JP2016172555A - 対象物の除去方法、運搬方法及び制御方法 - Google Patents

Abstract

【課題】比較的大型のものを含めた様々な大きさのスペースデブリを効率良く除去することができるデブリ除去システムと、これに用いられる宇宙用装置と、を提供する。【解決手段】宇宙用装置１００は、宇宙空間に存在する対象物に接着する接着部１１０と、推進力を得るための推進部１２０と、を備え、接着部１１０で対象物に接着した状態で推進部１２０によって対象物とともに移動することにより対象物を所定の目標位置へと運搬する。デブリ除去システム１は、宇宙用装置１００をスペースデブリに接近移動させて接着部１１０でスペースデブリに宇宙用装置１００を接着させる誘導制御部３００と、宇宙用装置１００がスペースデブリに接着した状態で、宇宙用装置１００の推進部１２０で宇宙用装置１００をスペースデブリとともに大気圏に向けて移動させるように宇宙用装置１００の推進部１２０を制御する推進制御部２３０と、を備える。【選択図】図１

Description

本発明は、宇宙用装置及びこの宇宙用装置を用いたデブリ除去システム並びにデブリ除去方法等に関する。

現在、地球の周回軌道上には、過去に打ち上げられて任務を終えたり破損したりした人工衛星及びその破片やロケットの上段等の残骸、並びにそれらの爆発や衝突による破片等がスペースデブリとして存在することが知られている。かかるスペースデブリは、任務遂行中の正常な宇宙ステーションや人工衛星やロケット等に衝突して危害を加える虞があることから、周回軌道から離脱させて焼却したり回収したりする技術が種々提案されている。

例えば、宇宙空間のプラズマ環境を利用して微小なスペースデブリを負に帯電させ、デブリの速度を減速させる向きに電界の力を働かせてデブリの高度を降下させ、デブリを大気圏に突入させて焼却除去する技術が提案されている（特許文献１参照）。また、近年においては、複数の布体層からなるジャケットで発泡体材料を被覆して構成したデブリ除去装置を用いてスペースデブリを回収する技術が提案されている（特許文献２参照）。この技術によれば、スペースデブリをジャケットに衝突させ破砕して複数の破片とし、これら破片を発泡体材料で捕捉して集積することができる、とされている。

特開２０１０−０６９９７３号公報 特開２０１１−１６８２７０号公報

しかし、前記した特許文献１や特許文献２に記載された技術は、あくまでも微小なスペースデブリや比較的小型のスペースデブリの焼却・回収を行うものであり、比較的大型のスペースデブリの除去には適さないものである。比較的大型のスペースデブリの除去に関しては、対象となるデブリへの接近技術やデブリの捕獲・回転静止技術が未だ確立されておらず費用対効果も見合わない等、困難な問題が山積みとなっているのが現状である。

本発明は、かかる事情に鑑みてなされたものであり、比較的大型のものを含めた様々な大きさのスペースデブリを効率良く除去することができるデブリ除去システムと、これに用いられる宇宙用装置と、を提供することを目的とする。

前記目的を達成するため、本発明に係る宇宙用装置は、宇宙空間に存在する対象物に接着する接着部と、推進力を得るための推進部と、を備え、接着部で対象物に接着した状態で前記推進部によって前記対象物とともに移動することにより対象物を所定の目標位置へと運搬するものである。また、本発明に係る母機は、本宇宙用装置を搭載可能であって本宇宙用装置を宇宙空間に放出するように構成されるものである。

かかる構成を採用すると、宇宙用装置を搭載した母機を宇宙空間に打ち上げて母機を対象物に接近させ、宇宙空間において母機から宇宙用装置を放出し、接着部で宇宙用装置を対象物に接着させ、推進部で宇宙用装置を移動させることにより、対象物を所定の目標位置へと運搬することができる。従って、例えば対象物がスペースデブリである場合には、宇宙用装置でスペースデブリを大気圏へと運搬して焼却除去することができる。この際、スペースデブリが比較的大型であっても、複数の宇宙用装置を使用して運搬することが可能となる。混雑した軌道上は、衝突確率も高く、人気ある軌道ゆえ今後もロケットや人工衛星が打ち上げられる可能性がある。そこに母機を配置することで、効率的に除去できる。また、対象物が正常な人工衛星である場合には、宇宙用装置で人工衛星を所定の目標位置（例えば別軌道上の目標位置）へと運搬することができる。このように、宇宙用空間において種々の任務を遂行することが可能となる。

本発明に係る宇宙用装置は、対象物の回転を阻止する回転阻止手段を有していなくてもよい。

本発明に係る宇宙用装置を用いてデブリ除去を行う場合、回転を阻止しなくても、接着しさえすれば宇宙用装置とスペースデブリとが一緒に回転して構わない。スペースデブリを大気圏に突入させるために必要なのは、スペースデブリを減速させるような力（制動力）であり、たとえスペースデブリが回転していてもそのような制動力を付与できるタイミングが到来するからである。また、宇宙用装置を用いて衛星運搬サービスを行う場合においては、対象となる人工衛星は制御不能な回転はしていないため、そもそも回転を阻止する必要はない。よって、宇宙用装置は、回転阻止手段を有する必要がないため、小型化が可能となる。

本発明に係る宇宙用装置において、自己の位置及び姿勢を制御するための自律制御部を設けてもよい。また、宇宙用装置の位置及び姿勢を制御するための子機制御部を有する母機を採用することもできる。

かかる構成を採用すると、宇宙用装置の位置及び姿勢を制御することができるので、対象物への宇宙用装置の接着を容易にすることができる。

本発明に係るデブリ除去システムは、既に述べた宇宙用装置を用いて宇宙空間に存在するスペースデブリを除去するものであって、宇宙用装置をスペースデブリに接近移動させて接着部でスペースデブリに宇宙用装置を接着させる誘導制御部と、宇宙用装置がスペースデブリに接着した状態で、宇宙用装置の推進部で宇宙用装置をスペースデブリとともに大気圏に向けて移動させるように宇宙用装置の推進部を制御する推進制御部と、を備えるものである。

本発明に係るデブリ除去方法は、既に述べた宇宙用装置を用いて宇宙空間に存在するスペースデブリを除去する方法であって、宇宙用装置をスペースデブリに接近移動させる誘導工程と、接着部で宇宙用装置をスペースデブリに接着させる接着工程と、宇宙用装置がスペースデブリに接着した状態で、宇宙用装置の推進部で宇宙用装置を大気圏に向けて移動させることによりスペースデブリを大気圏へと運搬する運搬工程と、を含むものである。

かかる構成及び方法を採用すると、宇宙用装置をスペースデブリに接近移動させ、接着部で宇宙用装置をスペースデブリに接着させ、宇宙用装置がスペースデブリに接着した状態で、宇宙用装置の推進部で宇宙用装置を移動させて、スペースデブリを大気圏へと運搬してスペースデブリを焼却除去したり、スペースデブリを衝突可能性の低い軌道（墓場軌道）へと移動させたりすることができる。この際、スペースデブリが比較的大型であっても、複数の宇宙用装置を使用して運搬することが可能となる。

本発明に係るデブリ除去方法において、誘導工程の後であって接着工程の前に、スペースデブリの形状、重心、重量、熱制御の状況及び／又は回転状態その他を把握するデブリ状態把握工程を含むことができる。

かかる方法を採用すると、宇宙用装置をスペースデブリに接近移動させてから宇宙用装置を接着させるまでの間に、スペースデブリの形状や回転状態を把握することができ、また、スペースデブリに対してどの位置に最終接近し、どの向きに宇宙用装置を接着させれば良いかを把握することができる。

本発明に係るデブリ除去方法において、接着工程の後に、スペースデブリの姿勢を制御するデブリ制御工程を含むこともできる。

かかる方法を採用すると、宇宙用装置をスペースデブリに接着させてから、スペースデブリの姿勢を制御することができる。

本発明に係る衛星運搬システムは、既に述べた宇宙用装置を用いて宇宙空間の第一の軌道上に存在する人工衛星を運搬するものであって、宇宙用装置を人工衛星に接近移動させて接着部で第一の軌道上にある人工衛星に宇宙用装置を接着させる誘導制御部と、宇宙用装置が人工衛星に接着した状態で、宇宙用装置の推進部で宇宙用装置を人工衛星とともに第一の軌道とは異なる第二の軌道に向けて移動させるように宇宙用装置の推進部を制御する推進制御部と、を備えるものである。

本発明に係る衛星運搬方法は、既に述べた宇宙用装置を用いて宇宙空間の第一の軌道上に存在する人工衛星を運搬する方法であって、宇宙用装置を人工衛星に接近移動させる誘導工程と、接着部で宇宙用装置を人工衛星に接着させる接着工程と、宇宙用装置が人工衛星に接着した状態で、宇宙用装置の推進部で宇宙用装置を人工衛星とともに第一の軌道とは異なる第二の軌道へと移動させることにより人工衛星を第一の軌道から第二の軌道へと運搬する運搬工程と、を含むものである。

かかる構成及び方法を採用すると、宇宙用装置を宇宙空間の第一の軌道（例えば高度２００ｋｍ〜１０００ｋｍの低軌道）上に存在する人工衛星に接近移動させて接着部で宇宙用装置を人工衛星に接着させ、宇宙用装置の推進部で宇宙用装置を移動させて人工衛星を第一の軌道とは異なる第二の軌道へと運搬することができる。第一の軌道としての静止軌道上に存在する人工衛星を、第二の軌道としての墓場軌道（静止軌道よりも若干高度の高い軌道）へと運搬することもできる。

本発明に係る衛星運搬システムにおいて、宇宙用装置を接着部で第一の軌道上にある人工衛星に接着させるように宇宙用装置の姿勢及び位置を制御する制御部（自律制御部や子機制御部）を備えることもできる。

かかる構成を採用すると、宇宙用装置の姿勢及び位置を制御することができるので、第一の軌道上にある人工衛星に宇宙用装置を確実に接着させることができる。

本発明に係る衛星制御システムは、既に述べた宇宙用装置を用いて宇宙空間の静止軌道上に存在する人工衛星の位置を制御するものであって、宇宙用装置を人工衛星に接近移動させて接着部で静止軌道上にある人工衛星に宇宙用装置を接着させる誘導制御部と、宇宙用装置が人工衛星に接着した状態で、人工衛星の静止軌道上の位置を保持するように宇宙用装置の推進部を制御する推進制御部と、を備えるものである。

本発明に係る衛星制御方法は、既に述べた宇宙用装置を用いて宇宙空間の静止軌道上に存在する人工衛星の位置を制御する方法であって、宇宙用装置を人工衛星に接近移動させる誘導工程と、接着部で宇宙用装置を人工衛星に接着させる接着工程と、宇宙用装置が人工衛星に接着した状態で、人工衛星の静止軌道上の位置を保持するように宇宙用装置の推進部を制御する位置制御工程と、を含むものである。

かかる構成及び方法を採用すると、宇宙用装置を宇宙空間の静止軌道上に存在する人工衛星に接近移動させて接着部で宇宙用装置を人工衛星に接着させ、宇宙用装置の推進部を制御して人工衛星の静止軌道上の位置を保持する（軌道保持を実現させる）ことができる。

本発明に係るデブリ除去システム、衛星運搬システム及び衛星制御システムにおいて、地上に設置した誘導制御部を採用することができる。また、推進制御部については、地上に設置したものを採用したり、宇宙用装置に搭載したものを採用したりすることができる。

本発明に係る宇宙用装置において、所定の軌道上を周回する人工衛星の状態を監視するように構成される宇宙用装置（又は母機）を採用してもよい。この際、人工衛星に対して電力を供給するように構成される宇宙用装置（又は母機）を採用したり、人工衛星に対して移動部を提供するように構成される宇宙用装置（又は母機）を採用したりすることもできる。

かかる構成を採用すると、宇宙用装置（又は母機）によって、所定の軌道上を周回する人工衛星の状態を監視したり、人工衛星に対して電力を供給したり、人工衛星に対して移動部を提供し移動部で人工衛星を移動させたりする等、軌道上で種々のサービスを行うことができる。

本発明に係る衛星監視システムは、既に述べた宇宙用装置又は母機を用いて宇宙空間の所定の軌道上を周回する人工衛星を監視するものであって、宇宙用装置又は母機を人工衛星に接近移動させる誘導制御部と、宇宙用装置又は母機で人工衛星の状態を監視するように宇宙用装置又は母機を制御する監視制御部と、を備えるものである。

本発明に係る衛星監視方法は、既に述べた宇宙用装置を用いて宇宙空間の所定の軌道上を周回する人工衛星を監視する方法であって、宇宙用装置又は母機を人工衛星に接近移動させる誘導工程と、宇宙用装置又は母機で人工衛星の状態を監視する監視工程と、を含むものである。

かかる構成を採用すると、宇宙用装置（又は母機）によって、所定の軌道上を周回する人工衛星の状態を監視することができる。

本発明に係る衛星監視システムにおいて、地上に設置した誘導制御部を採用することができる。また、監視制御部については、地上に設置したものを採用したり、宇宙用装置に搭載したものを採用したりすることができる。

本発明によれば、比較的大型のものを含めた様々な大きさのスペースデブリを効率良く除去することができるデブリ除去システムと、これに用いられる宇宙用装置と、を提供することが可能となる。

本発明の実施形態に係るデブリ除去システムの機能的構成を説明するための構成図である。 図１に示すデブリ除去システムを用いたデブリ除去方法を説明するためのフローチャートである。 本発明の実施形態に係る衛星運搬方法を説明するためのフローチャートである。 本発明の実施形態に係る衛星制御方法を説明するためのフローチャートである。 本発明の実施形態に係る衛星監視システムの機能的構成を説明するための構成図である。 図５に示す衛星監視システムを用いた衛星監視方法を説明するためのフローチャートである。

以下、各図を参照しながら、本発明の各実施形態について説明する。

＜第一実施形態＞
最初に、図１及び図２を用いて、本発明の第一実施形態について説明する。第一実施形態においては、本発明に係るデブリ除去システムの一例と、これを用いたデブリ除去方法の一例と、について説明することとする。

まず、図１を用いて、本実施形態に係るデブリ除去システム１の構成について説明する。デブリ除去システム１は、宇宙空間に存在するスペースデブリを除去するものであって、図１に示すように、宇宙空間に打ち上げられる宇宙用装置（子機）１００と、宇宙用装置１００を搭載可能であって宇宙用装置１００を宇宙空間に放出するように構成された母機２００と、宇宙用装置１００をスペースデブリまで誘導する誘導制御部３００と、を備えている。

宇宙用装置１００は、宇宙空間に存在する対象物に接着する接着部１１０と、推進力を得るための推進部１２０と、を有しており、接着部１１０で対象物に接着して推進部１２０で移動することにより対象物を所定の目標位置へと運搬するように機能するものである。接着部１１０としては、スペースデブリの衝撃を吸収しつつ粘着性を有し、宇宙環境とスペースデブリとの温度差に耐えることができ、かつ、宇宙用装置１００の本体に熱を伝えないような粘着剤を採用することが好ましい。また、このような粘着剤とともに、スペースデブリを把持する機械的な把持機構を設けることにより、宇宙用装置１００によるスペースデブリの捕捉をアシストすることもできる。推進部１２０としては、固体燃料スラスタ、小型イオンスラスタ、デジタルスラスタ等を採用することができる。

また、宇宙用装置１００は、自己の位置及び姿勢を制御するための自律制御部１３０をさらに有している。自律制御部１３０としては、ジャイロセンサやＧＰＳで検出した姿勢角のずれや位置ずれを修正するための修正用スラスタを制御するスラスタコントローラ等を採用することができる。

母機２００は、宇宙用装置１００を搭載した状態でロケット等の宇宙航行体に取り付けられ宇宙空間に打ち上げられるように構成されている。本実施形態における母機２００は、宇宙用装置１００の位置及び姿勢を制御するための子機制御部２１０と、宇宙空間で宇宙用装置１００を放出するための子機放出部２２０と、宇宙用装置１００に搭載された推進部１２０を制御して対象物を所定の目標位置に運搬する推進制御部２３０と、を有している。

子機制御部２１０としては、ＧＰＳやスタートラッカで検出した姿勢角のずれや位置ずれを修正するための修正用スラスタを制御するスラスタコントローラ等を採用することができる。子機放出部２２０としては、宇宙用装置１００に対して放出する方向に力を加えるアクチュエータ等を採用することができる。推進制御部２３０としては、推進部１２０としてのスラスタを制御するスラスタコントローラ等を採用することができる。

なお、母機２００の子機制御部２１０と、宇宙用装置１００の自律制御部１３０と、の何れか一方のみを採用してもよい。本実施形態においては、複数個の宇宙用装置１００が母機２００に搭載されている。

誘導制御部３００は、地上に設置した基地局に設けられており、所定の通信手段を用いて宇宙用装置１００及び母機２００を移動させて、スペースデブリに接近させるものである。なお、母機２００に搭載した各種制御部（子機制御部２１０や推進制御部２３０）を地上に設置した基地局に設け、所定の通信手段を用いて基地局から宇宙用装置１００を遠隔制御するようにしてもよい。

次に、図２のフローチャートを用いて、本実施形態に係るデブリ除去システム１を用いたデブリ除去方法について説明する。

まず、宇宙用装置１００を搭載した母機２００を宇宙航行体に取り付けて打ち上げ、母機２００を対象となるスペースデブリに接近移動させる（誘導工程：Ｓ１）。誘導工程Ｓ１においては、例えばＧＰＳ航法を用いて、対象となるスペースデブリの比較的近く（例えばスペースデブリから数ｋｍの位置）まで母機２００を移動させ、スタートラッカ等を用いてスペースデブリから数十ｍから百ｍの位置まで母機２００を接近させ、さらに、光学カメラ等により数ｍの位置まで母機２００を接近させる、等の方法を採用することができる。

次いで、母機２００から宇宙用装置１００を放出し、子機制御部２１０（又は自律制御部１３０）で宇宙用装置１００の姿勢及び位置を制御しつつ、宇宙用装置１００に設けられた接着部１１０で宇宙用装置１００をスペースデブリに接着させる（接着工程：Ｓ２）。次いで、宇宙用装置１００を大気圏に向けて移動させるように推進制御部２３０で推進部１２０を制御することにより、スペースデブリを大気圏に向けて運搬する（運搬工程：Ｓ３）。これにより、スペースデブリを大気圏に突入させて、焼却処分することができる。なお、宇宙用装置１００は、スペースデブリとともに焼却されて使い捨てられることとなる。

以上説明した実施形態に係るデブリ除去システム１においては、宇宙用装置１００を搭載した母機２００をスペースデブリに接近移動させ、母機２００から宇宙用装置１００を放出させ、接着部１１０で宇宙用装置１００をスペースデブリに接着させ、宇宙用装置１００の推進部１２０で宇宙用装置１００を移動させてスペースデブリを大気圏へと運搬して、スペースデブリを焼却除去することができる。この際、スペースデブリが比較的大型であっても、複数の宇宙用装置１００を使用して運搬することが可能となる。

なお、以上説明した実施形態に係るデブリ除去方法においては、誘導工程Ｓ１に続いて接着工程Ｓ２を実施した例を示したが、誘導工程Ｓ１と接着工程Ｓ２との間に、スペースデブリの形状及び／又は回転状態を把握するデブリ状態把握工程を実施することもできる。かかる工程を採用すると、母機２００をスペースデブリに接近移動させてから宇宙用装置１００を放出するまでの間に、スペースデブリの形状や回転状態を把握し、最適な放出位置や放出方向を把握することで、母機２００が最終的なアプローチを行い、より確実な放出・接着が可能となる。

また、以上説明した実施形態に係るデブリ除去方法においては、接着工程Ｓ２に続いて運搬工程Ｓ３を実施した例を示したが、接着工程Ｓ２と運搬工程Ｓ３の間に、スペースデブリの姿勢を制御するデブリ制御工程を実施することもできる。かかる工程を採用すると、宇宙用装置１００をスペースデブリに接着させてから、スペースデブリの姿勢を制御することができる。

＜第二実施形態＞
続いて、図３を用いて、本発明の第二実施形態について説明する。第二実施形態においては、本発明に係る衛星運搬システムの一例と、これを用いた衛星運搬方法の例と、について説明することとする。

本実施形態に係る衛星運搬システムは、宇宙空間に存在する人工衛星を運搬するものである。衛星運搬システムの構成は、第一実施形態で説明したデブリ除去システム１の構成と実質的に同一であるので、詳細な説明を省略することとし、以下の説明では第一実施形態の構成（宇宙用装置１００、母機２００等）を流用することとする。

図３のフローチャートを用いて、本実施形態に係る衛星運搬システムを用いた衛星運搬方法について説明する。

まず、宇宙用装置１００を搭載した母機２００を宇宙航行体に取り付けて打ち上げ、母機２００を対象となる人工衛星に接近移動させる（誘導工程：Ｓ１１）。誘導工程Ｓ１１においては、例えばＧＰＳ絶対航法を用いて、第一の軌道上に存在する人工衛星の比較的近く（例えば人工衛星から１０ｋｍの位置）まで母機２００を移動させ、ＧＰＳ相対航法やスタートラッカを用いて人工衛星から百ｍの位置まで母機２００を接近させ、さらに、近傍センサや光学カメラ等により人工衛星から数ｍの位置まで母機２００を接近させる、等の方法を採用することができる。

次いで、母機２００から宇宙用装置１００を放出し、子機制御部２１０（又は自律制御部１３０）で宇宙用装置１００の姿勢及び位置を制御しつつ、宇宙用装置１００に設けられた接着部１１０で宇宙用装置１００を人工衛星に接着させる（接着工程：Ｓ１２）。次いで、宇宙用装置１００を第一の軌道とは異なる第二の軌道に向けて移動させるように推進制御部２３０で推進部１２０を制御することにより、人工衛星を第二の軌道に向けて運搬する（運搬工程：Ｓ１３）。これにより、人工衛星を第一の軌道から第二の軌道へと移動させることができる。なお、宇宙用装置１００については、人工衛星に接着させた状態のまま人工衛星と共存させることができる。

以上説明した実施形態に係る衛星運搬システムにおいては、宇宙用装置１００を搭載した母機２００を宇宙空間の第一の軌道（例えば高度２００ｋｍ〜１０００ｋｍの低軌道）上に存在する人工衛星に接近移動させ、母機２００から宇宙用装置１００を放出させ、接着部１１０で宇宙用装置１００を人工衛星に接着させ、宇宙用装置１００の推進部１２０で宇宙用装置１００を移動させて人工衛星を第一の軌道とは異なる第二の軌道へと運搬することができる。

＜第三実施形態＞
続いて、図４を用いて、本発明の第三実施形態について説明する。第三実施形態においては、本発明に係る衛星制御システムの一例と、これを用いた衛星制御方法の例と、について説明することとする。

本実施形態に係る衛星制御システムは、宇宙空間の静止軌道上に存在する人工衛星の位置を制御して軌道保持を実現させるものである。衛星制御システムの構成は、第一実施形態で説明したデブリ除去システム１の構成と実質的に同一であるので、詳細な説明を省略することとし、以下の説明では第一実施形態の構成（宇宙用装置１００、母機２００等）を流用することとする。

次に、図４のフローチャートを用いて、本実施形態に係る衛星制御システムを用いた衛星制御方法について説明する。

まず、宇宙用装置１００を搭載した母機２００を宇宙航行体に取り付けて打ち上げ、母機２００を対象となる人工衛星に接近移動させる（誘導工程：Ｓ２１）。誘導工程Ｓ２１においては、例えばＧＰＳ絶対航法を用いて、静止軌道上に存在する人工衛星の比較的近く（例えば人工衛星から１０ｋｍの位置）まで母機２００を移動させ、ＧＰＳ相対航法やスタートラッカを用いて人工衛星から百ｍの位置まで母機２００を接近させ、さらに、近傍センサや光学カメラ等により人工衛星から数ｍの位置まで母機２００を接近させる、等の方法を採用することができる。

次いで、母機２００から宇宙用装置１００を放出し、子機制御部２１０（又は自律制御部１３０）で宇宙用装置１００の姿勢及び位置を制御しつつ、宇宙用装置１００に設けられた接着部１１０で宇宙用装置１００を人工衛星に接着させる（接着工程：Ｓ２２）。次いで、宇宙用装置１００を接着させた人工衛星の静止軌道上の位置を保持するように推進制御部２３０で宇宙用装置１００の推進部１２０を制御する（位置制御工程：Ｓ２３）。これにより、人工衛星の静止軌道上の位置を保持（軌道保持）することができる。この場合も、宇宙用装置１００を人工衛星に接着させ人工衛星と共存させることができる。

以上説明した実施形態に係る衛星制御システムにおいては、宇宙用装置１００を搭載した母機２００を宇宙空間の静止軌道上に存在する人工衛星に接近移動させ、母機２００から宇宙用装置１００を放出させ、接着部１１０で宇宙用装置１００を人工衛星に接着させ、宇宙用装置１００の推進部１２０を制御して人工衛星の静止軌道上の位置を保持する（軌道保持を実現させる）ことができる。

＜第四実施形態＞
続いて、図５及び図６を用いて、本発明の第四実施形態について説明する。第四実施形態においては、本発明に係る衛星監視システムの一例と、これを用いた衛星監視方法の一例と、について説明することとする。

まず、図５を用いて、本実施形態に係る衛星監視システム１Ａの構成について説明する。衛星監視システム１Ａは、宇宙空間の所定の軌道上を周回する人工衛星を監視するものであって、図５に示すように、宇宙空間に打ち上げられる宇宙用装置（子機）１００Ａと、宇宙用装置１００Ａを搭載可能であって宇宙用装置１００を宇宙空間に放出するように構成された母機２００Ａと、宇宙用装置１００Ａ及び母機２００Ａを人工衛星まで誘導する誘導制御部３００と、を備えている。誘導制御部３００は、第一実施形態で説明したものと共通であるので、詳細な説明を省略する。

宇宙用装置１００Ａは、宇宙空間に存在する対象物に接着する接着部１１０と、推進力を得るための推進部１２０と、自己の位置及び姿勢を制御するための自律制御部１３０と、対象物の画像情報を取得するための画像取得部１４０と、対象物に電力を供給するための電力供給部１５０と、を有している。本実施形態においては、一個の宇宙用装置１００Ａを母機２００Ａに搭載しているが、複数個の宇宙用装置１００Ａを母機２００Ａに搭載してもよい。

接着部１１０、推進部１２０及び自律制御部１３０は、第一実施形態で説明したものと共通であるので、詳細な説明を省略する。画像取得部１４０としては、ＣＭＯＳ（相補型金属酸化膜半導体）型画像センサ、ＣＣＤ（電荷結合素子）型画像センサ、ＥＭＣＣＤ（電子倍増ＣＣＤ）型画像センサ等を採用することができる。電力供給部１５０としては、電源（太陽電池、燃料電池、化学電池等）、電源から対象物へと電力を供給するためのケーブル等を採用することができる。

母機２００Ａは、宇宙用装置１００Ａを搭載した状態でロケット等の宇宙航行体に取り付けられ宇宙空間に打ち上げられるように構成されている。本実施形態における母機２００Ａは、宇宙用装置１００Ａの位置及び姿勢を制御するための子機制御部２１０と、宇宙空間で宇宙用装置１００Ａを放出するための子機放出部２２０と、宇宙用装置１００Ａに搭載された画像取得部１４０を制御して人工衛星の状態を監視する監視制御部２４０と、を有している。

子機制御部２１０及び子機放出部２２０は、第一実施形態で説明したものと共通であるので、詳細な説明を省略する。監視制御部２４０としては、画像取得部１４０を遠隔操作する操作部、画像取得部１４０を介して取得した画像の処理を行う画像処理部、処理した画像から異常の有無を判定する異常判定部、等を有するコンピュータを採用することができる。

なお、監視制御部を、地上に設置した基地局に設けることもできる。また、宇宙用装置１００Ａに監視制御部を設けてもよく、母機２００Ａに画像取得部及び電力供給部を設けてもよい。また、対象物である人工衛星の移動部（例えばスラスタ）が故障していたような場合に、人工衛星に対して代替的な移動部を提供する手段を母機２００Ａ又は宇宙用装置１００Ａに設けることもできる。

次に、図６のフローチャートを用いて、本実施形態に係る衛星監視システム１Ａを用いた衛星監視方法について説明する。

まず、宇宙用装置１００Ａを搭載した母機２００Ａを宇宙航行体に取り付けて打ち上げ、母機２００Ａを対象となる人工衛星に接近移動させる（誘導工程：Ｓ３１）。誘導工程Ｓ３１においては、例えばＧＰＳ航法を用いて、所定の軌道上を周回する人工衛星の比較的近く（例えば人工衛星から数ｋｍの位置）まで母機２００Ａを移動させ、スタートラッカ等を用いて人工衛星から数十ｍから百ｍの位置まで母機２００Ａを接近させ、さらに、光学カメラ等により人工衛星から数ｍの位置まで母機２００Ａを接近させる、等の方法を採用することができる。

次いで、母機２００Ａから人工衛星に向けて宇宙用装置１００Ａを放出し、子機制御部２１０（又は自律制御部１３０）で宇宙用装置１００Ａの姿勢及び位置を制御して人工衛星付近で宇宙用装置１００Ａを漂わせるか、又は、宇宙用装置１００Ａに設けられた接着部１１０で宇宙用装置１００Ａを人工衛星に接着させる（子機放出工程：Ｓ３２）。次いで、宇宙用装置１００Ａの画像取得部１４０及び母機２００Ａの監視制御部２４０を用いて、人工衛星の状態を監視する（監視工程：Ｓ３３）。この後、母機２００Ａの監視制御部２４０を用いて人工衛星の異常判定を行い（異常判定工程：Ｓ３４）、人工衛星の電源が故障しているものと判定した場合に、宇宙用装置１００Ａの電力供給部１５０を用いて人工衛星に電力を供給する（電力供給工程：Ｓ３５）。これにより、電源が故障している人工衛星に電力を供給して人工衛星の再使用を実現させることができる。

以上説明した実施形態に係る衛星監視システムにおいては、宇宙用装置１００Ａ及び母機２００Ａによって、所定の軌道上を周回する人工衛星の状態を監視することができる。

なお、以上の各実施形態において、母機から宇宙用装置を全て放出し終えた場合には、新たな宇宙用装置を搭載した宇宙航行体を母機に向けて打ち上げ、宇宙航行体から母機へと新たな宇宙用装置を充填することもできる。このようにすると、母機を廃棄処分することなく長期間利用することができるため、環境への負荷が少なくなり、所定の任務遂行のためのコストを削減することも可能となる。

また、以上の各実施形態においては、子機制御部や自律制御部を用いて、母機から放出した宇宙用装置の姿勢及び位置を制御した例を示したが、宇宙用装置の姿勢及び位置を制御することなく、母機から放出した宇宙用装置を対象物（スペースデブリや人工衛星）に接着させることもできる。

また、第一乃至第三実施形態と、第四実施形態と、において異なる宇宙用装置及び母機を使用した例を示したが、共通の宇宙用装置及び母機を使用して、デブリ除去システム、衛星運搬システム、衛星制御システム及び衛星監視システムを各々構築することもできる。このようにすると、共通の宇宙用装置及び母機を使用して４つのサービス（デブリ除去、衛星運搬、衛星軌道保持、衛星監視）を実現させることができるので、例えば、衛星運搬事業や衛星監視事業で得た収益をデブリ除去に費やすことができる。よって、本発明に係る宇宙用装置及び母機を用いることにより、資金難（スポンサーの不在）に起因したデブリ除去の遅れを解消することが期待できる。

また、以上の各実施形態においては、異なるシステムを用いて４つのサービス（デブリ除去、衛星運搬、衛星軌道保持、衛星監視）を別々に提供した例を示したが、デブリ除去システム、衛星運搬システム、衛星制御システム及び衛星監視システムとして機能する共通システムを用いて、４つのサービスを連続的に提供することもできる。例えば、衛星運搬システムとして機能する共通システムを用いて人工衛星を所定の低軌道から静止軌道へと運搬した後、衛星制御システムとして機能する共通システムを用いて静止軌道上の人工衛星の軌道を保持しつつ、衛星監視システムとして機能する共通システムを用いて静止軌道上の人工衛星を監視し、この人工衛星が寿命を迎えた場合に、デブリ除去システムとして機能する共通システムを用いて故障した人工衛星を大気圏へと運搬して焼却除去することができる。

また、以上の各実施形態においては、異なるシステムを用いて４つのサービス（デブリ除去、衛星運搬、衛星軌道保持、衛星監視）を提供した例を示したが、例えば、衛星の故障部分を修理するための修理手段（ロボットアーム等）を衛星管理システム１Ａの宇宙用装置１００Ａや母機２００Ａに設けることにより、衛星修理サービスを提供することもできる。

また、以上の各実施形態においては、接着部を介して対象物（スペースデブリや人工衛星）に宇宙用装置を接着させて対象物を運搬したり対象物の軌道保持を行ったりした例を示したが、所定の任務（運搬や軌道保持）を終えた後に宇宙用装置を対象物から離脱させるための構成を採用することもできる。例えば、接着部としての粘着剤の中央から対象物へと突出する棒状の突出部を設けておき、対象物に接着部で宇宙用装置を接着させて所定の任務を終えた後にこの突出部を対象物に向けて突出させて接着状態を解除し、宇宙用装置を対象物から離脱させることができる。宇宙用装置は、その後、大気圏に再突入して自爆したり墓場軌道へと移動したりすることができる。生きている人工衛星は、通常、自己本体のみを制御するように設計されていることから、不要になった宇宙用装置を当該人工衛星から離脱させるのが好ましい。その点、接着部と、上述したような簡素な機構（突出部）と、を採用することにより、宇宙用装置を対象物から容易に離脱させることができる。

本発明は、以上の各実施形態に限定されるものではなく、これら実施形態に当業者が適宜設計変更を加えたものも、本発明の特徴を備えている限り、本発明の範囲に包含される。すなわち、前記各実施形態が備える各要素及びその配置、材料、条件、形状、サイズ等は、例示したものに限定されるわけではなく適宜変更することができる。また、前記各実施形態が備える各要素は、技術的に可能な限りにおいて組み合わせることができ、これらを組み合わせたものも本発明の特徴を含む限り本発明の範囲に包含される。

１…デブリ除去システム（衛星運搬システム、衛星制御システム）
１Ａ…衛星監視システム
１００・１００Ａ…宇宙用装置
１１０…接着部
１２０…推進部
１３０…自律制御部
２００・２００Ａ…母機
２１０…子機制御部
２２０…子機放出部
２３０…推進制御部
２４０…監視制御部
３００…誘導制御部
Ｓ１・Ｓ１１・Ｓ２１・Ｓ３１…誘導工程
Ｓ２・Ｓ１２・Ｓ２２…接着工程
Ｓ３・Ｓ１３…運搬工程
Ｓ２３…位置制御工程
Ｓ３３…監視工程

Claims (18)

1. 宇宙空間に存在する対象物に接着する接着部と、
   推進力を得るための推進部と、を備え、
   前記接着部で前記対象物に接着した状態で前記推進部によって前記対象物とともに移動することにより前記対象物を所定の目標位置へと運搬する、
   宇宙用装置。
2. 所定の軌道上を周回する人工衛星の状態を監視するように構成される、請求項１に記載の宇宙用装置。
3. 前記人工衛星に対して電力を供給するように構成される、請求項２に記載の宇宙用装置。
4. 前記人工衛星に対して移動部を提供するように構成される、請求項２又は３に記載の宇宙用装置。
5. 請求項１から４の何れか一項に記載の宇宙用装置を搭載可能であって前記宇宙用装置を宇宙空間に放出するように構成される、
   母機。
6. 所定の軌道上を周回する人工衛星の状態を監視するように構成される、請求項５に記載の母機。
7. 前記人工衛星に対して電力を供給するように構成される、請求項６に記載の母機。
8. 前記人工衛星に対して移動部を提供するように構成される、請求項６又は７に記載の母機。
9. 請求項１から４の何れか一項に記載の宇宙用装置を用いて宇宙空間に存在するスペースデブリを除去するデブリ除去システムであって、
   前記宇宙用装置を前記スペースデブリに接近移動させて前記接着部で前記スペースデブリに前記宇宙用装置を接着させる誘導制御部と、
   前記宇宙用装置が前記スペースデブリに接着した状態で、前記宇宙用装置の前記推進部で前記宇宙用装置を前記スペースデブリとともに大気圏に向けて移動させるように前記宇宙用装置の前記推進部を制御する推進制御部と、
   を備える、デブリ除去システム。
10. 請求項１から４の何れか一項に記載の宇宙用装置を用いて宇宙空間の第一の軌道上に存在する人工衛星を運搬する衛星運搬システムであって、
    前記宇宙用装置を前記人工衛星に接近移動させて前記接着部で前記第一の軌道上にある前記人工衛星に前記宇宙用装置を接着させる誘導制御部と、
    前記宇宙用装置が前記人工衛星に接着した状態で、前記宇宙用装置の前記推進部で前記宇宙用装置を前記人工衛星とともに前記第一の軌道とは異なる第二の軌道に向けて移動させるように前記宇宙用装置の前記推進部を制御する推進制御部と、
    を備える、衛星運搬システム。
11. 請求項１から４の何れか一項に記載の宇宙用装置を用いて宇宙空間の静止軌道上に存在する人工衛星の位置を制御する衛星制御システムであって、
    前記宇宙用装置を前記人工衛星に接近移動させて前記接着部で前記静止軌道上にある前記人工衛星に前記宇宙用装置を接着させる誘導制御部と、
    前記宇宙用装置が前記人工衛星に接着した状態で、前記人工衛星の前記静止軌道上の位置を保持するように前記宇宙用装置の前記推進部を制御する推進制御部と、
    を備える、衛星制御システム。
12. 請求項２から４の何れか一項に記載の宇宙用装置又は請求項６から８の何れか一項に記載の母機を用いて宇宙空間の所定の軌道上を周回する人工衛星を監視する衛星監視システムであって、
    前記宇宙用装置又は前記母機を前記人工衛星に接近移動させる誘導制御部と、
    前記宇宙用装置又は前記母機で前記人工衛星の状態を監視するように前記宇宙用装置又は前記母機を制御する監視制御部と、
    を備える、衛星監視システム。
13. 請求項１から４の何れか一項に記載の宇宙用装置を用いて宇宙空間に存在するスペースデブリを除去するデブリ除去方法であって、
    前記宇宙用装置を前記スペースデブリに接近移動させる誘導工程と、
    前記接着部で前記宇宙用装置を前記スペースデブリに接着させる接着工程と、
    前記宇宙用装置が前記スペースデブリに接着した状態で、前記宇宙用装置の前記推進部で前記宇宙用装置を大気圏に向けて移動させることにより前記スペースデブリを大気圏に向けて運搬する運搬工程と、
    を含む、デブリ除去方法。
14. 前記誘導工程の後であって前記接着工程の前に、前記スペースデブリの形状及び／又は回転状態を把握するデブリ状態把握工程を含む、請求項１３に記載のデブリ除去方法。
15. 前記接着工程の後に、前記スペースデブリの姿勢を制御するデブリ制御工程を含む、請求項１３又は１４に記載のデブリ除去方法。
16. 請求項１から４の何れか一項に記載の宇宙用装置を用いて宇宙空間の第一の軌道上に存在する人工衛星を運搬する衛星運搬方法であって、
    前記宇宙用装置を前記人工衛星に接近移動させる誘導工程と、
    前記接着部で前記宇宙用装置を前記人工衛星に接着させる接着工程と、
    前記宇宙用装置が前記人工衛星に接着した状態で、前記宇宙用装置の前記推進部で前記宇宙用装置を前記人工衛星とともに前記第一の軌道とは異なる第二の軌道へと移動させることにより前記人工衛星を前記第一の軌道から前記第二の軌道へと運搬する運搬工程と、
    を含む、衛星運搬方法。
17. 請求項１から４の何れか一項に記載の宇宙用装置を用いて宇宙空間の静止軌道上に存在する人工衛星の位置を制御する衛星制御方法であって、
    前記宇宙用装置を前記人工衛星に接近移動させる誘導工程と、
    前記接着部で前記宇宙用装置を前記人工衛星に接着させる接着工程と、
    前記宇宙用装置が前記人工衛星に接着した状態で、前記人工衛星の前記静止軌道上の位置を保持するように前記宇宙用装置の前記推進部を制御する位置制御工程と、
    を含む、衛星制御方法。
18. 請求項２から４の何れか一項に記載の宇宙用装置又は請求項６から８の何れか一項に記載の母機を用いて宇宙空間の所定の軌道上を周回する人工衛星を監視する衛星監視方法であって、
    前記宇宙用装置又は前記母機を前記人工衛星に接近移動させる誘導工程と、
    前記宇宙用装置又は前記母機で前記人工衛星の状態を監視する監視工程と、
    を含む、衛星監視方法。

Images