JP2021027438A - 空間光通信装置 - Google Patents

Abstract

【課題】飛翔体の監視及びレーザ送信の停止を自動的に行うことができる空間光通信装置を提供する。【解決手段】本発明の一形態に係る空間光通信装置は、送信部と、受信部と、監視ユニットと、ビームモニタと、制御部とを具備する。前記送信部は、宇宙機へ向けて第１レーザ光を送信する。前記受信部は、前記宇宙機から送信される第２レーザ光を受信する。前記監視ユニットは、前記第１レーザ光の出射方向上空を飛行する飛翔体を監視する。前記ビームモニタは、前記第１レーザ光の前記送信部からの出射方向を検出する。前記制御部は、前記ビームモニタの出力に基づいて前記第１レーザ光の周囲を区画する第１監視領域を設定し、前記監視ユニットの出力に基づいて前記飛翔体の前記第１監視領域への進入を判定したときに前記第１レーザ光の送信を停止させる制御信号を生成する。【選択図】図１

Description

本発明は、例えば、宇宙空間を周回する人工衛星などの宇宙機と光通信を行う空間光通信装置に関する。

近年、宇宙空間において地球周回軌道を周回する人工衛星等の宇宙機により、地球上の地上局と光衛星通信を行う研究が進められている。この光衛星通信は、大容量データ伝送が可能であり、かつ、軽量で小型なシステム構成で実現でき、電波と比較して干渉が少ない等の利点があることから、今後の宇宙通信を担う技術として注目されている。

宇宙−地上間光空間伝送は、その伝送区間を雲にブロッキングされないようにするため、雲が存在しない空間（地球大気下）で行われる。一方、宇宙機から地上局へ向けて送信されるダウンリンクが大気擾乱の影響を受け、受信側で受光可能な電力が減少して通信品質が低下し、最悪の場合、バースト的に情報が失われることがある。このため、大気の影響を抑制することが可能な何らかの補償技術が必要となる。

このような問題を解消するため、例えば特許文献１には、人工衛星から出射された受信光波を集光すると共に人工衛星へ向けて出射される送信光波の伝播経路を含む空間を伝播した経路伝播光を望遠鏡により集光し、集光された受信光波及び経路伝播光の波面歪に基づいて、大気の揺らぎやフェージングの影響を加味した送信光波の伝播経路の角度を算出し、当該角度で送信光波が人工衛星へ到達するように望遠鏡の可変形鏡を制御する空間光通信装置が開示されている。

特開２０１８−１２１２８１号公報

一方、光空間伝送には高出力レーザが使用されるため、航空機等の飛翔体が伝送区間を通過する際は、地上からのレーザの送信を停止させて航空・宇宙相互の安全を確保する調和的運用が必要とされる。しかし現状では、監視員が目視にて上空を監視し、伝送区間への飛翔体の接近を確認した時点でレーザの送信を停止させる運用が主流であるため、飛翔体の監視及び送信の停止を連携して自動的に行うことができるシステムの構築が求められている。

以上のような事情に鑑み、本発明の目的は、飛翔体の監視及びレーザ送信の停止を自動的に行うことができる空間光通信装置を提供することにある。

上記目的を達成するため、本発明の一形態に係る空間光通信装置は、送信部と、受信部と、監視ユニットと、ビームモニタと、制御部とを具備する。
前記送信部は、宇宙機へ向けて第１レーザ光を送信する。
前記受信部は、前記宇宙機から送信される第２レーザ光を受信する。
前記監視ユニットは、前記第１レーザ光の出射方向上空を飛行する飛翔体を監視する。
前記ビームモニタは、前記第１レーザ光の前記送信部からの出射方向を検出する。
前記制御部は、前記ビームモニタの出力に基づいて前記第１レーザ光の周囲を区画する第１監視領域を設定し、前記監視ユニットの出力に基づいて前記飛翔体の前記第１監視領域への進入を判定したときに前記第１レーザ光の送信を停止させる制御信号を生成する。

上記空間光通信装置によれば、第１レーザ光と飛翔体との相対位置を監視し、第１レーザ光に飛翔体が所定以上接近したときは第１レーザ光の出射を停止させる一連の制御を自動的に行うことができる。

前記制御部は、前記飛翔体が前記送信部から遠ざかるほど前記第１監視領域を広く設定するように構成されてもよい。

前記空間光通信装置は、警報器をさらに具備してもよい。前記制御部は、前記第１監視領域の周囲を区画する第２監視領域をさらに設定し、前記飛翔体の前記第２監視領域への進入を判定したときに前記警報器を発動させる制御信号を生成してもよい。

前記ビームモニタは、前記第１レーザ光の大気での散乱光を撮影するカメラユニットを有し、前記カメラユニットは、所定の角度で相互に交差する２つの方向から観察した前記散乱光の画像を取得するように構成されてもよい。

前記監視ユニットは、監視距離がそれぞれ異なる複数の監視装置を含んでもよい。

前記監視ユニットは、熱赤外線カメラ、レーダー装置、あるいは、前記飛翔体から送信される識別情報を受信する受信装置を含んでもよい。

前記空間光通信装置は、前記第１レーザ光、前記飛翔体及び前記第１監視領域の相対位置関係を表示することが可能な表示部をさらに具備してもよい。

前記空間光通信装置は、前記第２レーザ光を受光する受光面を有し、前記第２レーザ光の伝播経路上における大気に揺らぎを検出するシーイングモニタをさらに具備し、前記制御部は、前記シーイングモニタの出力に基づいて、前記第１監視領域の広さを設定するように構成されてもよい。

前記空間光通信装置は、前記第２レーザ光の受光強度を検出する受光強度モニタをさらに具備し、前記制御部は、前記受光強度モニタの出力に基づいて、前記第１レーザ光の拡がり角及びパワーを制御する制御信号を生成するように構成されてもよい。

本発明によれば、空間光通信装置は、飛翔体の監視及びレーザ送信の停止を自動的に行うことができる。

本発明の一実施形態に係る空間光通信装置を含む空間光通信システムを示す概略構成図である。 上記空間光通信装置における送信部の一構成例を示す概略図である。 宇宙機から空間光通信装置へ送信されるダウンリンク（第２レーザ光）の大気の揺らぎによる影響を説明する模式図である。 上記空間光通信装置におけるシーイングモニタの一構成例を示す概略斜視図である。 上記シーイングモニタの受光面における第２レーザ光の結像画像を示す模式図である。 上記空間光通信装置における受光強度モニタの一構成例を示す模式図である。 宇宙機へ向けて送信されるアップリンク（第１レーザ光）のビームワンダリング現象を説明する模式図である。 上記空間光通信装置におけるビームモニタの一構成例を示す図である。 上記ビームモニタの構成の説明図である。 上記ビームモニタの作用を説明する図である。 上記ビームモニタの他の構成例を示す図である。 上記空間光通信装置における制御部の構成を示す機能ブロック図である。 上記制御部において実行されるビーム制御モードの処理手順の一例を示すフローチャートである。 上記空間光通信装置における監視ユニットの取得画像の一例を示す図である。 上記空間光通信装置における監視ユニットからの出力信号に基づいて設定される第１監視領域及び第２監視領域Ａ２の概念図である。 上記第１監視領域及び第２監視領域の説明図である。 監視モードの実行時における空間光通信装置の各部の動作を時系列的に示すシーケンス図である。 上記制御部の処理手順の一例を示すフローチャートである。 上記制御部の処理手順の一例を示すフローチャートである。 上記制御部の処理手順の一例を示すフローチャートである。 上記制御部の処理手順の一例を示すフローチャートである。

以下、図面を参照しながら、本発明の実施形態を説明する。

図１は、本発明の一実施形態に係る空間光通信システム１００を示す概略構成図である。空間光通信システム１００は、空間光通信装置Ｇと、宇宙機Ｓとを含み、空間光通信装置Ｇと宇宙機Ｓとの間で光通信（衛星通信）を行う。

宇宙機Ｓは、典型的には、人工衛星、宇宙ステーションなどの宇宙空間を移動可能な通信機能を有する構造体を意味する。人工衛星は、静止軌道（ＧＥＯ：Geostationary Earth Orbit）を周回する静止衛星のほか、地球の自転周期とは無関係に地球低軌道（ＬＥＯ：Low Earth Orbit）や中軌道（ＭＥＯ：Medium Earth Orbit）、さらには深宇宙等を飛翔する人工衛星などを含む。すなわち宇宙機Ｓの地表からの高度は特に制限されない。人工衛星は、典型的には気象衛星や通信衛星などであるが、いかなる目的に基づいて打ち上げられたものであってもよい。

［空間光通信装置］
空間光通信装置Ｇは、宇宙機Ｓとの間で光空間伝送を行う地上局として構成される。空間光通信装置Ｇは、宇宙機Ｓから送信される光信号（ダウンリンク）を受信する、あるいは、宇宙機Ｓとの間で光信号を送受信するための望遠鏡１０を備える。本実施形態において望遠鏡１０は、主として、宇宙機Ｓから送信されるダウンリンク（第２レーザ光Ｌ２）を受信する受信部として構成される。

第２レーザ光Ｌ２は、連続レーザであってもよいし、パルスレーザであってもよい。第２レーザ光Ｌ２は、典型的には赤外光であり、その波長は、例えば、１５５０ｎｍ、あるいは１０６４ｎｍである。

望遠鏡１０は、地上に設置された基台１１に設置される。基台１１は、望遠鏡１０の姿勢を調整する調整機構１１ａを有し、望遠鏡１０は、宇宙機Ｓを追尾可能に基台１１に支持される。基台１１は、予報値に従って宇宙機Ｓを追尾するように望遠鏡１０の光軸の方位及び／または仰角を制御する。予報値とは、宇宙機Ｓの軌道から計算される宇宙機Ｓの空間座標であり、基台１１の設置場所から宇宙機Ｓまでの空間伝送路の第１レーザ光Ｌ１または第２レーザ光Ｌ２の波長における屈折率を考慮したものであってもよい。

望遠鏡１０の口径は特に限定されず、例えば、３０ｃｍ〜１０ｍである。望遠鏡１０の開口は単数に限られず、複数であってもよい。望遠鏡１０は、集光した第２レーザ光Ｌ２を電気信号に変換し、受信情報の解析等の所定の信号処理を施す信号処理部（図示せず）を有する。

なお空間光通信装置Ｇは、地上局として構成される例に限られず、車両や船舶、航空機等の移動体に搭載されてもよい。また、空間光通信装置Ｇは、ゲートウェイや地上に設置された地上通信ネットワーク、車両、船舶、航空機等をはじめとした通信体と接続されてもよい。この場合、上記ゲートウェイや地上通信ネットワーク、通信体等は、空間光通信装置Ｇを介して、宇宙機Ｓとの間で光信号の送受信を行う。

空間光通信装置Ｇは、送信部２０と、シーイングモニタ３１と、受光強度モニタ３２と、ビームモニタ３３と、制御部４０と、監視ユニット６０とを備える。
送信部２０は、宇宙機Ｓへ向けて送信される第１レーザ光Ｌ１を出射する。シーイングモニタ３１は、宇宙機Ｓから送信される第２レーザ光Ｌ２に基づいて、第２レーザ光Ｌ２の伝播経路上における大気の状態（あるいは当該大気の状態を反映したビーム位置情報）を検出する。受光強度モニタ３２は、第２レーザ光Ｌ２の受光強度を検出する。ビームモニタ３３は、第１レーザ光Ｌ１の出射方向を検出する（本実施形態では後述するように、ビームワンダの影響を受けたビーム出射角度（方位、仰角）を検出するために、第１レーザ光Ｌ１の散乱光Ｌ１ｓをモニタする）。監視ユニット６０は、第１レーザ光Ｌ１の出射方向上空を飛行する飛翔体を監視する。制御部４０は、予報値に従って宇宙機Ｓを追尾可能に望遠鏡１０の光軸の方位、仰角を制御する。制御部４０は、シーイングモニタ３１、受光強度モニタ３２、ビームモニタ３３及び監視ユニット６０の出力に基づいて送信部２０を制御する。

（送信部）
送信部２０は、アップリンク用の第１レーザ光Ｌ１を生成するレーザ光源を有する。第１レーザ光Ｌ１は、主として、宇宙機Ｓのダウンリンクを空間光通信装置Ｇへ向けて出射させるための誘導光として機能する。第１レーザ光Ｌ１は、連続レーザであってもよいし、パルスレーザであってもよい。第１レーザ光Ｌ１は、典型的には赤外光であり、その波長は、例えば、１５５０ｎｍあるいは１０６４ｎｍである。第１レーザ光Ｌ１の拡がり角、パワーも特に限定されず、例えば、拡がり角が５０μｒａｄ〜１ｍｒａｄ、パワーが１Ｗ〜数１０ｋＷ（例えば、５０ｋＷ）である。

送信部２０は、望遠鏡１０の外周部に取り付けられることで、望遠鏡１０と一体的に基台１１に対して相対移動可能に構成される。送信部２０における第１レーザ光Ｌ１の出射光軸は、望遠鏡１０の光軸と平行に設置される。本実施形態では、多連のレーザ出射ユニットを有し、各々のレーザ出射ユニットが宇宙機Ｓへ向けて第１レーザ光Ｌ１を出射するように構成される。なお勿論、レーザ出射ユニットは複数である場合に限られず、単数であってもよい。また、送信部２０は、望遠鏡１０の外周部に取り付けられる例に限られず、望遠鏡１０の内部に配置されてもよい。

図２は、送信部２０の一構成例を示す概略図である。送信部２０は、ケーシング２１と、複数（本例では２つ）のレーザ出射ユニット２２とを有する。レーザ出射ユニット２２は、ケーシング２１の内部に配置され、レーザ光源２２１、レンズユニット２２２、出射ミラー２２３、シャッタ２２４等をそれぞれ有する。

ケーシング２１は、望遠鏡１０の外周部に固定される。ケーシング２１の光出射面には、各レーザ出射ユニット２２から出射する第１レーザ光Ｌ１を透過させる窓部２１Ｗ（図１参照）が設けられる。レーザ光源２２１は、第１レーザ光Ｌ１を出射するレーザダイオードであり、レンズユニット２２２は、レーザ光源２２１からの出射光の拡がり角を任意に調整可能な複数のレンズを含む。レンズユニット２２２には、典型的にはビームエクスパンダと呼ばれるレンズユニットを用いることができる。出射ミラー２２３は、レンズユニット２２２からの出射光を窓部２１Ｗへ導く複数のミラー素子を含む。当該複数のミラーは、典型的には、窓部２１Ｗからの第１レーザ光Ｌ１の出射角をその光軸に関して相互に直交する２軸方向について個々に調整可能な複数の可変ミラーを含む。シャッタ２２４は、レーザ光の出射経路の任意の位置に配置され、レーザ光源２２１からの出射光を遮蔽可能に構成される。

送信部２０は、各レーザ光源２２１へ電力を供給する駆動回路２３と、各レーザ光源２２１へ供給される電流値を調整する増幅器２４とをさらに有する。レーザ出射ユニット２２、駆動回路２３及び増幅器２４は、後述する制御部４０からの指令に基づいて個々に制御されることが可能に構成される。

（シーイングモニタ）
シーイングモニタ３１は、宇宙機Ｓから空間光通信装置Ｇへ向けて送信される第２レーザ光Ｌ２の伝播経路上における大気の状態を検出する。本実施形態では、大気の状態を反映した第２レーザ光Ｌ２のビームポジションを位置情報として検出するため、シーイングモニタ３１として、ＤＩＭＭ（Differential Image Motion Monitor）が採用される。

ここで、大気の状態とは、典型的には、大気の揺らぎ（seeing）を意味する。大気の揺らぎは、気象条件、大気汚染、周囲の地形、時間、季節等により変動する。宇宙機Ｓと空間光通信装置Ｇとの間における空間光伝送は、地上の大気の影響（例えば、地上から宇宙空間に至る連続的な大気濃度変化に伴う連続的な屈折率変化、エアロゾル等の大気中微粒子による光散乱など）を強く受ける。このため、この大気影響を踏まえて、誘導光としてのアップリンク（第１レーザ光Ｌ１）が宇宙機Ｓへ到達するようにその拡がり角、送信強度、送信方向があらかじめ設定される。

図３は、宇宙機Ｓから空間光通信装置Ｇへ送信されるダウンリンク（第２レーザ光Ｌ２）の大気の揺らぎによる影響を説明する模式図である。図３に示すように、宇宙機Ｓから送信される第２レーザ光Ｌ２の波面Ｌ２ｗは、宇宙空間では平面であるのに対し、大気中では歪み面となる。この歪みの程度は、大気状態によって変化し、大気揺らぎの強度が大きいほど大きくなる結果、焦点位置がシフトする。このように、シーイングモニタ３１において第２レーザ光Ｌ２の焦点位置のシフト量を検出することで、第２レーザ光Ｌ２の伝播経路における大気の揺らぎの強度を検出することが可能となる。

図４は、シーイングモニタ３１の一構成例を示す概略斜視図である。シーイングモニタ３１は、例えば直径１０ｃｍ以下の反射望遠鏡構造を有する。シーイングモニタ３１は、望遠鏡１０の外周部に固定された筒部３１１と、筒部３１１の先端に相互に離間して配置された２つのプリズム（あるいはウェッジ）３１２と、プリズム３１２を介して筒部３１１へ進行した第２レーザ光Ｌ２を反射する第１ミラー３１３及び第２ミラー３１４と、第２ミラー３１４の反射光を受光する受光面３１５ａを有する赤外線カメラ３１５とを有する。

図５は、受光面３１５ａにおける第２レーザ光Ｌ２の結像画像を示す模式図である。図においてＸ軸及びＹ軸はそれぞれ受光面３１５ａの横軸及び縦軸を示し、Ｚ軸はシーイングモニタ３１の光軸（軸心）に相当する。図中、Ｐ０は、基準値（受光開始時の初期値）における２つのプリズム３１２を透過した各レーザ光の焦点位置（以下、基準点ともいう）をそれぞれ示している。シーイングモニタ３１は、受光面３１５ａ上におけるレーザ光の２つの結像点Ｐの基準点Ｐ０からのＸ軸及びＹ軸方向のシフト量（Ｘ／Ｙ）を検出する。具体的には、シーイングモニタ３１を構成する光学系の焦点距離から求められる入射角と、基準点Ｐ０からのＸ軸及びＹ軸方向のシフト量とから、公知の方法により、シーイング［ａｒｃｓｅｃ］を算出する。

シーイングモニタ３１において検出信号は、演算器５０（図１参照）へ出力される。演算器５０は、赤外線カメラ３１５で検出された２つの結像点Ｐの相対位置から、大気の揺らぎに関するフリードパラメータ（Fried parameter）Ｒｏ［ｍｍ］を算出する。フリードパラメータＲｏは、シーイングを定量的に評価するための指標であり、所定の演算式によって算出されて制御部４０へ出力される。制御部４０は、算出されたフリードパラメータＲｏ及び後述する受光強度モニタ３２の出力等に基づいて、第１レーザ光Ｌ１を制御する制御信号を生成し、送信部２０へ出力する。

なお、演算器５０は、シーイングモニタ３１の一部として構成されてもよいし、制御部４０の一部として構成されてもよい。また、シーイング及びフリードパラメータの算出処理は、制御部４０において実行されてもよい。

フリードパラメータＲｏの算出に際しては、シーイングモニタ３１の口径に応じた補正係数が乗じられてもよい。ＤＩＭＭは一般的に、２５ｃｍ以上の口径を有し、その大きさよりも小さい口径では計測誤差が大きくなることが知られている。しかし、衛星追尾中に同時にダウンリンク光を計測してアップリング制御をするためには、宇宙通信で想定される望遠鏡口径（０．３ｍ〜１０ｍ程度）に同架可能な大きさにＤＩＭＭを小型化する必要がある。

そこで本実施形態では、シーイングモニタ３１に適用される口径１０ｃｍ以下のＤＩＭＭに関して、口径が２５ｃｍ程度の基準望遠鏡と比較した統計的分析に基づく補正係数を予め算出し、当該補正係数をシーイングモニタ３１の出力に乗じて得られる値からフリードパラメータＲ０を算出するようにしている。これにより、小型化に起因するＤＩＭＭの測定誤差による弊害を抑え、大気状態を高精度に計測することが可能となる。

（受光強度モニタ）
受光強度モニタ３２は、宇宙機Ｓから空間光通信装置Ｇへ向けて送信される第２レーザ光Ｌ２の受光強度を検出する。本実施形態において受光強度モニタ３２は、望遠鏡１０の外周部にシーイングモニタ３１と隣接して配置されるが、取付け位置はこれに限られない。受光強度モニタ３２は、単位面積当たりの第２レーザ光Ｌ２の受光強度を検出可能な光電変換素子で構成される。

図６は、受光強度モニタ３２の一構成例を示す模式図である。受光強度モニタ３２は、筒部３２１に集光レンズ３２２と、集光レンズ３２２で集光した第２レーザ光Ｌ２を受光する受光センサ３２３とを有する。受光センサ３２３は、第２レーザ光Ｌ２の強度に応じた電流値を出力する光電変換素子であり、その出力［ｄＢｍ］が制御部４０へ供給される。

（ビームモニタ）
送信部２０から出射されるアップリンク（第１レーザ光Ｌ１）もまた、上空の大気の揺らぎ、高度により段階的に変化する屈折率等の影響を受けて強度が減衰し、あるいは伝播方向が蛇行する。この現象をビームワンダリングといい、その様子を図７に模式的に示す。

アップリンク用の第１レーザ光Ｌ１のビームワンダリングに伴うビーム蛇行が所定以上に大きい場合、第１レーザ光Ｌ１が宇宙機Ｓへ到達しにくくなるため、宇宙機Ｓにとっては、第１レーザ光Ｌ１の検出精度が低下する。その結果、ダウンリンク用の第２レーザ光Ｌ２の出射方向の精度が低下するため、空間光通信装置Ｇにおける第２レーザ光Ｌ２の受光強度も低下する。そこで本実施形態では、ビームモニタ３３によってアップリンク用の第１レーザ光Ｌ１のビームワンダリングの影響を受けたビーム蛇行を観測し、その観測値の結果に応じて第１レーザ光Ｌ１の出射方向を制御するように構成される。

具体的には、観測値からビームの出射方向（方位、仰角）を算出し、宇宙機Ｓの空間位置に関する予報値（方位、仰角）との差分値を計算する。制御部４０は、その差分値を打ち消すように第１レーザ光Ｌ１の出射方向を補正するための制御信号を生成する。

図８及び図９は、ビームモニタ３３の一構成例を示す原理図である。ビームモニタ３３は、送信部２０から上空に出射された第１レーザ光Ｌ１の大気中粒子等による散乱光Ｌ１ｓを撮影することが可能に構成されたカメラユニットで構成される。ビームモニタ３３は、筐体３３１と、筐体３３１の内部にそれぞれ配置された第１ミラー３３２、第２ミラー３３３、第３ミラー３３４、ビームスプリッタ３３５、カメラ３３６及び画像処理部３３７を有する。

第１ミラー３３２及び第２ミラー３３３は、送信部２０から出射される第１レーザ光Ｌ１の大気による散乱光Ｌ１ｓ（Ｌ１ｓｘ，Ｌ１ｓｙ）を反射する。第１ミラー３３２で反射した散乱光Ｌ１ｓｘは、ビームスプリッタ３３５を介してカメラ３３６へ入射する。一方、第２ミラー３３３で反射した散乱光Ｌ１ｓｙは、第３ミラー３３４及びビームスプリッタ３３５を介してカメラ３３６へ入射する。

カメラ３３６は、所定の角度で相互に交差する２つの方向から観察した散乱光Ｌ１ｓｘ，Ｌ１ｓｙの画像を取得する。つまり、ビームスプリッタ３３５に入射する２つの反射光は所定の角度をなすように、ビームスプリッタ３３５及び第１ミラー３３２、第２ミラー３３３が配置される。なお図８及び図９では、ビームスプリッタ３３５に入射する２つの反射光が互いに直交するようにビームスプリッタ３３５及び第１ミラー３３２、第２ミラー３３３が配置されている。また、後述するが、カメラ３３６の撮影画像３３６ｖは、画像処理部３３７へ出力される。

図９においてＺ軸は、送信部２０における第１レーザ光Ｌ１の出射中心を示し、Ｘ軸及びＹ軸方向は、Ｚ軸に直交する２軸方向を示している。第１ミラー３３２は、ＸＺ平面に平行なＸ面（第１の平面）から見た第１レーザ光Ｌ１の散乱光Ｌ１ｓｘを反射し、第２ミラー３３３は、Ｘ面と所定の角度で交差（本実施形態では直交）する、ＸＹ平面に平行なＹ面（第２の平面）から見た第１レーザ光Ｌ１の散乱光Ｌ１ｓｙを反射する。カメラ３３６は、赤外線カメラであり、Ｘ面内において屈折あるいは発散しながら進行する第１レーザ光Ｌ１のＸ面上への散乱光Ｌ１ｓｘの投影像と、Ｙ面内において屈折あるいは発散しながら進行する第１レーザ光Ｌ１のＹ面上への散乱光Ｌ１ｓｙの投影像とを同時に取得する。

図１０は、カメラ３３６で取得された散乱光Ｌ１ｓｘ，Ｌ１ｓｙの画像３３６ｖを示す図である。カメラ３３６は、赤外線カメラである。同図において、＋Ｘ方向と−Ｘ方向とのなす角が散乱光Ｌ１ｘの散乱角を、そして、＋Ｙ方向と−Ｙ方向とのなす角が散乱光Ｌ１ｙの散乱角にそれぞれ相当する。画像処理部３３７は、散乱光Ｌ１ｘ，Ｌ１ｙの画像を分析することで第１レーザ光Ｌ１のビームワンダリングの影響を受けた出射ビームの形状を解析し、制御部４０へ出力する。典型的には、制御部４０は散乱光Ｌ１ｓｘと散乱光Ｌ１ｓｙの画像を重ね合わせて、第１レーザ光Ｌ１の伝播方向を割り出す。なお、伝播方向の算出は、制御部４０において実行される場合に限らず、画像処理部３３７において実行されてもよい。

なお、ビームモニタ３３は、１台のカメラ３３６で構成される例に限られず、２台のカメラで構成されてもよい。その構成例を図１１に模式的に示す。図１１において、第１ミラー３３２及び第２ミラー３３３で反射した散乱光Ｌ１ｓｘ，Ｌ１ｓｙは、それぞれビームスプリッタ３３８を介して第１カメラ３３６ａ及び第２カメラ３３６ｂへ入射する。この場合、画像処理部３３７は、第１カメラ３３６ａ及び第２カメラ３３６ｂにより取得された散乱光Ｌ１ｓｘ，Ｌ１ｓｙの画像から第１レーザ光Ｌ１のビームワンダリングの影響を受けた出射ビームの伝播方向を計測する。

（監視ユニット）
監視ユニット６０は、第１レーザ光Ｌ１の出射方向上空を飛行する飛翔体（飛翔体の有無、飛翔体の移動方向など）を監視する。監視ユニット６０は、第１レーザ光Ｌ１の出射方向上空を飛行する飛翔体を監視することが可能な監視装置が用いられる。この種の監視装置は単一の数または種類の監視装置を用いることができるが、典型的には、監視距離が異なる複数種の監視装置が用いられる。好適には、監視装置として、近距離用（例えば、２ｋｍ以下）の監視装置、中距離用（例えば、２ｋｍ超〜５０ｋｍ）の監視装置、遠距離用（例えば、５０ｋｍ超）の監視装置が用いられる。

図１に示すように、本実施形態では、監視ユニット６０として、近距離監視用の熱赤外線カメラ６１、中距離監視用のレーダー装置６２、遠距離監視用のデータ取得装置６３とを備える。勿論、監視ユニット６０としてこれらの監視装置（６１〜６３）をすべて備える必要はなく、例えば、熱赤外線カメラ６１及びレーダー装置６２のみで監視ユニット６０が構成されてもよい。

熱赤外線カメラ６１は、図１に示すように、望遠鏡１０の外周部に取り付けられる。本実施形態では、ビームモニタ３３の近傍に配置され、ビームモニタ３３よりも広い視野角で上空を撮影する。熱赤外線カメラ６１の撮影対象には、飛翔体Ｆ、雲Ｃなどが含まれる。飛翔体Ｆは、典型的には、航空機、ヘリコプター等の飛行体のほか、熱気球などを含む。飛翔体は、有人飛行体に限られず、無人飛行体（ドローン）であってもよい。

レーダー装置６２は、例えば、Ｘバンドレーダー探知機である。レーダー装置６２は、望遠鏡１０とは離間した場所に設置されたレーダー基地に配備される。レーダー装置６２は、送信波Ｒの送信時刻とその反射波である受信波の受信時刻との時間差に基づき、レーダー装置６２から飛翔体Ｆまでの距離を計測し、飛翔体Ｆの位置（緯度、経度、高度）を算出する。

データ取得装置６３は、例えば、飛翔体Ｆの機種や位置に関する情報を送信するデータ送信源から当該情報を無線または有線で取得可能な受信装置である。データ送信源は、国内または国外のデータサーバであってもよいし、飛翔体Ｆに搭載された送信端末であってもよい。

熱赤外線カメラ６１、レーダー装置６２及びデータ取得装置６３の出力は、制御部４０へ供給される。本実施形態では、レーダー装置６２及びデータ取得装置６３の出力は、通信装置６４を介して制御部４０へ供給されるが、これに限られず、制御部４０へ個々に直接供給されるように構成されてもよい。

空間光通信装置Ｇは、さらに、監視ユニット６０による飛翔体Ｆや雲Ｃの監視結果を表示する表示部７０と、第１レーザ光Ｌ１への飛翔体Ｆの接近時に警報を発動する警報器８０等を備える。警報器８０としては、例えば、ブザー、サイレン等の電気音響変換装置、ランプ等の発光装置、警報を、コマンド、テキスト、画像（アイコン等のデザインを含む）等により電子送信する電子送信装置などが挙げられる。

（制御部）
制御部４０は、空間光通信装置Ｇの各部の動作を統括的に制御する（図１２参照）。制御部４０は、典型的には、ＣＰＵ（Central Processing Unit）やメモリを有するコンピュータで構成される。制御部４０は、シーイングモニタ３１（あるいは演算器５０）、受光強度モニタ３２、ビームモニタ３３及び監視ユニット６０の各出力を取得する取得部４１と、取得部４１において取得された各モニタの出力に基づいて、第１レーザ光Ｌ１のビーム拡がり角（ビーム幅）及びパワーの補正の有無等を判定する判定部４２と、判定部４２の出力に基づいて送信部２０を制御する制御信号を生成する信号生成部４３と、監視ユニット６０の出力に基づいて、飛翔体Ｆや雲Ｃの監視結果を、人が視認しうる画像形式の表示信号を生成する、及び／または送信部２０からの第１レーザ光Ｌ１の送信を停止させる制御信号を生成する監視部４４を有する。

本実施形態において制御部４０は、送信部２０の制御として、送信部２０から出射される第１レーザ光Ｌ１のビーム特性を制御するビーム制御モードと、飛翔体Ｆの接近時に航空・宇宙相互の安全を確保する観点から第１レーザ光Ｌ１の送信を停止させる監視モードの２つの制御モードを実行することが可能に構成される。

［空間光通信装置の動作］
以下、制御部４０の構成の詳細について、空間光通信装置Ｇの動作と併せて説明する。

（ビーム制御モード）
図１３は、制御部４０において実行されるビーム制御モードの処理手順の一例を示すフローチャートである。

空間光通信装置Ｇは、図１に示すように、送信部２０から宇宙機Ｓへ向けてアップリンク用の第１レーザ光Ｌ１を送信し、宇宙機Ｓは、第１レーザ光Ｌ１の到来方向に向けてダウンリンク用の第２レーザ光Ｌ２を送信する。望遠鏡１０は、第２レーザ光Ｌ２を集光し、所定の信号処理を施す。制御部４０は、第２レーザ光Ｌ２の受光強度Ｒｘ等に基づき、後述する第１及び第２のループ処理を実行することで、第１レーザ光Ｌ１を出射する送信部２０を制御する。

（第１のループ処理）
制御部４０は、シーイングモニタ３１及び演算器５０の出力に基づいて大気の揺らぎ（シーイング）及びフリードパラメータＲｏを取得あるいは算出する（ステップ１０１，１０２）。また、制御部４０は、受光強度モニタ３２の出力に基づいて第２レーザ光Ｌ２の受光強度Ｒｘを取得あるいは算出する（ステップ１０３）。

続いて、制御部４０は、第２レーザ光Ｌ２の受光強度Ｒｘが、所定の強度範囲に達しているか否かを判定する（ステップ１０４）。所定の強度範囲とは、典型的には、望遠鏡１０による受信信号の信号処理を適切に行うのに必要な第２レーザ光Ｌ２の強度範囲をいい、任意の一点（ターゲット値）であってもよいが、制御の安定性を高めるため、本例では上記ターゲット値を中心とする所定範囲に設定される。

第２レーザ光Ｌ２の受光強度Ｒｘが所定の強度範囲内であるときは、大気の揺らぎに変動がないものとみなすことができる。したがって、この場合、制御部４０は、第１レーザ光Ｌ１の現在の出射条件（ビーム拡がり角、送信パワー（Ｔｘ））をそのまま維持し（ステップ１０５，１０６）、上述のステップ１０１〜１０６の処理（以下、第１のループ処理ともいう）を繰り返す。

なお上述の例では、第２レーザ光Ｌ２の受光強度Ｒｘのみを監視対象として第１のループ処理を実行したが、これに限られず、第２レーザ光Ｌ２のビームワンダｗ及び第２レーザ光Ｌ２の受光強度Ｒｘの双方を監視対象として第１のループ処理を実行してもよい（後述する第２のループ処理についても同様）。この場合、例えば、ステップ１０２とステップ１０３との間に第２のレーザ光Ｌ２のビームワンダｗを算出する処理が追加される。第２のレーザ光Ｌ２のビームワンダｗは、ステップ１０２で取得されたフリードパラメータ、第２レーザ光Ｌ２のレーザ波長とビーム径、伝播距離等に基づいて算出することができる。

（第２のループ処理）
第２レーザ光Ｌ２の受光強度が所定強度範囲に収まらない要因として、大気揺らぎが経時的に変動し、これにより宇宙機Ｓへ到達する第１レーザ光Ｌ１の強度が減衰し、宇宙機Ｓで捕捉される第１レーザ光Ｌ１の到来方向を精度よく検出することができなくなったことが挙げられる。そこで、第２のループ処理においては、宇宙機Ｓが第１レーザ光Ｌ１の到来方向を精度よく検出することができるように、送信部２０から出射される第１レーザ光Ｌ１の拡がり角及び送信パワーＴｘが補正される。

制御部４０は、第２レーザ光Ｌ２の受光強度が所定の強度範囲内ではないと判定したとき、第２のループ処理（ステップ１０７〜１１１）を実行する。

制御部４０は、第２レーザ光Ｌ２の受光強度が所定の強度範囲未満であるか否かを判定する（ステップ１０７）。そして、ステップ１０７における判定結果が「Ｙｅｓ」の場合、制御部４０は、第１レーザ光Ｌ１のビーム拡がり角を現在値のｎ（ｎは１より大きい正数）倍大きく、送信パワー（Ｔｘ）が現在値のｎ^２倍大きくするための制御信号を生成し、これを送信部２０へ出力する（ステップ１０８，１０９）。

これにより、第１レーザ光Ｌ１のビーム幅が広げられるため、宇宙機Ｓへ到達する第１レーザ光Ｌ１の光量を高めることができる。その結果、宇宙機Ｓで捕捉される第１レーザ光Ｌ１の到来方向を精度よく検出することができるため、宇宙機Ｓから空間光通信装置Ｇへ向けて送信される第２レーザ光Ｌ２の方向精度が高まり、その受光強度Ｒｘを高めることができる。また、ビーム拡がり角の拡大に合わせて送信パワーＴｘも同時に増大させるため、ビーム拡がり角の拡大に伴う単位面積当たりの光エネルギの低下が抑えられる。

第１レーザ光Ｌ１の拡がり角は、送信部２０のレンズユニット２２２における各レンズ間距離を調整することで任意の大きさに変更でき、送信パワーＴｘは、送信部２０の増幅器２４を調整することで任意の大きさに変更できる。

ｎの値は固定値でもよいし、第２レーザ光Ｌ２の受光強度Ｒｘ（あるいは、ビームワンダｗ）の所定範囲からのシフト量に対応して予め定められた可変値であってもよい。ｎの値は、ビーム拡がり角及び送信パワーの制御量として同一の値であってもよいし、異なる値であってもよい。また、ｎの値は、ステップ１０１において取得した大気の揺らぎに関する情報やステップ１０２において取得したフリードパラメータ等から、所定のテーブルあるいはアルゴリズムに基づいて動的に変化させてもよい。

ｎの値は特に限定されず、典型的には、１．５以上１０以下の数値であり、望ましくは、２以上５以下である。大気の状態にもよるが、ｎの値が１．５未満の場合には、宇宙機Ｓが第１レーザ光Ｌ１を捕捉する効果が十分とはいえない場合がある。また、ｎの値が１０を超える場合には、第１レーザ光Ｌ１の送信パワーが過大となり、空間光通信装置Ｇにおける電力の効率的な運用に支障をきたす可能性がある。

なお、ステップ１０７における判定結果が「Ｎｏ」の場合、制御部４０は、第１レーザ光Ｌ１のビーム拡がり角を現在値のｎ（ｎは１より大きい正数）倍小さく、送信パワー（Ｔｘ）が現在値のｎ^２倍小さくするための制御信号を生成し、これを送信部２０へ出力する（ステップ１１０，１１１）。これにより、第１レーザ光Ｌ１のビーム幅が狭められるとともに送信パワーも低減されるため、第１レーザ光Ｌ１の過剰出力を抑えることができる。

制御部４０は、上述の第２のループ処理の実行後、第１のループ処理を再度実行する。制御部４０は、第２レーザ光Ｌ２の受光強度Ｒｘがそれぞれ所定範囲に収まるまで、第２のループ処理を繰り返し実行する。

以上のように、時々刻々と変化する大気状態に応じてアップリンク用の第１レーザ光Ｌ１の出射条件をリアルタイムで補正することで、宇宙機Ｓから送信される第２レーザ光Ｌ２の安定した受信を維持することができる。したがって本実施形態によれば、時々刻々と変化する大気状態に追従可能な適応性の高い空間光通信を実現することができる。

（監視モード）
続いて、制御部４０の監視モードについて説明する。

制御部４０は、熱赤外線カメラ６１等の出力に基づいて、第１レーザ光Ｌ１の出射方向上空に雲Ｃの存在を確認し、これが第１レーザ光Ｌ１に所定以上接近したときは、第１レーザ光Ｌ１の送信を停止させる制御を実行するように構成される。これにより、雲Ｃでの第１レーザ光Ｌ１の散乱による宇宙機Ｓとの通信の断絶を防止することができる。

制御部４０は、監視モードの実行に際して、ビームモニタ３３から出力される第１レーザ光Ｌ１の出射方向に関する情報と監視ユニット６０からの出力信号とに基づいて、第１レーザ光Ｌ１と飛翔体Ｆとの相対位置を算出し、飛翔体Ｆが第１レーザ光Ｌ１に所定以上接近したときは第１レーザ光Ｌ１の送信を停止させる制御を実行する。これにより、飛翔体Ｆに対する第１レーザ光Ｌ１の照射を防止することができる。

以下、飛翔体Ｆと第１レーザ光Ｌ１との相対位置の監視を中心に、制御部４０による監視モードの詳細について説明する。

制御部４０は、ビームモニタ３３の出力に基づいて第１レーザ光Ｌ１の周囲を区画する第１監視領域を設定し、監視ユニット６０の出力に基づいて飛翔体Ｆの第１監視領域への進入を判定したときに第１レーザ光Ｌ１の送信を停止させる制御信号を生成する。
制御部４０はさらに、第１監視領域の周囲を区画する第２監視領域をさらに設定し、飛翔体の第２監視領域への進入を判定したときに警報器８０を発動させる制御信号を生成する。

例えば図１４に、熱赤外線カメラ６１から送信される画像６１Ｖの一例を示す。画像６１Ｖは、送信部２０における第１レーザ光Ｌ１の出射光軸に直交する平面の画像であり、熱赤外線カメラ６１の焦点距離における第１レーザ光Ｌ１の光軸（逆三角形（２個）として図示）と、飛翔体Ｆとの相対位置を示している。制御部４０は、画像６１Ｖから第１レーザ光Ｌ１の周囲を区画する第１監視領域Ａ１と、第１監視領域Ａ１の周囲を区画する第２監視領域Ａ２とをそれぞれ設定する。

第１監視領域Ａ１は、飛翔体Ｆに第１レーザ光Ｌ１が照射される可能性のある任意の広さの領域であり、その形状は、図示する円形に限られず、楕円や多角形等であってもよい。第１レーザ光Ｌ１は、その伝播経路における大気の影響を受けて屈折あるいは散乱し、伝播方向が高度に応じて変動するおそれがある。このため、第１監視領域Ａ１は、第１レーザ光Ｌ１の伝播方向の変動を考慮して設定され、典型的には、第１レーザ光Ｌ１を内包する任意の閉曲線で形成される。第１監視領域Ａ１の形状、大きさは、例えば、シーイングモニタ３１から取得される大気揺らぎ情報、ビームモニタ３３から取得される第１レーザ光Ｌ１の出射方向に関する情報、上述のビーム制御モードの実行によって補正されたビーム拡がり角などに基づいて動的に変更されてもよい。

第２監視領域Ａ２は、第１監視領域Ａ１への飛翔体Ｆの接近を外部へ警告するために設定される領域であり、必要に応じて省略されてもよい。第２監視領域Ａ２は、第１監視領域Ａ１を内包する任意の形状の閉曲線で形成され、その形状や大きさ（広さ）は任意に設定可能である。

第１レーザ光Ｌ１の位置は、第１レーザ光Ｌ１の出射方向を検出するビームモニタ３３からの出力信号に基づいて補正されることが好ましい。これにより、画像６１Ｖの視野内における第１レーザ光Ｌ１の位置精度が高まり、第１監視領域Ａ１及び第２監視領域Ａ２を不要に拡大することなく適切な広さで設定することができる。

図１５は、レーダー装置６２あるいはデータ取得装置６３からの出力信号に基づいて設定される第１監視領域Ａ１及び第２監視領域Ａ２の概念図である。レーダー装置６２及びデータ取得装置６３は、飛翔体Ｆの緯度、経度、高度を取得することができるため、望遠鏡１０の宇宙機Ｓに向かう光軸Ｄ１と、望遠鏡１０から見た飛翔体Ｆの方向Ｄ２との関係を把握できる。送信部２０は、第１レーザ光Ｌ１を望遠鏡１０の光軸と平行に出射するように構成されるため、望遠鏡１０の光軸Ｄ１は、第１レーザ光Ｌ１とみなすことができる。このため、第１監視領域Ａ１及び第２監視領域Ａ２は、望遠鏡１０の光軸Ｄ１と同心的な円などの形状に設定することができる。

一方、上述のように第１レーザ光Ｌ１は大気揺らぎの影響を受けるため、出射方向とは異なる方向に伝播するおそれがある。このため、制御部４０は、ビームモニタ３３の出力に基づいて第１レーザ光Ｌ１の出射方向を補正し、補正後の第１レーザ光Ｌ１の位置に基づいて第１監視領域Ａ１及び第２監視領域Ａ２を設定する。

図１６は、送信部２０からの高度と第１監視領域Ａ１及び第２監視領域Ａ２の広さとの関係を示す模式図である。制御部４０は、飛翔体Ｆが送信部２０から遠ざかるほど（高度が高くなるほど）第１監視領域Ａ１及び第２監視領域Ａ２を広く設定する。図示の例では、第１監視領域Ａ１及び第２監視領域Ａ２が送信部２０のビーム出射軸を軸心とする円錐体の底面に対応する領域とされる。これにより、第１レーザ光Ｌ１の大気揺らぎによる伝播方向の変動が生じた場合でも、第１監視領域Ａ１及び第２監視領域Ａ２を適切に設定することができる。

また、本例の場合においても、第１監視領域Ａ１及び第２監視領域Ａ２の形状や大きさは、例えば、シーイングモニタ３１から取得される大気揺らぎ情報、ビームモニタ３３から取得される第１レーザ光Ｌ１の出射方向に関する情報、上述のビーム制御モードの実行によって補正されたビーム拡がり角などに基づいて動的に変更されてもよい。

なお、レーダー装置６２が第１レーザ光Ｌ１の出射方向にレーダーを送信するように構成する場合、当該レーダーの照射範囲を第１監視領域としてもよい。この場合、レーダー装置６２で飛翔体Ｆの存在が確認された時点で、制御部４０は、警報器８０を発動させるための制御信号と第１レーザ光Ｌ１の送信を停止させる制御信号をそれぞれ生成するように構成されてもよい。

図１７は、監視モードの実行時における空間光通信装置Ｇの各部の動作を時系列的に示すシーケンス図である。

図１７に示すように、制御部４０は、取得部４１（図１２参照）を介してビームモニタ３３、監視ユニット６０の出力を所定周期で取得し、第１監視領域Ａ１及び第２監視領域Ａ２を設定する。監視ユニット６０としての熱赤外線カメラ６１、レーダー装置６２及びデータ取得装置６３はそれぞれ、第１レーザ光Ｌ１の出射方向上空における飛翔体Ｆの有無を監視し、飛翔体Ｆの存在を確認したときは当該飛翔体Ｆの位置に関する情報を制御部４０へ出力する。制御部４０は、飛翔体Ｆの第２監視領域Ａ２への接近を検出するまで、送信部２０からの第１レーザ光Ｌ１の送信を継続する。制御部４０は、熱赤外線カメラ６１、レーダー装置６２及びデータ取得装置６３のうち少なくとも１つから飛翔体Ｆに関する情報を取得したときは、飛翔体Ｆと第１レーザ光Ｌ１の相対位置を基に、警報器８０を発動し、あるいは、第１レーザ光Ｌ１の出射を停止させる。

すなわち、制御部４０は、飛翔体Ｆの第２監視領域Ａ２の通過（第２監視領域Ａ２の境界線への接触）を判定したとき、警報器８０を発動させる制御信号（以下、警報信号ともいう）を生成し、これを警報器８０へ出力する。これにより警報器８０が発動する。警報の発令に伴って、オペレータによるマニュアル操作で第１レーザ光Ｌ１の送信が停止されてもよい。

一方、制御部４０は、飛翔体Ｆの第１監視領域Ａ１の通過（第１監視領域Ａ１の境界線への接触）を判定したとき、第１レーザ光Ｌ１の送信を停止させる制御信号（以下、レーザ停止信号ともいう）をさらに生成し、これを送信部２０へ出力する。送信部２０は、制御部４０からの当該制御信号に基づいてシャッタ２２４を閉じ、第１レーザ光Ｌ１の出射を停止させる。この間、制御部４０は、警報信号を継続して生成する。

そして、制御部４０は、飛翔体Ｆが第２監視領域Ａ２の外側へ移動したと判定したとき、警報信号及びレーザ停止信号の生成を停止する。これにより、警報器８０の発動が解除されるとともに、シャッタ２２４が開放されることで第１レーザ光Ｌ１の出射が再開される。なお、第１レーザ光Ｌ１の出射再開制御は、飛翔体Ｆが第１監視領域Ａ１の外側に移動したときに実行されてもよい。また、第１レーザ光Ｌ１の出射再開制御は、飛翔体Ｆが第２監視領域Ａ２の外側に移動した後、所定時間経過後に実行されてもよい。

本実施形態によれば、第１レーザ光Ｌ１と飛翔体Ｆとの相対位置を監視し、第１レーザ光Ｌ１に飛翔体が所定以上接近したときは第１レーザ光Ｌ１の出射を停止させる一連の制御を自動的に行うことができる。これにより、作業員の操作に頼ることなく、第１レーザ光Ｌ１の出射停止およびその解除が実行可能となる。
また、本実施形態によれば、ビームモニタ３３の出力に基づいて第１レーザ光Ｌ１の出射方向を検出することができるため、第１レーザ光Ｌ１の出射方向の検出精度が高まり、大気揺らぎによる第１レーザ光の伝播方向の変動も把握することができる。

図１８は、熱赤外線カメラ６１の出力に基づく制御部４０の処理手順の一例を示すフローチャートである。

制御部４０は、まず、ビームモニタ３３及び熱赤外線カメラ６１からそれぞれ検出信号を取得する（ステップ２０１）。続いて、制御部４０は、熱赤外線カメラ６１（ＩＲカメラ１）の出力及びビームモニタ３３（ＩＲカメラ２）の出力に基づいて、熱赤外線カメラ６１の視野を含むＸＹ平面における第１レーザ光Ｌ１の位置（出射方向）を算出する（ステップ２０２）。ビームモニタ３３は、熱赤外線カメラ６１（ＩＲカメラ１）と離間して設置されていることから、両者の空間座標上の離間距離をもとに、ＸＹ平面における第１レーザ光Ｌ１の位置（出射方向）を補正する（ステップ２０３）。その後、制御部４０は、補正された第１レーザ光Ｌ１の位置情報に基づいて、第１監視領域Ａ１及び第２監視領域Ａ２をそれぞれ設定する（ステップ２０４）。

そして、制御部４０は、飛翔体Ｆと第１レーザ光Ｌ１との相対位置関係を判定し（ステップ２０５）、飛翔体Ｆが第２監視領域Ａ２内に移動したときは警報信号を生成し（ステップ２０６）、飛翔体Ｆがさらに第１監視領域Ａ１内に移動したときは、レーザ停止信号を生成する（ステップ２０７）。制御部４０は、飛翔体Ｆが第１監視領域Ａ１及び第２監視領域Ａ２の外側へ移動するまで、警報信号及びレーザ停止信号の生成を継続する（ステップ２０８）。

図１９は、ビームモニタ３３の出力を用いた第１レーザ光Ｌ１の位置の検出手順の一例を示すフローチャートである。

制御部４０は、ビームモニタ３３から第１レーザ光Ｌ１の大気での散乱光Ｌ１ｓｘ，Ｌ１ｓｙの撮像データを取得する（ステップ３０１）。制御部４０は、ビームモニタ３３のカメラ３３６による撮影画像から、Ｘ面及びＹ面（図９参照）における第１レーザ光Ｌ１の散乱光Ｌ１ｓのビームポジション（送信部２０からの出射方向。以下同じ）を検出する（ステップ３０２）。

制御部４０は、上記Ｘ面及びＹ面のビームポジションから与えられた第１レーザ光散乱光Ｌ１ｓの２次元座標をそれぞれ計算し、決定する（ステップ３０３，３０４、図１０）。これにより、Ｘ面及びＹ面の各面における第１レーザ光Ｌ１の伝播方向を把握でき、これらを重ね合わせることで上空のどの地点に第１レーザ光Ｌ１が位置するかを軌跡として３次元的に計算することができる。算出された散乱光Ｌ１ｓの３次元座標は、航空機保安システムを実現する第１監視領域Ａ１及び第２監視領域Ａ２の設定に利用される（ステップ３０５）。

図２０は、レーダー装置６２の出力に基づく制御部４０の処理手順の一例を示すフローチャートである。

制御部４０は、レーダー装置６２から、方位（Ａｚ）、仰角（ＥＬ）、測距（ＲＮＧ）に関する情報を取得し（ステップ４０１）、さらにビームモニタ３３の出力に基づいて、レーダーのビーム幅におけるＸ面及びＹ面上における第１レーザ光Ｌ１（送信ビームＴｘ）の位置を算出する（ステップ４０２）。次に、制御部４０は、ビームモニタ３３がレーダー装置６２と離間して設置されていることから、両者の空間座標上の離間距離をもとに、ＸＹ平面における第１レーザ光Ｌ１の位置（出射方向）を補正する（ステップ４０３）。続いて、制御部４０は、第１レーザ光Ｌ１と飛翔体Ｆとの相関、すなわち第１レーザ光Ｌ１と飛翔体Ｆの空間上の位置を表示部７０に表示し（ステップ４０４）、続いて飛翔体Ｆが第１レーザ光Ｌ１を含む所定の空間内にあるかどうかを判定する（ステップ４０５）。

この例では、所定の空間がレーダーの照射範囲であり、レーダーの照射範囲が第１監視領域Ａ１とされ、制御部４０は、当該レーダー照射範囲から飛翔体Ｆが探索されなくなるまで、警報信号及びレーザ停止信号をそれぞれ生成する（ステップ４０６，４０７）。なお、この例に限られず、レーダー照射範囲に第１監視領域Ａ１及び第２監視領域Ａ２が設定されてもよい。

図２１は、データ取得装置６３の出力に基づく制御部４０の処理手順の一例を示すフローチャートである。

制御部４０は、データ取得装置６３から、飛翔体Ｆに関する情報（緯度、経度、高度など）を取得し、望遠鏡１０の光軸方向に関する情報（方位、仰角など）を取得する（ステップ５０１）。続いて、制御部４０は、これらの情報から第１レーザ光Ｌ１及び飛翔体Ｆの３次元位置をそれぞれ分析する（ステップ５０２）。制御部４０は、ビームモニタ３３が望遠鏡１０と離間して設置されていることから、両者の空間座標上の離間距離をもとに、３次元空間上における第１レーザ光Ｌ１の位置（出射方向）を補正する（ステップ５０３）。その後、制御部４０は、補正された第１レーザ光Ｌ１の位置情報に基づいて、第１監視領域Ａ１及び第２監視領域Ａ２をそれぞれ設定する（ステップ５０４）。

そして、制御部４０は、飛翔体Ｆと第１レーザ光Ｌ１との相対位置関係を判定し（ステップ５０５）、飛翔体Ｆが第２監視領域Ａ２内に移動したときは警報信号を生成し（ステップ５０６）、飛翔体Ｆがさらに第１監視領域Ａ１内に移動したときは、レーザ停止信号を生成する（ステップ５０７）。制御部４０は、飛翔体Ｆが第１監視領域Ａ１及び第２監視領域Ａ２の外側へ移動するまで、警報信号及びレーザ停止信号の生成を継続する（ステップ５０８）。

以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明は上述の実施形態にのみ限定されるものではなく種々変更を加え得ることは勿論である。

例えば以上の実施形態では、宇宙機との光通信を例に挙げて説明したが、これに限られない。例えば、地球大気を伝送路に挟んで宇宙機と地上局間においてレーザにより距離計測するシステム（光衛星測距、能動デブリ観測）、地球大気を伝送路に挟んで宇宙機と受電設備間においてレーザによりエネルギを伝送するシステム（光エネルギ伝送）等にも、本発明は適用可能である。また、空間光通信装置に用いるレーザについて、典型例である赤外線レーザとして説明してきたが、これに限るものではなく、可視光を用いてもよい。

また、以上の実施形態では、シーイングモニタ３１、受光強度モニタ３２等が望遠鏡１０の外周部に一体的に取り付けられた例を説明したが、これらの検出部を望遠鏡の内部に設置することも可能である。また、受光強度モニタは、望遠鏡において集光されたダウンリンクレーザ光の受光センサで構成されてもよい。

さらに以上の実施形態では、第１レーザ光Ｌ１の出射方向（ビームポジション）の検出に図８〜図１１に示したビームモニタ３３を用いたが、これに限られず、第１レーザ光Ｌ１の出射方向を検出可能な他の構成のビームモニタが採用されてもよい。

また、実施形態として、第１レーザ光Ｌ１のシャッタ２２４のステイタス（シャッタオープン／クローズ）は、画像表示及び／または音により報知すると共に、ログとして記録するように報知装置及び記録装置を備えてもよい。

１０……望遠鏡
２０…送信部
３１…シーイングモニタ
３２…受光強度モニタ
３３…ビームモニタ
４０…制御部
６０…監視ユニット
６１…熱赤外線カメラ
６２…レーダー装置
６３…データ取得装置
Ｇ…空間光通信装置
Ａ１…第１監視領域
Ａ２…第２監視領域
Ｌ１…第１レーザ光（アップリンク）
Ｌ２…第２レーザ光（ダウンリンク）
Ｓ…宇宙機

Claims (11)

1. 宇宙機へ向けて第１レーザ光を送信する送信部と、
   前記宇宙機から送信される第２レーザ光を受信する受信部と、
   前記第１レーザ光の出射方向上空を飛行する飛翔体を監視する監視ユニット、
   前記第１レーザ光の前記送信部からの出射方向を検出するビームモニタと、
   前記ビームモニタの出力に基づいて前記第１レーザ光の周囲を区画する第１監視領域を設定し、前記監視ユニットの出力に基づいて前記飛翔体の前記第１監視領域への進入を判定したときに前記第１レーザ光の送信を停止させる制御信号を生成する制御部と
   を具備する空間光通信装置。
2. 請求項１に記載の空間光通信装置であって、
   前記制御部は、前記飛翔体が前記送信部から遠ざかるほど前記第１監視領域を広く設定する
   空間光通信装置。
3. 請求項１又は２に記載の空間光通信装置であって、
   警報器をさらに具備し、
   前記制御部は、前記第１監視領域の周囲を区画する第２監視領域をさらに設定し、前記飛翔体の前記第２監視領域への進入を判定したときに前記警報器を発動させる制御信号を生成する
   空間光通信装置。
4. 請求項１〜３のいずれか１つに記載の空間光通信装置であって、
   前記ビームモニタは、前記第１レーザ光の大気での散乱光を撮影するカメラユニットを有し、
   前記カメラユニットは、所定の角度で相互に交差する２つの方向から観察した前記散乱光の画像を取得する
   空間光通信装置。
5. 請求項１〜４のいずれか１つに記載の空間光通信装置であって、
   前記監視ユニットは、監視距離がそれぞれ異なる複数の監視装置を含む
   空間光通信装置。
6. 請求項５に記載の空間光通信装置であって、
   前記監視ユニットは、熱赤外線カメラを含む
   空間光通信装置。
7. 請求項５に記載の空間光通信装置であって、
   前記監視ユニットは、レーダー装置を含む
   空間光通信装置。
8. 請求項５に記載の空間光通信装置であって、
   前記監視ユニットは、前記飛翔体から送信される識別情報を受信する受信装置を含む
   空間光通信装置。
9. 請求項１〜８のいずれか１つに記載の空間光通信装置であって、
   前記第１レーザ光、前記飛翔体及び前記第１監視領域の相対位置関係を表示することが可能な表示部をさらに具備する
   空間光通信装置。
10. 請求項１〜９のいずれか１つに記載の空間光通信装置であって、
    前記第２レーザ光を受光する受光面を有し、前記第２レーザ光の伝播経路上における大気に揺らぎを検出するシーイングモニタをさらに具備し、
    前記制御部は、前記シーイングモニタの出力に基づいて、前記第１監視領域の広さを設定する
    空間光通信装置。
11. 請求項１〜１０のいずれか１つに記載の空間光通信装置であって、
    前記第２レーザ光の受光強度を検出する受光強度モニタをさらに具備し、
    前記制御部は、前記受光強度モニタの出力に基づいて、前記第１レーザ光の拡がり角及びパワーを制御する制御信号を生成する
    空間光通信装置。

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