JP2019069749A - 宇宙飛翔体およびデブリ除去システム - Google Patents

Abstract

【課題】着陸時に容易で確実な姿勢制御が可能な宇宙飛翔体を提供する。【解決手段】宇宙飛翔体１００は、機体本体６、エアブレーキ構造体（パラシュート１）および噴射ノズル５を有する。エアブレーキ構造体は、機体本体よりも飛行方向の一方側に設けられており機体本体に向かって凹形状に湾曲している。噴射ノズルは機体本体に設けられており、機体本体の重心位置よりも飛行方向の一方側からエアブレーキ構造体に向けて噴流Ｊを噴射する。宇宙飛翔体は、噴射された噴流の向きが凹形状のエアブレーキ構造体に沿って反転することにより機体本体に飛行方向の一方側に向けて噴流の反動力Ｆを生じさせることを特徴とする。【選択図】図１

Description

本発明は、宇宙空間を飛行する宇宙飛翔体およびかかる宇宙飛翔体を有するデブリ除去システムに関する。

従来、各種の宇宙飛翔技術および着陸技術が提案されてきた。着陸時に地面に向けて噴流を噴射することにより垂直に着陸する飛翔体を一般に垂直着陸型ロケットと呼ぶ。垂直着陸型ロケットは機体の再利用が可能であることから、特に月など地球外の衛星や惑星への着陸技術として注目されている。

垂直着陸型ロケットの例として下記の特許文献１には、機体のベース部に設けられたエンジンが推力偏向ノズルを有し、ジンバル装置によって複数個のエンジンの向きを個別に調整することが可能な垂直離着陸機が記載されている。この垂直離着陸機は、エンジンで生成された噴流の噴射方向を２つの方向に変化可能であり、あるエンジンが故障したときでも他のエンジンの噴流の向きを調整することにより機体の姿勢を維持しながら垂直着陸することができるとされている。

特開２０１６−６８５７９号公報

しかしながら、特許文献１に記載されているような垂直離着陸ロケットで垂直着陸を試みる場合、地面に向けられたノズルの噴射口が最も下に位置し、その上方に重い機体本体が位置することとなる。このため、ノズルから噴射される噴流の反動力は、ノズルから機体本体の重心を通る上向きに発生する。ここで、噴流に横方向の揺らぎが生じるなどして噴流の反動力の向きが機体本体の重心からずれると、この反動力は機体本体に対して重心まわりの回転モーメントを発生させる。そして噴流が概略重心に向かって噴射されることで、ひとたび発生した回転モーメントは不安定に増大していく。玉乗りの玉の頂上に載ることが不安定であることと同様である。これにより機体の姿勢を制御することが困難になる。特に、着陸する機体の高度が下がって地面に近づくと、ノズルから噴射される非定常の噴流が機体底面と地面との間で複雑な渦流を形成し、この渦流が機体底面に対して地面効果と呼ばれる複雑な空気力を及ぼす。このため、機体には複雑な空気力が作用して姿勢制御が困難となるばかりでなく、機体が受ける噴流の反動力の向きも複雑に時間変化するため上述した回転モーメントが発生しやすく機体の姿勢が益々不安定になる。

このような姿勢制御の困難さは、垂直着陸型ロケットが地面に着陸する際に発生するばかりでなく、宇宙ステーションなどの人工天体に着陸する場合にも発生する。また、垂直着陸型ロケットに限らず、逆推力装置で逆噴射して制動する方式の宇宙往還機等の各種の宇宙飛翔体においても類似の課題が発生する。このため、将来の月面探査や宇宙ステーションとの往還等の種々の宇宙活動に向けて、容易で確実な姿勢制御が可能な宇宙飛翔体の着陸技術が求められている。

上記の目的を達成するため、本発明の宇宙飛翔体は、機体本体と、前記機体本体よりも飛行方向の一方側に設けられ前記機体本体に向かって凹形状に湾曲するエアブレーキ構造体と、前記機体本体に設けられ前記機体本体の重心位置よりも前記飛行方向の前記一方側から前記エアブレーキ構造体に向けて噴流を噴射する噴射ノズルと、を有し、噴射された前記噴流の向きが凹形状の前記エアブレーキ構造体に沿って反転することにより前記機体本体に前記飛行方向の前記一方側に向けて前記噴流の反動力を生じさせることを特徴とする。

また本発明の着陸装置においては、より具体的な態様として、前記エアブレーキ構造体が、前記機体本体に向けて突出する中央凸部と、前記中央凸部の周囲に連続形成されていて前記機体本体に向かって凹形状に湾曲する凹面部と、を備えてもよい。また前記噴射ノズルと前記エアブレーキ構造体との間に配置されて前記噴流が通過する耐熱性の噴射ガイドを有してもよい。更に、前記噴射ノズルから噴射される前記噴流の向きとは異なる少なくとも一の方向に他の噴流を噴射する制御用噴射ノズルを備えてもよい。

本発明の宇宙飛翔体によれば、機体本体よりも飛行方向の一方側に設けられたパラシュートなどのエアブレーキ構造体に対して噴流を噴射し、この噴流の向きを凹形状に沿って反転させて反動力を得ることができる。このため、飛行方向の上記一方側を着陸面に対して噴射ノズルよりも後方（すなわち上方）とすることにより、着陸面に対して逆噴射を行うことができる。このため機体本体を減速させるにあたり地面効果の影響を抑制することができる。更にこのとき、機体本体の重心位置よりも上方から更に上方のエアブレーキ構造体に向かって、すなわち機体本体の重心位置とは反対の向きに噴流を噴射することとなるため、仮に機体本体の重心まわりに回転モーメントが発生したとしても当該回転モーメントが不安定に増大することがない。これにより本発明によれば機体本体を力学的に安定の状態で減速および着陸させることができ、容易で確実な姿勢制御が可能になる。また本発明を応用することにより、着陸技術に用いるだけでなく、上記の反動力を推進力として宇宙空間を飛行させることで宇宙飛翔体を宇宙ゴミ（スペースデブリ）の回収および廃棄装置として用いることができる。

本発明の第一実施形態の宇宙飛翔体を説明する概観図である。 本発明の第二実施形態の宇宙飛翔体を説明する概観図である。 第二実施形態の宇宙飛翔体が宇宙ステーションにドッキングした状態を説明する概観図である。 本発明の第三実施形態の宇宙飛翔体の斜視図である。 噴射ガイドが円筒形である第三実施形態の宇宙飛翔体の断面図である。 噴射ガイドがスカート状（ラッパ状）である変形例の断面図である。 噴射ガイドが端部で窄んでいる変形例の断面図である。 本発明の第四実施形態の宇宙飛翔体を説明する断面図である。 本発明の第五実施形態の宇宙飛翔体が宇宙空間を飛行してスペースデブリを回収する状態を説明する概観図である。 第五実施形態の宇宙飛翔体からスペースデブリを打ち出す状態を説明する概観図である。 （ａ）は第五実施形態の宇宙飛翔体の変形例を説明する概観図であり、（ｂ）は当該変形例の宇宙飛翔体における開閉蓋を噴射ノズルの側から視た模式図である。 第五実施形態の変形例にかかる宇宙飛翔体からスペースデブリを打ち出す状態を説明する概観図である。 第五実施形態の宇宙飛翔体を有するデブリ除去システムの平面模式図である。 デブリ除去システムを宇宙飛翔体の進行方向の側方から視た側面図である。 変形例にかかるデブリ除去システムの平面模式図である。 変形例にかかるデブリ除去システムを宇宙飛翔体の進行方向の側方から視た側面図である。

以下、本発明の実施形態を図面に基づいて説明する。尚、各図面において、対応する構成要素には共通の符号を付し、重複する説明は適宜省略する。

＜第一実施形態＞
はじめに本実施形態の宇宙飛翔体１００の概要について説明する。
図１に示す本実施形態の宇宙飛翔体１００は、機体本体６、エアブレーキ構造体（パラシュート１）および噴射ノズル５を有している。エアブレーキ構造体（パラシュート１）は機体本体６よりも飛行方向の一方側に設けられており、機体本体６に向かって凹形状に湾曲している。本明細書においてエアブレーキ構造体（パラシュート１）が機体本体６に向かって凹形状に湾曲するとは、エアブレーキ構造体（パラシュート１）の少なくとも一部が、機体本体６から視て凹形状であること、すなわち機体本体６から遠ざかる方向に窪んだ形状であることを意味する。本実施形態では上記一方側を飛行方向の後方、すなわち着陸面２００に対して上方とする。これにより宇宙飛翔体１００は着陸装置として用いられる。ただし第五実施形態にて後述するように、本発明の宇宙飛翔体（宇宙飛翔体１０４：図１０参照）はエアブレーキ構造体を前方に配置して宇宙空間を飛行する態様で用いてもよい。この場合、エアブレーキ構造体は機体本体６に対して飛行方向の前方に設けられることになり、すなわち上記の一方側は飛行方向の前方にあたる。
図１に示す第一実施形態の宇宙飛翔体１００において、噴射ノズル５は機体本体６に設けられており、機体本体６の重心位置Ｇよりも飛行方向の一方側（第一実施形態では後方）からエアブレーキ構造体（パラシュート１）に向けて噴流Ｊを噴射する。
本実施形態の宇宙飛翔体１００は、噴射された噴流Ｊの向きが凹形状のエアブレーキ構造体（パラシュート１）に沿って反転することにより、機体本体６に飛行方向の後方に向けて噴流Ｊの反動力Ｆを生じさせる。

以下、本実施形態についてより詳細に説明する。
本明細書において着陸とは地表や月面などの地面または地面に建造されたプラットフォームに下りることのほか、宇宙ステーションなどの人工天体にドッキングすることを含む。以下、着陸する対象を「着陸面」と呼称する場合があるが、かかる「着陸面」は、平坦面である場合のほか、凹凸のある凹凸面や、宇宙ステーションのドッキング装置のような構造体をも含む意味である。

宇宙飛翔体１００は種々の構造をとることができ、ロケットなどのローンチャーまたは人工衛星に搭載されて打ち上げられた後に切り離されて着陸面に向けて落下するものでもよく、または自機により離陸可能な離着陸機でもよい。宇宙飛翔体１００としては、月着陸船や宇宙往還機を例示することができる。

機体本体６は、バス機器およびミッション機器が搭載された主要構造部であり、宇宙飛翔体１００における主たる質量部である。機体本体６の下部には脚６２を任意で備えていてもよい。本明細書において下方とは宇宙飛翔体１００からみて宇宙ステーションや地面などの着陸面２００が存在する側であり、上方とはその反対側である。したがって本明細書でいう上下は、地球の重力方向の上下とは必ずしも一致しない。

ここで、着陸する宇宙飛翔体１００の飛行方向は、着陸面２００に向かう下向き成分を少なくとも含む。そして本実施形態において飛行方向の後方とは、着陸に向けて宇宙飛翔体１００が飛行する方向の正反対の向きに限らず、飛行方向に対して反対向きの成分を含む方向を意味する。着陸する宇宙飛翔体１００は、着陸面２００に向けて真っ直ぐ下方に降下してもよく、または斜め下方に飛行してもよい。したがって本実施形態においてエアブレーキ構造体が機体本体６よりも飛行方向の後方に設けられているとは、エアブレーキ構造体の少なくとも一部が着陸面２００から視て機体本体６よりも上方に配置されていることをいう。

機体本体６の形状は、直方体（立方体）状でもよく、円筒状でもよく、または他の形状でもよい。機体本体６の上部には１基または複数基の噴射ノズル５が設けられている。機体本体６の内部にはロケットエンジン（図示せず）と、このロケットエンジンに推進剤を供給する推進剤タンク（図示せず）とが設けられている。ロケットエンジンで生成された噴流Ｊは噴射ノズル５から上方に向けて噴射される。噴射ノズル５からの噴流Ｊの噴射方向はジンバル装置（図示せず）により可変としてもよい。エンジンおよび噴射ノズル５が複数基設置されている場合、複数個の噴射ノズル５からそれぞれ噴射される噴流を合流したものを噴流Ｊと呼称する。

宇宙飛翔体１００は、噴射ノズル５から噴射される噴流Ｊを制御する噴射制御部３０を備えている。噴射制御部３０は、噴流Ｊの速度や流量を調整して噴流Ｊの反動力を制御する手段であり、例えばエンジンにおける燃焼条件を制御する公知の燃焼制御手段を用いることができる。このほか、複数基のエンジンおよび噴射ノズル５を有する宇宙飛翔体１００の場合、噴射制御部３０は運転させるエンジンの基数を増減設定する手段でもよい。噴射制御部３０は一例として、エンジンに設けられたアクチュエータ、推進剤を供給する配管類に設けられたバルブ、およびこれらの動作を制御するコンピュータにより実現することができる。このほか宇宙飛翔体１００は、後述する高度算出部２０、予想演算部４０、情報取得部５０を備えている。

エアブレーキ構造体は、宇宙飛翔体１００が仮に大気中を飛行する場合に大気から受ける空気力学的な力を利用して宇宙飛翔体１００を減速させる大気制動構造である。地球大気中を宇宙飛翔体１００が落下飛行する場合には、展開されたパラシュート１が空気抵抗を受けて宇宙飛翔体１００を減速させる。ただし、月面着陸に用いられる場合など実質的に大気が無い環境で宇宙飛翔体１００が飛行する場合は、エアブレーキ構造体には大気制動が作用しなくてよい。

エアブレーキ構造体としては、可撓性の材料で傘状に形成されたパラシュート１を代表的には例示することができる。このほかエアブレーキ構造体として翼形状などの剛直な板状部材を用いてもよい。ただし、折り畳んで機体本体６に収容可能であってかつ軽量であるという観点から、柔軟なパラシュート１を用いることが好ましい。本実施形態のエアブレーキ構造体として例示されるパラシュート１は、球皮の少なくとも一部が炭素繊維または複合耐熱材料で作成されていることが好ましい。複合耐熱材料は、一種または複数種の耐熱性材料を母材と複合した材料である。耐熱性材料としては、耐熱性の繊維材料、例えば炭素繊維やアラミド繊維などの有機繊維；炭化ケイ素繊維などの無機化合物非晶質繊維；を挙げることができる。母材としては、合成樹脂やセラミックスを挙げることができる。すなわち複合耐熱材料の例としては、炭素繊維複合材料、セラミックス基複合材料、炭素繊維強化セラミックス複合材料などを挙げることができる。複合耐熱材料は、２００℃以上、好ましくは５００℃以上の耐熱性を有する。耐熱性を有するとは当該温度において機械的な物性が有意に変化しないことを意味する。そしてパラシュート１を炭素繊維または複合耐熱材料で作成することで高い比強度と耐熱性を得ることができる。

図１に示すように展開されたパラシュート１は、機体本体６からみて飛行方向の後方、すなわち上方に設けられている。パラシュート１は複数本の支持ロープ３により機体本体６に取り付けられている。より具体的には、機体本体６の重心位置Ｇと噴射ノズル５とを結ぶ直線の延長線上に、パラシュート１の少なくとも一部（好ましくはパラシュート１の底面１ａの中心）が配置されるようにパラシュート１は展開される。
ここで機体本体６の重心位置Ｇとは、飛行する宇宙飛翔体１００における機体本体６の重心の三次元的な位置をいい、機体本体６から外部に展開されたパラシュート１や、噴流Ｊとなって既に消費された推進剤の質量を除いて算出される。本明細書において断りなくパラシュート１と表現した場合は、展開されたパラシュート１を意味する。

パラシュート１は傘状をなし、機体本体６から離間する上方に向かって膨出している。すなわちパラシュート１の底面１ａは機体本体６に向かう凹形状に湾曲している。

本発明の宇宙飛翔体１００は、機体本体６の重心位置Ｇよりも上方に位置するパラシュート１に対して噴射ノズル５から噴流Ｊを噴射し、この噴流Ｊをパラシュート１の湾曲した底面１ａに沿って反転させる。パラシュート１に向かって噴流Ｊを噴射することで、月面など実質的に大気が無い環境でも、パラシュート１を傘状に開かせることができる。噴射ノズル５から上向きに噴射された噴流Ｊは、凹形状のパラシュート１の底面１ａに沿って向きを変えて噴流Ｊ１となり、更に噴流Ｊ１はパラシュート１に沿って流れ、パラシュート１の周縁から噴流Ｊ２となって吹き出される。このことで、噴流Ｊ２の反動力Ｆは図１に矢印で示すように上向きの成分を有することとなる。この反動力Ｆにより宇宙飛翔体１００は減速される。

この原理を補足説明する。初めに、噴射ノズル５から噴流Ｊを上向きに噴射することで機体本体６は噴流Ｊの逆向き（すなわち下向き）に噴射反力を受ける。そして噴射された噴流Ｊがパラシュート１の底面１ａに当たることでパラシュート１（すなわち宇宙飛翔体１００）は上向きの押し上げ力を受ける。この下向きの噴射反力と上向きの押し上げ力とは相殺され、言い換えると噴流Ｊが噴射ノズル５から噴射されてからパラシュート１に至って噴流Ｊ１になるまでは、噴流Ｊ，Ｊ１は宇宙飛翔体１００に対して内力として作用する。そしてパラシュート１の底面１ａが滑らかな凹形状に湾曲していることで、パラシュート１の底面１ａに沿って噴流Ｊが向きを変えて噴流Ｊ１になる際に失う運動量は極めて小さい。そして向きが反転した噴流Ｊ１がパラシュート１の周縁から噴流Ｊ２となって吹き出される。噴流Ｊ２の向きは、パラシュート１の径方向外向き成分と下向き成分とを合成した斜め方向となる。すなわち噴流Ｊ２の反動力Ｆは上向きの成分を有し、パラシュート１の周縁から吹き出される噴流Ｊ２の反動力Ｆをパラシュート１の周回方向に合成すると反動力Ｆは上向きとなる。噴射ノズル５は機体本体６の重心位置Ｇよりも後方（上方）にあり、パラシュート１は更にその後方（上方）にあるため、噴射の反動力Ｆは機体本体６の重心位置Ｇよりも上方において発生し、更に重心位置Ｇとは反対の上向きの成分となる。このため、かかる反動力Ｆは機体本体６の重心まわりの回転モーメントを不安定に増大させることがない。また、機体本体６よりも後方（上方）から噴流Ｊ２が吹き出されるため、宇宙飛翔体１００の高度が下がり着陸の直前であっても着陸面２００までの距離を大きく確保することができる。このため地面効果の影響を抑制することもできる。以上より本発明の宇宙飛翔体１００によれば、例えば月着陸などの着陸動作を安定して実現することができる。

以下、宇宙飛翔体１００が着陸するまでの制御についてより具体的に説明する。本実施形態の宇宙飛翔体１００は、機体本体６の高度を算出する高度算出部２０を備えていてもよい。上述した噴射制御部３０は、高度算出部２０が算出した機体本体６の高度を示す高度情報に基づいて、噴射ノズル５から噴射される噴流Ｊを制御する。噴射される噴流Ｊの速度や流量すなわち噴射量を宇宙飛翔体１００の高度に応じて制御することで、着陸するまでの宇宙飛翔体１００の降下速度を所望に調整することができる。具体的には、高度算出部２０が算出した高度情報が示す機体本体６の高度が所定の閾値以上である場合は宇宙飛翔体１００の降下を優先するため噴射制御部３０は噴流Ｊを停止または噴射量を所定未満に抑制するとよい。そして機体本体６の高度が所定の閾値未満になった場合は、宇宙飛翔体１００の減速を優先するため噴射制御部３０は噴流Ｊの噴射を始動させるかまたは噴流Ｊの噴射量を所定以上に制御するとよい。これにより、着陸時の宇宙飛翔体１００の降下速度を極めて低減することが可能であり、機体本体６や脚６２への負荷を抑えることができる。

高度算出部２０による高度情報の取得原理は特に限定されないが、例えば着陸面２００に対して光を照射して反射光を受光する光学式の測距センサ２２を用いることができる。高度情報が示す機体本体６の高度とは、着陸面２００から機体本体６のいずれかの部位（例えば機体本体６の底面６ａまたは重心位置Ｇ）までの高度に換算可能な情報であればよく、脚６２の下端やパラシュート１の上端など、機体本体６に対して既知の位置関係に配置された部位の高度を示す情報でもよい。

更に本実施形態の宇宙飛翔体１００は、予想演算部４０および情報取得部５０を備えていてもよい。予想演算部４０は機体本体６の高度および飛行速度に基づいて機体本体６の着陸予想地点ＬＰを算出する情報処理部であり、情報取得部５０は着陸予想地点ＬＰの表面情報または可否情報を取得する情報処理部である。予想演算部４０および情報取得部５０は、機体本体６に搭載されたコンピュータにより実現される。
予想演算部４０は、高度情報を高度算出部２０から取得し、速度計や加速度計（図示せず）から宇宙飛翔体１００の飛行速度および飛行方向に関する情報を取得する。予想演算部４０はこれらの情報に基づいて着陸予想地点ＬＰの位置情報（緯度および経度）を算出する。
着陸予想地点ＬＰの表面情報とは着陸予想地点ＬＰの表面状態を示す情報であり、可否情報とは着陸予想地点ＬＰに対して宇宙飛翔体１００が着陸可能であるか否かを示す情報である。

着陸予想地点ＬＰの表面情報としては、例えば、機体本体６に搭載されたカメラ５２が撮影した画像情報でもよく、または測距センサ２２が受光した反射光の散乱度合いを示す情報でもよい。例えば表面情報が画像情報である場合、情報取得部５０は当該画像情報の画像処理により着陸予想地点ＬＰが着陸可能な平坦さを有しているか否かを判定するとよい。そして着陸予想地点ＬＰの平坦さが所定の閾値以上であると判定された場合には、情報取得部５０は着陸予想地点ＬＰに着陸可能と判定し、かかる判定結果を可否情報として取得する。このほか、可否情報は種々の態様を採用することができる。例えば、宇宙飛翔体１００が有する記憶装置（図示せず）に、着陸可能な領域を示す緯度および経度の範囲情報を予め格納しておいてもよい。情報取得部５０は、この範囲情報と着陸予想地点ＬＰとを照合して宇宙飛翔体１００が着陸予想地点ＬＰに着陸することが可能か否かを判定し、この判定結果を可否情報として取得してもよい。このほか、機体本体６に搭載されたアンテナ５４で地上局または母船と交信してもよい。すなわち、情報取得部５０は着陸予想地点ＬＰを示す情報をアンテナ５４から地上局または母船に送信し、着陸予想地点ＬＰに対して着陸して良いか否かの信号を可否情報として地上局または母船からアンテナ５４で受信して取得してもよい。

着陸予想地点ＬＰに宇宙飛翔体１００が着陸可能であると情報取得部５０が判定した場合、噴射制御部３０は噴流Ｊの噴射条件をそのまま維持する。一方、着陸予想地点ＬＰに宇宙飛翔体１００が着陸不可能であると情報取得部５０が判定した場合、噴射制御部３０は噴流Ｊの噴射条件を変更し、例えば噴流Ｊの噴射量を増大させる。これにより反動力Ｆが増大して機体本体６の高度低下が抑えられるため、機体本体６は水平方向により長く飛行してから着陸することになる。言い換えると着陸予想地点ＬＰが遠方にシフトする。予想演算部４０は着陸予想地点ＬＰを経時的に更新して算出し、情報取得部５０は着陸予想地点ＬＰの表面情報または可否情報を更新して取得する。そして更新された着陸予想地点ＬＰに宇宙飛翔体１００が着陸可能であると情報取得部５０が判定した場合、噴射制御部３０は噴流Ｊの噴射量を維持または低減させて宇宙飛翔体１００を当該着陸予想地点ＬＰに着陸させる。

以上説明した本実施形態の宇宙飛翔体１００によれば、着陸面２００に起伏があるなど着陸が困難である場合に、その場所を避けて宇宙飛翔体１００を安全に着陸させることができる。

宇宙飛翔体１００は、噴射ノズル５から噴射される噴流Ｊの向きとは異なる少なくとも一の方向に他の噴流（補助ジェット）を噴射する制御用噴射ノズル１７（図１では図示省略。図３から図５を参照。）を備えてもよい。制御用噴射ノズル１７は、噴射ノズル５とは異なる位置に設けられた補助スラスターであり、機体本体６に対して直接にまたは他の取付部材（図示せず）を介して間接に取り付けられている。制御用噴射ノズル１７は、少なくとも上下方向に対して交差する方向（例えば水平方向または斜め方向）に対して噴流（補助ジェット）を噴射して機体本体６の位置および向きを制御する。制御用噴射ノズル１７は、上下方向に対して直交する水平面内における直交２方向の正逆両方向、すなわち上下方向に対して直交する４方向に向けて個別に噴流を噴射可能に配置されていることが好ましい。これにより宇宙飛翔体１００の並進位置および重心まわりの向きを制御することが可能である。更に、制御用噴射ノズル１７は上下方向を含む直交６方向に向けて個別に噴流を噴射可能に構成されてもよい。

制御用噴射ノズル１７における推進原理は特に限定されず、メインスラスターである噴射ノズル５と同じでもよいし、異なってもよい。例えば制御用噴射ノズル１７を噴射ノズル５と同じく化学エンジンとする場合は、制御用噴射ノズル１７に供給される推進剤を噴射ノズル５に供給される推進剤と共用して推進剤タンク（図示せず）から供給してもよい。また、制御用噴射ノズル１７としてイオンエンジンやホールスラスタを用いて軽量化を図ってもよい。

制御用噴射ノズル１７から噴射される噴流（補助ジェット）による推力の向きおよび大きさは、噴射制御部３０、または噴射制御部３０と連動する他の制御部により制御される。すなわち、制御用噴射ノズル１７およびこれを駆動制御する制御部は、宇宙飛翔体１００の目標着陸地点を定める装置を構成する。

宇宙飛翔体１００の着陸にあたり、噴射ノズル５を停止して制御用噴射ノズル１７のみを駆動してもよく、または噴射ノズル５と併用して制御用噴射ノズル１７を駆動してもよい。制御用噴射ノズル１７から噴射される噴流（補助ジェット）の反動力の制御精度は、噴射制御部３０により制御される噴射ノズル５の噴流Ｊの反動力の制御精度よりも高精度である。これにより、宇宙飛翔体１００の着陸時に制御用噴射ノズル１７を駆動することで、宇宙飛翔体１００の目標着陸地点（例えば、予想演算部４０が算出した着陸予想地点ＬＰ）に機体本体６を正確に着陸させることができる。また、着陸予想地点ＬＰに宇宙飛翔体１００が着陸不可能であると情報取得部５０が判定した場合も、制御用噴射ノズル１７から噴流（補助ジェット）を水平方向などに噴射して機体本体６を駆動することで、当該着陸不可能な着陸予想地点ＬＰから素早く移動してこれを回避することができる。

以下、本発明の宇宙飛翔体の他の実施形態について図面を用いて説明する。第一実施形態と重複する説明は適宜省略する。

＜第二実施形態＞
図２は本発明の第二実施形態の宇宙飛翔体１０１を説明する概観図である。

第二実施形態の宇宙飛翔体１０１は、エアブレーキ構造体（パラシュート１）が、機体本体６に向けて突出する中央凸部２と、この中央凸部２の周囲に連続形成されていて機体本体６に向かって凹形状に湾曲する凹面部２ａと、を備えている点で第一実施形態と相違する。図２に示すようにパラシュート１の中央凸部２は噴射ノズル５に向かって「とんがり帽子」状に突出している。すなわち、中央凸部２の先端（下端）およびその近傍は下に凸形状をなし、凹面部２ａは上に凸形状をなしている。そして中央凸部２は、先端部の周囲に、下に凸形状から上に凸形状に遷移する変曲点を有している。噴流Ｊによる噴射圧力は、とんがり帽子状の中央凸部２からパラシュート１の底部７でＵターンし、凹面部２ａに沿って流れる噴流Ｊ１となる。中央凸部２は凸部支持ロープ４によってパラシュート１の支持ロープ３に連結されている。複数本の凸部支持ロープ４が中央凸部２の先端（下端）の近傍に周回状に接続され、各凸部支持ロープ４は放射状に延びて複数本の支持ロープ３の中間部に対してそれぞれ連結されている。すなわち凸部支持ロープ４は支持ロープ３の中間部から分岐しており、所定の張力をもって中央凸部２を支持している。このように放射状に配置された複数本の凸部支持ロープ４で中央凸部２を引っ張りながら支持することで、可撓性の材料で作成された中央凸部２の変形を抑制し、噴流Ｊが中央凸部２に吹き付けられても中央凸部２をパラシュート１の中央に維持することができる。

噴流Ｊは中央凸部２に衝突するように噴射ノズル５からパラシュート１に向けて噴射される。本実施形態の宇宙飛翔体１０１によれば、噴射ノズル５に向かって近づくように中央凸部２がパラシュート１から突き出ているため、噴流Ｊは減速する前に中央凸部２で放射状にスプリットされて底部７で反転する。このためパラシュート１の内部で噴流Ｊが渦流となって滞留して減衰してしまうことを回避し、噴流Ｊ２が多くの運動量を維持したままパラシュート１の周縁から吹き出されて高い反動力Ｆを得ることができる。

中央凸部２と凹面部２ａとは底部７を介して連続形成されているため、中央凸部２でスプリットされた噴流Ｊが乱れることなく底部７で向きを反転させて凹面部２ａに沿って流れる。そして本実施形態の宇宙飛翔体１０１でも、第一実施形態の宇宙飛翔体１００と同様に、噴流Ｊの噴射の反動力Ｆが機体本体６の重心位置Ｇよりも上方で発生するため、機体本体６の重心まわりの回転モーメントを不安定に増大させることなく機体本体６の落下を減速させて安全に着陸面２００に着陸させることができる。

図２では脚６２を図示していない。機体本体６に脚６２を設けず機体本体６の底面６ａで着陸面２００に着陸してもよい。ただしこれに代えて、本実施形態においても第一実施形態の宇宙飛翔体１００のように機体本体６に脚６２を設けてもよい。

図３は第二実施形態の宇宙飛翔体１０１が宇宙ステーション２０２にドッキングした状態を説明する概観図である。パラシュート１は、中央凸部２の中心を通る面で切断面した端面を図示している。図３は、月面などの地面ではなく宇宙ステーション２０２のドッキング部２０４に宇宙飛翔体１０１が着陸した状態を示す。すなわち宇宙ステーション２０２のドッキング部２０４が着陸面２００にあたる。機体本体６の底面６ａには連結部（図示せず）が設けられている。また機体本体６の側面６ｂには、上述の第一実施形態でも説明したように、機体本体６の位置および向きを微調整するための制御用噴射ノズル１７が設けられている。制御用噴射ノズル１７は機体本体６の位置および向きを６自由度で制御するための補助スラスターである。制御用噴射ノズル１７は、対向する少なくとも１対の側面６ｂにそれぞれ設けられている。着陸直前の宇宙飛翔体１０１において、噴射ノズル５から十分な噴射量で噴流Ｊを噴射し、宇宙飛翔体１０１の自重と釣り合う反動力Ｆを発生させることで宇宙飛翔体１０１をホバリングさせることができる。この状態で制御用噴射ノズル１７を作動させ、機体本体６の位置および向きを宇宙ステーション２０２のドッキング部２０４に合わせる。その状態を維持して噴流Ｊの噴射量を僅かに低減することで宇宙飛翔体１０１は自重により降下してドッキング部２０４に着陸する。

＜第三実施形態＞
図４および図５は本発明の第三実施形態の宇宙飛翔体１０２を模式的に示す図である。支持ロープ３や凸部支持ロープ４などのロープ類は一部本数を適宜図示省略している。
本実施形態の宇宙飛翔体１０２は噴射ガイド９を有する点で第二実施形態の宇宙飛翔体１０１（図２参照）と相違する。噴射ガイド９は、噴射ノズル５とエアブレーキ構造体（パラシュート１）との間に配置されて噴流Ｊが通過する耐熱性の部材である。

図２に示した第二実施形態の宇宙飛翔体１０１は、噴射ノズル５から「とんがり帽子」状の中央凸部２までの距離が大きいため、噴射ノズル５から噴射された噴流Ｊが中央凸部２に到達するまでに拡散してしまい、中央凸部２に到達するのは噴流Ｊの一部である。また噴流Ｊが拡散してしまうことで、底部７で反転した後の噴流Ｊ１が低速となり、必ずしも大きな反動力Ｆを得ることができない。そこで、第三実施形態の宇宙飛翔体１０２のように噴流Ｊを通過させる噴射ガイド９を設けることで噴流Ｊの拡散を抑制して集束させた状態でパラシュート１の中央凸部２に対して吹き付けることができる。これにより中央凸部２に対して噴流Ｊを集中せしめ、噴流Ｊ２の高い流速と大きな反動力Ｆが得られる。

噴射ガイド９は、燃焼または化学反応により生成された高温の噴流Ｊを通過させるため耐熱性を有することが好ましい。このため噴射ガイド９は炭素繊維や複合耐熱材料などの耐熱性材料で作成されている。

図４および図５に示す第三実施形態の宇宙飛翔体１０２では、第二実施形態と同様にパラシュート１が中央凸部２および凹面部２ａを有する態様を図示している。これに換えて、図１に示した第一実施形態の宇宙飛翔体１００のように中央凸部２を具備しないパラシュート１に対して噴射ガイド９を設けてもよい。その場合、噴射ノズル５から噴射された噴流Ｊが噴射ガイド９を通過することで拡散が抑制され、パラシュート１の底面１ａの中央部に集中して噴流Ｊが吹き付けられる。これにより噴流Ｊを確実にＵターンさせて噴流Ｊ１および噴流Ｊ２が生成され、大きな反動力Ｆを得ることができる。

噴射ガイド９は中空の管状をなしている。噴射ガイド９の開口形状は円形が好ましいがこれに限られない。噴射ノズル５から噴射された噴流Ｊの実質的に全量が噴射ガイド９でガイドされるように、噴射ガイド９の開口径は噴射ノズル５の開口径よりも大きいことが好ましい。ただし、噴射ガイド９の開口径が過大であると噴流Ｊが噴射ガイド９の内部で拡散するため、噴射ガイド９の開口径は噴射ノズル５の開口径と略同等、具体的には噴射ノズル５の開口径の２倍未満が好ましい。

噴射ガイド９は噴射ノズル５と同心軸上に配置されている。また、図５に示すように噴射ノズル５の上端は噴射ガイド９の内部に位置していることが好ましい。かかる配置により、噴射された噴流Ｊが噴射ガイド９の下端から漏出することが防止され、実質的に噴流Ｊの全量が噴射ガイド９を通じてその上端からパラシュート１に向けて吹き出され、そしてパラシュート１によってＵターンする。

本実施形態の噴射ガイド９の開口形状は円形であり、噴射ガイド９は軸心が直線形状の円筒形である。噴射ガイド９の開口断面積は、図５に示すように長手方向に亘って均一である。噴射ガイド９の下端部は複数本の下支持ロープ１３により機体本体６の上部と連結されている。噴射ガイド９の上端部は中央凸部２の先端（下端）よりも下方に位置しており、複数本の上支持ロープ１４によりパラシュート１における中央凸部２と連結されている。これにより、噴射ガイド９は中央凸部２と機体本体６との間に吊り下げられた状態で、かつ中央凸部２の先端と噴射ノズル５の軸心とを結ぶ直線が噴射ガイド９の軸心と一致するようにして支持される。そして各複数本の下支持ロープ１３および上支持ロープ１４で噴射ガイド９を支持することで、噴射ガイド９が軸心まわりに回転することが抑制される。

噴射ガイド９の形状は図５に示すものに限られない。以下、図６および図７の断面図を参照して噴射ガイドの変形例について説明する。

図６は第三実施形態の宇宙飛翔体１０２にかかる第１変形例の断面図である。脚６２は図示を省略している。第１変形例の噴射ガイド１０は、少なくともエアブレーキ構造体（パラシュート１）に近接する側の端部（上端部）が、エアブレーキ構造体（パラシュート１）に向かって徐々に拡径している点で図５の形態と相違する。また、図６に示すように、噴射ガイド１０の上端の高さ位置は中央凸部２の先端（下端）と同等である。このように噴射ガイド１０の上端部を拡径することで、噴射ガイド１０の上端を中央凸部２の下端に近づけて両者を同等の高さに配置しても、噴流Ｊの流路面積を十分に確保することができる。この結果、噴射ガイド１０の上端をパラシュート１に近づけることができ、噴流Ｊの拡散を更に抑制することができる。また、噴射ノズル５から噴射される噴流Ｊが超音速流である場合は、噴射ガイド１０の上端部が拡径していることで噴流Ｊの流速が増加し、ひいては反転後の噴流Ｊ２の速度を増加させることができる。

図６に示す第１変形例の噴射ガイド１０は、下端から上端までその全長に亘って開口径が徐々に拡大している。すなわち噴射ガイド１０は全長に亘ってラッパ状（スカート状）に広がる形状をなしている。これにより、噴流Ｊの拡散を抑制しつつも噴射ガイド１０の上端に向かって噴流Ｊを徐々に拡幅することができる。ただし、噴射ガイド１０の下端から中間部までは開口径を一定とし、中間部から上端に亘る一部長さのみで開口径が拡大する形状としてもよい。図６に示す第１変形例の場合、噴射ガイド１０を吊り下げる上支持ロープ１４の上端は、パラシュート１のうち中央凸部２の下端近傍より高い位置に取り付けるとよい。

図７は第三実施形態の宇宙飛翔体１０２にかかる第２変形例の断面図である。第２変形例の噴射ガイド１１は、少なくともエアブレーキ構造体（パラシュート１）に近接する側の端部（上端部）が、エアブレーキ構造体（パラシュート１）に向かって徐々に縮径している。このように噴射ガイド１１が中央凸部２に向かう上端部で窄んでいることで、噴射ガイド１１から吹き出す噴流Ｊを中央凸部２に向けてより集中させることができる。

＜第四実施形態＞
図８は本発明の第四実施形態の宇宙飛翔体１０３を説明する断面図である。
エアブレーキ構造体は第一から第三実施形態と同様にパラシュート１である。そして本実施形態の噴射ガイド１２は、下側筒部１２ａと、この下側筒部１２ａの上方に配置されてパラシュート１の内側に並んで配置される第２パラシュート１２ｂと、を有している点で上述した実施形態および変形例と相違する。そして噴射ノズル５より噴射されて下側筒部１２ａを通過した噴流Ｊは、パラシュート１と第２パラシュート１２ｂとの間隙部Ｖを流れることによりその流れの向きが反転する。本実施形態のように噴射ガイド１２が第２パラシュート１２ｂを備えることで、噴射ガイド１２に導入された噴流Ｊがパラシュート１の内部で拡散することを抑制し、高い流速で噴流Ｊ２をパラシュート１の周囲から吹き出させることができる。これにより大きな反動力Ｆを得ることができる。

第２パラシュート１２ｂ（インナーパラシュート）は炭素繊維や複合耐熱材料などの耐熱性材料で作成されている。パラシュート１と第２パラシュート１２ｂとの間の間隙部Ｖの幅寸法は、図８に示す例ではパラシュート１の全体において均一である。第２パラシュート１２ｂは支持ロープ１３ａにより機体本体６に取り付けられている。

第２パラシュート１２ｂ（インナーパラシュート）と下側筒部１２ａの上端部とは隙間なく連続形成されている。これにより、下側筒部１２ａを通過した噴流Ｊが実質的に減速されずに間隙部Ｖに導入され、高い流速の噴流Ｊ２を得ることができる。

＜第五実施形態＞
図９は本発明の第五実施形態の宇宙飛翔体１０４が宇宙空間を飛行して宇宙ゴミ（スペースデブリＤ）を回収する状態を説明する概観図である。同図において、飛行する宇宙飛翔体１０４の進行方向ＤＲは同図の上方である。図１０は第五実施形態の宇宙飛翔体１０４から宇宙ゴミ（スペースデブリＤ）を打ち出す状態を説明する概観図である。

第五実施形態の宇宙飛翔体１０４は、上述した第一から第四実施形態の宇宙飛翔体１００〜１０３のように着陸面２００への着陸装置として用いることができるほか、図９に示すように宇宙空間を飛行してスペースデブリＤを捕集する宇宙ゴミ回収装置、および図１０に示すように地球表面（着陸面２００）に向けてスペースデブリＤを打ち出して投下する宇宙ゴミ廃棄装置として用いられる。

図９に示すように、本実施形態の宇宙飛翔体１０４におけるエアブレーキ構造体（パラシュート１）は、第二実施形態（図２参照）と同様に、機体本体６に向けて突出する中央凸部２と、この中央凸部２の周囲に連続形成されていて機体本体６に向かって凹形状に湾曲する凹面部２ａと、を備えている。宇宙飛翔体１０４は噴射ノズル５から上向きに噴流Ｊを噴射し、第二および第三実施形態（図２〜図７）で説明したとおり、この噴流Ｊを中央凸部２で放射状にスプリットする。そして凹面部２ａの下面に沿って流れる噴流Ｊ１を底部７で反転させて噴流Ｊ２としてパラシュート１の周縁から後方に吹き出すことで反動力Ｆを得る。この反動力Ｆにより、宇宙飛翔体１０４は宇宙空間において進行方向ＤＲへの推進力を得ることができる。

パラシュート１の周縁部は複数本の支持ロープ３によって機体本体６と連結されている。反動力Ｆはパラシュート１を前方に付勢し、支持ロープ３を引っ張り方向に牽引するため、支持ロープ３には実質的に張力のみが負荷される。このため、柔軟で可撓性を有する支持ロープ３であっても座屈等のおそれがなく、機体本体６を牽引して前進させることができる。

本実施形態のエアブレーキ構造体（パラシュート１）は、中央凸部２を底部として一方側（上方）の遠方に向かって開口する擂り鉢状をなしている。エアブレーキ構造体が擂り鉢状であるとは、噴流Ｊの噴射方向の前方（図９における上方）から宇宙飛翔体１０４を見たときにエアブレーキ構造体が凹形状をなし、かかる凹形状の少なくとも一部における幅寸法が噴流Ｊの噴射方向（前方）に向かって連続的または段階的に幅広に拡大している形状をいう。本実施形態では、中央凸部２は噴流Ｊの噴射方向を軸心方向とする直筒状かつ均一径の円筒状をなし、中央凸部２の上端に連続形成された凹面部２ａは機体本体６から遠ざかるに従って拡径する円錐台形状をなしている。

反動力Ｆによって前進する宇宙飛翔体１０４は、パラシュート１の前方の空間に漂うスペースデブリＤを中央凸部２に取り込むことができる。特に、パラシュート１が飛行方向の前方に向かって拡径する擂り鉢状であることで、凹面部２ａの広い開口面積で掃引される空間内のスペースデブリＤを凹面部２ａに沿って集めて中央凸部２の内部に取り込むことができる。

中央凸部２は、凹面部２ａに沿って一方側（上方）から取り込まれるスペースデブリＤを収容するデブリ収容部７０を備えている。デブリ収容部７０は、中央凸部２に取り込まれたスペースデブリＤを捕集する領域であり、中央凸部２のうちスペースデブリＤの流入側（上方）とは反対側（下方：すなわち下端）が閉塞されて構成されている。パラシュート１の中央凸部２は、擂り鉢状の凹面部２ａの最も深い中央部に連なる窪み状に連続形成されており、中央凸部２の最奥部（図９における下端）が閉塞されている。このため、パラシュート１の前方から宇宙飛翔体１０４に向かって相対的に近づくスペースデブリＤは擂り鉢状の凹面部２ａに沿ってパラシュート１の内側に移動し、そして中央凸部２を通じてデブリ収容部７０の内部に捕集される。取付部７２は、放射状に配置された複数本の凸部支持ロープ４によって支持ロープ３または機体本体６に連結されている。このため、スペースデブリＤがデブリ収容部７０に取り込まれて開閉蓋７１に衝突しても、中央凸部２やデブリ収容部７０のぐらつくことが抑制される。

デブリ収容部７０は開閉可能な開閉蓋７１を有している。開閉蓋７１は、噴射ノズル５に対向し、かつ噴射ノズル５からみて噴流Ｊの噴射方向の前方に配置されている。開閉蓋７１の少なくとも一部は、デブリ収容部７０の深さ方向に膨出する球面状をなしている。本実施形態においてデブリ収容部７０の深さ方向とはスペースデブリＤの取り込み方向であり、換言するとパラシュート１から機体本体６に向かう方向である。具体的には、本実施形態の開閉蓋７１は一対の部分球面状の曲面形状をなしている。より具体的には、開閉蓋７１は一対の四分の一球面を組み合わせたものである。中央凸部２の先端（下端）には補強用の環状の取付部７２が装着されている。取付部７２は中央凸部２よりも高剛性の材料で作成されており、中央凸部２の下端の周囲に取付部７２が装着されている。開閉蓋７１はヒンジ機構７３を介してこの取付部７２に回転可能に取り付けられている。図９に示すように、一対の開閉蓋７１が互いに合わさることで半球のドーム状をなし、筒状の中央凸部２の下端を閉塞する。ドーム状の開閉蓋７１の内部がデブリの収容空間となる。一対の開閉蓋７１はフランジ状の突き当て部７４をそれぞれ有している。突き当て部７４は、一対の開閉蓋７１が合わさって半球のドーム状を形成した際の子午線上に形成されたフランジ面である。

図９に示すように一対の開閉蓋７１が閉じることで、開閉蓋７１は噴射ノズル５に向かって正対して膨出する半球状をなす。これにより開閉蓋７１には噴流Ｊが正面から噴射されてこれをスプリットする。図１０に示すように、一対の開閉蓋７１は、ヒンジ機構７３を中心にそれぞれ外向きに回動することで開き、中央凸部２の先端（図１０では上端）は開放される。開閉蓋７１を開放する機構は特に限定されない。例えばヒンジ機構７３は開閉蓋７１に対して、当該開閉蓋７１が開く方向にバネなどにより弾性力を付勢しておくとよい。また図９に示すように一対の開閉蓋７１が閉じた状態で突き当て部７４同士をロック機構（図示せず）により解除可能にロックしておく。そして開閉蓋７１を開く場合は、ロック機構を火工品または電磁石などで作動させてロックを解除することにより、図１０に示すように開閉蓋７１同士を外向きに開くことができる。開いた開閉蓋７１はヒンジ機構７３の弾性力により開放状態を維持することができる。なお、開閉蓋７１の開閉動作は本実施形態のようにヒンジ機構７３によって行われることに限られない。例えばシャッター機構（図示せず）により開閉蓋７１を開閉可能としてもよい。

スペースデブリＤをデブリ収容部７０に捕集した宇宙飛翔体１０４は、開閉蓋７１を閉じた状態で噴流Ｊを噴射ノズル５から噴射して得られる反動力Ｆを推進力として地球に向けて飛行する。宇宙飛翔体１０４は、図１０に示すようにパラシュート１を地表面（着陸面２００）に向けて地球の上空（重力圏）の所定高さまで飛行する。この状態で開閉蓋７１を開き、そして噴射ノズル５から噴流Ｊを噴射することで、噴流Ｊは開いた一対の開閉蓋７１同士の間を通じて中央凸部２の内部に吹き込まれ、デブリ収容部７０に捕集されていたスペースデブリＤを地表面に向けて直接に押し出す。噴流Ｊがデブリ収容部７０でスプリットされず中央凸部２に吹き込まれることで反動力Ｆ（図９参照）は発生せず、噴流Ｊの噴射反力は機体本体６に対して図１０の上向きに作用する。これにより、宇宙飛翔体１０４に作用する地球の重力の一部または全部がキャンセルされ、宇宙飛翔体１０４は所定の高度を維持する。一方、スペースデブリＤは噴流Ｊに押し出された勢いで中央凸部２から地球方向に打ち出され、その後、大気圏に突入（再突入）し、燃焼して除去される。

本実施形態の宇宙飛翔体１０４によれば、ロボットアームなどで捕獲することが困難な比較的小型のスペースデブリＤであってもデブリ収容部７０に回収することができる。そしてデブリ収容部７０にスペースデブリＤを回収した後に宇宙飛翔体１０４が反動力Ｆを推進力として更に地球に向かって所定の方向に飛行することで、宇宙空間を飛行するスペースデブリＤは自身の周回軌道から離脱して減速する。このため、上述したようにスペースデブリＤを大気圏再突入させて燃焼させることができる。

第五実施形態では宇宙飛翔体１０４でスペースデブリＤを捕集した後、このスペースデブリＤを地球に向かって打ち出す態様を例示したが、宇宙飛翔体１０４の動作はこれに限られない。すなわち、宇宙飛翔体１０４はデブリ収容部７０にスペースデブリＤを捕集した状態で自ら大気圏再突入して宇宙飛翔体１０４ごとスペースデブリＤを燃焼させてもよい。または、第一から第四実施形態で説明したように、機体本体６の脚６２を着陸面２００の側に向けた状態で噴射ノズル５から噴流Ｊを噴射して反動力Ｆを下向きに得ることで、宇宙飛翔体１０４を減速させる着陸装置として用い、スペースデブリＤごと宇宙飛翔体１０４を地上に回収してもよい。

なお、開閉蓋７１の具体的な構造は本実施形態に限られず、デブリ収容部７０である中央凸部２の少なくとも後方側を開放可能に閉塞する可動の蓋体を広く用いることができる。開閉蓋７１の形状は、ドーム状に代えて平板状でもよい。また、本実施形態では中央凸部２（デブリ収容部７０）の下端側（後方側）のみを閉鎖する開閉蓋７１を例示したが、これに限られない。例えば、開閉蓋をデブリ収容部７０の前方側および後方側にそれぞれ開閉可能に設けてもよい。この場合、図９に示すようにスペースデブリＤを捕集する際はデブリ収容部７０の前方側の開閉蓋を開放し、後方側の開閉蓋を閉鎖しておくとよい。スペースデブリＤを捕集した後は、前方側および後方側の開閉蓋の双方を閉鎖した状態で宇宙飛翔体１０４は地球表面に向かって必要により向きを変え、そして飛行してもよい。そして図１０に示すようにスペースデブリＤを地球に向けて打ち出す際は、前方側および後方側の開閉蓋の双方を開放した状態で噴射ノズル５から噴流Ｊを噴射するとよい。

以上説明したように本発明の宇宙飛翔体は、地球表面や月面等の地面や宇宙ステーション等の人工天体に対して着陸する着陸装置として用いられるほか、スペースデブリＤを回収して周回軌道から除去する宇宙ゴミの回収および廃棄装置として用いることができる。

図１１（ａ）は第五実施形態の宇宙飛翔体１０４の変形例を説明する概観図である。図１１（ｂ）は当該変形例の宇宙飛翔体１０４における開閉蓋７１を噴射ノズル５の側から視た模式図である。
図１２は、第五実施形態の変形例にかかる宇宙飛翔体１０４からスペースデブリＤを打ち出す状態を説明する概観図である。

第五実施形態（図９参照）と同様に、本変形例における開閉蓋７１の少なくとも一部は、図１１（ａ）に示すようにデブリ収容部７０の深さ方向に膨出する球面状をなしている。デブリ収容部７０の深さ方向はスペースデブリＤの取り込み方向であり、図１１（ａ）における下向きである。

一方、本変形例は、開閉蓋７１の形状および開閉蓋７１の内表面に緩衝体７５を有する点で、図９および図１０に示した第五実施形態と相違する。すなわち、第五実施形態の宇宙飛翔体１０４における開閉蓋７１は、一対の四分の一球面を組み合わせたものであり、図９に示すように閉じた状態で全体として半球状を為し、そして当該半球の直径は中央凸部２の直径と同等である。これに対し、本変形例の宇宙飛翔体１０４における開閉蓋７１は、図１１（ａ）および図１１（ｂ）に示すように、同一形状の３個の蓋部材を組み合わせて構成されており、開閉蓋７１が閉じた状態において、中央凸部２の外径よりも大径に膨出している点で第五実施形態と相違する。

すなわち、開閉蓋７１の少なくとも一部は、デブリ収容部７０の深さ方向に加えて更にデブリ収容部７０の径方向の外向きにも膨出する球面状である。ここでいう球面状とは部分球面や略球面を含む。そして開閉蓋７１が閉じた状態で、開閉蓋７１の球面状の外表面の一部が中央凸部２よりも径方向の外側まで突き出ている。それのみならず、開閉蓋７１の球面状の内表面の一部も、中央凸部２の外形線を超えて径方向の外側に位置している。図１１（ｂ）に示すように、破線でしめされる中央凸部２の外形線よりも径方向の外側まで、開閉蓋７１の外表面および内表面の一部が膨出して突き出ている。

図１１（ａ）に示すように、デブリ収容部７０には凹面部２ａに沿って一方側（上方）からスペースデブリＤが取り込まれる。本変形例の開閉蓋７１は、取り込まれたスペースデブリＤを開閉蓋７１の内表面に沿って転動させ、そして他の取り込まれたスペースデブリＤとの衝突やデブリ収容部７０との摩擦力によりスペースデブリＤを減速させて捕集することができる。すなわち、第五実施形態のように半球状の開閉蓋７１の場合はデブリ収容部７０に取り込まれたスペースデブリＤが開閉蓋７１でＵターンして再びデブリ収容部７０から前方に離脱するおそれもある。これに対し、本変形例のように開閉蓋７１の球面状の内表面が中央凸部２の外形線を超えて径方向の外側まで膨出していることで、デブリ収容部７０に取り込まれたスペースデブリＤは、開閉蓋７１の内表面に沿ってデブリ収容部７０の内部でくるくると転動して減速される。このためスペースデブリＤがデブリ収容部７０から再び離脱するおそれが低減される。

デブリ収容部７０は、炭素繊維または複合耐熱材料などの耐熱性材料で作成された耐熱性デブリ収容部であることが好ましい。デブリ収容部７０のうち、特に噴流Ｊが噴射される開閉蓋７１は、噴流Ｊにより加熱される加熱温度よりも高い耐熱性を有していることが好ましい。開閉蓋７１の材料としては、金属材料、炭素繊維または複合耐熱材料を例示することができる。
開閉蓋７１の内表面には、当該開閉蓋７１よりも軟質の材料で作成された緩衝体７５が設けられている。緩衝体７５や開閉蓋７１の具体的な材料は特に限定されないが、例えば緩衝体７５の材料としてはゴム材料、多孔質樹脂材料、ゲルを例示することができる。開閉蓋７１の内表面に軟質の緩衝体７５を設けることで、デブリ収容部７０に取り込まれたスペースデブリＤが開閉蓋７１に衝突する際の弾性的な反発が抑制され、スペースデブリＤが開閉蓋７１の内表面（言い換えると緩衝体７５の内表面）に沿ってくるくると転動することを促進する。また、スペースデブリＤが開閉蓋７１に衝突した際の反発力を低減することで開閉蓋７１やヒンジ機構７３の機械的な損傷を防止することができる。

緩衝体７５の厚み寸法は、開閉蓋７１の肉厚よりも大きくてもよい。これによりスペースデブリＤが開閉蓋７１に衝突する際の反発力を十分に低減することができる。なお、本明細書において緩衝体７５とは、スペースデブリＤの衝突衝撃を十分に低減できるだけの厚みを有する部材であり、断熱コーティングや絶縁コーティングなど開閉蓋７１の肉厚よりも十分に薄く塗布形成される塗布層を除くものである。

図１１（ａ）および図１１（ｂ）では、リング状の取付部７２の周囲に配置されてヒンジ機構７３でそれぞれ連結された３個の蓋部材で開閉蓋７１を構成する態様を例示しているが、これに限られない。開閉蓋７１を構成する蓋部材は４個以上でもよく２個以下でもよい。ヒンジ機構７３の配置、個数、形状も任意であり、ヒンジ機構７３以外の機構によって開閉蓋７１を開閉可能としてもよい。

図１２に示すように、開閉蓋７１が開いた状態で噴流Ｊを噴射ノズル５から噴射してスペースデブリＤを地表面に向けて押し出すことは第五実施形態と共通である。開閉蓋７１が展開した状態で、開閉蓋７１が十分に広く展開していることが好ましく、具体的には取付部７２および中央凸部２の開口の全体が、噴射ノズル５から視て開閉蓋７１から完全に露出していることが好ましい。言い換えると、取付部７２および中央凸部２の円形の開口を、当該開口の中心から噴射ノズル５に向けて延びるベクトル（すなわち噴射ノズル５からの噴流Ｊの噴射方向と逆向きのベクトル）に沿って投影した円柱形の仮想空間の外部に、開放状態の開閉蓋７１の全体が配置されているとよい。これにより、噴射ノズル５から噴射された噴流Ｊがリング状の取付部７２および中央凸部２の内部に吹き込まれてスペースデブリＤを押し出すにあたり、噴流Ｊが開閉蓋７１と干渉して減速してしまうことを防止できる。

＜第六実施形態＞
図１３は本発明の第五実施形態またはその変形例として上述したデブリ収容部７０を備える宇宙飛翔体１０４を有するデブリ除去システム３００の平面模式図である。同図はデブリ除去システム３００を宇宙飛翔体１０４の進行方向ＤＲ（図１４参照）の前方から視た図である。図１４は本実施形態のデブリ除去システム３００を宇宙飛翔体１０４の進行方向ＤＲの側方から視た側面図である。

デブリ除去システム３００は、宇宙飛翔体１０４と隊列飛行する旋回飛翔体３２０を用いてスペースデブリＤの飛来軌道を変化させることにより、宇宙飛翔体１０４単体でスペースデブリＤを捕集する場合よりも効率的にスペースデブリＤを除去するものである。デブリ除去システム３００は、宇宙空間を飛翔する宇宙飛翔体１０４および旋回飛翔体３２０のみで構成されてもよく、または地球上の地上システムを含めて構成されてもよい。

本実施形態のデブリ除去システム３００は、宇宙飛翔体１０４と、当該宇宙飛翔体１０４の進行方向ＤＲの前方を宇宙飛翔体１０４と隊列飛行する一機または複数機の旋回飛翔体３２０（３２０ａ，３２０ｂ）と、を有して構成される。旋回飛翔体３２０は、宇宙飛翔体１０４の進行方向ＤＲを中心軸として当該中心軸まわりに旋回飛行しながら宇宙飛翔体１０４の進行方向ＤＲに沿って飛行する。そして旋回飛翔体３２０は、飛来するスペースデブリＤに向けて噴流Ｊ３を噴射してスペースデブリＤの飛来軌道を変化させるデブリ軌道修正用ノズル３３０を備えている。スペースデブリＤが旋回飛翔体３２０に飛来するとは、スペースデブリＤが旋回飛翔体３２０に対して相対的に接近することをいう。

旋回飛翔体３２０は、筐体３２１と、宇宙飛翔体１０４の進行方向ＤＲに沿って飛行するための加速度を得る前進ノズル３３２（図１３参照）と、中心軸ＡＸまわりに旋回するための角速度を得る旋回ノズル３３４と、を更に備えている。前進ノズル３３２からは進行方向ＤＲと逆向き（図１４における下方）に噴流Ｊ４が噴射され、旋回飛翔体３２０は進行方向ＤＲと平行な速度成分を得る。また旋回ノズル３３４からは中心軸ＡＸを中心とする円弧の接線方向に噴流Ｊ５が噴射され、旋回飛翔体３２０は中心軸ＡＸまわりに旋回する速度成分を得る。図１３では中心軸ＡＸを中心に反時計回りに旋回飛翔体３２０が旋回することを例示している。このため旋回飛翔体３２０から中心軸ＡＸ（図１３では宇宙飛翔体１０４のデブリ収容部７０の位置）を中心とする円（図示せず）に対して時計回りの成分を有する接線方向に噴流Ｊ５は噴射される。ただし、旋回飛翔体３２０の旋回方向は上記と逆向きでもよい。また、後述するように本実施形態のデブリ除去システム３００は複数機の旋回飛翔体３２０が複数段の環状に配置されて隊列飛行する。各段を構成する複数機の旋回飛翔体３２０は互いに同じ向きに旋回する。そして、異なる段を構成する旋回飛翔体３２０は、中心軸ＡＸまわりに同じ向きに旋回してもよく、または逆向きに旋回してもよい。

前進ノズル３３２、旋回ノズル３３４およびデブリ軌道修正用ノズル３３０における推進原理は特に限定されず、互いに共通でもよく、または異なるものでもよい。前進ノズル３３２から噴射される噴流Ｊ４、旋回ノズル３３４から噴射される噴流Ｊ５およびデブリ軌道修正用ノズル３３０から噴射される噴流Ｊ３にそれぞれ用いられる推進剤は共用してもよい。デブリ軌道修正用ノズル３３０、キャンセル用ノズル３３１、前進ノズル３３２、後退ノズル３３３、旋回ノズル３３４および減速ノズル３３５は筐体３２１に搭載されている。筐体３２１には、上記各ノズルから噴射される噴流の噴射時期や噴射量を制御する噴射制御部や姿勢制御用の各種制御機器（図示せず）が搭載されている。

旋回飛翔体３２０は、筐体３２１に関して前進ノズル３３２の反対側に設置された後退ノズル３３３を有する。図１３においては、筐体３２１の上面に現れる後退ノズル３３３の図示を省略している。後退ノズル３３３は、前進ノズル３３２から噴射される噴流Ｊ４と逆向きに噴流を噴射する。これにより宇宙飛翔体１０４の進行方向ＤＲと同方向に前進飛行する旋回飛翔体３２０の速度を微調整することができる。また旋回飛翔体３２０は、筐体３２１に関して旋回ノズル３３４の反対側に設置された減速ノズル３３５を有する。減速ノズル３３５は、旋回ノズル３３４から噴射される噴流Ｊ５と逆向きに噴流を噴射する。旋回ノズル３３４から噴射される噴流Ｊ５により得られる中心軸ＡＸまわりの角速度が過大となる場合に、減速ノズル３３５から噴流（図示せず）を噴射して角速度を減少させて微調整することができる。

デブリ軌道修正用ノズル３３０はスペースデブリＤに向けて噴流Ｊ３を噴射してスペースデブリＤの飛来軌道を変化させる。旋回飛翔体３２０は、筐体３２１に関してデブリ軌道修正用ノズル３３０の反対側に設置されたキャンセル用ノズル３３１を有する。キャンセル用ノズル３３１は、デブリ軌道修正用ノズル３３０から噴流Ｊ３を噴射するのと同じタイミングで、噴流Ｊ３と反対向きに、噴流Ｊ３と同速度かつ同流量で噴流（図示せず）を噴射する。これにより、デブリ軌道修正用ノズル３３０から噴射される噴流Ｊ３の運動量の反作用により旋回飛翔体３２０が飛行軌道から外れることをキャンセルすることができる。

本実施形態のデブリ除去システム３００においては、デブリ軌道修正用ノズル３３０からスペースデブリＤに向けて噴流Ｊ３を噴射してスペースデブリＤの飛来軌道を変化させることにより宇宙飛翔体１０４のデブリ収容部７０でスペースデブリＤを捕集する。すなわち本実施形態の旋回飛翔体３２０は、宇宙飛翔体１０４の進行方向ＤＲである中心軸ＡＸに向けてデブリ軌道修正用ノズル３３０から噴流Ｊ３を噴射する。これにより、宇宙飛翔体１０４の掃引体積の外部に位置するスペースデブリＤを、掃引体積の内部に移動させることができる。

ただし、デブリ軌道修正用ノズル３３０からスペースデブリＤに向けて噴射される噴流Ｊ３の向きは上記に限定されない。例えば本実施形態に代えて、旋回飛翔体３２０と地球との間に位置するスペースデブリＤに向けてデブリ軌道修正用ノズル３３０から噴流Ｊ３を噴射してもよい。これにより、スペースデブリＤを地球に向けて落下させ、大気圏で燃焼させて当該スペースデブリＤを除去することができる。このほか、静止軌道などの周回軌道上を飛行するスペースデブリＤに対して飛行方向の逆向きの加速度を噴流Ｊ３によって付与することでスペースデブリＤは減速され、徐々に周回軌道から地球に向かって落下していく。これによりスペースデブリＤを大気圏で燃焼させて除去することもできる。

デブリ除去システム３００は軌道修正用演算部３４０を更に備えている。軌道修正用演算部３４０は、飛来するスペースデブリＤのデブリ条件に基づいて、デブリ軌道修正用ノズル３３０から噴射する噴流Ｊ３の噴射時期または噴射量の少なくとも一方を決定する。より詳細には、デブリ条件は、飛来するスペースデブリＤの位置、飛来方向および飛来速度を少なくとも含む。そして軌道修正用演算部３４０は、噴流Ｊ３の噴射により飛来軌道が変化した後のスペースデブリＤの飛来位置および飛来時刻が、当該飛来時刻における宇宙飛翔体１０４のエアブレーキ構造体（パラシュート１）の通過位置と一致するように、噴流Ｊ３の噴射時期または噴射量を決定する。ここで、噴流Ｊ３の噴射量とは、噴流Ｊ３の流速または単位時間あたりの噴流Ｊ３の流量である。すなわち旋回飛翔体３２０は、その後方を飛行する宇宙飛翔体１０４のエアブレーキ構造体（パラシュート１）が通過する空間領域および時間帯にスペースデブリＤがちょうど到達するように、当該スペースデブリＤに噴流Ｊ３を噴射する。

軌道修正用演算部３４０はコンピュータにより実現される。軌道修正用演算部３４０は宇宙飛翔体１０４に設けられてもよく、旋回飛翔体３２０に設けられてもよく、もしくは地球上の地上システムに設けられてもよく、またはこれらに分散して設けられてもよい。図１４では宇宙飛翔体１０４の機体本体６の内部に軌道修正用演算部３４０が搭載されている場合を図示している。

デブリ除去システム３００は、旋回飛翔体３２０の前方に飛来するスペースデブリＤの位置、飛来方向および飛来速度を、観測機器（図示せず）を用いて光学的または電磁的に計測する。かかる観測機器は地上システムに設けられてもよく、または宇宙飛翔体１０４もしくは旋回飛翔体３２０に設けられてもよい。観測機器は、更にスペースデブリＤの大きさを計測するとよい。スペースデブリＤの大きさおよびスペースデブリＤの平均的な密度値からスペースデブリＤの質量を推算し、あわせてスペースデブリＤに対してデブリ軌道修正用ノズル３３０から噴流Ｊ３を噴射した際にスペースデブリＤが付勢力を受ける平均的な投影面積を推算する。軌道修正用演算部３４０は、スペースデブリＤと旋回飛翔体３２０との距離および位置関係に基づき、当該旋回飛翔体３２０のデブリ軌道修正用ノズル３３０から噴流Ｊ３を単位出力で噴射した場合に当該スペースデブリＤが受ける力積を推算する。軌道修正用演算部３４０は、スペースデブリＤの質量を推算値、位置、飛来方向および飛来速度に基づき、かかる力積を受けて飛来軌道が変化した後の当該スペースデブリＤの軌道を算出する。軌道修正用演算部３４０は、噴流Ｊ３の噴射時期または噴射量の少なくとも一方を変数として、スペースデブリＤの軌道が宇宙飛翔体１０４のパラシュート１が通過する空間領域と重なり、かつスペースデブリＤが宇宙飛翔体１０４の僅かに前方を通過してデブリ収容部７０で捕集されるように（かかる軌道を「捕集軌道」と呼称する）、当該変数の解を求める。デブリ軌道修正用ノズル３３０から噴射される噴流Ｊ３の噴射量が常に一定である場合には、軌道修正用演算部３４０はデブリ軌道修正用ノズル３３０から連続的または間欠的に噴射すべき噴流Ｊ３の噴射時期（タイミング）が変数となる。

軌道修正用演算部３４０によりスペースデブリＤの変化後の飛来軌道（捕集軌道）が決定されると、当該捕集軌道を実現するための噴流Ｊ３の噴射時期および噴射量が決定される。軌道修正用演算部３４０は、旋回飛翔体３２０の噴射制御部と無線接続されている。軌道修正用演算部３４０は、決定された噴射時期および噴射量でデブリ軌道修正用ノズル３３０から噴流Ｊ３が噴射されるように、デブリ軌道修正用ノズル３３０の噴射制御部にコマンド信号を送信する。かかるコマンド信号に基づいて、決定された旋回飛翔体３２０におけるデブリ軌道修正用ノズル３３０から所定のタイミングおよび噴射量にて噴流Ｊ３が噴射される。これにより、旋回飛翔体３２０の円形の旋回軌道の内部に飛来するスペースデブリＤの飛来軌道を捕集軌道に変更し、当該スペースデブリＤを宇宙飛翔体１０４のデブリ収容部７０で捕集することが可能になる。

デブリ除去システム３００は、一機または複数機の旋回飛翔体３２０を有している。一機の旋回飛翔体３２０を宇宙飛翔体１０４の前方で旋回飛行させてスペースデブリＤに噴流Ｊ３を噴射してもよいが、複数機の旋回飛翔体３２０を旋回飛行させることが好ましい。これにより、スペースデブリＤの飛来速度が速い場合でも、旋回飛翔体３２０の旋回周期との関係で旋回飛翔体３２０の近傍を通過せずにスペースデブリＤがデブリ除去システム３００を空過してしまう確率が低減できる。

すなわち本実施形態のデブリ除去システム３００は、中心軸ＡＸまわりにそれぞれ旋回飛行する複数機の旋回飛翔体３２０を有している。軌道修正用演算部３４０は、上記種々のデブリ条件に基づいて、複数機のうち、デブリ軌道修正用ノズル３３０から噴流Ｊ３を噴射する旋回飛翔体３２０を決定する。すなわち軌道修正用演算部３４０は、飛来するスペースデブリＤが旋回飛翔体３２０の円形の旋回軌道により描かれる円領域を通過する瞬間に当該スペースデブリＤに最も近接する旋回飛翔体３２０を、噴流Ｊ３を噴射すべき旋回飛翔体３２０として決定する。軌道修正用演算部３４０は、１個のスペースデブリＤに対して、複数機（例えば互いに隣接する複数機）の旋回飛翔体３２０から噴流Ｊ３を噴射するように決定してもよい。

図１３および図１４では合計１２機の旋回飛翔体３２０を有するデブリ除去システム３００を例示している。ただし旋回飛翔体３２０の機数はこれに限られるものではない。

本実施形態のデブリ除去システム３００において、複数機の旋回飛翔体３２０は宇宙飛翔体１０４の進行方向ＤＲの前方に複数段の環状に配置されて隊列飛行する。本実施形態の例では、宇宙飛翔体１０４に近い一段目の環状の旋回軌道上に６機の旋回飛翔体３２０ａが互いに等間隔に分散配置されている。そして一段目よりも更に進行方向ＤＲの前方に位置する二段目の環状の旋回軌道上に６機の旋回飛翔体３２０ｂが互いに等間隔に分散配置されている。このように旋回飛翔体３２０の旋回軌道を複数段に構成することで、宇宙飛翔体１０４の通過領域にスペースデブリＤの飛来軌道をより確実に変化させることができる。すなわち、宇宙飛翔体１０４よりも遠方の二段目の旋回飛翔体３２０ｂがスペースデブリＤに噴射する噴流Ｊ３によっては当該スペースデブリＤの飛来軌道を宇宙飛翔体１０４の通過領域上に変化させることができない場合でも、旋回飛翔体３２０ｂの後方に続く旋回飛翔体３２０ａが更に噴流Ｊ３を噴射することで、より確実に当該スペースデブリＤの飛来軌道を宇宙飛翔体１０４の通過領域上に変化させることができる。各段を構成する旋回飛翔体３２０の機数は互いに等しくてもよく、または異なってもよい。

本実施形態では複数機の旋回飛翔体３２０が複数段の環状に配置されて隊列飛行することを例示したが、これに代えて、複数機の旋回飛翔体３２０が宇宙飛翔体１０４の進行方向ＤＲの前方において螺旋状に配置されて隊列飛行してもよい。旋回飛翔体３２０が配置される螺旋軸は中心軸ＡＸと一致させ、旋回飛翔体３２０の各機は三次元螺旋上に配置されて中心軸ＡＸまわりに同方向に旋回飛行する。これにより、複数機の旋回飛翔体３２０と宇宙飛翔体１０４との間の中心軸ＡＸに沿う方向の距離が互いに異なることになり、飛来するスペースデブリＤに対していずれかの旋回飛翔体３２０が接近して噴流Ｊ３を噴射し、宇宙飛翔体１０４に向けてスペースデブリＤの飛来軌道を変更できる可能性が高められる。

複数機の旋回飛翔体３２０同士はケーブル３５０で互いに連結されている。具体的には、一段目の旋回軌道を描く６機の旋回飛翔体３２０ａは、互いに隣接する機体の筐体３２１同士がケーブル３５０で連結されている。そして二段目の旋回軌道を描く６機の旋回飛翔体３２０ｂも、互いに隣接する機体の筐体３２１同士が他のケーブル３５０で連結されている。このように各段の旋回軌道を描く旋回飛翔体３２０同士がケーブル３５０で連結されていることで、噴流Ｊ５の噴射反力で同方向に回転する複数機の旋回飛翔体３２０は円形の旋回軌道を描く。また、複数機の旋回飛翔体３２０が中心軸ＡＸまわりの旋回軌道上に等間隔で配置されていることで、旋回飛翔体３２０の各機に個別に発生する遠心力同士が相殺される。一方、旋回飛翔体３２０の各機は、前進ノズル３３２から噴流Ｊ４を同速で噴射するなどして進行方向ＤＲに関しては等しい速度成分を有している。宇宙飛翔体１０４は、第五実施形態にて上述したように噴射ノズル５から噴射された噴流Ｊ１をパラシュート１で反転させ、噴流Ｊ２としてパラシュート１の周縁から後方に吹き出すことで進行方向ＤＲの速度成分をもって飛行する。以上により、各段の旋回飛翔体３２０および宇宙飛翔体１０４は、戦隊を崩すことなく進行方向ＤＲ（中心軸ＡＸ）に沿って同速度で並進移動することができる。

ケーブル３５０で連結される各段の旋回飛翔体３２０の機数は限定されないが、３機以上であることで、３本以上のケーブル３５０が多角形を描く。具体的には図１３に示すように６機でもよく、５機でも４機でもよく、３機または７機以上でもよい。これにより、ケーブル３５０は当該多角形の辺上に張られることになり、当該多角形の中心にはケーブル３５０が配置されない。このため、旋回飛翔体３２０の旋回軌道の中心を宇宙飛翔体１０４に向かって遠方から飛来するスペースデブリＤがケーブル３５０と干渉することがなく、当該スペースデブリＤを宇宙飛翔体１０４のデブリ収容部７０が捕集することを妨げない。

ケーブル３５０の長さは特に限定されないが、例えば数キロメートルから数十キロメートルとすることができる。図１３に示すように正六角形の頂点上に６機の旋回飛翔体３２０が配置されて円形の旋回軌道を描く場合、当該旋回軌道の直径はケーブル３５０の２倍の長さ、すなわち数十キロメートルのオーダーとすることができる。一方、宇宙飛翔体１０４のパラシュート１の直径は数十メートルから１００メートル程度とすることができる。したがって、宇宙飛翔体１０４単独で飛行してパラシュート１でスペースデブリＤを捕集する場合に比べて、本実施形態のデブリ除去システム３００によってスペースデブリＤを宇宙飛翔体１０４に向けて移動させてこれを捕集する場合、スペースデブリＤを除去可能な領域は、直径比で１０００倍、面積比で１００万倍もの大きさとすることができる。

一段目を構成する第一の旋回飛翔体３２０ａの旋回半径は、当該第一の旋回飛翔体３２０ａよりも宇宙飛翔体１０４のより前方を旋回飛行する二段目を構成する第二の旋回飛翔体３２０ｂの旋回半径よりも小さい。これにより、デブリ除去システム３００が配置される空間は、図１４に示すように二段目の旋回飛翔体３２０ｂの旋回軌道から一段目の旋回飛翔体３２０ａの旋回軌道に向かって縮径し、更に宇宙飛翔体１０４のパラシュート１に向かって縮径する。言い換えると、デブリ除去システム３００が配置される空間は、進行方向ＤＲの前方から後方に向かって縮径する擂り鉢形状をなしている。これにより、デブリ除去システム３００に向かって飛来するスペースデブリＤの飛来軌道を、大きな旋回軌道を描く第二の旋回飛翔体３２０ｂによって中心軸ＡＸに向かう方向に変更（第一段変更）させて、第一の旋回飛翔体３２０ａの小さな旋回軌道の内側まで、まずは移動させる。次に、小さな旋回軌道を描く後続の第一の旋回飛翔体３２０ａによって、当該スペースデブリＤの飛来軌道を、更に宇宙飛翔体１０４のパラシュート１の通過領域上まで、高い精度で更に変更（第二段変更）させることができる。

以上説明したように、本実施形態のデブリ除去システム３００によれば、飛行する宇宙飛翔体１０４が単独で掃引する体積よりも遙かに広い空間内に任意の向きで飛来するスペースデブリＤを、宇宙飛翔体１０４のデブリ収容部７０で効率的に捕集することができる。

本実施形態では宇宙飛翔体１０４と組み合わせて用いることを説明したがこれに限られない。すなわち本実施形態のデブリ除去システムは、宇宙飛翔体と組み合わせずに旋回飛翔体のみで構成してもよい。かかるデブリ除去システムは、複数機の隊列飛行する旋回飛翔体を有し、前記旋回飛翔体が、所定の中心軸まわりに旋回飛行しながら前記中心軸に沿って飛行し、かつ飛来するスペースデブリに向けて噴流を噴射して前記スペースデブリの飛来軌道を変化させるデブリ軌道修正用ノズルを備えるデブリ除去システムとして構成することができる。
そしてデブリ軌道修正用ノズルから噴射される噴流により、スペースデブリを地表に向けて落下させてもよい。これにより、宇宙飛翔体によってスペースデブリを捕集しなくても、スペースデブリを大気圏再突入させて燃焼させることによりこれを除去することができる。

図１５は、変形例にかかるデブリ除去システム３１０の平面模式図である。同図はデブリ除去システム３１０を宇宙飛翔体１０４の進行方向の前方から視た図である。図１６はデブリ除去システム３１０を宇宙飛翔体１０４の進行方向ＤＲの側方から視た側面図である。

デブリ除去システム３１０は、宇宙飛翔体１０４と、当該宇宙飛翔体１０４の進行方向ＤＲの前方を宇宙飛翔体１０４と隊列飛行する複数機の旋回飛翔体３２０と、を有して構成されている点で第六実施形態と共通する。複数機の旋回飛翔体３２０は、宇宙飛翔体１０４を通り進行方向ＤＲに沿って延在する中心軸ＡＸまわりにそれぞれ旋回飛行する。
そして本実施形態のデブリ除去システム３１０は、複数機の旋回飛翔体３２０が、それぞれ宇宙飛翔体１０４とケーブル３５２で連結されている点で第六実施形態のデブリ除去システム３００と相違する。

ケーブル３５２は、旋回飛翔体３２０の筐体３２１と、例えば宇宙飛翔体１０４のパラシュート１の外周縁部とを連結している。複数機の旋回飛翔体３２０は、旋回ノズル３３４から噴流Ｊ５を噴射することにより、宇宙飛翔体１０４の中心軸ＡＸまわりに旋回軌道を描く。旋回飛翔体３２０が旋回飛行することで、ケーブル３５２に牽引されて宇宙飛翔体１０４は中心軸ＡＸまわりに軸回転しながら進行方向ＤＲに前進飛行する。旋回飛翔体３２０は中心軸ＡＸまわりに均等に分散配置されているため、各機の旋回飛翔体３２０がケーブル３５２を介して宇宙飛翔体１０４を牽引する力は互いに相殺される。

デブリ除去システム３１０によるスペースデブリＤの捕集動作は第六実施形態と同様である。ケーブル３５２の長さは、例えば数キロメートルから数十キロメートルとすることができる。旋回飛翔体３２０の各機は前進ノズル３３２から進行方向ＤＲと反対向きに噴流Ｊ４を噴射することにより、進行方向ＤＲに沿って前進する等しい速度成分を得る。これにより、旋回飛翔体３２０と宇宙飛翔体１０４とは進行方向ＤＲに所定の距離を保ったまま隊列飛行する。そしてデブリ除去システム３１０に対して相対的に飛来するスペースデブリＤに対して、最も近接する旋回飛翔体３２０を軌道修正用演算部３４０で特定し、デブリ軌道修正用ノズル３３０から噴流Ｊ３を噴射することでスペースデブリＤの飛来軌道を捕集軌道に変化させる。これによりスペースデブリＤを宇宙飛翔体１０４のデブリ収容部７０で捕集することが可能となる。

第六実施形態のデブリ除去システム３００およびその変形例のデブリ除去システム３１０においては、筐体３２１に固定的に設置されたデブリ軌道修正用ノズル３３０からスペースデブリＤに対して中心軸ＡＸに向けて噴流Ｊを噴射することを説明したが、これに限られない。デブリ軌道修正用ノズル３３０は筐体３２１に対して可動に取り付けられ、噴流Ｊ３の噴射方向を変更可能としてもよい。特に、旋回軌道の内向きの方向成分のみならず、進行方向ＤＲと逆向き（すなわち宇宙飛翔体１０４に向かう方向）の方向成分を持つようにデブリ軌道修正用ノズル３３０から噴流Ｊ３を噴射してもよい。これにより、様々な軌道で飛来するスペースデブリＤを、より確実に捕集軌道に変化させることができる。

なお、本発明は上述の実施形態に限定されるものではなく、本発明の目的が達成される限りにおける種々の変形、改良等の態様も含む。
たとえば上記実施形態においては直方体または円柱状の機体本体６の上部にパラシュート１が取り付けられる態様を例示したが、本発明はこれに限られない。航空機のように両翼を有する宇宙往還機の後部に、折り畳み可能なパラシュート１を搭載し、宇宙往還機のロケットエンジンから後方に噴射される噴流Ｊの延長線上にパラシュート１を展開可能としてもよい。
また、上記実施形態では支持ロープ３および１３ａ、凸部支持ロープ４、下支持ロープ１３、上支持ロープ１４など各種のロープ類を説明したが、これらが連結される部位は上記実施形態に限られず変更が可能である。またこれらのロープ類は、各１本のロープで実現されてもよく、または連結具を介して互いに連結された複数本のロープによりそれぞれ実現されてもよい。

本発明の宇宙飛翔体１００〜１０４の各種の構成要素は、個々に独立した存在である必要はなく、複数の構成要素が一個の部材として形成されていること、一つの構成要素が複数の部材で形成されていること、ある構成要素が他の構成要素の一部であること、ある構成要素の一部と他の構成要素の一部とが重複していること、等を許容する。

上記実施形態は、以下の技術思想を包含するものである。
（１）機体本体と、前記機体本体よりも飛行方向の後方に設けられ前記機体本体に向かって凹形状に湾曲するエアブレーキ構造体と、前記機体本体に設けられ前記機体本体の重心位置よりも前記飛行方向の後方から前記エアブレーキ構造体に向けて噴流を噴射する噴射ノズルと、を有し、噴射された前記噴流の向きが凹形状の前記エアブレーキ構造体に沿って反転することにより前記機体本体に前記飛行方向の後方に向けて前記噴流の反動力を生じさせることを特徴とする着陸装置。
（２）前記エアブレーキ構造体が、少なくとも一部が炭素繊維で作成されたパラシュートである上記（１）に記載の着陸装置。
（３）前記エアブレーキ構造体が、前記機体本体に向けて突出する中央凸部と、前記中央凸部の周囲に連続形成されていて前記機体本体に向かって凹形状に湾曲する凹面部と、を備える上記（１）または（２）に記載の着陸装置。
（４）前記噴射ノズルと前記エアブレーキ構造体との間に配置されて前記噴流が通過する耐熱性の噴射ガイドを有する上記（１）から（３）のいずれか一つに記載の着陸装置。
（５）前記噴射ガイドの開口断面積が長手方向に亘って均一である上記（４）に記載の着陸装置。
（６）前記噴射ガイドのうち少なくとも前記エアブレーキ構造体に近接する側の端部が、前記エアブレーキ構造体に向かって徐々に拡径している上記（４）に記載の着陸装置。
（７）前記噴射ガイドのうち少なくとも前記エアブレーキ構造体に近接する側の端部が、前記エアブレーキ構造体に向かって徐々に縮径している上記（４）に記載の着陸装置。
（８）前記エアブレーキ構造体がパラシュートであり、前記噴射ガイドが、下側筒部と、前記下側筒部の上方に配置されて前記パラシュートの内側に並んで配置される第２パラシュートと、を有し、前記下側筒部を通過した前記噴流が前記パラシュートと前記第２パラシュートとの間隙部を流れることにより該噴流の向きが反転する上記（４）から（７）のいずれか一つに記載の着陸装置。
（９）前記第２パラシュートと下側筒部とが隙間なく連続形成されている上記（８）に記載の着陸装置。
（１０）前記機体本体の高度を算出する高度算出部と、前記高度算出部が算出した前記高度を示す高度情報に基づいて、前記噴射ノズルから噴射される前記噴流を制御する噴射制御部と、前記噴射ノズルから噴射される前記噴流の向きとは異なる少なくとも一の方向に他の噴流を噴射する制御用噴射ノズルと、を備える上記（１）から（９）のいずれか一つに記載の着陸装置。
（１１）前記機体本体の高度および飛行速度に基づいて前記機体本体の着陸予想地点を算出する予想演算部と、前記着陸予想地点の表面状態を示す表面情報または前記着陸予想地点に着陸可能であるか否かを示す可否情報を取得する情報取得部と、前記情報取得部が取得した前記表面情報または前記可否情報に基づいて、前記噴射ノズルから噴射される前記噴流を制御する噴射制御部と、を備える上記（１）から（１０）のいずれか一つに記載の着陸装置。

（２１）機体本体と、前記機体本体よりも飛行方向の一方側に設けられ前記機体本体に向かって凹形状に湾曲するエアブレーキ構造体と、前記機体本体に設けられ前記機体本体の重心位置よりも前記飛行方向の前記一方側から前記エアブレーキ構造体に向けて噴流を噴射する噴射ノズルと、を有し、噴射された前記噴流の向きが凹形状の前記エアブレーキ構造体に沿って反転することにより前記機体本体に前記飛行方向の前記一方側に向けて前記噴流の反動力を生じさせることを特徴とする宇宙飛翔体。
（２２）前記エアブレーキ構造体が、少なくとも一部が炭素繊維または複合耐熱材料で作成されたパラシュートである上記（２１）に記載の宇宙飛翔体。
（２３）前記エアブレーキ構造体が、前記機体本体に向けて突出する中央凸部と、前記中央凸部の周囲に連続形成されていて前記機体本体に向かって凹形状に湾曲する凹面部と、を備える上記（２１）または（２２）に記載の宇宙飛翔体。
（２４）前記凹面部が、前記一方側の遠方に向かって開口する擂り鉢状をなしている上記（２３）に記載の宇宙飛翔体。
（２５）前記中央凸部が、前記凹面部に沿って前記一方側から取り込まれるスペースデブリを収容するデブリ収容部を備える上記（２３）または（２４）に記載の宇宙飛翔体。
（２６）前記デブリ収容部は開閉可能な開閉蓋を有し、前記開閉蓋は前記噴射ノズルに対向し、かつ前記噴射ノズルからみて前記噴流の噴射方向の前方に配置されている上記（２５）に記載の宇宙飛翔体。
（２７）前記開閉蓋の少なくとも一部が、前記デブリ収容部の深さ方向に膨出する球面状をなしている上記（２６）に記載の宇宙飛翔体。
（２８）前記開閉蓋の少なくとも一部が、更に前記デブリ収容部の径方向の外向きにも膨出する球面状であり、前記開閉蓋が閉じた状態で、前記開閉蓋の球面状の内表面の一部が、前記中央凸部の外形線を超えて径方向の外側に位置している上記（２７）に記載の宇宙飛翔体。
（２９）前記開閉蓋の内表面に、前記開閉蓋よりも軟質の材料で作成された緩衝体が設けられている上記（２６）から（２８）のいずれか一つに記載の宇宙飛翔体。
（３０）前記噴射ノズルと前記エアブレーキ構造体との間に配置されて前記噴流が通過する耐熱性の噴射ガイドを有する上記（２１）から（２９）のいずれか一つに記載の宇宙飛翔体。
（３１）前記噴射ガイドの開口断面積が長手方向に亘って均一である上記（３０）に記載の宇宙飛翔体。
（３２）前記噴射ガイドのうち少なくとも前記エアブレーキ構造体に近接する側の端部が、前記エアブレーキ構造体に向かって徐々に拡径している上記（３０）に記載の宇宙飛翔体。
（３３）前記噴射ガイドのうち少なくとも前記エアブレーキ構造体に近接する側の端部が、前記エアブレーキ構造体に向かって徐々に縮径している上記（３０）に記載の宇宙飛翔体。
（３４）前記エアブレーキ構造体がパラシュートであり、前記噴射ガイドが、下側筒部と、前記下側筒部の上方に配置されて前記パラシュートの内側に並んで配置される第２パラシュートと、を有し、前記下側筒部を通過した前記噴流が前記パラシュートと前記第２パラシュートとの間隙部を流れることにより該噴流の向きが反転する上記（３０）から（３３）のいずれか一つに記載の宇宙飛翔体。
（３５）前記第２パラシュートと下側筒部とが隙間なく連続形成されている上記（３４）に記載の宇宙飛翔体。
（３６）前記機体本体の高度を算出する高度算出部と、前記高度算出部が算出した前記高度を示す高度情報に基づいて、前記噴射ノズルから噴射される前記噴流を制御する噴射制御部と、前記噴射ノズルから噴射される前記噴流の向きとは異なる少なくとも一の方向に他の噴流を噴射する制御用噴射ノズルと、を備える上記（２１）から（３５）のいずれか一つに記載の宇宙飛翔体。
（３７）前記機体本体の高度および飛行速度に基づいて前記機体本体の着陸予想地点を算出する予想演算部と、前記着陸予想地点の表面状態を示す表面情報または前記着陸予想地点に着陸可能であるか否かを示す可否情報を取得する情報取得部と、前記情報取得部が取得した前記表面情報または前記可否情報に基づいて、前記噴射ノズルから噴射される前記噴流を制御する噴射制御部と、を備える上記（２１）から（３６）のいずれか一つに記載の宇宙飛翔体。
（３８）上記（２５）から（２９）のいずれか一つに記載の宇宙飛翔体と、前記宇宙飛翔体の進行方向の前方を前記宇宙飛翔体と隊列飛行する一機または複数機の旋回飛翔体と、を有し、前記旋回飛翔体が、前記宇宙飛翔体の前記進行方向を中心軸として前記中心軸まわりに旋回飛行しながら前記進行方向に飛行し、かつ飛来するスペースデブリに向けて噴流を噴射して前記スペースデブリの飛来軌道を変化させるデブリ軌道修正用ノズルを備えるデブリ除去システム。
（３９）前記旋回飛翔体が、前記中心軸に向けてデブリ軌道修正用ノズルから前記噴流を噴射する上記（３８）に記載のデブリ除去システム。
（４０）軌道修正用演算部を更に備え、前記軌道修正用演算部は、飛来する前記スペースデブリの位置、飛来方向および飛来速度を含むデブリ条件に基づいて、前記飛来軌道の変化後の前記スペースデブリの飛来位置および飛来時刻が、当該飛来時刻における前記宇宙飛翔体の前記エアブレーキ構造体の通過位置と一致するように、前記デブリ軌道修正用ノズルから噴射する前記噴流の噴射時期または噴射量の少なくとも一方を決定する上記（３９）に記載のデブリ除去システム。
（４１）前記中心軸まわりにそれぞれ旋回飛行する複数機の前記旋回飛翔体を有するデブリ除去システムであって、前記軌道修正用演算部は、前記デブリ条件に基づいて、前記複数機のうち、前記デブリ軌道修正用ノズルから前記噴流を噴射する前記旋回飛翔体を決定する上記（４０）に記載のデブリ除去システム。
（４２）前記中心軸まわりにそれぞれ旋回飛行する複数機の前記旋回飛翔体を有するデブリ除去システムであって、複数機の前記旋回飛翔体同士がケーブルで互いに連結されている上記（３８）から（４１）のいずれか一つに記載のデブリ除去システム。
（４３）前記中心軸まわりにそれぞれ旋回飛行する複数機の前記旋回飛翔体を有するデブリ除去システムであって、複数機の前記旋回飛翔体がそれぞれ前記宇宙飛翔体とケーブルで連結されている上記（３８）から（４１）のいずれか一つに記載のデブリ除去システム。
（４４）前記中心軸まわりにそれぞれ旋回飛行する複数機の前記旋回飛翔体を有するデブリ除去システムであって、複数機の前記旋回飛翔体が、前記宇宙飛翔体の前記進行方向の前方に螺旋状または複数段の環状に配置されて隊列飛行する上記（３８）から（４３）のいずれか一つに記載のデブリ除去システム。
（４５）第一の前記旋回飛翔体の旋回半径が、第一の前記旋回飛翔体よりも前記宇宙飛翔体のより前方を旋回飛行する第二の前記旋回飛翔体の旋回半径よりも小さいことを特徴とする上記（４４）に記載のデブリ除去システム。
（４６）複数機の隊列飛行する旋回飛翔体を有し、前記旋回飛翔体が、所定の中心軸まわりに旋回飛行しながら前記中心軸に沿って飛行し、かつ飛来するスペースデブリに向けて噴流を噴射して前記スペースデブリの飛来軌道を変化させるデブリ軌道修正用ノズルを備えるデブリ除去システム。
（４７）前記デブリ軌道修正用ノズルが、地球と当該デブリ軌道修正用ノズルとの間に位置する前記スペースデブリに対して、地球に向けて前記噴流を噴射する上記（４６）に記載のデブリ除去システム。

１ パラシュート
１ａ パラシュートの底面
２ 中央凸部（とんがり帽子部）
２ａ 凹面部
３，１３ａ 支持ロープ
４ 凸部支持ロープ
５ 噴射ノズル
６ 機体本体
６ａ 機体本体の底面
６ｂ 側面
７ 底部
９〜１２ 噴射ガイド
１２ａ 下側筒部
１２ｂ 第２パラシュート
１３ 下支持ロープ
１４ 上支持ロープ
１７ 制御用噴射ノズル
２０ 高度算出部
２２ 測距センサ
３０ 噴射制御部
４０ 予想演算部
５０ 情報取得部
５２ カメラ
５４ アンテナ
６２ 脚
７０ 耐熱性デブリ収容部
７１ 開閉蓋
７２ 取付部
７３ ヒンジ機構
７４ 突き当て部
７５ 緩衝体
１００〜１０４ 宇宙飛翔体
２００ 着陸面（月面）
２０２ 宇宙ステーション
２０４ ドッキング部
３００，３１０ デブリ除去システム
３２０ 旋回飛翔体
３２０ａ 第一の旋回飛翔体
３２０ｂ 第二の旋回飛翔体
３２１ 筐体
３３０ デブリ軌道修正用ノズル
３３１ キャンセル用ノズル
３３２ 前進ノズル
３３３ 後退ノズル
３３４ 旋回ノズル
３３５ 減速ノズル
３４０ 軌道修正用演算部
３５０，３５２ ケーブル
ＡＸ 中心軸
Ｄ スペースデブリ
ＤＲ 進行方向
Ｆ 反動力
Ｇ 重心位置
Ｊ，Ｊ１，Ｊ２，Ｊ３，Ｊ４，Ｊ５ 噴流
ＬＰ 着陸予想地点
Ｖ 間隙部

Claims (25)

1. 機体本体と、
   前記機体本体よりも飛行方向の一方側に設けられ前記機体本体に向かって凹形状に湾曲するエアブレーキ構造体と、
   前記機体本体に設けられ前記機体本体の重心位置よりも前記飛行方向の前記一方側から前記エアブレーキ構造体に向けて噴流を噴射する噴射ノズルと、を有し、
   噴射された前記噴流の向きが凹形状の前記エアブレーキ構造体に沿って反転することにより前記機体本体に前記飛行方向の前記一方側に向けて前記噴流の反動力を生じさせることを特徴とする宇宙飛翔体。
2. 前記エアブレーキ構造体が、少なくとも一部が炭素繊維または複合耐熱材料で作成されたパラシュートである請求項１に記載の宇宙飛翔体。
3. 前記エアブレーキ構造体が、前記機体本体に向けて突出する中央凸部と、前記中央凸部の周囲に連続形成されていて前記機体本体に向かって凹形状に湾曲する凹面部と、を備える請求項１または２に記載の宇宙飛翔体。
4. 前記凹面部が、前記一方側の遠方に向かって開口する擂り鉢状をなしている請求項３に記載の宇宙飛翔体。
5. 前記中央凸部が、前記凹面部に沿って前記一方側から取り込まれるスペースデブリを収容するデブリ収容部を備える請求項３または４に記載の宇宙飛翔体。
6. 前記デブリ収容部は開閉可能な開閉蓋を有し、前記開閉蓋は前記噴射ノズルに対向し、かつ前記噴射ノズルからみて前記噴流の噴射方向の前方に配置されている請求項５に記載の宇宙飛翔体。
7. 前記開閉蓋の少なくとも一部が、前記デブリ収容部の深さ方向に膨出する球面状をなしている請求項６に記載の宇宙飛翔体。
8. 前記開閉蓋の少なくとも一部が、更に前記デブリ収容部の径方向の外向きにも膨出する球面状であり、
   前記開閉蓋が閉じた状態で、前記開閉蓋の球面状の内表面の一部が、前記中央凸部の外形線を超えて径方向の外側に位置している請求項７に記載の宇宙飛翔体。
9. 前記開閉蓋の内表面に、前記開閉蓋よりも軟質の材料で作成された緩衝体が設けられている請求項６から８のいずれか一項に記載の宇宙飛翔体。
10. 前記噴射ノズルと前記エアブレーキ構造体との間に配置されて前記噴流が通過する耐熱性の噴射ガイドを有する請求項１から９のいずれか一項に記載の宇宙飛翔体。
11. 前記噴射ガイドの開口断面積が長手方向に亘って均一である請求項１０に記載の宇宙飛翔体。
12. 前記噴射ガイドのうち少なくとも前記エアブレーキ構造体に近接する側の端部が、前記エアブレーキ構造体に向かって徐々に拡径している請求項１０に記載の宇宙飛翔体。
13. 前記噴射ガイドのうち少なくとも前記エアブレーキ構造体に近接する側の端部が、前記エアブレーキ構造体に向かって徐々に縮径している請求項１０に記載の宇宙飛翔体。
14. 前記エアブレーキ構造体がパラシュートであり、
    前記噴射ガイドが、下側筒部と、前記下側筒部の上方に配置されて前記パラシュートの内側に並んで配置される第２パラシュートと、を有し、
    前記下側筒部を通過した前記噴流が前記パラシュートと前記第２パラシュートとの間隙部を流れることにより該噴流の向きが反転する請求項１０から１３のいずれか一項に記載の宇宙飛翔体。
15. 前記第２パラシュートと下側筒部とが隙間なく連続形成されている請求項１４に記載の宇宙飛翔体。
16. 前記機体本体の高度を算出する高度算出部と、
    前記高度算出部が算出した前記高度を示す高度情報に基づいて、前記噴射ノズルから噴射される前記噴流を制御する噴射制御部と、
    前記噴射ノズルから噴射される前記噴流の向きとは異なる少なくとも一の方向に他の噴流を噴射する制御用噴射ノズルと、を備える請求項１から１５のいずれか一項に記載の宇宙飛翔体。
17. 前記機体本体の高度および飛行速度に基づいて前記機体本体の着陸予想地点を算出する予想演算部と、
    前記着陸予想地点の表面状態を示す表面情報または前記着陸予想地点に着陸可能であるか否かを示す可否情報を取得する情報取得部と、
    前記情報取得部が取得した前記表面情報または前記可否情報に基づいて、前記噴射ノズルから噴射される前記噴流を制御する噴射制御部と、を備える請求項１から１６のいずれか一項に記載の宇宙飛翔体。
18. 請求項５から９のいずれか一項に記載の宇宙飛翔体と、前記宇宙飛翔体の進行方向の前方を前記宇宙飛翔体と隊列飛行する一機または複数機の旋回飛翔体と、を有し、
    前記旋回飛翔体が、前記宇宙飛翔体の前記進行方向を中心軸として前記中心軸まわりに旋回飛行しながら前記進行方向に飛行し、かつ飛来するスペースデブリに向けて噴流を噴射して前記スペースデブリの飛来軌道を変化させるデブリ軌道修正用ノズルを備えるデブリ除去システム。
19. 前記旋回飛翔体が、前記中心軸に向けてデブリ軌道修正用ノズルから前記噴流を噴射する請求項１８に記載のデブリ除去システム。
20. 軌道修正用演算部を更に備え、
    前記軌道修正用演算部は、飛来する前記スペースデブリの位置、飛来方向および飛来速度を含むデブリ条件に基づいて、前記飛来軌道の変化後の前記スペースデブリの飛来位置および飛来時刻が、当該飛来時刻における前記宇宙飛翔体の前記エアブレーキ構造体の通過位置と一致するように、前記デブリ軌道修正用ノズルから噴射する前記噴流の噴射時期または噴射量の少なくとも一方を決定する請求項１９に記載のデブリ除去システム。
21. 前記中心軸まわりにそれぞれ旋回飛行する複数機の前記旋回飛翔体を有するデブリ除去システムであって、
    前記軌道修正用演算部は、前記デブリ条件に基づいて、前記複数機のうち、前記デブリ軌道修正用ノズルから前記噴流を噴射する前記旋回飛翔体を決定する請求項２０に記載のデブリ除去システム。
22. 前記中心軸まわりにそれぞれ旋回飛行する複数機の前記旋回飛翔体を有するデブリ除去システムであって、
    複数機の前記旋回飛翔体同士がケーブルで互いに連結されている請求項１８から２１のいずれか一項に記載のデブリ除去システム。
23. 前記中心軸まわりにそれぞれ旋回飛行する複数機の前記旋回飛翔体を有するデブリ除去システムであって、
    複数機の前記旋回飛翔体がそれぞれ前記宇宙飛翔体とケーブルで連結されている請求項１８から２１のいずれか一項に記載のデブリ除去システム。
24. 前記中心軸まわりにそれぞれ旋回飛行する複数機の前記旋回飛翔体を有するデブリ除去システムであって、
    複数機の前記旋回飛翔体が、前記宇宙飛翔体の前記進行方向の前方に螺旋状または複数段の環状に配置されて隊列飛行する請求項１８から２３のいずれか一項に記載のデブリ除去システム。
25. 第一の前記旋回飛翔体の旋回半径が、第一の前記旋回飛翔体よりも前記宇宙飛翔体のより前方を旋回飛行する第二の前記旋回飛翔体の旋回半径よりも小さいことを特徴とする請求項２４に記載のデブリ除去システム。

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