JP2017114159A - 衛星コンステレーションの形成方法と形成装置 - Google Patents
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Abstract
【解決手段】衛星放出ステップS2、宇宙機加速ステップS4、宇宙機周回ステップS5及び宇宙機減速ステップを有し、順に繰り返す。衛星放出ステップS2では、円軌道2において宇宙機10から1つの衛星を円軌道2に放出する。宇宙機加速ステップS4では、宇宙機10を加速して同一の軌道面内で円軌道2から宇宙機遷移軌道3に軌道変更する。宇宙機周回ステップS5では、宇宙機10を宇宙機遷移軌道3を複数回周回させる。宇宙機減速ステップでは、周回後に、宇宙機10を減速して同一の軌道面内で宇宙機遷移軌道3から円軌道2に軌道変更する。
【選択図】図4
Description
例えば、多数の人工衛星を互いに通信範囲が重ならないよう低軌道または中軌道に投入し、全地表面を網羅して動作させ、地球観測や衛星電話、GPSなどに利用することができる。
この場合、特定の緯度の上空には約2時間ごとに1つの円軌道が位置し、特定の経度の上空には約19分ごとに1つの衛星が位置することになる。
各衛星は、放出された後に、それぞれ増速して異なる遷移軌道(楕円軌道)を飛行し、それぞれ異なる時間が経過した後、それぞれ減速して同一の円軌道上の異なる位置の衛星となる。
その結果、上述した従来の方法では、各衛星にそれぞれの遷移軌道を飛行するための燃料を搭載する必要があり、かつその総燃料が過大となる。
(A)前記円軌道において前記宇宙機から1つの前記衛星を前記円軌道に放出する衛星放出ステップと、
(B)前記宇宙機を加速して同一の軌道面内で前記円軌道から宇宙機遷移軌道に軌道変更する宇宙機加速ステップと、
(C)前記宇宙機に前記宇宙機遷移軌道を複数回周回させる宇宙機周回ステップと、
(D)前記宇宙機を減速して同一の前記軌道面内で前記宇宙機遷移軌道から前記円軌道に軌道変更する宇宙機減速ステップと、を有し、
前記(A)〜(D)を順に繰り返す、衛星コンステレーションの形成方法が提供される。
複数の前記衛星を搭載し順に放出する衛星搭載放出装置と、
軌道上において加速及び減速が可能な宇宙機推進装置と、
前記衛星搭載放出装置と前記宇宙機推進装置を制御する宇宙機制御装置と、を有する宇宙機を備える、衛星コンステレーションの形成装置が提供される。
このロケット20は、複数段(例えば3段)の固体モータを有し、上述した宇宙機10を所定の円軌道2まで搬送し、その円軌道2に投入する機能を有する。
所定の円軌道2(図4参照)は、例えば北極と南極の上空を低高度(高度500〜700km)で周回する太陽同期軌道などが想定される。
以下、図3〜図6を用いて、本発明の形成方法を説明する。
衛星放出ステップS2では、円軌道2において宇宙機10から1つの衛星1(この例では第1衛星1A)を円軌道2に放出する(S2−1)。
図3のステップS3において、放出した衛星1が最後の衛星1(この例では第5衛星1E)ではない(NO)の場合、宇宙機加速ステップS4において、宇宙機10を加速して同一の軌道面内で円軌道2から宇宙機遷移軌道3に軌道変更する。
以下、円軌道2の高度が500kmであり、宇宙機遷移軌道3の遠地点高度が559kmの場合を説明する。
なお、本発明では、宇宙機10が宇宙機推進装置14を備え、軌道上において、加速及び減速が可能であるので、この姿勢変更を省略してもよい。
ステップS6の後、衛星放出ステップS2に戻り、円軌道2おいて宇宙機10から1つの衛星1(この例では第2衛星1B)を円軌道2に放出する(S2−2)。
図3のステップS3において、放出した衛星1が最後の衛星1(第5衛星1E)である(YES)の場合、ステップS7で衛星コンステレーション(図6)の形成を終了(完了)する。
図6は形成された衛星コンステレーションを示している。
衛星制御装置1bは、衛星推進装置1aを制御し、加速又は減速により軌道変更する。
5機の衛星1で衛星コンステレーションを構成する。各衛星1は、加速又は減速用の推進装置と推薬とを搭載しない小型衛星であり、重量は100kgである。円軌道2の高度は500kmの低軌道である。宇宙機の燃費にあたる比推力(ISP、Specific impulse)は215秒とした。
この図において、横軸は宇宙機遷移軌道3の遠地点高度[km]であり、左側の縦軸は、必要となる宇宙機10の周回回数[回]と日数[日]であり、右側の縦軸は、必要となる宇宙機10の推薬重量[kg]である。
また図中のAは、目標周期差(72°)を付けるための宇宙機10の周回回数[回]、Bは、最初の衛星放出ステップS2(S2−1)から衛星コンステレーションの完成までに必要な日数[日]、Cは、衛星コンステレーションの完成までに必要な宇宙機10の軌道遷移用の推薬重量[kg]である。
また、この図から宇宙機遷移軌道3の遠地点高度が559kmの場合、周回回数は約31回、必要日数は約8.2日、推薬重量は約46kgとなることがわかる。
すなわち、本発明では、宇宙機遷移軌道3の遠地点高度を円軌道近傍に設定することができるので、宇宙機10の1回の周回(加速と減速)に必要となる推薬重量を、約9〜13kgに抑えることができる。
各衛星1は、放出された後に、それぞれ増速して異なる遷移軌道5a,5b,5c,5d,5e(楕円軌道)を飛行し、それぞれ異なる時間が経過した後、それぞれ減速して同一の円軌道2の異なる位置の衛星1(1A,1B,1C,1D)となる。
完成した衛星コンステレーション(図8(B))は、図6と同様である。
(1)各衛星1の加速と減速が実質的に不要であり、各衛星1を従来よりも大幅に小型化、軽量化できる。
(2)宇宙機10の軌道遷移用の推薬重量が大幅に低減されるので、宇宙機10を大幅に小型化、軽量化できる。
(3)ロケット20のペイロードが低減されるので、同一のミッションに必要なロケット20を小型化できる。あるいは、同一のロケット20でより多くのミッションを実行できる。
1A 第1衛星、1B 第2衛星、1C 第3衛星、1D 第4衛星、
1E 第5衛星、2 円軌道、3 宇宙機遷移軌道、
5a,5b,5c,5d,5e 遷移軌道、10 宇宙機、
12 衛星搭載放出装置、14 宇宙機推進装置、15a 燃料タンク、
15b ガス噴射装置、16 宇宙機制御装置、17 太陽電池パネル、
20 ロケット、100 衛星コンステレーションの形成装置
(A)前記円軌道において前記宇宙機から1つの前記衛星を前記円軌道に放出する衛星放出ステップと、
(B)前記宇宙機を加速して同一の軌道面内で前記円軌道から遠地点高度が800km以下の宇宙機遷移軌道に軌道変更する宇宙機加速ステップと、
(C)前記宇宙機に前記宇宙機遷移軌道を複数回周回させる宇宙機周回ステップと、
(D)前記宇宙機を減速して同一の前記軌道面内で前記宇宙機遷移軌道から前記円軌道に軌道変更する宇宙機減速ステップと、を有し、
前記(A)〜(D)を順に繰り返す、衛星コンステレーションの形成方法が提供される。
Claims (4)
- 複数の衛星を搭載した宇宙機を円軌道に投入し、前記円軌道に複数の前記衛星からなる衛星コンステレーションを形成する衛星コンステレーションの形成方法であって、
(A)前記円軌道において前記宇宙機から1つの前記衛星を前記円軌道に放出する衛星放出ステップと、
(B)前記宇宙機を加速して同一の軌道面内で前記円軌道から宇宙機遷移軌道に軌道変更する宇宙機加速ステップと、
(C)前記宇宙機に前記宇宙機遷移軌道を複数回周回させる宇宙機周回ステップと、
(D)前記宇宙機を減速して同一の前記軌道面内で前記宇宙機遷移軌道から前記円軌道に軌道変更する宇宙機減速ステップと、を有し、
前記(A)〜(D)を順に繰り返す、衛星コンステレーションの形成方法。 - 前記(C)において、先行する前記衛星と後行する前記衛星の周期差が設定時間となるように、前記宇宙機の周回回数を設定する、請求項1に記載の衛星コンステレーションの形成方法。
- 前記宇宙機遷移軌道の遠地点高度を、前記円軌道の高度の1.05倍から1.6倍に設定する、請求項1に記載の衛星コンステレーションの形成方法。
- 請求項1に記載の衛星コンステレーションの形成方法を実施する衛星コンステレーションの形成装置であって、
複数の前記衛星を搭載し順に放出する衛星搭載放出装置と、
軌道上において加速及び減速が可能な宇宙機推進装置と、
前記衛星搭載放出装置と前記宇宙機推進装置を制御する宇宙機制御装置と、を有する宇宙機を備える、衛星コンステレーションの形成装置。
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