JP2016210353A - トルク発生システム、宇宙機の姿勢制御システム、宇宙機の相対位置・速度制御システム - Google Patents

トルク発生システム、宇宙機の姿勢制御システム、宇宙機の相対位置・速度制御システム Download PDF

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Abstract

【課題】宇宙機を構成する部品としても使用されている部品を用いて、ごく微少なトルクを発生させることが可能なトルク発生装置を提供すること。【解決手段】複数の太陽電池パネル２１，２２及び／又は太陽電池パネルの区画と、トルクを発生させるように、前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画の各々の発電割合を制御するトルク制御部と、を含むトルク発生システム。【選択図】図４

Description

本発明は、トルク発生システム、宇宙機の姿勢制御システム、宇宙機の相対位置・速度制御システムに関するものであり、より詳細には、太陽電池パネルから発生する熱輻射圧を利用したトルク発生システム、宇宙機の姿勢制御システム、宇宙機の相対位置・速度制御システムに関するものである。
衛星や宇宙探査機といった宇宙機は、外乱トルクにより、その姿勢が乱される。図１は、西田進、「最近の３軸姿勢制御衛星の動向」、 日本航空宇宙学会誌、 Ｖｏｌ．２２、 Ｎｏ．２４３、 １９７４、 ｐ．２００に示された、地球周回衛星の高度に対する外乱トルクの計算例をもとに各種の外乱トルクを説明する図である。高度約１００〜２００ｋｍの超低高度軌道では、空気力学トルクが、高度約１００００ｋｍまでは重力傾斜トルクが支配的な外乱であり、さらにそれ以上の高度では光圧トルクが支配的となることがわかる。
また、複数の宇宙機の編隊飛行等においては、宇宙機の相対位置や相対速度を調整する必要がある。
宇宙機の姿勢の乱れの修正や宇宙機の相対位置や相対速度の調整を行う手段として、従来スラスタやリアクションホイールが用いられている（特許文献１、２）。また、最近、液晶デバイスで光圧による推力を変化させることによって姿勢制御を行う技術が開発されている（非特許文献１）。
特開２０００−２９６８００号公報 特開２０１５−７０３号公報 Y. Tsuda, Y. Mimasu, R. Funase, T. Saiki, Y. Shirasawa, O. Mori, N. Motooka and T. Yamamoto, "Challenges and Results on Attitude Control Operation of World’s First Solar Power Sail IKAROS," Journal of Space Technology and Science, Vol.27, No.1, 2013, pp.69-78
しかしながら、宇宙機に搭載可能な燃料の量には限りがあるところ、スラスタは燃料が尽きると使えなくなってしまう。また、リアクションホイールは自身が発生する擾乱をよく抑えてはいるが、例えば、短波長域での回析限界に挑む今後の地球観測や天文観測ミッションでは、さらに低擾乱の姿勢制御デバイスが求められる。例えば、太陽観測衛星計画であるＳｏｌａｒ−Ｂ計画では ３．０ａｒｅｓｅｃ／１０ｓｅｃ、２．０ａｒｅｓｅｃ／ｈｏｕｒの姿勢安定度が求められ、Ｓｏｌａｒ−Ｃ計画ではさらに高い姿勢安定度が求められる。
典型的な衛星搭載ホイールが発生する擾乱を表1に示す。
Figure 2016210353
 表１に示すようにＳｏｌａｒ−Ｂ計画で要求される姿勢安定度は現状のホイールでは実現困難であり、Ｓｏｌａｒ−Ｃ計画で要求される姿勢安定度はさらに高い。
また、宇宙機の編隊飛行等においては、宇宙機の相対位置や相対速度を高精度に調整する必要がある。
そこで、上述の液晶デバイスで光圧による推力を変化させる技術を用いれば、スラスタを用いることなく宇宙機の姿勢制御や宇宙機の相対位置・相対速度の制御が可能となるため、宇宙機の軽量化、寿命の長期化につながる。さらに、リアクションホイールを搭載しないため、完全無擾乱の姿勢制御が達成することができる。しかしながら、そのような技術を利用するためには、衛星に液晶デバイスを余分に搭載する必要がある。
そこで、本発明は、宇宙機を構成する部品としても使用されている部品を用いて、ごく微少なトルクを発生させることが可能なトルク発生装置を提供することを目的の１つとする。
また、本発明は、宇宙機に余分な装置を搭載する必要がなく、高精度で無擾乱の宇宙機の姿勢制御システム、宇宙機の相対位置・速度制御システムを提供することを目的の１つとする。
本発明の１つの態様は、複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画と、トルクを発生させるように、前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画の各々の発電割合を制御するトルク制御部と、を含むトルク発生システムを提供するものである。
前記発電割合の制御は、前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画の各々に対して設けられたシャントスイッチのオン、オフ、又はスイッチングにより行われることができる。
前記発電割合の制御は、前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画の各々よりも小さい領域の太陽電池セル群の各々に対する最大出力状態とシャント状態の切り替えにより行われることができる。
前記トルク制御部は、前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画のうちの少なくとも１つをシャント状態とすることができる。
前記トルク制御部は、前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画のうちの少なくとも１つを最大出力状態とすることができる。
動作時に、前記太陽電池パネルの受光面の温度が、前記太陽電池パネルの受光面の反対側の面の温度よりも有意に高いものとすることができる。
前記太陽電池パネルの受光面と前記太陽電池パネルの受光面の反対側の面との間に熱伝導性の小さい部材が配置されることができる。
前記受光面の反対側の面の熱放射率は、前記受光面の熱放射率よりも小さいものとすることができる。
前記太陽電池パネルの受光面の反対側の面はアルミニウムで被覆されてることができる。
本発明の別の態様は、宇宙機の姿勢制御システムであって、複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画と、前記宇宙機の姿勢を制御するためのトルクを発生させるように、前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画の各々の発電割合を制御する姿勢制御部と、を含む姿勢制御システムを提供するものである。
前記発電割合の制御は、前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画の各々に対して設けられたシャントスイッチのオン、オフ、又はスイッチングにより行われることができる。
前記発電割合の制御は、前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画の各々よりも小さい領域の太陽電池セル群の各々に対する最大出力状態とシャント状態の切り替えにより行われることができる。
前記姿勢制御システムは、前記宇宙機の姿勢を検出する姿勢検出部と、前記宇宙機の目標姿勢を設定する目標姿勢設定部と、を更に含み、前記姿勢制御部は、前記姿勢検出部によって検出された現在の姿勢と前記目標姿勢との差を減少させるようなトルクを発生させるように、前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画の各々の発電割合を制御することができる。
前記姿勢は、姿勢角であり、前記姿勢制御部は、前記姿勢角に基づいてフィードバック制御を行うことができる。
前記目標姿勢は、前記宇宙機が太陽に正対する姿勢とすることができる。
前記姿勢制御システムは、外乱トルクを推定する外乱トルク推定部を更に含み、前記姿勢制御部は、前記外乱トルク推定部によって推定された外乱トルクを抑制するようなトルクを発生させるように、前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画の各々の発電割合を制御することができる。
前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画は、所定の１つの軸の周りに回転するトルクを発生させるように配置されることができる。
前記所定の１つの軸の方向は、前記宇宙機の進行方向又は地心方向とすることができる。
前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画は、所定の２つの軸の周りに回転するトルクをそれぞれ発生させるように配置されることができる。
前記所定の２つの軸の方向は、前記宇宙機の進行方向及び地心方向とすることができる。
前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画は、前記宇宙機本体に対して対称に配置されることができる。
動作時に、前記太陽電池パネルの受光面の温度が、前記太陽電池パネルの受光面の反対側の面の温度よりも有意に高いものとすることができる。
前記太陽電池パネルの受光面と前記太陽電池パネルの受光面の反対側の面との間に熱伝導性の小さい部材が配置されることができる。
前記受光面の反対側の面の熱放射率は、前記受光面の熱放射率よりも小さいものとすることができる。
前記太陽電池パネルの受光面の反対側の面はアルミニウムで被覆されることができる。
本発明の別の態様は、姿勢制御システムを備えた宇宙機を提供するものである。
本発明の別の態様は、第１の宇宙機と第２の宇宙機の相対位置及び／又は速度を制御するシステムであって、太陽に正対する太陽電池パネルを備える前記第１の宇宙機及び前記第２の宇宙機と、前記第１の宇宙機と前記第２の宇宙機の相対位置及び／又は速度を変化させるような推力を、前記第１の宇宙機及び前記第２の宇宙機の各々に発生させるように、前記第１の宇宙機及び前記第２の宇宙機の各々の太陽電池パネルの発電割合を制御する相対位置・速度制御部と、を含むシステムを提供するものである。
前記システムは、前記第１の宇宙機に対する前記第２の宇宙機の目標相対位置及び／又は目標相対速度を設定する相対位置・速度設定部を更に含み、前記相対位置・速度制御部は、前記相対位置・速度設定部により設定された前記目標相対位置及び／又は目標相対速度となるような推力を、前記第１の宇宙機及び前記第２の宇宙機の各々に発生させるように、前記第１の宇宙機及び前記第２の宇宙機の各々の太陽電池パネルの発電割合を制御することができる。
前記第１の宇宙機及び前記第２の宇宙機は、それぞれ自機の位置を検出し、位置情報を出力する位置検出部を備え、前記システムは、前記第１の宇宙機及び前記第２の宇宙機の位置検出部からの位置情報に基づいて、前記第１の宇宙機に対する前記第２の宇宙機の相対位置及び／又は装置速度を算出する相対位置・速度算出部を更に含み、前記相対位置・速度制御部は、前記位置・速度算出部によって算出された前記第１の宇宙機に対する前記第２の宇宙機の相対位置及び／又は相対速度に基づいて、前記第１の宇宙機及び前記第２の宇宙機の各々の太陽電池パネルの発電割合を制御することができる。
前記相対位置・速度制御部は、前記第２の宇宙機の太陽電池パネルをシャント状態とすることができる。
前記相対位置・速度制御部は、前記第１の宇宙機の太陽電池パネルを最大出力状態とすることができる。
動作時に、前記太陽電池パネルの受光面の温度が、前記太陽電池パネルの受光面の反対側の面の温度よりも有意に高いものとすることができる。
前記太陽電池パネルの受光面と前記太陽電池パネルの受光面の反対側の面との間に熱伝導性の小さい部材が配置されることができる。
前記受光面の反対側の面の熱放射率は、前記受光面の熱放射率よりも小さいものとすることができる。
前記太陽電池パネルの受光面の反対側の面はアルミニウムで被覆されることができる。
前記第１の宇宙機の太陽電池パネル及び／又は前記第２の宇宙機の太陽電池パネルが太陽に正対するように、前記第１の宇宙機及び／又は前記第２の宇宙機の姿勢が制御されることができる。
本明細書及び特許請求の範囲において、「発電割合」とは、入射する太陽光エネルギーＷに対する太陽電池の出力電力の割合を意味する。
本明細書及び特許請求の範囲において、「太陽電池パネル」とは、支持体表面の少なくとも一部に複数の太陽電池セルが配列して設けられた発電装置を意味する。太陽電池セルは、結晶系太陽電池セル、アモルファス太陽電池セル、薄膜太陽電池セル等の任意の太陽電池セルとすることができる。また、支持体は、剛性を有するものであってもよいし、可撓性を有するものであってもよい。また、複数の太陽電池セルは、支持体表面のほぼ全面に配列して設けられていてもよいし、例えば上記非特許文献１に示されるように、支持体表面の１つ又はそれ以上の部分領域に配列して設けられていてもよい。
本発明に係るトルク発生装置によれば、宇宙機を構成する部品としても使用されている太陽電池パネルを用いて、ごく微少なトルクを発生させることができる。
また、本発明に係る宇宙機の姿勢制御システム、宇宙機の相対位置・速度制御システムによれば、宇宙機に搭載されている太陽電池パネルを用いて、宇宙機に余分な装置を搭載する必要がなく、高精度で無擾乱の宇宙機の姿勢制御や宇宙機の相対位置・速度制御を行うことができる。
地球周回衛星の高度に対する各種の外乱トルクを説明する図である。 熱輻射圧の発生原理を示す図である。 熱輻射トルクの発生原理を示す図である。 本発明の第１の実施形態に係る人工衛星の外観図である。 本発明の第１の実施形態に係る人工衛星の姿勢制御システムの構成を示す図である。 本発明の第１の実施形態に係る人工衛星の姿勢制御システムのブロック図である。 本発明の第１の実施形態に係る人工衛星と座標系との関係を示す図である。 重力傾斜安定状態での人工衛星１の角度変化のシミュレーション結果を示す図である。 本発明の第１の実施形態に係る人工衛星の姿勢制御システムのシミュレーション結果を示す図である。 本発明の第１の実施形態に係る人工衛星の姿勢制御システムのシミュレーション結果を示す図である。 本発明の第１の実施形態に係る人工衛星の姿勢制御システムのシミュレーション結果を示す図である。 本発明の第２の実施形態に係る第１の人工衛星及び第２の人工衛星の外観と配置を示す図である。 本発明の第２の実施形態に係る第１の人工衛星と第２の人工衛星の相対位置・速度を制御するシステムの全体構成を示す図である。
以下に、図面を参照しながら、本発明の例示的な実施形態のいくつかについて説明する。
（トルク発生システムの原理）
まず、本発明の太陽電池パネルを利用したトルク発生システムの原理について図２、３を参照して説明する。
太陽-地球間距離（１ＡＵ）において、太陽光エネルギーは単位面積あたり１３７０Ｗ降り注ぐ。
Figure 2016210353
このうち、太陽電池パネルには、太陽電池パネルの吸収率Ｃabs分だけのエネルギーが吸収される。
Figure 2016210353
さらに、その吸収されたエネルギーのうち割合γ分が電力に変換されるとする。
Figure 2016210353
すなわち太陽電池パネルの発電割合はＣabs×γで表される。吸収されたエネルギーのうち、電力に変換されなかった分は熱エネルギーとなり、太陽電池パネル本体の温度上昇で消費されるが、大半は熱輻射として太陽電池パネルの表面より外部へと放出される。太陽電池パネルの受光面の表面と受光面の反対側の面の表面より放出されるエネルギー量Ｗout front、Ｗout backは、Ｓｔｅｆａｎ−Ｂｏｌｔｚｍａｎｎの法則よりそれぞれ、
Figure 2016210353

Figure 2016210353
と表される。ここで、σはＳｔｅｆａｎ−Ｂｏｌｔｚｍａｎｎ定数、εf、εbは、それぞれ受光面、受光面の反対側の面からの熱放出率である。太陽電＝池パネルの材料特性と、エネルギー保存の関係より太陽電池パネルの受光面と受光面の反対側の面の温度がそれぞれ求められる。受光面と受光面の反対側の面からの熱エネルギー放出の反作用として働く圧力はそれぞれ
Figure 2016210353

Figure 2016210353
で与えられる。したがって、これらの圧力の差が、太陽電池パネルの受光面から受光面の反対側の面に向かう受光面の法線方向の熱輻射圧、
Figure 2016210353
として、太陽電池パネルに作用する。ここで、ｃは光速、Ｂf、Ｂbは、それぞれ受光面、受光面の反対側の面のランバート係数である。
このようなメカニズムによって、太陽電池パネルからの熱輻射圧を用いて推力を発生させることができる。
式（８）から、太陽電池パネルの受光面に垂直に、受光面から受光面の反対側の面に向かう方向の熱輻射圧を大きくするためには、（i）熱輻射圧は温度の４乗に比例するため、動作時の受光面の温度を高くする、（ii）受光面と受光面の反対側の面の温度差を大きくする、（iii）受光面と受光面の反対側の面の熱放出率εに差をもたせ、その差を大きくする、ことが考えられる。
既存の衛星に搭載されている太陽電池パネルは表面から積極的に熱を放出するために、受光面及び受光面の反対側の面がともに熱放出率の高い材料で構成されている。例えば、太陽電池パネルの受光面の熱放出率εfは０．８で、受光面の反対側の面の材料はＣＦＲＰ（炭素繊維強化プラスチック）が用いられ、その熱放出率εbは、０．８である。受光面と、受光面の反対側の面の間には熱伝導率の大きいアルミハニカムが設けられているが、厚みがある程度あるため、太陽電池パネルの動作時において、受光面の温度Ｔfは、受光面の反対側の面の温度Ｔbよりも高い。
現在用いられている太陽電池を参考に、太陽電池の変換効率（入射する太陽光エネルギーＷに対する太陽電池の最大出力の割合）を３０％とすると、式（１）〜（５）より、太陽電池パネルの受光面の温度は、太陽電池パネルの最大出力状態でＴmaxpower≒３００Ｋ、太陽電池パネルのシャント状態（太陽電池パネルの出力がゼロの状態）でＴshunt≒３３６Ｋとなり、約３６Ｋの温度差が生じる（太陽角β＝１０度を仮定）。
さらに、上述のように受光面の温度Ｔfは、受光面の反対側の面の温度Ｔbよりも高いが、その温度差を１０Ｋとすると、式（７）から、最大出力状態、シャント状態の表面から裏面への熱輻射圧ｆmaxpower、ｆshuntはそれぞれ、８．１８×１０-7Ｎ／ｍ2、１．２９×１０-6Ｎ／ｍ2となる。よって、最大出力状態の太陽電池パネルとシャント状態の太陽電池パネルとの間では、熱輻射圧について、ｆTRP＝４．８２×１０-8Ｎ／ｍ2の差が生じることになる。以下、このような構成の太陽電池パネルを「構成１の太陽電池パネル」という。
また、熱輻射圧を大きくするために、上記（i）、（iii）を考慮して、受光面の反対側の面の熱放出率εを小さくすることを考える。簡単のために、太陽電池パネルの厚みは十分薄くし、また熱伝導率の大きい材料を用いることで、受光面と受光面の反対側の面の温度は等しく、温度変化の時定数も十分小さくする。また太陽電池パネルの吸収率Ｃabsを０．８、受光面の熱放出率εfを０．８とする。それに対して、受光面の反対側の面にはアルミ蒸着（熱放出率εb＝０．０５）を施すことによって、受光面の反対側の面からの熱放出を抑えて太陽電池パネルの温度を高くし、熱輻射圧を大きくする。
太陽電池の変換効率を構成１の太陽電池パネルと同様に３０％とすると、式（１）〜（５）より、太陽電池パネルの表面の温度は最大出力状態でＴmaxpower≒３４０Ｋ、シャント状態でＴshunt≒３８３Ｋとなり、約４０Ｋの温度差が生じる（太陽角β＝１０度を仮定）。
さらに、式（７）から、最大出力状態、シャント状態の熱輻射圧ｆmaxpower、ｆshuntはそれぞれ、１．１７４×１０-6Ｎ／ｍ2、１．８７９×１０-6Ｎ／ｍ2となる。よって、最大出力状態の太陽電池パネルと シャント状態の太陽電池パネルとの間では、熱輻射圧について、ｆTRP＝７．０５×１０-7Ｎ／ｍ2の差が生じることになる。
よって、このような構成によれば、発生する熱輻射圧をより大きくすることができる。以下、このような構成の太陽電池パネルを「構成２の太陽電池パネル」という。
これに替えて又はこれに加えて、例えば、受光面と受光面の反対側の面との間の部材に熱伝導率の小さい材料を用いたり、太陽電池パネルの厚みを大きくしたりすることによって、受光面と受光面の反対側の面との温度差が大きくなるようにすると、大きな熱輻射圧を発生させることができる。
そして、上述のように発生する熱輻射圧を利用して、図３のように、回転中心Ｏに対して対称に配置された太陽電池パネルの一方を最大出力状態とし、他方をシャント状態とした場合、熱輻射圧の差ｆTRP、太陽電池パネルの受光面の表面積、及び回転中心Ｏから太陽電池パネルの圧力中心までのアーム長の積である熱輻射トルクを発生させることができる。
（第１の実施形態）
図４は本発明の第１の実施形態に係る宇宙機である人工衛星１の外観図である。人工衛星１は、２ｔ級人工衛星で、人工衛星本体１０と２つの太陽電池パネル２１、２２を備える。人工衛星本体１０は、１辺が２ｍの立方体であり、立方体の中心が質量中心であるとする。太陽電池パネル２１、２２は、短辺が３ｍ、長辺が１０ｍの矩形の受光面２１０、２２０を有し、その構成は上述の受光面の反対側の面にアルミ蒸着が施された構成２の太陽電池パネルである。また、太陽電池パネル２１、２２は、後述の機体固定座標系の座標軸について、人工衛星本体１０の質量中心に対して完全軸対称に配置されている。また、太陽電池パネル２１、２２は、それぞれ、太陽電池パネル２１の受光面２１０の長辺に平行な長辺を有し、受光面の面積が等しい、太陽電池パネルの区画である太陽電池アレイ２１２、２１４、２２２、２２４を含む。
また、各太陽電池アレイ２１２、２１４、２２２，２２４に対する圧力は、各太陽電池パネルアレイ２１２、２１４、２２２，２２４の中心の１点（圧力中心）に集中するとし、各太陽電池アレイ２１２、２２４の圧力中心同士を結んだ直線及び各太陽電池アレイ２１４、２２２の圧力中心同士を結んだ直線は、質量中心を通る。したがって、第１の実施形態に係る人工衛星１においては、太陽光圧の影響を、太陽電池パネル２１、２２で打ち消し合うため、太陽光圧トルクの外乱の影響を無視することができる。
各太陽電池アレイ２１２、２１４、２２２，２２４は、後述のように、姿勢制御部３５によって個別にその発電割合を変化させることができるので、進行方向周りと地心方向周りの２軸について、人工衛星１の姿勢制御が可能である。
人工衛星１の慣性モーメントを表２に示す。
Figure 2016210353
 また、人工衛星１に作用する高度に対する重力傾斜トルクを表３に示す。
Figure 2016210353
図５は、人工衛星１の姿勢制御システム３の構成を示す図である。また、図６は、人工衛星１の姿勢制御システム３のブロック図である。
姿勢検出部３１は、スターセンサや地球センサを備えて、人工衛星本体１０の姿勢角を検出する。位置検出部３３は、ＧＰＳ測位装置を備えて、自機の位置を検出する。姿勢検出部３１から、検出された姿勢角が姿勢制御部３５に入力される。また、位置検出部３３から、検出された自機の位置が姿勢制御部３５へ入力される。姿勢制御部３５が検出する姿勢は、姿勢角以外の適切なパラメータを用いてもよい。
トルク発生部３６は、スラスタ３６１、ホイール３６２、太陽電池パネル２１、２２を備える。
目標姿勢設定部３４は、目標姿勢である目標姿勢角を設定する。目標姿勢として、目標姿勢角以外の適切なパラメータを用いてもよい。
設定される目標姿勢は、後述の理由により、典型的には太陽電池パネル２１、２２が太陽に正対する姿勢であるが、これに限定されるものではない。
姿勢制御部３５は、発生させたいトルクに応じて、トルク発生部３６が備えるスラスタ３６１、ホイール３６２、太陽電池パネル２１、２２のうちの選択された１つに対して、制御量として姿勢変更量を与え、これによって、人工衛星１の姿勢を制御する。姿勢制御部３５は、トルク発生部３６が備えるスラスタ３６１、ホイール３６２、太陽電池パネル２１、２２のうちの複数に対して同時に制御を行ってもよい。
太陽電池アレイ２１２、２１４、２２２、２２４の各々には、必要に応じて短絡するためのシャントスイッチが設けられており、姿勢制御部３５は、各シャントスイッチに対して、個別に、オン、オフ、スイッチング（オン・オフの繰り返し）を指示することによって、各太陽電池アレイ２１２、２１４、２２２、２２４の発電割合を０〜３０％の間で連続的に変化させることができる。
姿勢制御部３５は、姿勢検出部３１からの姿勢角と目標姿勢設定部３４からの目標姿勢角に基づいて、トルク発生部３６に制御量として姿勢変更量を与える。これによって、人工衛星１の姿勢を制御する。
姿勢制御部３５は、地上局に設けられて、地上局と人工衛星１との通信によって人工衛星１の姿勢制御が行われてもよい。また、姿勢制御部３５は、他の図示しない宇宙機に設けられてもよい。
図７は、天体の周りを周回する人工衛星と座標系との関係を示す図である。
上述のような熱輻射圧の理論計算により、本実施形態に係る人工衛星１に発生させることができる熱輻射トルクの最大値は、後述の機体固定座標軸のｉB軸周りに１．２７×１０-4Ｎ・ｍ、ｋB軸周りに３．１７×１０-5Ｎ・ｍ程度である。これらの値は表３の重力傾斜トルクと比較して同程度〜１／１００程度の微小な力である。そのため、重力安定状態にある人工衛星１に外乱が加えられ、振動状態となった場合に、その振動を減衰させることが、これに限定されるものではないが、熱輻射トルクを用いた姿勢制御の典型的な適用例として考えられる。この場合、太陽電池パネルの長辺は、地心方向に延びている必要がある。また、太陽電池パネルを短絡させることによって、熱輻射トルクを発生させるため、人工衛星１に電力余裕が必要である。したがって、衛星の周回軌道としては、これに限定されるものではないが、太陽電池パネルが太陽に正対する全日照の太陽同期軌道が最も望ましい。以上の条件を考慮した人工衛星１の軌道例を図７に示す。
図７に示すように、軌道固定座標系と機体固定座標系を導入する。軌道固定座標系ｉOｊOｋOは、人工衛星１全体の質量中心を原点とし、周回運動の進行方向をｉO軸、太陽方向を−ｊO軸、地心方向をｋO軸とする座標系である。また、機体固定座標系ｉBｊBｋBは、人工衛星本体１０に固定された座標系であり、軌道固定座標系と同じく人工衛星１全体の質量中心を原点とする。人工衛星１の理想の姿勢状態の機体固定座標系が軌道固定座標系に一致する。すなわち、人工衛星１の姿勢角とは軌道固定座標系と機体固定座標系の向きの違いを表すパラメータである。軌道固定座標系に対する機体固定座標系ずれの表現として ２−１−３Ｅｕｌｅｒ角変換を用いる。進行方向周りの回転角をφ、太陽方向周りの回転角をθ、地心方向周りの回転角をψとする。
姿勢制御部３５は、上述のとおり太陽電池アレイ２１２，２１４、２２２、２２４に対して個別に発電割合を制御することができるから、上述のトルク発生システムの動作原理を参照すると、太陽電池アレイ２１２、２１４の全体と太陽電池アレイ２２２、２２４の全体のそれぞれに対して発電割合を制御することによって、進行方向のｉO軸の周りについて人工衛星１の姿勢制御を行うことができる。また、太陽電池アレイ２１２、２２２の全体と太陽電池アレイ２１４、２２４の全体のそれぞれに対して発電割合を制御することによって、地心方向のｋO軸の周りについて人工衛星１の姿勢制御を行うことができる。したがって、姿勢制御部３５は、進行方向のｉO軸と地心方向のｋO軸の２つの軸の周りについて人工衛星１の姿勢制御を行うことができる。
続いて、図５〜７を参照して、本実施形態の姿勢制御システムの動作について説明する。
人工衛星本体１０に設けられた姿勢検出部３１によって現在の姿勢角が検出される。また、目標姿勢設定部３４によって目標姿勢角が設定される。姿勢検出部３１からの出力である現在の姿勢角がフィードバックされ、目標姿勢設定部３４からの出力である目標姿勢角との誤差が求められ、この誤差を減少させるように姿勢制御部３５がＰＤ（比例微分）制御などの姿勢制御演算を行う。そして、この姿勢制御演算の結果に基づいて、トルク発生部３６が備えるスラスタ３６１、ホイール３６２、太陽電池パネル２１、２２のうちの選択された１つを操作し、姿勢制御を行う。スラスタ３６１、ホイール３６２、太陽電池パネル２１、２２の選択は、制御量の大きさ等に基づいて決定することができる。姿勢制御部３５の制御対象として太陽電池パネル２１、２２が選択された場合、姿勢制御部３５は、姿勢制御演算の結果に基づいて、太陽電池アレイ２１２、２１４、２２２、２２４のそれぞれに対する発電割合を制御するべく、それぞれのシャントスイッチの開閉を制御する。
上記実施形態は、姿勢検出部３１からの姿勢角に基づいてフィードバック制御を行うものであったが、姿勢角速度検出部をさらに設けて、姿勢角及び姿勢各速度に基づいてフィードバック制御を行ってもよい。
また、上記実施形態においては、姿勢制御部３５は、フィードバック制御を行うものであったが、これに替えてまたはこれに加えて、フィードフォワード制御を行ってもよい。例えば、外乱トルクを推定する外乱トルク推定手段を設けて、外乱トルク推定手段によって推定された外乱トルクを抑制するようなトルクを発生させるように、太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画の発電割合を制御してもよい。
次に、上記の人工衛星１の姿勢制御について行ったシミュレーションについて説明する。
人工衛星１の周回高度を１００００ｋｍ、初期変位をφ＝１．０度、θ＝０．０度、ψ＝０．０度とする。このときの重力傾斜安定状態での人工衛星１のφ、θ、ψの角度変化を図８に示す。図８からわかるように、重力傾斜安定状態では人工衛星１は振動状態にあり、振動が減衰することはない。
そこで、太陽電池アレイ２１２、２１４、２２２、２２４の各々の発電割合を制御して、熱輻射圧によって振動を減衰させる。
姿勢制御部３５によってＰＤ制御を行った結果を図９、１０に示す。図９は、制御無しと制御有りのφとψの時間変化の比較を示す。図１０は、φとψの時間変化を示す図であり、図１１（ａ）〜（ｄ）は、太陽電池アレイ２１２、２１４、２２２、２２４の各々のγの変化を示す図である（太陽電池の吸収率Ｃabsを０．８とすると、式（３）より、発電割合が０〜３０％は、γが０〜０．３７５に対応する）。ここで、φの比例ゲインＫｐφ、微分ゲインＫｄφはそれぞれ、Ｋｐφ＝０．０１、Ｋｄφ＝５．０、ψの比例ゲインＫｐψ、微分ゲインＫｄψをそれぞれ、Ｋｐψ＝０．０１、Ｋｄψ＝３．０とした。
なお、太陽電池アレイ２１２、２１４、２２２、２２４の各々の最大出力状態からシャント状態への切り替えから平衡温度に達する時間は約６〜７分程度であり、姿勢変化の時定数に比べて十分小さいため、太陽電池アレイ２１２、２１４、２２２、２２４の各々の温度変化の時間は無視している。
図９、１０から、本実施形態の姿勢制御により、人工衛星１の振動が非常によく抑えられていることが分かる。また、図１０から、上述の磁気ホイールの角度変化率３６０ａｒｃｓｅｃ／１ｈｏｕｒに対して、本実施形態の姿勢制御では、約１ａｒｃｓｅｃ／１ｈｏｕｒに抑えられており、超高精度の姿勢制御が達成されていることがわかる。
上記実施形態においては、受光面の反対側の面にアルミ蒸着を施した構成２の太陽電池パネルを用いたが、受光面の反対側に受光面と同じ熱放射率を有する従来の太陽電池パネルである構成１の太陽電池パネルを用いることができる。この場合、上記実施形態と同じ形状の太陽電池パネルを用いた場合の熱輻射トルクの最大値は、ｋB軸周りに７．７０×１０-6Ｎ・ｍ、ｋB地心方向軸周りに１．９３×１０-6Ｎ・ｍであり、表３に示される重力傾斜トルクに対抗するには小さな値である。しかしながら、熱輻射トルクは、太陽電池パネルの受光面の面積とアーム長に比例するから、少なくともアーム長を大きくするように太陽電池パネルの受光面の面積を大きくすれば、少なくともアーム長の２乗に比例して大きくなり、重力傾斜トルクに対抗できるようになる。例えば、短辺５ｍ、長辺１５ｍの太陽電池パネルを用いた場合、得られる熱輻射トルクは、４．０×１０-5Ｎ・ｍとなり、重力傾斜トルクに対抗できるようになることが分かる。
上記実施形態においては、発電割合の制御単位は、太陽電池パネルの区画の一例である太陽電池パネルが２つに分割される形状の太陽電池アレイであり、制御単位である太陽電池アレイ全体に対して、発電割合を連続的に変化させることにより行った。これに一部又は全部を替えて、発電割合の制御単位である太陽電池パネルや太陽電池パネルの区画よりも小さい領域の複数の太陽電池セル群の各々に対して、最大出力状態とシャント状態の切り替え制御を行い、最大出力状態の太陽電池セル群とシャント状態の太陽電池セル群の面積や位置を制御することにより、太陽電池パネルや太陽電池パネルの区画の発電割合の制御を行ってもよい。この場合、シャント状態の太陽電池セル群を人工衛星本体から遠い側に配置すれば、同じ発電割合に対して、太陽電池パネル又は太陽電池パネルの区画全体について発電割合を連続的に変化させる制御よりも、大きなトルクを発生させることができる。このことは、より小さな発電割合で同じトルクを発生させることができることを意味し、必要な余裕電力量を小さくすることができる。
また、領域毎に透過率が可変のフィルムを太陽電池パネルの受光面に装着し、それぞれの領域毎の透過率を制御することによって、領域毎に太陽電池の発電割合を制御してもよい。
いずれの実施形態においても、太陽電池パネルの区画の面積や太陽電池セル群の各々の面積を小さくすれば、よりきめ細やかで複雑な制御が可能となる。このような例として、同じ形状の小さな面積の太陽電池パネルの区画や太陽電池セル群を行列状に配置することが考えられる。もちろん、太陽電池パネルの区画や太陽電池セル群の形状や面積は互いに異なるものを用いてもよい。
上記実施形態においては、人工衛星本体１０の大きさは１辺が２ｍの立方体であったが、上述のように太陽電池パネルの受光面の形状と面積を適切に選択することによって熱輻射トルクを変更することができるから、人工衛星１は、任意の形状、大きさとすることができる。また、太陽電池パネルの構成も、例えば上記第１の構成の太陽電池パネル等の任意の構成を採用することができる。
このように本実施形態によれば、宇宙機に搭載されている太陽電池パネルを用いて、宇宙機に余分な装置を搭載する必要がなく、高精度で無擾乱の宇宙機の姿勢制御を行うことができる。
（第２の実施形態）
図１２は本発明の第２の実施形態に係る第１の宇宙機である第１の人工衛星４１及び第２の宇宙機である第２の人工衛星４２の外観と配置を示す図である。第１の人工衛星４１及び第２の人工衛星４２は、ソーラーセイリング型の超小型人工衛星で、それぞれ人工衛星本体４１０、４２０と太陽電池パネル４１１、４２１を備える。人工衛星本体４１０、４２０は、それぞれ１辺が０．１ｍの立方体であるとする。太陽電池パネル４１１、４２１は、それぞれ一辺が０．７５ｍの正方形の受光面４１１０、４２１０を有する。人工衛星本体４１０、４２０は、それぞれ太陽電池パネル４１１、４２１の受光面の反対側の面の中央に配置されている。
図１３は、本発明の第２の実施形態に係る第１の宇宙機である人工衛星４１と第２の宇宙機である人工衛星４２の相対位置及び／又は相対速度を制御するシステム４の全体構成を示す図である。
第１の人工衛星４１は、太陽電池パネル４１１、制御部４１２、姿勢検出部４１３、位置検出部４１４、通信部４１５を有する。同様に、第２の人工衛星４２は、太陽電池パネル４２１、制御部４２２、姿勢検出部４２３、位置検出部４２４、通信部４２５を有する。姿勢検出部４１３、４２３は、スターセンサや地球センサを備えて、それぞれ人工衛星本体４１０、４２０の姿勢角を検出する。位置検出部４１４、４２４は、ＧＰＳ測位装置を備えて、自機の位置を検出する。姿勢検出部４１３、４２３が検出する姿勢は、姿勢角以外の適切なパラメータを用いてもよい。
地上局４３は、相対位置・速度設定部４３１、相対位置・速度算出部４３２、相対位置・速度制御部４３３、通信装置４３４を備えている。相対位置・速度算出部４３２や相対位置・速度制御部４３３は、第１の人工衛星４１、第２の人工衛星４２、またはその他の図示しない宇宙機に設けられてもよい。
第１の人工衛星４１と第２の人工衛星４２の通信部４１５、４２５及び地上局４３の通信装置４３４は図示しないアンテナを備え、アンテナを介して互いの間で情報を送受信する。地上局４３は通信部４１５、４２５に対して制御情報を送信する。通信部４１５、４２５は、それぞれ姿勢検出部４１３、４２３により検出された姿勢角や位置検出部４１４、４２４により検出された自機の位置等の情報を、地上局４３に送信する。
相対位置・速度設定部４３１において、第１の人工衛星４１に対する第２の人工衛星４２の目標相対位置と目標相対速度を設定することができる。
相対位置・速度算出部４３２は、第１の人工衛星４１及び第２の人工衛星４２から受信した姿勢角や位置の情報に基づいて、第１の人工衛星に対する第２の人工衛星４２の相対位置・速度を算出する。
相対位置・速度制御部４３３は、相対位置・速度算出部４３２により算出された相対位置及び／又は相対速度と、相対位置・速度設定部４３１により設定された目標相対位置及び／又は目標相対速度に基づいて、フィードバック制御やフィードフォワード制御等の制御によって、相対位置及び／又は相対速度が、目標相対位置及び／又は目標相対速度となるような推力を、第１の人工衛星４１及び第２の人工衛星４２の各々に発生させるように、第１の人工衛星４１及び第２の人工衛星４２の各々の太陽電池パネル４１１、４２１の発電割合を制御するための制御情報を生成し、第１の人工衛星４１及び第２の人工衛星４２に通信装置４３４を介して送信する。
第１の人工衛星４１及び第２の人工衛星４２の制御部４１２、４２２は、それぞれ通信部４１５、４２５によって受信された、相対位置・速度制御部４３３からの制御信号に基づいて、太陽電池パネル４１１、４２１の発電割合を設定する。これによって、太陽電池パネル４１１、４２１から発生する熱輻射圧に基づく推力が制御される。
なお、通常、制御部４１２、４２２によって、太陽電池パネル４１１、４２１が太陽に正対するように第１の人工衛星４１及び第２の人工衛星４２の姿勢が制御されるが、これに限定されるものではない。
いま、例えば、第１の人工衛星４１から２ｋｍ離れた位置にある第２の人工衛星４２を、第１の人工衛星４１から１ｋｍ離れた位置まで近づけることを考える。簡単のために、第１の人工衛星４１の太陽電池パネル４１１を最大出力状態として、発生する熱輻射圧を最小とし、第２の人工衛星４２の太陽電池パネル４２１をシャント状態として、発生する熱輻射圧を最大とするように制御を行うものとする。太陽電池パネル４１１、４２１として上述の構成２の太陽電池を用いると、第１の人工衛星４１と第２の人工衛星４２との間で、最大でｆTRP＝７．０５×１０-7Ｎ／ｍ2の熱輻射圧の差が発生する。また、太陽電池パネル４１１、４２１の面積は、０．７５ｍ×０．７５ｍ＝０．５６ｍ2であるから、第１の人工衛星４１と第２の人工衛星４２との間で、７．０５×１０-7Ｎ／ｍ2×０．５６ｍ2＝３．９×１０-7Ｎの推力の差が発生する。第２の人工衛星４２の質量は１ｋｇであるから、第２の人工衛星４２は相対加速度３．９×１０-7ｍ／ｓ2で第１の人工衛星４１に近づく。よって、約半日で、第２の人工衛星４２は、第１の人工衛星４１から１ｋｍ離れた位置まで近づくことができる。
上記実施形態においては、第１の人工衛星４１及び第２の人工衛星４２の人工衛星本体４１０、４２０の大きさを１辺が０．１ｍの立方体であったが、上述のように太陽電池パネルの受光面の形状と面積を適切に選択することによって熱輻射トルクを変更することができるから、第１の人工衛星４１及び第２の人工衛星４２は、任意の形状、大きさとすることができる。また、太陽電池パネルの構成も、例えば上記構成１の太陽電池パネル等の任意の構成を採用することができる。
このように本実施形態によれば、宇宙機に搭載されている太陽電池パネルを用いて、宇宙機に余分な装置を搭載する必要がなく、高精度で無擾乱の宇宙機の相対位置・速度制御を行うことができる。
以上、本発明について、例示のためにいくつかの実施例に関して説明してきたが、本発明はこれに限定されるものでなく、本発明の範囲及び精神から逸脱することなく、形態及び詳細について、様々な変形及び修正を行うことができることは、当業者に明らかであろう。
１ 人工衛星
１０ 人工衛星本体
２１、２２ 太陽電池パネル
２１０、２２０ 受光面
２１２、２１４、２２２、２２４ 太陽電池アレイ
２１２ｃ、２１４ｃ、２２２ｃ、２２４ｃ 圧力中心
３ 姿勢制御システム
３１ 姿勢検出部
３３ 位置検出部
３４ 目標姿勢設定部
３５ 姿勢制御部
３６ トルク発生部
３６１ スラスタ
３６２ ホイール
４ 相対位置・速度制御システム
４１ 第１の人工衛星
４１０ 人工衛星本体
４１１ 太陽電池パネル
４１１０ 受光面
４１２ 制御部
４１３ 姿勢検出部
４１４ 位置検出部
４１５ 通信部
４２ 第２の人工衛星
４２０ 人工衛星本体
４２１ 太陽電池パネル
４２１０ 受光面
４２２ 制御部
４２３ 姿勢検出部
４２４ 位置検出部
４２５ 通信部
４３ 地上局
４３１ 相対位置・速度設定部
４３２ 相対位置・速度算出部
４３３ 相対位置・速度制御部
４３４ 通信装置

Claims (36)

  1. 複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画と、
    トルクを発生させるように、前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画の各々の発電割合を制御するトルク制御部と、
    を含むトルク発生システム。
  2. 前記発電割合の制御は、前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画の各々に対して設けられたシャントスイッチのオン、オフ、又はスイッチングにより行われる請求項１に記載のトルク発生システム。
  3. 前記発電割合の制御は、前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画の各々よりも小さい領域の太陽電池セル群の各々に対する最大出力状態とシャント状態の切り替えにより行われる請求項１に記載のトルク発生システム。
  4. 前記トルク制御部は、前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画のうちの少なくとも１つをシャント状態とする請求項１〜３のいずれか１項に記載のトルク発生システム。
  5. 前記トルク制御部は、前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画のうちの少なくとも１つを最大出力状態とする請求項１〜４のいずれか１項に記載のトルク発生システム。
  6. 動作時に、前記太陽電池パネルの受光面の温度が、前記太陽電池パネルの受光面の反対側の面の温度よりも有意に高い請求項１〜５のいずれか１項に記載のトルク発生システム。
  7. 前記太陽電池パネルの受光面と前記太陽電池パネルの受光面の反対側の面との間に熱伝導性の小さい部材が配置されている請求項６に記載のトルク発生システム。
  8. 前記受光面の反対側の面の熱放射率は、前記受光面の熱放射率よりも小さい請求項１〜７のいずれか１項に記載のトルク発生システム。
  9. 前記太陽電池パネルの受光面の反対側の面はアルミニウムで被覆されている請求項８に記載のトルク発生システム。
  10. 宇宙機の姿勢制御システムであって、
    複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画と、
    前記宇宙機の姿勢を制御するためのトルクを発生させるように、前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画の各々の発電割合を制御する姿勢制御部と、
    を含む姿勢制御システム。
  11. 前記発電割合の制御は、前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画の各々に対して設けられたシャントスイッチのオン、オフ、又はスイッチングにより行われる請求項１０に記載の姿勢制御システム。
  12. 前記発電割合の制御は、前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画の各々よりも小さい領域の太陽電池セル群の各々に対する最大出力状態とシャント状態の切り替えにより行われる請求項１０に記載の姿勢制御システム。
  13. 前記宇宙機の姿勢を検出する姿勢検出部と、
    前記宇宙機の目標姿勢を設定する目標姿勢設定部と、
    を更に含み、
    前記姿勢制御部は、前記姿勢検出部によって検出された現在の姿勢と前記目標姿勢との差を減少させるようなトルクを発生させるように、前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画の各々の発電割合を制御する
    請求項１０〜１２のいずれか１項に記載の姿勢制御システム。
  14. 前記姿勢は、姿勢角であり、
    前記姿勢制御部は、前記姿勢角に基づいてフィードバック制御を行う請求項１３に記載の姿勢制御システム。
  15. 前記目標姿勢は、前記宇宙機が太陽に正対する姿勢である請求項１３又は１４に記載の姿勢制御システム。
  16. 外乱トルクを推定する外乱トルク推定部を更に含み、
    前記姿勢制御部は、前記外乱トルク推定部によって推定された外乱トルクを抑制するようなトルクを発生させるように、前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画の各々の発電割合を制御する
    請求項１０に記載の姿勢制御システム。
  17. 前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画は、所定の１つの軸の周りに回転するトルクを発生させるように配置されている請求項１０〜１６のいずれか１項に記載の姿勢制御システム。
  18. 前記所定の１つの軸の方向は、前記宇宙機の進行方向又は地心方向である請求項１７に記載の姿勢制御システム。
  19. 前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画は、所定の２つの軸の周りに回転するトルクをそれぞれ発生させるように配置されている請求項１０〜１６のいずれか１項に記載の姿勢制御システム。
  20. 前記所定の２つの軸の方向は、前記宇宙機の進行方向及び地心方向である請求項１９に記載の姿勢制御システム。
  21. 前記複数の太陽電池パネル及び／又は太陽電池パネルの区画は、前記宇宙機本体に対して対称に配置されている請求項１０〜２０のいずれか１項に記載の姿勢制御システム。
  22. 動作時に、前記太陽電池パネルの受光面の温度が、前記太陽電池パネルの受光面の反対側の面の温度よりも有意に高い請求項１０〜２１のいずれか１項に記載の姿勢制御システム。
  23. 前記太陽電池パネルの受光面と前記太陽電池パネルの受光面の反対側の面との間に熱伝導性の小さい部材が配置されている請求項２２に記載の姿勢制御システム。
  24. 前記受光面の反対側の面の熱放射率は、前記受光面の熱放射率よりも小さい請求項１０〜２３のいずれか１項に記載の姿勢制御システム。
  25. 前記太陽電池パネルの受光面の反対側の面はアルミニウムで被覆されている請求項２４に記載の姿勢制御システム。
  26. 請求項１〜２５のいずれか１項に記載の姿勢制御システムを備えた宇宙機。
  27. 第１の宇宙機と第２の宇宙機の相対位置及び／又は速度を制御するシステムであって、
    太陽電池パネルを備える前記第１の宇宙機及び前記第２の宇宙機と、
    前記第１の宇宙機と前記第２の宇宙機の相対位置及び／又は速度を変化させるような推力を、前記第１の宇宙機及び前記第２の宇宙機の各々に発生させるように、前記第１の宇宙機及び前記第２の宇宙機の各々の太陽電池パネルの発電割合を制御する相対位置・速度制御部と、
    を含むシステム。
  28. 前記第１の宇宙機に対する前記第２の宇宙機の目標相対位置及び／又は目標相対速度を設定する相対位置・速度設定部を更に含み、
    前記相対位置・速度制御部は、前記相対位置・速度設定部により設定された前記目標相対位置及び／又は目標相対速度となるような推力を、前記第１の宇宙機及び前記第２の宇宙機の各々に発生させるように、前記第１の宇宙機及び前記第２の宇宙機の各々の太陽電池パネルの発電割合を制御する請求項２７に記載のシステム。
  29. 前記第１の宇宙機及び前記第２の宇宙機は、それぞれ自機の位置を検出し、位置情報を出力する位置検出部を備え、
    前記第１の宇宙機及び前記第２の宇宙機の位置検出部からの位置情報に基づいて、前記第１の宇宙機に対する前記第２の宇宙機の相対位置及び／又は装置速度を算出する相対位置・速度算出部を更に含み、
    前記相対位置・速度制御部は、前記位置・速度算出部によって算出された前記第１の宇宙機に対する前記第２の宇宙機の相対位置及び／又は相対速度に基づいて、前記第１の宇宙機及び前記第２の宇宙機の各々の太陽電池パネルの発電割合を制御する請求項２７又は２８に記載のシステム。
  30. 前記相対位置・速度制御部は、前記第２の宇宙機の太陽電池パネルをシャント状態とする請求項２７〜２９のいずれか１項に記載のシステム。
  31. 前記相対位置・速度制御部は、前記第１の宇宙機の太陽電池パネルを最大出力状態とする請求項２７〜３０のいずれか１項に記載のシステム。
  32. 動作時に、前記太陽電池パネルの受光面の温度が、前記太陽電池パネルの受光面の反対側の面の温度よりも有意に高い請求項２７〜３１のいずれか１項に記載のシステム。
  33. 前記太陽電池パネルの受光面と前記太陽電池パネルの受光面の反対側の面との間に熱伝導性の小さい部材が配置されている請求項３２に記載のシステム。
  34. 前記受光面の反対側の面の熱放射率は、前記受光面の熱放射率よりも小さい請求項２７〜３３のいずれか１項に記載のシステム。
  35. 前記太陽電池パネルの受光面の反対側の面はアルミニウムで被覆されている請求項３４に記載のシステム。
  36. 前記第１の宇宙機の太陽電池パネル及び／又は前記第２の宇宙機の太陽電池パネルが太陽に正対するように、前記第１の宇宙機及び／又は前記第２の宇宙機の姿勢が制御される請求項２７〜３５のいずれか１項に記載のシステム。
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