JP2002037200A - 軌道傾斜角を有する衛星 - Google Patents
軌道傾斜角を有する衛星Info
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 軌道傾斜角を有する軌道上の衛星
において、発生電力の低下および放熱能力の低下を引き
起こさず、安価で制御しやすく信頼性の高い衛星を提供
する。 【解決手段】 太陽電池パドル軸を黄道面に垂直
となるよう設定し、送受信アンテナを太陽電池パドル軸
に直交する軸線周りに回動可能とする回転機構を有し、
該軸線が地球中心と衛星中心を結ぶ地心ベクトルに直交
するように設定した。
において、発生電力の低下および放熱能力の低下を引き
起こさず、安価で制御しやすく信頼性の高い衛星を提供
する。 【解決手段】 太陽電池パドル軸を黄道面に垂直
となるよう設定し、送受信アンテナを太陽電池パドル軸
に直交する軸線周りに回動可能とする回転機構を有し、
該軸線が地球中心と衛星中心を結ぶ地心ベクトルに直交
するように設定した。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、軌道傾斜角を有
する衛星に関するものである。
する衛星に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】図７は、従来の静止軌道にいる衛星と地
球と太陽との関係を示すモデル図である。図において、
１は太陽、２は黄道面垂直方向と２３．５度傾いた自転
軸を有する地球、３は地球の軌跡である黄道面、４は赤
道面上の静止軌道、６は静止軌道４上の衛星、φは黄道
面３と地軸のなす角度(＝２３．５度)を示す。
球と太陽との関係を示すモデル図である。図において、
１は太陽、２は黄道面垂直方向と２３．５度傾いた自転
軸を有する地球、３は地球の軌跡である黄道面、４は赤
道面上の静止軌道、６は静止軌道４上の衛星、φは黄道
面３と地軸のなす角度(＝２３．５度)を示す。
【０００３】図８は一般的な静止軌道用の衛星を示す斜
視図である。図において、７は衛星本体の東西面に取り
付けられ、軌道上にて展開し、展開後所望の方向（例え
ば日本）に向くように調整、固定されたアンテナ、８は
衛星本体の南北面に取り付けられ、軌道上にて展開し、
展開後南北軸周りに回転可能な太陽電池パドル、９は太
陽電池パドル８の取り付け面に設けられ、例えば放熱特
性の良いＯＳＲ（Ｏｐｔｉｃａｌ Ｓｏｌａｒ Ｒｅｆ
ｌｅｃｔｏｒ）等が貼付された放熱面、１０は直方体形
状の衛星本体、１１は遷移軌道から静止軌道への投入時
に使用されるキックモーターを示す。
視図である。図において、７は衛星本体の東西面に取り
付けられ、軌道上にて展開し、展開後所望の方向（例え
ば日本）に向くように調整、固定されたアンテナ、８は
衛星本体の南北面に取り付けられ、軌道上にて展開し、
展開後南北軸周りに回転可能な太陽電池パドル、９は太
陽電池パドル８の取り付け面に設けられ、例えば放熱特
性の良いＯＳＲ（Ｏｐｔｉｃａｌ Ｓｏｌａｒ Ｒｅｆ
ｌｅｃｔｏｒ）等が貼付された放熱面、１０は直方体形
状の衛星本体、１１は遷移軌道から静止軌道への投入時
に使用されるキックモーターを示す。
【０００４】現在、静止軌道上では通信・放送用或いは
気象観測用に多くの衛星が実用に供せられているが、静
止軌道の高度は高々地球半径の６倍程度であるため、高
緯度地方に位置する国々では、衛星を見る仰角が小さく
なり、建物や山脈等により衛星との通信が出来なくなる
問題が生じている。緯度と衛星仰角は図９に示す関係が
有り、８１．３度以上の緯度を有す場所では、静止軌道
上の衛星は水平線の下に沈むし、日本のような中緯度地
方でも都市部においては、沢山の建物による電波の遮断
が生じ、緊急な対策が必要とされている。
気象観測用に多くの衛星が実用に供せられているが、静
止軌道の高度は高々地球半径の６倍程度であるため、高
緯度地方に位置する国々では、衛星を見る仰角が小さく
なり、建物や山脈等により衛星との通信が出来なくなる
問題が生じている。緯度と衛星仰角は図９に示す関係が
有り、８１．３度以上の緯度を有す場所では、静止軌道
上の衛星は水平線の下に沈むし、日本のような中緯度地
方でも都市部においては、沢山の建物による電波の遮断
が生じ、緊急な対策が必要とされている。
【０００５】上記対策の一方法としては、衛星の軌道面
を傾け、頭上に衛星が来るようにすれば良い。実際、４
５度の軌道傾斜角を有する24時間周期の衛星では、日本
で観測すると日に８時間以上、仰角７０度以上で見られ
るため、３機の衛星をこの軌道に載せることで、２４時
間常に損失の少ない高品位の通信が可能となることが報
告されている（室谷正芳、浦崎修治「準静止衛星軌道と
その応用の可能性」衛星通信研究Ｎｏ．８１，ＳＥＰ．
１９９９）。
を傾け、頭上に衛星が来るようにすれば良い。実際、４
５度の軌道傾斜角を有する24時間周期の衛星では、日本
で観測すると日に８時間以上、仰角７０度以上で見られ
るため、３機の衛星をこの軌道に載せることで、２４時
間常に損失の少ない高品位の通信が可能となることが報
告されている（室谷正芳、浦崎修治「準静止衛星軌道と
その応用の可能性」衛星通信研究Ｎｏ．８１，ＳＥＰ．
１９９９）。
【０００６】良く知られているように、静止軌道衛星は
地球と同じ２４時間周期で回転する。地軸は２３．５度
傾斜しているため、太陽光は太陽電池パドルに対し南北
方向に±２３．５度の変動で入射する。太陽電池パドル
は２４時間周期で軸まわりに回転するため、春秋分の日
陰時を除き±２３．５度の範囲で太陽光を受ける。
地球と同じ２４時間周期で回転する。地軸は２３．５度
傾斜しているため、太陽光は太陽電池パドルに対し南北
方向に±２３．５度の変動で入射する。太陽電池パドル
は２４時間周期で軸まわりに回転するため、春秋分の日
陰時を除き±２３．５度の範囲で太陽光を受ける。
【０００７】衛星本体の南北面は上記太陽電池パドル軸
と直交しているため、太陽からの入射角βは６６．５度
以上となりこの面に配置する放熱面には、太陽光強度を
Ｉ（＝１４００Ｗ／ｍ2）、パネル放射率をｅ（＝０．
８５）、ソーラーセル太陽光吸収率をａ（＝０．１
８）、Ｂｏｌｔｚｍａｎ定数をσ（＝５．６７×１０-8
Ｗ／ｍ2／Ｋ4）、放熱面パネル平均温度をＴ（〜４０度
Ｋ）として、 入力光エネルギ Ｗ１＝Ｉ×ａ×ｓｉｎ（９０−β）＜１００．５Ｗ／ｍ
2 放熱エネルギ Ｗ３＝σ×ｅ×Ｔ4＝４６２．６Ｗ／ｍ2 となり、放熱可能量は約３５０Ｗ／ｍ2確保出来る。通
常の衛星では、放熱面は、２．５×３ｍが南北面に各一
面で、この内の８０％以上が放熱に利用できるとして合
計１２ｍ2ほどあるため３〜４ＫＷ程度の消費電力を必
要とする通信・放送衛星に十分適合できる。
と直交しているため、太陽からの入射角βは６６．５度
以上となりこの面に配置する放熱面には、太陽光強度を
Ｉ（＝１４００Ｗ／ｍ2）、パネル放射率をｅ（＝０．
８５）、ソーラーセル太陽光吸収率をａ（＝０．１
８）、Ｂｏｌｔｚｍａｎ定数をσ（＝５．６７×１０-8
Ｗ／ｍ2／Ｋ4）、放熱面パネル平均温度をＴ（〜４０度
Ｋ）として、 入力光エネルギ Ｗ１＝Ｉ×ａ×ｓｉｎ（９０−β）＜１００．５Ｗ／ｍ
2 放熱エネルギ Ｗ３＝σ×ｅ×Ｔ4＝４６２．６Ｗ／ｍ2 となり、放熱可能量は約３５０Ｗ／ｍ2確保出来る。通
常の衛星では、放熱面は、２．５×３ｍが南北面に各一
面で、この内の８０％以上が放熱に利用できるとして合
計１２ｍ2ほどあるため３〜４ＫＷ程度の消費電力を必
要とする通信・放送衛星に十分適合できる。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、この衛
星を地軸に対して４５度の傾斜軌道に投入した場合、軌
道傾斜角に地軸の傾きが加算され、黄道面に対し最悪６
８．５（４５＋２３．５）度傾くことになる。このた
め、太陽光が太陽電池パドルに垂直にあたらず十分な電
力が得られない、或いは放熱面に最悪２１．５（９０−
６８．５）度の入射角で太陽光が入り、上述の基準で計
算すると１３４Ｗ／ｍ2{＝１４００×０．１８×（ｃｏ
ｓ２１．５−ｃｏｓ６６．５）}の放熱能力の低下を引
き起こし、搭載機器温度の上昇により性能劣化を引き起
こすといった課題があった。これを解決するために、電
力の半減には太陽電池パドルの大きさの変更や個数の増
加が、また放熱能力低下には、展開ラジエータの追加な
どが提案されているが、それによる重量やコストの増加
が著しく、根本的な解決にはなっていない。この発明は
上記課題をコストや重量の増加を伴うことなく、基本的
に解決することを目的とする。
星を地軸に対して４５度の傾斜軌道に投入した場合、軌
道傾斜角に地軸の傾きが加算され、黄道面に対し最悪６
８．５（４５＋２３．５）度傾くことになる。このた
め、太陽光が太陽電池パドルに垂直にあたらず十分な電
力が得られない、或いは放熱面に最悪２１．５（９０−
６８．５）度の入射角で太陽光が入り、上述の基準で計
算すると１３４Ｗ／ｍ2{＝１４００×０．１８×（ｃｏ
ｓ２１．５−ｃｏｓ６６．５）}の放熱能力の低下を引
き起こし、搭載機器温度の上昇により性能劣化を引き起
こすといった課題があった。これを解決するために、電
力の半減には太陽電池パドルの大きさの変更や個数の増
加が、また放熱能力低下には、展開ラジエータの追加な
どが提案されているが、それによる重量やコストの増加
が著しく、根本的な解決にはなっていない。この発明は
上記課題をコストや重量の増加を伴うことなく、基本的
に解決することを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明に係る軌道傾斜角
を有する衛星は、回転軸を有する太陽電池パドルと、送
受信アンテナとを有する衛星システムにおいて、前記送
受信アンテナを前記太陽電池パドルの前記回転軸に直交
する軸線周りに回動可能にするアンテナ回転機構を有し
ているものである。
を有する衛星は、回転軸を有する太陽電池パドルと、送
受信アンテナとを有する衛星システムにおいて、前記送
受信アンテナを前記太陽電池パドルの前記回転軸に直交
する軸線周りに回動可能にするアンテナ回転機構を有し
ているものである。
【００１０】また、前記太陽電池パドルの前記回転軸が
太陽光と直交し、前記送受信アンテナの前記軸線が、地
球中心と衛星中心を結ぶ地心ベクトルに直交していても
よい。
太陽光と直交し、前記送受信アンテナの前記軸線が、地
球中心と衛星中心を結ぶ地心ベクトルに直交していても
よい。
【００１１】また、前記太陽電池パドルの前記回転軸が
黄道に垂直であってもよい。
黄道に垂直であってもよい。
【００１２】また、前記太陽電池パドルの前記回転軸に
垂直な放熱面を有していてもよい。
垂直な放熱面を有していてもよい。
【００１３】さらに、前記衛星の軌道が準静止軌道であ
ってもよい。
ってもよい。
【００１４】さらに、前記送受信用アンテナがフェーズ
ドアレーアンテナであってもよい。
ドアレーアンテナであってもよい。
【００１５】
【発明の実施の形態】図１は、この発明の実施の形態を
示す傾斜軌道における衛星と太陽の関係を示すモデル図
である。図中、従来例である図７と同一または相当部分
は同一符号を付け、その説明は省略する。
示す傾斜軌道における衛星と太陽の関係を示すモデル図
である。図中、従来例である図７と同一または相当部分
は同一符号を付け、その説明は省略する。
【００１６】図において、５は地軸とｉ度傾いた傾斜軌
道、１６は傾斜軌道５上の衛星、ｎは前記傾斜軌道５に
垂直な軌道面ベクトル、ｉは傾斜軌道５の軌道傾斜角、
ｓは太陽中心から地球に向かう太陽光ベクトル、ｅは地
球中心から衛星に向かう地心ベクトル、ａは衛星軌道面
内にあり、地心ベクトルｅに直交するアンテナ軸ベクト
ル、ｐは上記太陽電池パドル軸ベクトルである。また、
図中Ｘｓ、Ｙｓ、Ｚｓは太陽中心に原点をとり、黄道面
内にＸｓ，Ｙｓ（Ｘｓは太陽から秋分点方向）、黄道面
垂直方向にＺｓをとるデカルト座標である。ωsｔは、
黄道面上において秋分点から測った太陽周りの偏角、α
は黄道面と太陽電池パドル軸ベクトルｐの交角を示す。
道、１６は傾斜軌道５上の衛星、ｎは前記傾斜軌道５に
垂直な軌道面ベクトル、ｉは傾斜軌道５の軌道傾斜角、
ｓは太陽中心から地球に向かう太陽光ベクトル、ｅは地
球中心から衛星に向かう地心ベクトル、ａは衛星軌道面
内にあり、地心ベクトルｅに直交するアンテナ軸ベクト
ル、ｐは上記太陽電池パドル軸ベクトルである。また、
図中Ｘｓ、Ｙｓ、Ｚｓは太陽中心に原点をとり、黄道面
内にＸｓ，Ｙｓ（Ｘｓは太陽から秋分点方向）、黄道面
垂直方向にＺｓをとるデカルト座標である。ωsｔは、
黄道面上において秋分点から測った太陽周りの偏角、α
は黄道面と太陽電池パドル軸ベクトルｐの交角を示す。
【００１７】図２は、この発明の実施の形態になる衛星
と地球との位置関係を示すモデル図である。図中、（Ｘ
１、Ｙ１、Ｚ１）および（Ｘ２、Ｙ２、ｎ）は地球中心
を原点にとり、初めの２軸を軌道面内にとったデカルト
座標であり、Ωは昇交点赤径で、赤道面上にあり春分時
に地球から太陽を睨むベクトルＸ１と、傾斜軌道面と赤
道面との交線上のベクトルＸ２との交角、ωeｔは傾斜
軌道上の衛星の位置を示す量で、昇交点から測った地心
周りの偏角を示す。ｍは軌道面接線ベクトルである。
と地球との位置関係を示すモデル図である。図中、（Ｘ
１、Ｙ１、Ｚ１）および（Ｘ２、Ｙ２、ｎ）は地球中心
を原点にとり、初めの２軸を軌道面内にとったデカルト
座標であり、Ωは昇交点赤径で、赤道面上にあり春分時
に地球から太陽を睨むベクトルＸ１と、傾斜軌道面と赤
道面との交線上のベクトルＸ２との交角、ωeｔは傾斜
軌道上の衛星の位置を示す量で、昇交点から測った地心
周りの偏角を示す。ｍは軌道面接線ベクトルである。
【００１８】図３は、この発明の実施の形態を示す軌道
傾斜角を有する衛星の軌道上の衛星を示す。図中、従来
例である図８と同一または相当部分は同一符号を付け、
その説明は省略する。図において、３は衛星中心を含み
黄道面に平行な平面、７は太陽電池パドルの軸ベクトル
ｐに直交すると共に、前記黄道面に平行な平面３と、衛
星中心を含み地心ベクトルｅに垂直な地心垂直面１３の
交線上に置かれ、軸周りに回転制御されたフェーズドア
レイアンテナ、８は黄道面に垂直に回転軸が取り付けら
れ、軸周りに回転可能な太陽電池パドル、１２はアンテ
ナを軸周りに回転させるアンテナ回転機構部を示す。
傾斜角を有する衛星の軌道上の衛星を示す。図中、従来
例である図８と同一または相当部分は同一符号を付け、
その説明は省略する。図において、３は衛星中心を含み
黄道面に平行な平面、７は太陽電池パドルの軸ベクトル
ｐに直交すると共に、前記黄道面に平行な平面３と、衛
星中心を含み地心ベクトルｅに垂直な地心垂直面１３の
交線上に置かれ、軸周りに回転制御されたフェーズドア
レイアンテナ、８は黄道面に垂直に回転軸が取り付けら
れ、軸周りに回転可能な太陽電池パドル、１２はアンテ
ナを軸周りに回転させるアンテナ回転機構部を示す。
【００１９】本発明の衛星は、軌道傾斜角を有する衛星
軌道において １）太陽電池パドルの回転軸が常に太陽光に垂直、 ２）アンテナ回転軸が常に地心ベクトルと直交、 ３）太陽電池パドル回転軸とアンテナ回転軸が常に直交 という条件を満たすものである。上記３条件はそれぞれ
次式で表わされる。
軌道において １）太陽電池パドルの回転軸が常に太陽光に垂直、 ２）アンテナ回転軸が常に地心ベクトルと直交、 ３）太陽電池パドル回転軸とアンテナ回転軸が常に直交 という条件を満たすものである。上記３条件はそれぞれ
次式で表わされる。
【００２０】１）太陽電池パドルの回転軸が常に太陽光
に垂直： ｐ＊ｓ＝０、 ２）アンテナ回転軸が常に地心ベクトルと直交： ａ＊ｅ＝０、 ３）太陽電池パドル回転軸とアンテナ回転軸が常に直
交： ｐ＊ａ＝０ となる。以下、＊はベクトルの内積を、ｘはベクトルの
外積を表わすものとし、文中現れるベクトルは総て単位
ベクトルとする。
に垂直： ｐ＊ｓ＝０、 ２）アンテナ回転軸が常に地心ベクトルと直交： ａ＊ｅ＝０、 ３）太陽電池パドル回転軸とアンテナ回転軸が常に直
交： ｐ＊ａ＝０ となる。以下、＊はベクトルの内積を、ｘはベクトルの
外積を表わすものとし、文中現れるベクトルは総て単位
ベクトルとする。
【００２１】上記3条件を満たす解としては、一般には
太陽電池パドル軸ベクトルｐを太陽光ベクトルｓに垂直
に取り、アンテナ軸ベクトルａをａ＝ｐｘｅとして求め
るか、或いは、アンテナ軸ベクトルａを地心ベクトルｅ
に垂直に取り、太陽電池パドル回転軸ベクトルをｐ＝ａ
ｘｓとして求めれば良い。以下に、上記黄道面の座標系
（Ｘｓ、Ｙｓ、Ｚｓ）で一般解を記述する。
太陽電池パドル軸ベクトルｐを太陽光ベクトルｓに垂直
に取り、アンテナ軸ベクトルａをａ＝ｐｘｅとして求め
るか、或いは、アンテナ軸ベクトルａを地心ベクトルｅ
に垂直に取り、太陽電池パドル回転軸ベクトルをｐ＝ａ
ｘｓとして求めれば良い。以下に、上記黄道面の座標系
（Ｘｓ、Ｙｓ、Ｚｓ）で一般解を記述する。
【００２２】黄道面上にて、地球中心の秋分点から測っ
た太陽周りの偏角をωsｔ、黄道面内にある黄道面の接
線と、太陽電池パドル軸ベクトルｐの交角をαとすれ
ば、太陽光ベクトルｓ及び、太陽電池パドル軸ベクトル
ｐは、条件1)よりそれぞれ ｓ＝（ｃｏｓωsｔ，ｓｉｎωsｔ，０） ‥‥ ［１］ ｐ＝（ｃｏｓαｓｉｎωsｔ，−ｃｏｓαｃｏｓωsｔ，ｓｉｎα） ‥‥ ［２］ により与えられる。上記条件２）、３）はａ＝ｐｘｅと
して満足させられる。
た太陽周りの偏角をωsｔ、黄道面内にある黄道面の接
線と、太陽電池パドル軸ベクトルｐの交角をαとすれ
ば、太陽光ベクトルｓ及び、太陽電池パドル軸ベクトル
ｐは、条件1)よりそれぞれ ｓ＝（ｃｏｓωsｔ，ｓｉｎωsｔ，０） ‥‥ ［１］ ｐ＝（ｃｏｓαｓｉｎωsｔ，−ｃｏｓαｃｏｓωsｔ，ｓｉｎα） ‥‥ ［２］ により与えられる。上記条件２）、３）はａ＝ｐｘｅと
して満足させられる。
【００２３】ｅは、 ｅ＝ｃｏｓωeｔ（ｃｏｓΩ，ｃｏｓφｓｉｎΩ，−ｓｉｎφｓｉｎΩ）＋ｓｉ ｎωeｔ（−ｃｏｓｉｓｉｎΩ，ｓｉｎｉｓｉｎφ＋ｃｏｓφ ｃｏｓｉｃｏｓΩ，ｓｉｎｉｃｏｓφ−ｓｉｎφｃｏｓｉｃｏｓΩ） ‥‥ ［３］ で与えられる。これを上式に代入してアンテナ軸ベクト
ルaが算出される。
ルaが算出される。
【００２４】軌道面ベクトルnは、 ｎ＝（ｓｉｎΩｓｉｎｉ，ｓｉｎφｃｏｓｉ−ｃｏｓφｃｏｓΩ ｓｉｎｉ，ｃｏｓφｃｏｓｉ＋ｓｉｎφｃｏｓΩｓｉｎｉ） ‥‥ ［４］ で与えられる。軌道面接線ベクトルｍはｎとｅの外積
(＝ｎｘｅ)として得られる。
(＝ｎｘｅ)として得られる。
【００２５】更に、上記計算により求められたアンテナ
軸ベクトルａと軌道面接線ベクトルｍの内積から、アン
テナ軸ベクトルａと衛星軌道とのなす角度θが、 θ＝ｃｏｓ-1（ａ＊ｍ） ‥‥ ［５］ によって得られる。
軸ベクトルａと軌道面接線ベクトルｍの内積から、アン
テナ軸ベクトルａと衛星軌道とのなす角度θが、 θ＝ｃｏｓ-1（ａ＊ｍ） ‥‥ ［５］ によって得られる。
【００２６】日本上空に滞在する、代表的な準静止衛星
は傾斜角ｉ＝４５度、昇交点赤経Ω＝０、１２０、２４
０度で得られる。この３軌道の各衛星において、代表的
なα値でのωsｔ及びωeｔに対する上記角度θを三次元
表示したものを図４〜６に示す。
は傾斜角ｉ＝４５度、昇交点赤経Ω＝０、１２０、２４
０度で得られる。この３軌道の各衛星において、代表的
なα値でのωsｔ及びωeｔに対する上記角度θを三次元
表示したものを図４〜６に示す。
【００２７】図中、縦軸はθ、右下がり横軸ωeｔには
日本上空に止まる８時間帯（ωeｔ＝π／６〜５π／
６）を、右上がり横軸ωsｔには年間の季節軸を（ωsｔ
＝０〜２π）をとっている。図４ａ〜４ｄはΩ＝０度の
衛星、図５ａ〜５ｄはΩ＝１２０度の衛星、図６ａ〜６
ｄはΩ＝２４０度の衛星で、ａ〜ｄはそれぞれα＝０，
３０，６０，９０度の場合を示している。
日本上空に止まる８時間帯（ωeｔ＝π／６〜５π／
６）を、右上がり横軸ωsｔには年間の季節軸を（ωsｔ
＝０〜２π）をとっている。図４ａ〜４ｄはΩ＝０度の
衛星、図５ａ〜５ｄはΩ＝１２０度の衛星、図６ａ〜６
ｄはΩ＝２４０度の衛星で、ａ〜ｄはそれぞれα＝０，
３０，６０，９０度の場合を示している。
【００２８】図４〜６より、上記３条件を満たす解は無
数にあるが、これらの解の内任意のΩ値の衛星にて、衛
星軌道面とアンテナ軸の交角θが季節により変化しない
解は、α＝９０度の場合だけであることが分かる。つま
り太陽電池パドル軸が黄道面に垂直である解が、衛星の
姿勢制御の容易さを実現する最も実用的な解であること
が分かる。
数にあるが、これらの解の内任意のΩ値の衛星にて、衛
星軌道面とアンテナ軸の交角θが季節により変化しない
解は、α＝９０度の場合だけであることが分かる。つま
り太陽電池パドル軸が黄道面に垂直である解が、衛星の
姿勢制御の容易さを実現する最も実用的な解であること
が分かる。
【００２９】図３に示すように本衛星は、太陽電池パド
ルの回転軸ｐを常に太陽光ベクトルｓに垂直とし、アン
テナ回転軸ベクトルａが常に地心ベクトルｅと直交し、
また、太陽電池パドル回転軸ベクトルｐとアンテナ回転
軸ベクトルａが常に直交するため、太陽光は常に太陽電
池パドル８に垂直に当たり、放熱面９には常に太陽光が
当たらないようにすることができる。従って、本衛星の
性能は、従来の静止衛星に比べても発生電力は落ちるど
ころか逆に1割ほどの増加し、放熱能力も向上する。
ルの回転軸ｐを常に太陽光ベクトルｓに垂直とし、アン
テナ回転軸ベクトルａが常に地心ベクトルｅと直交し、
また、太陽電池パドル回転軸ベクトルｐとアンテナ回転
軸ベクトルａが常に直交するため、太陽光は常に太陽電
池パドル８に垂直に当たり、放熱面９には常に太陽光が
当たらないようにすることができる。従って、本衛星の
性能は、従来の静止衛星に比べても発生電力は落ちるど
ころか逆に1割ほどの増加し、放熱能力も向上する。
【００３０】また、アンテナ軸ベクトルａは常に地心ベ
クトルｅと直交しているため、軸回りの回転のみで、ア
ンテナ面を地心に向けることができる。軌道傾斜角４５
度、昇交点赤経±１２０度の場合、衛星軌道面の黄道と
なす角βｓは、 βｓ＝ｓｉｎ-1［（ｓｉｎｉｓｉｎΩ）2＋（ｓｉｎφ
ｃｏｓｉ−ｃｏｓφｓｉｎｉｃｏｓΩ）2］1/2 となり、アンテナ回動角ｘは θ＝βｓ−ｘ より求められる。
クトルｅと直交しているため、軸回りの回転のみで、ア
ンテナ面を地心に向けることができる。軌道傾斜角４５
度、昇交点赤経±１２０度の場合、衛星軌道面の黄道と
なす角βｓは、 βｓ＝ｓｉｎ-1［（ｓｉｎｉｓｉｎΩ）2＋（ｓｉｎφ
ｃｏｓｉ−ｃｏｓφｓｉｎｉｃｏｓΩ）2］1/2 となり、アンテナ回動角ｘは θ＝βｓ−ｘ より求められる。
【００３１】この１軸のアンテナ回転機構部１２は、太
陽電池パドルに使われているものと同類の物で良いた
め、製造コストも大きくはならない。また、アンテナ回
転機構部１２以外の部分は、従来の静止衛星用構造体が
流用できるため、新たな技術開発要素がなく、衛星シス
テム全体を低コストで実現できる。
陽電池パドルに使われているものと同類の物で良いた
め、製造コストも大きくはならない。また、アンテナ回
転機構部１２以外の部分は、従来の静止衛星用構造体が
流用できるため、新たな技術開発要素がなく、衛星シス
テム全体を低コストで実現できる。
【００３２】傾斜軌道を有する衛星システムは、従来の
静止軌道にある衛星とは異なり、地表における衛星直下
点が８の字の軌跡を描く。アンテナは常に地心を向くよ
うに制御されるので、アンテナをフェーズドアレイアン
テナとしてビームをコントロールすることによって地表
の特定点に対して電波の送受信を行い、これによって高
精度通信を可能にする。
静止軌道にある衛星とは異なり、地表における衛星直下
点が８の字の軌跡を描く。アンテナは常に地心を向くよ
うに制御されるので、アンテナをフェーズドアレイアン
テナとしてビームをコントロールすることによって地表
の特定点に対して電波の送受信を行い、これによって高
精度通信を可能にする。
【００３３】
【発明の効果】本発明の傾斜軌道を有する衛星システム
によれば、例えば日本上空にて常に仰角７０度以上に衛
星が存在する通信システムを構成することが可能とな
り、かつ高い発電能力と放熱能力を有する衛星システム
が提供できる。
によれば、例えば日本上空にて常に仰角７０度以上に衛
星が存在する通信システムを構成することが可能とな
り、かつ高い発電能力と放熱能力を有する衛星システム
が提供できる。
【図１】 この発明の実施の形態における軌道傾斜角を
有する衛星軌道と太陽と地球の関係を示すモデル図。
有する衛星軌道と太陽と地球の関係を示すモデル図。
【図２】 この発明の実施の形態における軌道傾斜角を
有する衛星軌道と地球の関係を示すモデル図。
有する衛星軌道と地球の関係を示すモデル図。
【図３】 この発明の実施の形態における軌道上の衛星
の形状と姿勢を示す斜視図。
の形状と姿勢を示す斜視図。
【図４】 この発明の実施の形態における昇交点赤径０
度を有する衛星のアンテナ軸の回転制御量を示す三次元
表示図。
度を有する衛星のアンテナ軸の回転制御量を示す三次元
表示図。
【図５】 この発明の実施の形態における昇交点赤径１
２０度を有する衛星のアンテナ軸の回転制御量を示す三
次元表示図。
２０度を有する衛星のアンテナ軸の回転制御量を示す三
次元表示図。
【図６】 この発明の実施の形態における昇交点赤径２
４０度を有する衛星のアンテナ軸の回転制御量を示す三
次元表示図。
４０度を有する衛星のアンテナ軸の回転制御量を示す三
次元表示図。
【図７】 従来の静止衛星における衛星軌道と太陽と地
球の関係を示すモデル図。
球の関係を示すモデル図。
【図８】 従来の静止衛星の軌道上での構造形態を示す
斜視図。
斜視図。
【図９】 地球上から静止衛星を見たときの観測点緯度
と仰角の関係を示す図。
と仰角の関係を示す図。
１ 太陽、 ２ 地球、 ３ 黄道面、 ４ 静
止軌道、５ 傾斜軌道、 ６ 静止軌道上の衛星、７
アンテナ、 ８ 太陽電池パドル、 ９ 放熱
面、１０ 衛星本体、 １１ キックモータ、 １
２ アンテナ回転機構部、１３ 地心垂直面、 １６
傾斜軌道上の衛星
止軌道、５ 傾斜軌道、 ６ 静止軌道上の衛星、７
アンテナ、 ８ 太陽電池パドル、 ９ 放熱
面、１０ 衛星本体、 １１ キックモータ、 １
２ アンテナ回転機構部、１３ 地心垂直面、 １６
傾斜軌道上の衛星
フロントページの続き (51)Int.Cl.7 識別記号 ＦＩ テーマコート゛(参考） Ｈ０１Ｑ 3/02 Ｈ０１Ｑ 3/26 Ｚ 3/26 Ｈ０１Ｌ 31/04 Ｒ (72)発明者 片木 孝至 東京都千代田区丸の内二丁目２番３号 三 菱電機株式会社内 Ｆターム(参考） 5F051 BA02 JA02 JA09 JA10 JA20 5J021 AA02 AA06 AB07 BA01 DA04 DB01 EA02 FA06 GA02 HA07 5J046 AA04 AB01 AB05 KA03 5J047 AA04 AB01 AB05 BF09
Claims (6)
- 【請求項１】回転軸を有する太陽電池パドルと、送受信
アンテナとを有する衛星において、前記送受信アンテナ
を前記太陽電池パドルの前記回転軸に直交する軸線周り
に回動可能にするアンテナ回転機構を有することを特徴
とする軌道傾斜角を有する衛星。 - 【請求項２】前記太陽電池パドルの前記回転軸が太陽光
と直交し、前記送受信アンテナの前記軸線が、地球中心
と衛星中心を結ぶ地心ベクトルに直交していることを特
徴とする請求項１記載の軌道傾斜角を有する衛星。 - 【請求項３】前記太陽電池パドルの前記回転軸が黄道に
垂直であることを特徴とする請求項２記載の軌道傾斜角
を有する衛星。 - 【請求項４】前記太陽電池パドルの前記回転軸に垂直な
放熱面を有していることを特徴とする請求項１〜３のい
ずれかに記載の軌道傾斜角を有する衛星。 - 【請求項５】前記衛星の軌道が準静止軌道であることを
特徴とする請求項１〜４のいずれかに記載の軌道傾斜角
を有する衛星。 - 【請求項６】前記送受信用アンテナがフェーズドアレー
アンテナであることを特徴とする請求項１〜５のいずれ
かに記載の軌道傾斜角を有する衛星。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000229168A JP2002037200A (ja) | 2000-07-28 | 2000-07-28 | 軌道傾斜角を有する衛星 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000229168A JP2002037200A (ja) | 2000-07-28 | 2000-07-28 | 軌道傾斜角を有する衛星 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2002037200A true JP2002037200A (ja) | 2002-02-06 |
Family
ID=18722333
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000229168A Pending JP2002037200A (ja) | 2000-07-28 | 2000-07-28 | 軌道傾斜角を有する衛星 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2002037200A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2006027589A (ja) * | 2004-07-13 | 2006-02-02 | Korea Advanced Inst Of Science & Technology | 太陽輻射エネルギーを用いた楕円軌道にある衛星の姿勢制御方法 |
| US7806369B2 (en) | 2004-06-22 | 2010-10-05 | Japan Aerospace Exploration Agency | Ultrahigh altitude sun-synchronous orbit satellite system |
| JP2017137040A (ja) * | 2015-11-13 | 2017-08-10 | ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ | エネルギー効率に優れた衛星の操縦 |
| KR101807431B1 (ko) | 2016-10-06 | 2017-12-12 | 한국항공우주연구원 | 위성체의 제어 장치 및 방법 |
| JP2018207112A (ja) * | 2017-06-08 | 2018-12-27 | セントレ ナショナル デテュッド スパティアレＣｅｎｔｒｅ Ｎａｔｉｏｎａｌ Ｄ‘Ｅｔｕｄｅｓ Ｓｐａｔｉａｌｅｓ | 構造体と、少なくとも２つの光電池と、バリアとを含む太陽電池パネル |
-
2000
- 2000-07-28 JP JP2000229168A patent/JP2002037200A/ja active Pending
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7806369B2 (en) | 2004-06-22 | 2010-10-05 | Japan Aerospace Exploration Agency | Ultrahigh altitude sun-synchronous orbit satellite system |
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| JP2017137040A (ja) * | 2015-11-13 | 2017-08-10 | ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ | エネルギー効率に優れた衛星の操縦 |
| KR101807431B1 (ko) | 2016-10-06 | 2017-12-12 | 한국항공우주연구원 | 위성체의 제어 장치 및 방법 |
| JP2018207112A (ja) * | 2017-06-08 | 2018-12-27 | セントレ ナショナル デテュッド スパティアレＣｅｎｔｒｅ Ｎａｔｉｏｎａｌ Ｄ‘Ｅｔｕｄｅｓ Ｓｐａｔｉａｌｅｓ | 構造体と、少なくとも２つの光電池と、バリアとを含む太陽電池パネル |
| JP7186018B2 (ja) | 2017-06-08 | 2022-12-08 | セントレ ナショナル デテュッド スパティアレ | 構造体と、少なくとも２つの光電池と、バリアとを含む太陽電池パネル |
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