
を停止する人工衛星と連接し、ここで、衛星の速度を減
速して、より低い軌道に移す、事を示している。運用を
停止する人工衛星を減速するための推薬は、レスキュー
パッケージに搭載することも可能であるが、推薬の管理
の上からは、上記の捕捉用の人工衛星に搭載する方が望
ましい。
【００１６】ここでは本発明で最も重要である、（１）
コンとロールを失った衛星の姿勢を回復する姿勢制御機
が構成できること、（２）２つの衛星をそれぞれが発す
る電波をもとに、互いに視認できる距離まで誘導できる
こと、（３）画像を頼りに宇宙空間で物体が捕捉できる
こと、を示すことでシステム全体の成立性を明らかにす
る。（１）と（２）については、解析により、（３）に
ついては実験結果をもとに明らかにする。
コンとロールを失った衛星の姿勢を回復する姿勢制御機
が構成できること、（２）２つの衛星をそれぞれが発す
る電波をもとに、互いに視認できる距離まで誘導できる
こと、（３）画像を頼りに宇宙空間で物体が捕捉できる
こと、を示すことでシステム全体の成立性を明らかにす
る。（１）と（２）については、解析により、（３）に
ついては実験結果をもとに明らかにする。
【００１７】まず、コントロールを失った失った衛星の
姿勢を回復する姿勢制御機が構成できることを解析によ
り示す。
姿勢を回復する姿勢制御機が構成できることを解析によ
り示す。
【００１８】対象とする衛星を図３に示すような、質量
１０００ｋｇ、一辺約１．４１ｍの箱型衛星でその回転
軸周りの慣性モーメント（I）を４００ｋｇ・ｍ2とす
る。この衛星が回転数＝１ｒｐｍ程度で回転していると
きに、姿勢制御に必要な角運動量は、力学で良く知られ
ている計算式に従って、次の様に約４２Ｎ・ｍ・secと
求めることができる。 400ｋｇ・ｍ2×(2π/60sec)=41.89ｋｇ・ｍ2/sec
１０００ｋｇ、一辺約１．４１ｍの箱型衛星でその回転
軸周りの慣性モーメント（I）を４００ｋｇ・ｍ2とす
る。この衛星が回転数＝１ｒｐｍ程度で回転していると
きに、姿勢制御に必要な角運動量は、力学で良く知られ
ている計算式に従って、次の様に約４２Ｎ・ｍ・secと
求めることができる。 400ｋｇ・ｍ2×(2π/60sec)=41.89ｋｇ・ｍ2/sec
【００１９】対象衛星の各辺上の端点に能力０．４４
Ｎ、噴出レート０．００１４ｋｇ／secの能力を持つコ
ールドガスジェットのスラスタを衛星の端点に配置し、
タンクから各スラスタへガスを供給する。このとき、４
基のスラスタからの噴射で衛星の回転を停止するために
必要なコールドガスの総量は、以下の様に、１３４ｇと
導かれる。 42Ｎ・ｍ・sec÷((0.44Ｎ×2)×(1.0ｍ÷2))×0.0014ｋ
ｇ／sec=0.134ｋｇ
Ｎ、噴出レート０．００１４ｋｇ／secの能力を持つコ
ールドガスジェットのスラスタを衛星の端点に配置し、
タンクから各スラスタへガスを供給する。このとき、４
基のスラスタからの噴射で衛星の回転を停止するために
必要なコールドガスの総量は、以下の様に、１３４ｇと
導かれる。 42Ｎ・ｍ・sec÷((0.44Ｎ×2)×(1.0ｍ÷2))×0.0014ｋ
ｇ／sec=0.134ｋｇ
【００２０】コールドガスの密度は、１気圧（１０１．
３Pa）の圧力下で、１．２５ｇ／リットルであるので、
タンクに必要な容積は、０．３９０リットルとなり、マ
ージンを考えても半径４．６ｃｍの球形タンクを用意す
れば充分である。
３Pa）の圧力下で、１．２５ｇ／リットルであるので、
タンクに必要な容積は、０．３９０リットルとなり、マ
ージンを考えても半径４．６ｃｍの球形タンクを用意す
れば充分である。
【００２１】次に２つの衛星をそれぞれが発する電波を
もとに、互いに視認できる距離まで誘導できることを示
す。
もとに、互いに視認できる距離まで誘導できることを示
す。
【００２２】図４に示すように、地上には２つのアンテ
ナを５００ｍの間隔を置いて配置する。対象とする２衛
星の高度を１２００ｋｍとし使用する電波の周波数を４
００ＭＨｚとする。アンテナは地上衛星上とも無指向性
アンテナとし、衛星からの送信電力を１mWとすると、マ
ージンを含めて搬送波電力対雑音密度比（Ｃ／Ｎ）は、
１０ｄｂ程度が期待できる。
ナを５００ｍの間隔を置いて配置する。対象とする２衛
星の高度を１２００ｋｍとし使用する電波の周波数を４
００ＭＨｚとする。アンテナは地上衛星上とも無指向性
アンテナとし、衛星からの送信電力を１mWとすると、マ
ージンを含めて搬送波電力対雑音密度比（Ｃ／Ｎ）は、
１０ｄｂ程度が期待できる。
【００２３】ここで、地上の２つのアンテナにより構成
される電波干渉計の位相分解能（ｄｐ）は、電波の波長
をλとすると、良く知られている計算式に従って、
される電波干渉計の位相分解能（ｄｐ）は、電波の波長
をλとすると、良く知られている計算式に従って、
【００２４】
【数１】
【００２５】であり、具体的な数値を入れると、ｄｐ＝
０．０２６ｍとなる。また、衛星の方向に関する分解能
は、
０．０２６ｍとなる。また、衛星の方向に関する分解能
は、
【００２６】
【数２】
【００２７】から、６２ｍとなる。この値に相当する角
度分解能を変えずに２衛星間の距離に換算すると８７ｍ
となり、レスキューパッケージの電波を利用することに
より、２衛星をマージンを含め１００ｍ程度の距離に誘
導できることを示している。これは、衛星が相互に視認
するのに十分な距離であると言える。
度分解能を変えずに２衛星間の距離に換算すると８７ｍ
となり、レスキューパッケージの電波を利用することに
より、２衛星をマージンを含め１００ｍ程度の距離に誘
導できることを示している。これは、衛星が相互に視認
するのに十分な距離であると言える。
【００２８】最後に、画像を頼りに宇宙空間で物体が捕
捉できることを、実験結果をもとに示す。
捉できることを、実験結果をもとに示す。
【００２９】文献（S. Kimura, T. Okuyama, Y. Yaman
a, Y. Nagai, H. Morikawa:Teleoperation System for
Antenna Assembling Using Space Robots, SPIE'sInter
national Symposium on Intelligent Systems and Adva
nced Manufacturing,Telemanipulator and Telepresenc
e Technologies V, 14-23 (1999).）に記載されて入る
ように、本発明の発明者は、１９９７年に打ち上げられ
た技術試験衛星ＶII型に図５に示す実験機器を搭載し、
画像処理による自動把持に関する実験を行った。図５
は、機械的に把持するための機器を示す。この実験機器
には図６に示すマーカーが装着されており、このマーカ
ーをロボットアームの手首に装着されたカメラで撮像
し、得られた画像の白色部分の重心位置を算出する事
で、手先位置ずれを計算し、自動的に把持を実施するこ
とに成功した。図７に実際にロボットアームの手首に装
着されたカメラで撮像した画像を示す。３回の実験で自
動的に把持を行ったときの、手先位置の誤差を表１に示
す。平均で１．３ｍｍ以内、最悪値でも２．２６ｍｍの
誤差で手先位置が決定でき、把持を行うことに成功して
いる。
a, Y. Nagai, H. Morikawa:Teleoperation System for
Antenna Assembling Using Space Robots, SPIE'sInter
national Symposium on Intelligent Systems and Adva
nced Manufacturing,Telemanipulator and Telepresenc
e Technologies V, 14-23 (1999).）に記載されて入る
ように、本発明の発明者は、１９９７年に打ち上げられ
た技術試験衛星ＶII型に図５に示す実験機器を搭載し、
画像処理による自動把持に関する実験を行った。図５
は、機械的に把持するための機器を示す。この実験機器
には図６に示すマーカーが装着されており、このマーカ
ーをロボットアームの手首に装着されたカメラで撮像
し、得られた画像の白色部分の重心位置を算出する事
で、手先位置ずれを計算し、自動的に把持を実施するこ
とに成功した。図７に実際にロボットアームの手首に装
着されたカメラで撮像した画像を示す。３回の実験で自
動的に把持を行ったときの、手先位置の誤差を表１に示
す。平均で１．３ｍｍ以内、最悪値でも２．２６ｍｍの
誤差で手先位置が決定でき、把持を行うことに成功して
いる。
【００３０】
【表１】
【００３１】この実験結果から、技術試験衛星ＶII型で
用いたマーカー及びハンドルを装着しておけば、宇宙空
間で画像処理により自動的に把持を実現することが可能
であることが示された。
用いたマーカー及びハンドルを装着しておけば、宇宙空
間で画像処理により自動的に把持を実現することが可能
であることが示された。
【００３２】
【発明の効果】以上記述したとおり、本発明により宇宙
空間で衛星の機能を喪失した場合においても、レスキュ
ーパッケージを搭載しておけば、効果的に軌道上から取
り除くことが可能である。これにより、人工衛星の軌道
離脱に関する信頼度が著しく上昇し、人工衛星システム
全体の信頼度が向上されるとともに、人工衛星単体での
信頼度要求を緩和することで人工衛星の開発コストを低
減することが可能になる。また軌道を宇宙デブリの少な
い良好な環境に保つことができるので、今後の宇宙開発
全体にとって有益である。
空間で衛星の機能を喪失した場合においても、レスキュ
ーパッケージを搭載しておけば、効果的に軌道上から取
り除くことが可能である。これにより、人工衛星の軌道
離脱に関する信頼度が著しく上昇し、人工衛星システム
全体の信頼度が向上されるとともに、人工衛星単体での
信頼度要求を緩和することで人工衛星の開発コストを低
減することが可能になる。また軌道を宇宙デブリの少な
い良好な環境に保つことができるので、今後の宇宙開発
全体にとって有益である。
【００３３】特に、請求項１に記載の発明では、不要な
衛星をその衛星軌道から低コストで除去できるようにな
った。
衛星をその衛星軌道から低コストで除去できるようにな
った。
【００３４】また、請求項２に記載の発明では、その主
とする機能を失って不用になった衛星の位置を地上局か
ら容易に認識できるようになった。
とする機能を失って不用になった衛星の位置を地上局か
ら容易に認識できるようになった。
【００３５】また、請求項３に記載の発明では、衛星の
軌道を低下させて、地上に落下するまで期間を短くする
ことができるようになった。
軌道を低下させて、地上に落下するまで期間を短くする
ことができるようになった。
【００３６】また、請求項４に記載の発明では、その主
とする機能を失って不用になった衛星を捕獲することが
容易になった。
とする機能を失って不用になった衛星を捕獲することが
容易になった。
【図１】人工衛星の緊急用軌道離脱装置の構成を示す図
である。
である。
【図２】捕捉用の人工衛星と人工衛星の緊急用軌道離脱
装置との運用に関する概念図を示す図である。
装置との運用に関する概念図を示す図である。
【図３】仮想的な対象衛星の構成を示す図である。
【図４】２衛星の位置を電波干渉計により計測する方法
の概略を示す図である。
の概略を示す図である。
【図５】技術試験衛星ＶII型に搭載された機械的に把持
するための実験装置の概略を示す図である。
するための実験装置の概略を示す図である。
【図６】技術試験衛星ＶII型に搭載されたマーカーの形
状を表す図である。
状を表す図である。
【図７】技術試験衛星ＶII型での実験で得られた表示画
面上のマーカー画像を示す写真である。
面上のマーカー画像を示す写真である。
１ スラスタ ２ コールドガスタンク ３ 配管 ４ 位置計測すべき人工衛星 ５ 地上の受信アンテナ ６ アンテナ結合機構結合部 ７ コンプライアンス機構 ８ 把持機構（ハンドル） ９ ガイドコーン １０ マーカー １１ アンテナ結合機構固定部 １２ 非常用キャッチャー
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (71)出願人 598165873 川瀬 成一郎 東京都小金井市貫井北町４−２−１ 独立 行政法人通信総合研究所内 (71)出願人 500241413 鈴木 良昭 東京都小金井市貫井北町４−２−１ 独立 行政法人通信総合研究所内 (72)発明者 木村 真一 東京都小金井市貫井北町４−２−１ 郵政 省通信総合研究所内 (72)発明者 土屋 茂 東京都小金井市貫井北町４−２−１ 郵政 省通信総合研究所内 (72)発明者 川瀬 成一郎 茨城県鹿嶋市平井893−１ 郵政省通信総 合研究所 鹿島宇宙通信センター内 (72)発明者 鈴木 良昭 東京都小金井市貫井北町４−２−１ 郵政 省通信総合研究所内
Claims (4)
- 【請求項１】 第１の人工衛星をその衛星軌道から除去
し、第２の人工衛星をその衛星軌道に載せる際に用いら
れる装置であって、第２の人工衛星とともに地上から打
ち上げられ、第１の人工衛星と第２の人工衛星とが、予
め決められた距離に接近した後に予め決められた手続き
により、あるいは他局からの指令により第２の人工衛星
から離脱する構成と、離脱した後に予め決められた手続
きにより、あるいは他局からの指令により第１の人工衛
星と連接する構成と、連接した後に第１の人工衛星を該
衛星軌道から離脱せしめるに必要な加速を行なう構成
と、を有することを特徴とする人工衛星の緊急用軌道離
脱装置。 - 【請求項２】 人工衛星に搭載された装置であって、エ
ネルギーを供給する手段と、他局との情報を交換する手
段と、衛星軌道上で自身の姿勢を制御する手段と、該装
置を搭載した人工衛星が目的とする機能を喪失した後に
該装置を搭載した人工衛星との間の電源授受を、予め決
められた手続きにより、あるいは他局からの指令により
遮断する手段と、上記の他局との情報を交換する手段に
より該人工衛星装置の状態を地上または近隣の衛星に通
知する手段と、地上局または他の衛星からの指令で自身
の姿勢を一定に保つ手段とを備えることを特徴とする人
工衛星の緊急用軌道離脱装置。 - 【請求項３】 請求項１あるいは２に記載の発明に加
え、地上から見た相対速度を減速する手段を備えること
を特徴とする人工衛星の緊急用軌道離脱装置。 - 【請求項４】 請求項１あるいは２に記載の発明に加
え、他の人工衛星と連接する手段と、他の人工衛星から
のエネルギー線を予め決められられた形状で反射する手
段、または、該他の人工衛星からの信号により誘起され
た信号を放射する手段とを備えることを特徴とする人工
衛星の緊急用軌道離脱装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000155296A JP3530897B2 (ja) | 2000-05-25 | 2000-05-25 | 人工衛星の緊急用軌道離脱装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000155296A JP3530897B2 (ja) | 2000-05-25 | 2000-05-25 | 人工衛星の緊急用軌道離脱装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001335000A true JP2001335000A (ja) | 2001-12-04 |
| JP3530897B2 JP3530897B2 (ja) | 2004-05-24 |
Family
ID=18660264
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000155296A Expired - Lifetime JP3530897B2 (ja) | 2000-05-25 | 2000-05-25 | 人工衛星の緊急用軌道離脱装置 |
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| JP (1) | JP3530897B2 (ja) |
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- 2000-05-25 JP JP2000155296A patent/JP3530897B2/ja not_active Expired - Lifetime
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