JP2014141108A - 人工衛星の軌道面制御方法 - Google Patents
人工衛星の軌道面制御方法 Download PDFInfo
- Publication number
- JP2014141108A JP2014141108A JP2013008935A JP2013008935A JP2014141108A JP 2014141108 A JP2014141108 A JP 2014141108A JP 2013008935 A JP2013008935 A JP 2013008935A JP 2013008935 A JP2013008935 A JP 2013008935A JP 2014141108 A JP2014141108 A JP 2014141108A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- satellite
- orbital
- orbit
- artificial
- propulsion device
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 23
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims abstract description 33
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 4
- 101100167360 Drosophila melanogaster chb gene Proteins 0.000 description 62
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 20
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 20
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 11
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 11
- 230000001174 ascending effect Effects 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- OAKJQQAXSVQMHS-UHFFFAOYSA-N Hydrazine Chemical compound NN OAKJQQAXSVQMHS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- MHAJPDPJQMAIIY-UHFFFAOYSA-N Hydrogen peroxide Chemical compound OO MHAJPDPJQMAIIY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N Atomic nitrogen Chemical compound N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 108091092878 Microsatellite Proteins 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 229910001873 dinitrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000001771 impaired effect Effects 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 229910052757 nitrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000001141 propulsive effect Effects 0.000 description 1
- 230000000630 rising effect Effects 0.000 description 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 1
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/242—Orbits and trajectories
- B64G1/2427—Transfer orbits
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/242—Orbits and trajectories
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/405—Ion or plasma engines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
【課題】主衛星のミッションを損なうことなく、しかも人工衛星の小型化及び軽量化を図った上で高い推力レベルの推進装置を備えた人工衛星と実質的に同等な軌道制御を実現することが可能な人工衛星の軌道面制御方法を提供する。
【解決手段】主衛星と共に打ち上げられる複数の小型の人工衛星11をそれぞれの目的軌道へ投入する人工衛星の軌道面制御方法であり、主衛星の目的軌道S1に投入された小型の人工衛星11を低い推力レベルの推進装置を用いて軌道高度を変更させ、当該軌道高度における地球重力場の扁平性に起因する軌道面の遷移を利用して複数の人工衛星11をそれぞれの目的軌道S5へ投入する。
【選択図】図2
【解決手段】主衛星と共に打ち上げられる複数の小型の人工衛星11をそれぞれの目的軌道へ投入する人工衛星の軌道面制御方法であり、主衛星の目的軌道S1に投入された小型の人工衛星11を低い推力レベルの推進装置を用いて軌道高度を変更させ、当該軌道高度における地球重力場の扁平性に起因する軌道面の遷移を利用して複数の人工衛星11をそれぞれの目的軌道S5へ投入する。
【選択図】図2
Description
本発明は、人工衛星の軌道面制御方法に関し、さらに詳しくは、低推進力・高推薬効率の推進機による人工衛星の軌道面制御方法に関する。
人工衛星の打ち上げには技術開発や多大な費用がかかることから近年では主衛星を搭載したロケットの余剰能力を活用して数基の小型の人工衛星を相乗りさせて打ち上げることが行われており、そのような小型(質量約50kg程度)の人工衛星は「ピギーバック衛星」と称されている。このピギーバック衛星は、主衛星のミッションを損なわない範囲で打上げ機会が提供されるものであることから、ピギーバック衛星の本来の目的軌道とは異なる主衛星の軌道に投入されることになるため所望の目的軌道へ軌道変換することが必要となる。ここで、複数の人工衛星を軌道変換して所望の軌道に投入する方法としては、例えば特許文献1がある。
特許文献1に示された軌道変換は、初めに、目的軌道より軌道長の小さい共通のパーキング軌道又はそれぞれの人工衛星で異なるパーキング軌道に複数の人工衛星を投入し、地球の偏平形状による摂動力によりパーキング軌道の軌道面が複数の各目的軌道への遷移軌道の軌道面に一致したときにパーキング軌道上の各人工衛星を各遷移軌道へそれぞれ投入し、各遷移軌道上の人工衛星を各目的軌道へそれぞれ移行させることを特徴とするものである。
しかしながら、特許文献1の方法は、複数の人工衛星を当初から目的のパーキング軌道に投入するものであり、ピギーバック衛星の場合には、主衛星のミッションを損なわない範囲で打上げ機会が提供されるものであることから、当初からピギーバック衛星にとって好ましいパーキング軌道に投入することは期待できない。
また、極めて厳しい小型・軽量化が求められる小型の人工衛星にあっては、必要な軌道制御を行うための推進装置(スラスタ)としては効率的な推薬消費が実現される高比推力特性を有する推進装置であることが好ましい。しかしながら、高比推力の推進装置は、推力レベルが極めて低いことから、高い推力レベルを必要とする軌道面制御には適さないと考えられていた。そのため、軌道面制御は、これまで推薬消費量を犠牲にして高推力レベル・低比推力の推進装置を用いて実施されてきた。
そこで、本発明は、かかる問題点に鑑みなされたもので、主衛星のミッションを損なうことなく、しかも人工衛星の小型化及び軽量化を図った上で高い推力レベルの推進装置を備えた人工衛星と実質的に同等な軌道制御を実現することが可能な人工衛星の軌道面制御方法を提供することを目的とする。
上記課題を解決するために請求項1に記載の発明は、主衛星と共に打ち上げられる複数の小型の人工衛星をそれぞれの目的軌道へ投入する人工衛星の軌道面制御方法において、
前記主衛星の目的軌道に投入された小型の前記人工衛星を低い推力レベルの推進装置を用いて軌道高度を変更させ、当該軌道高度における地球重力場の扁平性に起因する軌道面の遷移を利用して複数の前記人工衛星をそれぞれの目的軌道へ投入することを特徴とする。
前記主衛星の目的軌道に投入された小型の前記人工衛星を低い推力レベルの推進装置を用いて軌道高度を変更させ、当該軌道高度における地球重力場の扁平性に起因する軌道面の遷移を利用して複数の前記人工衛星をそれぞれの目的軌道へ投入することを特徴とする。
上記課題を解決するために請求項2に記載の本発明は、請求項1に記載の人工衛星の軌道面制御方法において、前記軌道高度の変更は、前記推進装置を前記人工衛星の軌道進行方向と同一方向又は反対方向に所定の時間噴射する第1ステップと、その後、前記推進装置を前記第1ステップとは反対の方向に同じ時間だけ噴射する第2ステップとを含み構成されていることを特徴とする。
上記課題を解決するために請求項3に記載の本発明は、請求項1又は2に記載の人工衛星の軌道面制御方法において、前記推進装置は、イオンエンジンであることを特徴とする。
本発明は、スラスタによる直接的な軌道面制御力を発生させる代わりに、例えばイオンエンジンなどの高比推力で推薬効率は高いが推力レベルの低いスラスタで軌道高度の制御を行い、その結果生じる地球重力場の扁平性に起因する軌道面の遷移を利用して人工衛星を所望の軌道面に投入させる点を特徴とするものである。
本発明に係る人工衛星の軌道面制御方法によれば、主衛星のミッションを損なうことなく小型のピギーバック衛星を所望の目的軌道に投入することができるという効果がある。しかも、イオンエンジン等の比較的低い推力レベルの推進装置を利用することで推薬効率を大幅に改善することができるので推薬の代わりにピギーバック衛星に必要な機器を搭載することができるという効果がある。また、ピギーバック衛星をさらに小型にすることができるので搭載するピギーバック衛星の数を増やすことができるという効果がある。
以下、本発明に係る人工衛星の軌道面制御方法の好ましい一実施形態について図面を参照しつつ詳細に説明する。まず、人工衛星の軌道を指定するために使用されるパラメータである軌道要素について説明する。図1は人工衛星の軌道要素を示す図である。
図1において、符号10は人工衛星であり、人工衛星10は、地球1の周囲を時計と反対方向に長半径aの楕円形の軌道11を描きながら回っている。このときの軌道面3と赤道面5がなす角が軌道傾斜角i、軌道が赤道面5を南側(図1の下側)から北側(図1の上側)に通過する位置(昇交点)の経度が昇交点経度(昇交点赤径)Ωである。また、図1におけるγは春分点方向を示している。
ここで、地球は完全な球形状ではなく、地軸を中心軸とする回転楕円体に近い南北に押しつぶされたような形状をしている。この扁平性による地球1の赤道付近の膨らみの影響により人工衛星10の軌道面3に垂直な方向の力が摂動として加わった場合人工衛星10の軌道角運動量ベクトル方向が変化する。この角運動量ベクトル方向の変化が軌道面3の所定の角速度での回転を表している。この軌道面の回転は、軌道高度が低いほどその影響を受けやすく遷移量が大きく、軌道高度が高いほど遷移量が少ない。
本発明では人工衛星に搭載したイオンエンジンなど低推力・高推薬効率の推進機を軌道速度反対方向(又は同一方向)に所定の時間だけ連続的に噴射して軌道高度を上昇(又は降下)させ、その後、反対方向に同時間だけ連続的に噴射(マヌーバ)することにより軌道高度を所定の値だけ上昇(又は降下)させ、このときの軌道高度の変更に起因する地球重力場の扁平性による軌道面の遷移量の変化を利用することにより人工衛星を目的の軌道面に投入するものである。
ここで、軌道面の遷移角速度の増大(又は減少)は、推進機を軌道進行方向(又はその逆方向)に軌道N周回に亘って増速(又は減速)することにより得られるものであるが、増速(又は減速)した状態のままでは、軌道速度が初期速度VIに対しN△Vだけ増加したままの状態にあるので、これを放置したままにすると、軌道面遷移はこの軌道面角速度に対応した遷移速度で以降増加(又は減少)が進行してしまう。従って、初期の軌道面角速度に戻すためには、上記マヌーバに引き続き同じ軌道周回数(N周回)だけ逆向きに噴射する必要がある。そのため、軌道面制御用のマヌーバとしては、前半と噴射方向を逆向きにした後半マヌーバを併せて行う必要がある。この点について図2及び図3を参照しながらさらに説明する。
初めに、衛星の軌道高度を一旦下げてから上げた場合の軌道面制御方法について説明する。図2は軌道高度を一旦下げてから上げた場合の軌道面遷移を示す説明図、図3はその推進装置の噴射と軌道高度の変化及び軌道面遷移の変化を示すグラフである。図2において、符号11は、図示しない主衛星と共に打ち上げられて当該主衛星の目的軌道に投入された複数のピギーバック衛星のうちの一つである。ピギーバック衛星は、前述したように、重量約50kg程度の小型の衛星であり、打ち上げ用ロケットの余剰能力を活用して主衛星と共に打ち上げられる衛星である。ピギーバック衛星(以下、単に「衛星」という。)11には、イオンエンジン等の、高い推進剤効率であるが、比較的低い推力レベルの推進装置が搭載されている。
図2において、衛星11は当初は図示しない主衛星の目的軌道S1に投入されて軌道S1を周回する。尚、軌道S5が最終的に衛星11を投入したい軌道面である。そして、軌道S1を周回している衛星11の軌道進行方向と同じ向きに推進装置を噴射することによって衛星11は軌道高度の降下を開始する。尚、衛星11の推進装置の推力は低レベルであることから軌道高度は僅かずつ降下する。軌道進行方向と同じ向きの噴射によって衛星11の軌道高度が徐々に下がってくると衛星11の軌道高度における地球重力場の扁平性に起因する軌道面の遷移量も徐々に増大する方向に変化し、衛星11の昇交点経度Ωが次第に変化しながら軌道S2に遷移する。さらに軌道進行方向と同じ向きの噴射を続けることにより、衛星11の目的軌道S5へ至るまでの中間位置となる軌道S3に至ったところで前半の噴射を終了する。
衛星11が軌道S3に至ったところで後半の噴射を開始する。今度は前半とは逆に衛星11の軌道進行方向と逆向きに推進装置を噴射することによって衛星11の軌道高度の上昇を開始させる。衛星11の推進装置の推力は低レベルなので軌道高度は僅かずつ上昇する。軌道進行方向と逆向きの噴射によって衛星11の軌道高度が徐々に上がってくると衛星11の軌道高度における地球重力場の扁平性に起因する軌道面の遷移量も徐々に減少する方向に変化し、衛星11の昇交点経度Ωが次第に変化しながら軌道S4に遷移する。さらに軌道進行方向と逆向きの噴射を続けることにより衛星11は目的軌道S5へ至る。そして、衛星11が目的軌道S5に投入されたら推進装置の噴射を終了し、軌道S5を維持する。
次に、衛星の軌道高度を一旦上げてから下げた場合の軌道面制御方法について説明する。図4は軌道高度を一旦上げてから下げた場合の軌道面遷移を示す説明図、図4はその推進装置の噴射と軌道高度の変化及び軌道面遷移の変化を示すグラフである。図4において、符号12は、図示しない主衛星と共に打ち上げられて当該主衛星の目的軌道に投入された複数のピギーバック衛星のうちの一つである。衛星12には、衛星11と同様に、イオンエンジン等の比較的低い推力レベルの推進装置が搭載されている。
図4において、衛星12は当初は図示しない主衛星の目的軌道S6に投入されて軌道S6を周回する。尚、軌道S10が最終的に衛星12を投入したい軌道面である。そして、軌道S6を周回している衛星12の軌道進行方向と逆向きに推進装置を噴射することによって衛星12は軌道高度の上昇を開始する。尚、衛星12の推進装置の推力は低レベルであることから軌道高度は僅かずつ上昇する。ここで、軌道進行方向と逆向きの噴射によって衛星12の軌道高度を上昇させた場合、地球重力場の扁平性に起因する軌道面の遷移は、地球重力が小さくなるため軌道面を遷移させるトルクも小さくなることから地球の太陽周りの公転より遅れるので、衛星12の軌道面は図2の場合とは反対方向に遷移することになる。そのため、衛星12の昇交点経度Ωが次第に変化しながら軌道S7に遷移する。そして、さらに軌道進行方向と逆向きの噴射を続けることにより、衛星12の目的軌道S10へ至るまでの中間位置となる軌道S8に至ったところで前半の噴射を終了する。
衛星12が中間位置である軌道S8に至ったところで後半の噴射を開始する。今度は前半とは逆に衛星10の軌道進行方向と同じ向きに推進装置を噴射することによって衛星12の軌道高度の降下を開始させる。衛星12の推進装置の推力は低レベルなので軌道高度は僅かずつ降下する。軌道進行方向と同じ向きの噴射によって衛星12の軌道高度が徐々に下がってくると衛星12の軌道高度における地球重力場の扁平性に起因する軌道面の遷移量も徐々に増加する方向に変化し、衛星12の昇交点経度Ωが次第に変化しながら軌道S9に遷移する。さらに軌道進行方向と同じ向きの噴射を続けることにより衛星12は目的軌道S10へ至る。そして、衛星12が目的軌道S10に投入されたら推進装置の噴射を終了し、軌道S10を維持する。
以上のように、図示しない主衛星の目的軌道に投入された複数のピギーバック衛星について、それぞれの目的軌道に即して上述したような軌道面制御を行うことにより、主衛星の目的軌道に投入された複数のピギーバック衛星をそれぞれ目的の軌道面に投入することができる。
次に、上述した軌道面制御方法を実施するために必要となる軌道要素と推進装置の動作との関係について説明する。
初めに、扁平性を有する地球重力場を周回する人工衛星の軌道運動では、その昇降点経度Ωの時間変化率は、以下の数1で表される。
初めに、扁平性を有する地球重力場を周回する人工衛星の軌道運動では、その昇降点経度Ωの時間変化率は、以下の数1で表される。
衛星が円軌道を周回しているとすると、軌道長半径aは軌道速度Vの関数として数2のように表される。
そして、数2を数1に代入すると、時間変化率は数3のように表される。
Vは、数4に示すように、初期速度VIに微少推力を軌道N周の間連続的に加えて増加(又は減少)した軌道速度変化分N△Vを加えたものである。
軌道N周の間連続的推進機を噴射した時の軌道昇降点経度の変化Ωは数3に数4を代入して時間積分することにより数5のように表される。
従って推進機を噴射することによる軌道面の遷移角の増加(又は、減少)△Ωは、数6で表される。
数6で与えられる軌道面の遷移角の増大(又は減少)は、上述したように、推進機を軌道進行方向(又はその逆方向)に軌道N周回に亘って増速(又は減速)することにより得られるものであるが、この状態では、軌道速度が初期速度VIに対しN△Vだけ増加したままの状態にあり、これを放置したままでは、軌道面遷移はこの軌道速度に対応した遷移速度で以降増加(又は減少)してしまう。従って、初期の軌道遷移角速度に戻すためには、上記マヌーバに引き続き同じ軌道周回数だけ逆向きに噴射する必要がある。従って、軌道面制御用のマヌーバとしては、前半と噴射方向を逆向きにした後半マヌーバを併せて行う必要がある。後半マヌーバは、前半マヌーバと全く対称となるので、両マヌーバによる軌道面の遷移角は、数6の△Ωの2倍となる。従って、このマヌーバによる軌道面の遷移量(△ΩT)とその所要軌道周回数NTは、数7のように与えられる。
従って、軌道面を所要の角度△Ωだけ遷移させるためには、数7より△ΩTを満たすNを求め、次いでこのNよりNTを求める、両者により推進機を噴射することにより実施することが出来る。
発明の実施例として、高度600kmの太陽同期軌道に投入された、質量50kgの超小型衛星に搭載された推力0.25mNのイオンエンジンを用いて軌道面の制御を行う場合への実施について記述する。この衛星の場合の前記数7で軌道面を制御するために必要な諸元を以下に示す。
以上の諸元を前提として、1.項の制御に基づけば、必要な軌道面制御角度△θは、表2のように実現される。
従来軌道制御用に使用されている化学系推薬とする推進系と比較すると、以下に示すように必要推薬量が大幅に改善される。
推 薬 推薬質量比
ヒドラジン 1/ 7.5
過酸化水素 1/16.0
窒素ガス 1/30.0
推 薬 推薬質量比
ヒドラジン 1/ 7.5
過酸化水素 1/16.0
窒素ガス 1/30.0
以上のように、本発明の好ましい実施形態について詳述したが、本発明は係る特定の実施形態に限定されるものではなく、特許請求の範囲に記載された本発明の要旨の範囲内において、種々の変形・変更が可能であることはいうまでもない。
1 地球
3 軌道面
5 赤道面
10 人工衛星
11 ピギーバック衛星
12 ピギーバック衛星
3 軌道面
5 赤道面
10 人工衛星
11 ピギーバック衛星
12 ピギーバック衛星
Claims (3)
- 主衛星と共に打ち上げられる複数の小型の人工衛星をそれぞれの目的軌道へ投入する人工衛星の軌道面制御方法において、
前記主衛星の目的軌道に投入された小型の前記人工衛星を低い推力レベルの推進装置を用いて軌道高度を変更させ、当該軌道高度における地球重力場の扁平性に起因する軌道面の遷移を利用して複数の前記人工衛星をそれぞれの目的軌道へ投入することを特徴とする人工衛星の軌道面制御方法。 - 請求項1に記載の人工衛星の軌道面制御方法において、
前記軌道高度の変更は、
前記推進装置を前記人工衛星の軌道進行方向と同一方向又は反対方向に所定の時間噴射する第1ステップと、
その後、前記推進装置を前記第1ステップとは反対の方向に同じ時間だけ噴射する第2ステップと、
を含み構成されていることを特徴とする人工衛星の軌道面制御方法。 - 請求項1又は2に記載の人工衛星の軌道面制御方法において、
前記推進装置は、イオンエンジンであることを特徴とする人工衛星の軌道面制御方法。
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2013008935A JP2014141108A (ja) | 2013-01-22 | 2013-01-22 | 人工衛星の軌道面制御方法 |
PCT/JP2014/051228 WO2014115753A1 (ja) | 2013-01-22 | 2014-01-22 | 人工衛星の軌道面制御方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2013008935A JP2014141108A (ja) | 2013-01-22 | 2013-01-22 | 人工衛星の軌道面制御方法 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2014141108A true JP2014141108A (ja) | 2014-08-07 |
Family
ID=51227544
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2013008935A Pending JP2014141108A (ja) | 2013-01-22 | 2013-01-22 | 人工衛星の軌道面制御方法 |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP2014141108A (ja) |
WO (1) | WO2014115753A1 (ja) |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN105512374A (zh) * | 2015-11-30 | 2016-04-20 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种同轨道面内自然伴飞条件下的卫星观测轨道设计方法 |
JP2017513765A (ja) * | 2014-04-24 | 2017-06-01 | サフラン エアークラフト エンジンズ | 人工衛星配置を展開するための方法 |
CN110816896A (zh) * | 2019-10-28 | 2020-02-21 | 中国空间技术研究院 | 一种卫星星上简易轨道外推方法 |
WO2020157802A1 (ja) * | 2019-01-28 | 2020-08-06 | 三菱電機株式会社 | 監視制御装置、人工衛星および監視システム |
WO2020240826A1 (ja) * | 2019-05-31 | 2020-12-03 | 三菱電機株式会社 | 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション形成プログラム、および地上装置 |
WO2020256024A1 (ja) * | 2019-06-19 | 2020-12-24 | 三菱電機株式会社 | 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション、および地上設備 |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
PT3717356T (pt) * | 2017-12-01 | 2023-11-23 | D Orbit Spa | Método de propulsão de satélites artificiais na órbita da terra |
Family Cites Families (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2516879B2 (ja) * | 1993-12-28 | 1996-07-24 | 宇宙開発事業団 | 複数の人工衛星の打ち上げ方法 |
JP3653001B2 (ja) * | 2001-04-17 | 2005-05-25 | Nec東芝スペースシステム株式会社 | 衛星航行システム及び衛星の軌道投入方法 |
-
2013
- 2013-01-22 JP JP2013008935A patent/JP2014141108A/ja active Pending
-
2014
- 2014-01-22 WO PCT/JP2014/051228 patent/WO2014115753A1/ja active Application Filing
Cited By (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2017513765A (ja) * | 2014-04-24 | 2017-06-01 | サフラン エアークラフト エンジンズ | 人工衛星配置を展開するための方法 |
US11066190B2 (en) | 2014-04-24 | 2021-07-20 | Safran Aircraft Engines | Method for deploying a satellite constellation |
CN105512374B (zh) * | 2015-11-30 | 2019-02-01 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种同轨道面内自然伴飞条件下的卫星观测轨道设计方法 |
CN105512374A (zh) * | 2015-11-30 | 2016-04-20 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种同轨道面内自然伴飞条件下的卫星观测轨道设计方法 |
WO2020157802A1 (ja) * | 2019-01-28 | 2020-08-06 | 三菱電機株式会社 | 監視制御装置、人工衛星および監視システム |
WO2020158000A1 (ja) * | 2019-01-28 | 2020-08-06 | 三菱電機株式会社 | 監視制御装置、人工衛星および監視システム |
JP7023389B2 (ja) | 2019-01-28 | 2022-02-21 | 三菱電機株式会社 | 監視制御装置、人工衛星および監視システム |
JPWO2020158000A1 (ja) * | 2019-01-28 | 2021-09-09 | 三菱電機株式会社 | 監視制御装置、人工衛星および監視システム |
JPWO2020240826A1 (ja) * | 2019-05-31 | 2021-10-21 | 三菱電機株式会社 | 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション形成プログラム、および地上装置 |
JP7068765B2 (ja) | 2019-05-31 | 2022-05-17 | 三菱電機株式会社 | 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション形成プログラム、および地上装置 |
WO2020240826A1 (ja) * | 2019-05-31 | 2020-12-03 | 三菱電機株式会社 | 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション形成プログラム、および地上装置 |
WO2020255310A1 (ja) * | 2019-06-19 | 2020-12-24 | 三菱電機株式会社 | 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション、および地上設備 |
JPWO2020256024A1 (ja) * | 2019-06-19 | 2021-11-18 | 三菱電機株式会社 | 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション、および地上設備 |
WO2020256024A1 (ja) * | 2019-06-19 | 2020-12-24 | 三菱電機株式会社 | 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション、および地上設備 |
JP7086289B2 (ja) | 2019-06-19 | 2022-06-17 | 三菱電機株式会社 | 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション、および地上設備 |
CN110816896A (zh) * | 2019-10-28 | 2020-02-21 | 中国空间技术研究院 | 一种卫星星上简易轨道外推方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO2014115753A1 (ja) | 2014-07-31 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
WO2014115753A1 (ja) | 人工衛星の軌道面制御方法 | |
US7900874B2 (en) | Device to move an object back and forth | |
US8066226B2 (en) | Inertial propulsion device to move an object up and down | |
Von Braun | The Mars Project | |
US8424808B2 (en) | Compensating for wind prior to engaging airborne propulsion devices | |
Weiland | Aerodynamic data of space vehicles | |
US5681011A (en) | Method for injecting payloads into orbit | |
CN105539881B (zh) | 一种仅使用一对斜对称推力器的位置保持优化方法 | |
Shotwell et al. | Drivers, developments and options under consideration for a Mars ascent vehicle | |
Putnam et al. | Improving lunar return entry range capability using enhanced skip trajectory guidance | |
JP6542581B2 (ja) | 宇宙機とその軌道面変更方法 | |
Pakosz et al. | ILR-33 AMBER Rocket-Quick, Low Cost and Dedicated Access to Suborbital Flights for Small Experiments | |
Boucher | Electrical propulsion for control of stationary satellites | |
Kirchhartz et al. | Sounding Rockets are unique Experimental Platforms | |
US11260962B1 (en) | Centrifugal-force-propulsion and control system (CFPandCS) and applications | |
JPH0215440B2 (ja) | ||
KR20220094733A (ko) | 달 플라이바이를 이용한 인공위성의 정지궤도 진입 방법 및 이를 이용한 소형 우주탐사선 사출 방법 | |
Thomas | A Comparison of GEO Satellites Using Chemical and Electric Propulsion | |
Mahajan et al. | End-to-End Performance Optimization of a Crewed Lunar Landing Mission Staged from a Near Rectilinear Halo Orbit | |
Kinstle | Flight Trajectory of the Mercury Redstone: Investigation through a STEM Project | |
CN204184567U (zh) | 一种用于航空航天飞行器的动力推进装置 | |
Miller | Optimal trajectory planning for the apollo moon landing: Descent, ascent, and aborts | |
CN115180177A (zh) | 一种可回收航天飞行器及其弹道 | |
Denny et al. | Rocket Propulsion and Guidance | |
Nelson | Effects of Flight Conditions at Booster Separation on Payload Weight in Orbit |