JP2023018220A - ロケット打ち上げ方法、ロケット打ち上げ制御装置、軌道投入方法、衛星コンステレーション維持方法、デブリ除去方法、ロケット回収方法、回収型ロケット、ロケット発射場、ロケット再利用システム、ロケット、衛星コンステレーション、および、地上設備 - Google Patents

Abstract

【課題】ロケット打ち上げ時において、ロケットと衛星コンステレーションを構成する衛星との衝突回避を効果的に実施することを目的とする。【解決手段】ロケット打ち上げ方法では、緯度３０度から５０度に整備されたロケット発射場２０１からロケット２０２を打ち上げる方法である。コンピュータにより、ロケット２０２が、軌道傾斜角４０度から６０度を飛翔するメガコンステレーション衛星群４１１の軌道高度を通過する際に、緯度４０度から６０度を東西方向に西から東方向に向かうロケット２０２における速度ベクトルが、メガコンステレーション衛星群４１１の軌道速度と同じであって、かつ、メガコンステレーション衛星群４１１を構成する衛星の通過タイミングをずらして通過するように、ロケット２０２の打ち上げを制御する。【選択図】図１４

Description

本開示は、ロケット打ち上げ方法、ロケット打ち上げ制御装置、軌道投入方法、衛星コンステレーション維持方法、デブリ除去方法、ロケット回収方法、回収型ロケット、ロケット発射場、ロケット再利用システム、ロケット、衛星コンステレーション、および、地上設備に関する。

近年、数百から数千機に及ぶ大規模衛星コンステレーション、所謂メガコンステレーションの構築が始まり、軌道上における衛星の衝突のリスクが高まっている。また、故障により制御不能となった衛星、あるいは、ロケットの残骸といったスペースデブリが増加している。
このような宇宙空間における衛星およびスペースデブリといった宇宙物体の急激な増加に伴い、宇宙交通管制（ＳＴＭ）では、宇宙物体の衝突を回避するための国際的なルール作りの必要性が高まっている。

近年、メガコンステレーションを運用するメガコンステレーション事業者が登場している。同一のメガコンステレーション事業者により、天空網羅的に衛星を配備する計画がある。
軌道高度約３３６ｋｍ：軌道傾斜角４２度、約２５００機
軌道高度約３４１ｋｍ：軌道傾斜角４８度、約２５００機
軌道高度約３４６ｋｍ：軌道傾斜角５３度、約２５００機
軌道高度約５５０ｋｍ：軌道傾斜角５３度、約１６００機
軌道高度約１１５０ｋｍ：軌道傾斜角５３度、約１６００機

さらに、別のメガコンステレーション事業者が、合計３２３６機の衛星を以下のように配備する計画を発表している。軌道傾斜角は３９度から５６度である。
軌道高度約５９０ｋｍ：７８４機
軌道高度約６１０ｋｍ：１２９６機
軌道高度約６３０ｋｍ：１１５６機
また、例えば、北緯４２度の日本の北海道大樹町にロケット発射場整備の構想が存在する。

特許文献１には、同一の円軌道に複数の衛星から成る衛星コンステレーションを形成する技術が開示されている。

特開２０１７－１１４１５９号公報

上述のように、緯度４２度、４８度、あるいは５３度といった場所の上空はメガコンステレーションを構成する衛星が密集する緯度帯となる。このため、ロケット打ち上げ事業者が、ロケットを打ち上げる際、衛星との衝突を回避するのは極めて難しいという課題がある。
しかしながら、特許文献１には、このような衝突を回避するための方策については記載されていない。

本開示は、ロケット打ち上げ時において、ロケットと衛星コンステレーションを構成する衛星との衝突回避を効果的に実施することを目的とする。

本開示に係るロケット打ち上げ方法は、
緯度３０度から５０度に整備されたロケット発射場から打ち上げられるロケットのロケット打ち上げ方法であって、
コンピュータにより、前記ロケットが、１００機以上の衛星から構成されるメガコンステレーション衛星群であって、軌道傾斜角４０度から６０度を飛翔するメガコンステレーション衛星群の軌道高度を通過する際に、緯度４０度から６０度を東西方向に西から東方向に向かう前記ロケットにおける速度ベクトルが、前記メガコンステレーション衛星群の軌道速度と同じであって、かつ、前記メガコンステレーション衛星群を構成する衛星の通過タイミングをずらして通過するように、前記ロケットの打ち上げを制御する。

本開示に係るロケット打ち上げ制御方法によれば、ロケット打ち上げ時において、ロケットと衛星コンステレーションを構成する衛星との衝突回避を効果的に実施することができるという効果がある。

複数衛星が連携して地球の全球に亘り通信サービスを実現する例。 単一軌道面の複数衛星が地球観測サービスを実現する例。 極域近傍で交差する複数の軌道面を有する衛星コンステレーションの例。 極域以外で交差する複数の軌道面を有する衛星コンステレーションの例。 衛星コンステレーション形成システムの構成図。 衛星コンステレーション形成システムの衛星の構成図。 衛星コンステレーション形成システムの地上設備の構成図。 衛星コンステレーション形成システムの機能構成例。 北緯４２度近傍における衛星コンステレーションの例。 実施の形態１に係るロケット打ち上げ制御装置の構成図。 実施の形態１に係る衛星軌道予報情報の例を示す図。 実施の形態１に係るロケット打ち上げのイメージ図。 実施の形態１に係るロケット打ち上げ方法を示す模式図。 実施の形態１に係るロケット打ち上げ例を示す図。 実施の形態１に係るロケット打ち上げ方法において、軌道傾斜角５０度の傾斜軌道を通過する例を示す図。 実施の形態１に係るロケット打ち上げ方法において、複数の傾斜軌道を通過する例を示す図。 実施の形態１に係る軌道投入方法を示す図。 実施の形態１に係る軌道投入方法における一例を示す図。 実施の形態１に係るデブリ除去衛星の構成例を示す図。 実施の形態１に係るロケット回収方法の例１を示す図。 実施の形態１に係るロケット回収方法の例２を示す図。 実施の形態１に係る衛星コンステレーション形成方式の一例を示す図。 実施の形態１に係る衛星による隣接軌道面の追い越しの一例を示す図。

以下、本開示の実施の形態について、図を用いて説明する。なお、各図中、同一または相当する部分には、同一符号を付している。実施の形態の説明において、同一または相当する部分については、説明を適宜省略または簡略化する。また、以下の図面では各構成の大きさの関係が実際のものとは異なる場合がある。また、実施の形態の説明において、「上」、「下」、「左」、「右」、「前」、「後」、「表」、「裏」といった方向あるいは位置が示されている場合がある。それらの表記は、説明の便宜上、そのように記載しているだけであって、装置、器具、あるいは部品といった構成の配置および向きを限定するものではない。

実施の形態１．
以下の実施の形態の前提となる衛星コンステレーションの例について説明する。

図１は、地上に対し、複数衛星が連携して地球７０の全球に亘り通信サービスを実現する例を示す図である。
図１は、全球に亘り通信サービスを実現する衛星コンステレーション２０を示している。
同一軌道面を同一高度で飛行している複数の衛星の各衛星では、地上に対する通信サービス範囲が後続衛星の通信サービス範囲とオーバーラップしている。よって、このような複数の衛星によれば、地上の特定地点に対して、同一軌道面上の複数の衛星が時分割的に交互に交代しながら通信サービスを提供することができる。また、隣接軌道面を設けることにより、隣接軌道間の地上に対する通信サービスを面的に網羅することが可能となる。同様に、地球の周りに多数の軌道面を概ね均等配置すれば、全球に亘り地上に対する通信サービスが可能となる。

図２は、単一軌道面の複数衛星が地球観測サービスを実現する例を示す図である。
図２は、地球観測サービスを実現する衛星コンステレーション２０を示している。図２の衛星コンステレーション２０は、光学センサあるいは合成開口レーダといった電波センサである地球観測装置を具備した衛星が同一軌道面を同一高度で飛行する。このように、地上の撮像範囲が時間遅れで後続衛星がオーバーラップする衛星群３００では、地上の特定地点に対して軌道上複数の衛星が時分割的に交互に交代しながら地上画像を撮像することにより地球観測サービスを提供する。

このように、衛星コンステレーション２０は、各軌道面の複数の衛星からなる衛星群３００により構成される。衛星コンステレーション２０では、衛星群３００が連携してサービスを提供する。衛星コンステレーション２０とは、具体的には、図１に示すような通信事業サービス会社、あるいは、図２に示すような観測事業サービス会社による１つの衛星群から成る衛星コンステレーションを指す。

図３は、極域近傍で交差する複数の軌道面２１を有する衛星コンステレーション２０の例である。
図４は、極域以外で交差する複数の軌道面２１を有する衛星コンステレーション２０の例である。
図３の衛星コンステレーション２０では、複数の軌道面の各軌道面２１の軌道傾斜角が約９０度であり、かつ、複数の軌道面の各軌道面２１が互いに異なる面に存在する。
図４の衛星コンステレーション２０では、複数の軌道面の各軌道面２１の軌道傾斜角が約９０度ではなく、かつ、複数の軌道面の各軌道面２１が互いに異なる面に存在する。

図３の衛星コンステレーション２０では、任意の２つの軌道面が極域近傍の地点で交差する。また、図４の衛星コンステレーション２０では、任意の２つの軌道面が極域以外の地点で交差する。図３では、極域近傍において、衛星３０の衝突が発生する可能性がある。また、図４に示すように、軌道傾斜角が９０度よりも傾斜している複数の軌道面の交点は軌道傾斜角に応じて極域から離れていく。また、軌道面の組合せによって赤道近傍を含む多様な位置で軌道面が交差する可能性がある。このため、衛星３０の衝突が発生する可能性のある場所が多様化する。衛星３０は人工衛星ともいう。

特に、近年、数百から数千機に及ぶ大規模衛星コンステレーションの構築が始まり、軌道上における衛星の衝突のリスクが高まっている。また、故障により制御不能となった人工衛星、あるいは、ロケットの残骸といったデブリが増加している。大規模衛星コンステレーションは、メガコンステレーションともいう。このようなデブリはスペースデブリともいう。
このように、宇宙空間におけるデブリ増加、および、メガコンステレーションを始めとする衛星数の急激な増加に伴い、ＳＴＭの必要性が高まっている。ＳＴＭは、Ｓｐａｃｅ Ｔｒａｆｆｉｃ Ｍａｎａｇｅｍｅｎｔの略語である。

ここで、図５から図８を用いて衛星コンステレーション２０を形成する衛星コンステレーション形成システム６００における衛星３０と地上設備７００の一例について説明する。例えば、衛星コンステレーション形成システム６００は、メガコンステレーション事業者、ＬＥＯコンステレーション事業者、あるいはその他の衛星事業者のような衛星コンステレーション事業を行う事業者により運用される。

図５は、衛星コンステレーション形成システム６００の構成図である。
衛星コンステレーション形成システム６００は、コンピュータを備える。図５では、１つのコンピュータの構成を示しているが、実際には、衛星コンステレーション２０を構成する複数の衛星の各衛星３０、および、衛星３０と通信する地上設備７００の各々にコンピュータが備えられる。そして、複数の衛星の各衛星３０、および、衛星３０と通信する地上設備７００の各々に備えられたコンピュータが連携して、衛星コンステレーション形成システム６００の機能を実現する。以下において、衛星コンステレーション形成システム６００の機能を実現するコンピュータの構成の一例について説明する。

衛星コンステレーション形成システム６００は、衛星３０と地上設備７００を備える。衛星３０は、地上設備７００の通信装置９５０と通信する衛星通信装置３２を備える。図５では、衛星３０が備える構成のうち衛星通信装置３２を図示している。

衛星コンステレーション形成システム６００は、プロセッサ９１０を備えるとともに、メモリ９２１、補助記憶装置９２２、入力インタフェース９３０、出力インタフェース９４０、および通信装置９５０といった他のハードウェアを備える。プロセッサ９１０は、信号線を介して他のハードウェアと接続され、これら他のハードウェアを制御する。衛星コンステレーション形成システム６００のハードウェアについては、図１０において後述するロケット打ち上げ制御装置１００のハードウェアと同様である。

衛星コンステレーション形成システム６００は、機能要素として、衛星コンステレーション形成部１１を備える。衛星コンステレーション形成部１１の機能は、ハードウェアあるいはソフトウェアにより実現される。
衛星コンステレーション形成部１１は、衛星３０と通信しながら衛星コンステレーション２０の形成を制御する。

図６は、衛星コンステレーション形成システム６００の衛星３０の構成図である。
衛星３０は、衛星制御装置３１と衛星通信装置３２と推進装置３３と姿勢制御装置３４と電源装置３５とを備える。その他、各種の機能を実現する構成要素を備えるが、図６では、衛星制御装置３１と衛星通信装置３２と推進装置３３と姿勢制御装置３４と電源装置３５について説明する。

衛星制御装置３１は、推進装置３３と姿勢制御装置３４とを制御するコンピュータであり、処理回路を備える。具体的には、衛星制御装置３１は、地上設備７００から送信される各種コマンドにしたがって、推進装置３３と姿勢制御装置３４とを制御する。
衛星通信装置３２は、地上設備７００と通信する装置である。具体的には、衛星通信装置３２は、自衛星に関する各種データを地上設備７００へ送信する。また、衛星通信装置３２は、地上設備７００から送信される各種コマンドを受信する。
推進装置３３は、衛星３０に推進力を与える装置であり、衛星３０の速度を変化させる。具体的には、推進装置３３は電気推進機である。具体的には、推進装置３３は、イオンエンジンまたはホールスラスタである。
姿勢制御装置３４は、衛星３０の姿勢と衛星３０の角速度と視線方向（Ｌｉｎｅ Ｏｆ Ｓｉｇｈｔ）といった姿勢要素を制御するための装置である。姿勢制御装置３４は、各姿勢要素を所望の方向に変化させる。もしくは、姿勢制御装置３４は、各姿勢要素を所望の方向に維持する。姿勢制御装置３４は、姿勢センサとアクチュエータとコントローラとを備える。姿勢センサは、ジャイロスコープ、地球センサ、太陽センサ、スター・トラッカ、スラスタおよび磁気センサといった装置である。アクチュエータは、姿勢制御スラスタ、モーメンタムホイール、リアクションホイールおよびコントロール・モーメント・ジャイロといった装置である。コントローラは、姿勢センサの計測データまたは地上設備７００からの各種コマンドにしたがって、アクチュエータを制御する。
電源装置３５は、太陽電池、バッテリおよび電力制御装置といった機器を備え、衛星３０に搭載される各機器に電力を供給する。

衛星制御装置３１に備わる処理回路について説明する。
処理回路は、専用のハードウェアであってもよいし、メモリに格納されるプログラムを実行するプロセッサであってもよい。
処理回路において、一部の機能が専用のハードウェアで実現されて、残りの機能がソフトウェアまたはファームウェアで実現されてもよい。つまり、処理回路は、ハードウェア、ソフトウェア、ファームウェアまたはこれらの組み合わせで実現することができる。
専用のハードウェアは、具体的には、単一回路、複合回路、プログラム化したプロセッサ、並列プログラム化したプロセッサ、ＡＳＩＣ、ＦＰＧＡまたはこれらの組み合わせである。
ＡＳＩＣは、Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ Ｓｐｅｃｉｆｉｃ Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ Ｃｉｒｃｕｉｔの略称である。ＦＰＧＡは、Ｆｉｅｌｄ Ｐｒｏｇｒａｍｍａｂｌｅ Ｇａｔｅ Ａｒｒａｙの略称である。

図７は、衛星コンステレーション形成システム６００が備える地上設備７００の構成図である。
地上設備７００は、全ての軌道面の多数衛星をプログラム制御する。地上設備７００は、地上装置の例である。地上装置は、地上アンテナ装置、地上アンテナ装置に接続された通信装置、あるいは電子計算機といった地上局と、地上局にネットワークで接続されたサーバあるいは端末としての地上設備から構成される。また、地上装置には航空機、自走車両、あるいは移動端末といった移動体に搭載された通信装置を含んでも良い。

地上設備７００は、各衛星３０と通信することによって衛星コンステレーション２０を形成する。地上設備７００は、ロケット打ち上げ制御装置１００に備えられる。地上設備７００は、プロセッサ９１０を備えるとともに、メモリ９２１、補助記憶装置９２２、入力インタフェース９３０、出力インタフェース９４０、および通信装置９５０といった他のハードウェアを備える。プロセッサ９１０は、信号線を介して他のハードウェアと接続され、これら他のハードウェアを制御する。地上設備７００のハードウェアについては、図１０において後述するロケット打ち上げ制御装置１００のハードウェアと同様である。

地上設備７００は、機能要素として、軌道制御コマンド生成部５１０と、解析予測部５２０を備える。軌道制御コマンド生成部５１０および解析予測部５２０の機能は、ハードウェアあるいはソフトウェアにより実現される。

通信装置９５０は、衛星コンステレーション２０を構成する衛星群３００の各衛星３０を追跡管制する信号を送受信する。また、通信装置９５０は、軌道制御コマンド５５を各衛星３０に送信する。
解析予測部５２０は、衛星３０の軌道を解析予測する。
軌道制御コマンド生成部５１０は、衛星３０に送信する軌道制御コマンド５５を生成する。
軌道制御コマンド生成部５１０および解析予測部５２０は、衛星コンステレーション形成部１１の機能を実現する。すなわち、軌道制御コマンド生成部５１０および解析予測部５２０は、衛星コンステレーション形成部１１の例である。

図８は、衛星コンステレーション形成システム６００の機能構成例を示す図である。
衛星３０は、さらに、衛星コンステレーション２０を形成する衛星コンステレーション形成部１１ｂを備える。そして、複数の衛星の各衛星３０の衛星コンステレーション形成部１１ｂと、地上設備７００の各々に備えられた衛星コンステレーション形成部１１とが連携して、衛星コンステレーション形成システム６００の機能を実現する。なお、衛星３０の衛星コンステレーション形成部１１ｂは、衛星制御装置３１に備えられていてもよい。

図９は、北緯４２度近傍における衛星コンステレーションの例を表す図である。
北緯４２度の日本の北海道大樹町に新規のロケット発射場を整備する構想が存在する。しかし、図９に示すように、北緯４２度、４８度、あるいは５３度近傍の上空はメガコンステレーションを構成する衛星が密集する緯度帯である。このため、ロケット打ち上げ事業者が、ロケットを打ち上げる際、衛星との衝突を回避するのは極めて難しい状況である。

＊＊＊構成の説明＊＊＊
図１０は、本実施の形態に係るロケット打ち上げ制御装置１００の構成図である。
ロケット打ち上げ制御システム５００は、ロケット打ち上げ制御装置１００を備える。
本実施の形態に係るロケット打ち上げ制御装置１００は、ロケットがロケット発射場上空を飛行する衛星コンステレーション２０の衛星３０と衝突することなく打ち上げられるように、ロケットの打ち上げを制御する。
ロケット打ち上げ制御装置１００は、管理事業装置４０と通信する。ロケット打ち上げ制御装置１００は、例えば、地上設備７００に搭載されている。また、ロケット打ち上げ制御装置１００は、衛星コンステレーション形成システム６００に搭載されていてもよい。あるいは、ロケット打ち上げ制御装置１００は、ロケット打ち上げ事業装置４６といった管理事業装置４０の少なくともいずれかに搭載されていてもよい。あるいは、ロケット打ち上げ制御装置１００は、軌道解析サービス事業者といったその他の事業者の装置に搭載されていてもよい。

管理事業装置４０は、人工衛星、あるいは、デブリといった宇宙物体６０に関する情報を提供する。管理事業装置４０は、人工衛星、あるいは、デブリといった宇宙物体６０に関する情報を収集する事業者のコンピュータである。
管理事業装置４０には、メガコンステレーション事業装置４１、ＬＥＯコンステレーション事業装置４２、および、衛星事業装置４３といった装置が含まれる。管理事業装置４０には、さらに、軌道遷移事業装置４４、デブリ回収事業装置４５、ロケット打ち上げ事業装置４６、およびＳＳＡ事業装置４７といった装置が含まれる。ＬＥＯは、Ｌｏｗ Ｅａｒｔｈ Ｏｒｂｉｔの略語である。

メガコンステレーション事業装置４１は、例えば、１００機以上の衛星から構成されるメガコンステレーションの事業を行うメガコンステレーション事業者のコンピュータである。
ＬＥＯコンステレーション事業装置４２は、低軌道コンステレーション、すなわちＬＥＯコンステレーション事業を行うＬＥＯコンステレーション事業者のコンピュータである。
衛星事業装置４３は、１機から数機の衛星を扱う衛星事業者のコンピュータである。
軌道遷移事業装置４４は、衛星のロケット打ち上げ制御を行う軌道遷移事業者のコンピュータである。
デブリ回収事業装置４５は、デブリを回収する事業を行うデブリ回収事業者のコンピュータである。デブリ回収事業装置４５は、デブリ除去事業装置ともいう。
ロケット打ち上げ事業装置４６は、ロケット打ち上げ事業を行うロケット打ち上げ事業者のコンピュータである。
ＳＳＡ事業装置４７は、ＳＳＡ事業、すなわち、宇宙状況監視事業を行うＳＳＡ事業者のコンピュータである。

管理事業装置４０は、人工衛星、あるいは、デブリといった宇宙物体に関する情報を収集し、収集した情報をロケット打ち上げ制御装置１００に提供する装置であれば、その他の装置でもよい。また、ロケット打ち上げ制御装置１００が、ＳＳＡの公開サーバ上に搭載される場合は、ロケット打ち上げ制御装置１００がＳＳＡの公開サーバとして機能する構成でもよい。
なお、管理事業装置４０からロケット打ち上げ制御装置１００に提供される情報については、後で詳しく説明する。

ロケット打ち上げ制御装置１００は、プロセッサ９１０を備えるとともに、メモリ９２１、補助記憶装置９２２、入力インタフェース９３０、出力インタフェース９４０、および通信装置９５０といった他のハードウェアを備える。プロセッサ９１０は、信号線を介して他のハードウェアと接続され、これら他のハードウェアを制御する。

ロケット打ち上げ制御装置１００は、機能要素として、制御部１１０と記憶部１３０を備える。記憶部１３０には、衛星軌道予報情報５１が記憶されている。

制御部１１０の機能は、ソフトウェアにより実現される。記憶部１３０は、メモリ９２１に備えられる。あるいは、記憶部１３０は、補助記憶装置９２２に備えられていてもよい。また、記憶部１３０は、メモリ９２１と補助記憶装置９２２に分けられて備えられてもよい。

プロセッサ９１０は、ロケット打ち上げ制御プログラムを実行する装置である。ロケット打ち上げ制御プログラムは、制御部１１０の機能を実現するプログラムである。
プロセッサ９１０は、演算処理を行うＩＣ（Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ Ｃｉｒｃｕｉｔ）である。プロセッサ９１０の具体例は、ＣＰＵ（Ｃｅｎｔｒａｌ Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ Ｕｎｉｔ）、ＤＳＰ（Ｄｉｇｉｔａｌ Ｓｉｇｎａｌ Ｐｒｏｃｅｓｓｏｒ）、ＧＰＵ（Ｇｒａｐｈｉｃｓ Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ Ｕｎｉｔ）である。

メモリ９２１は、データを一時的に記憶する記憶装置である。メモリ９２１の具体例は、ＳＲＡＭ（Ｓｔａｔｉｃ Ｒａｎｄｏｍ Ａｃｃｅｓｓ Ｍｅｍｏｒｙ）、あるいはＤＲＡＭ（Ｄｙｎａｍｉｃ Ｒａｎｄｏｍ Ａｃｃｅｓｓ Ｍｅｍｏｒｙ）である。
補助記憶装置９２２は、データを保管する記憶装置である。補助記憶装置９２２の具体例は、ＨＤＤである。また、補助記憶装置９２２は、ＳＤ（登録商標）メモリカード、ＣＦ、ＮＡＮＤフラッシュ、フレキシブルディスク、光ディスク、コンパクトディスク、ブルーレイ（登録商標）ディスク、ＤＶＤといった可搬の記憶媒体であってもよい。なお、ＨＤＤは、Ｈａｒｄ Ｄｉｓｋ Ｄｒｉｖｅの略語である。ＳＤ（登録商標）は、Ｓｅｃｕｒｅ Ｄｉｇｉｔａｌの略語である。ＣＦは、ＣｏｍｐａｃｔＦｌａｓｈ（登録商標）の略語である。ＤＶＤは、Ｄｉｇｉｔａｌ Ｖｅｒｓａｔｉｌｅ Ｄｉｓｋの略語である。

入力インタフェース９３０は、マウス、キーボード、あるいはタッチパネルといった入力装置と接続されるポートである。入力インタフェース９３０は、具体的には、ＵＳＢ（Ｕｎｉｖｅｒｓａｌ Ｓｅｒｉａｌ Ｂｕｓ）端子である。なお、入力インタフェース９３０は、ＬＡＮ（Ｌｏｃａｌ Ａｒｅａ Ｎｅｔｗｏｒｋ）と接続されるポートであってもよい。
出力インタフェース９４０は、ディスプレイといった表示機器９４１のケーブルが接続されるポートである。出力インタフェース９４０は、具体的には、ＵＳＢ端子またはＨＤＭＩ（登録商標）（Ｈｉｇｈ Ｄｅｆｉｎｉｔｉｏｎ Ｍｕｌｔｉｍｅｄｉａ Ｉｎｔｅｒｆａｃｅ）端子である。ディスプレイは、具体的には、ＬＣＤ（Ｌｉｑｕｉｄ Ｃｒｙｓｔａｌ Ｄｉｓｐｌａｙ）である。

通信装置９５０は、レシーバとトランスミッタを有する。通信装置９５０は、具体的には、通信チップまたはＮＩＣ（Ｎｅｔｗｏｒｋ Ｉｎｔｅｒｆａｃｅ Ｃａｒｄ）である。ロケット打ち上げ制御装置１００は、通信装置９５０を介して、管理事業装置４０との通信を行う。

ロケット打ち上げ制御プログラムは、プロセッサ９１０に読み込まれ、プロセッサ９１０によって実行される。メモリ９２１には、ロケット打ち上げ制御プログラムだけでなく、ＯＳ（Ｏｐｅｒａｔｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍ）も記憶されている。プロセッサ９１０は、ＯＳを実行しながら、ロケット打ち上げ制御プログラムを実行する。ロケット打ち上げ制御プログラムおよびＯＳは、補助記憶装置９２２に記憶されていてもよい。補助記憶装置９２２に記憶されているロケット打ち上げ制御プログラムおよびＯＳは、メモリ９２１にロードされ、プロセッサ９１０によって実行される。なお、ロケット打ち上げ制御プログラムの一部または全部がＯＳに組み込まれていてもよい。

ロケット打ち上げ制御装置１００は、プロセッサ９１０を代替する複数のプロセッサを備えていてもよい。これら複数のプロセッサは、プログラムの実行を分担する。それぞれのプロセッサは、プロセッサ９１０と同じように、プログラムを実行する装置である。

プログラムにより利用、処理または出力されるデータ、情報、信号値および変数値は、メモリ９２１、補助記憶装置９２２、または、プロセッサ９１０内のレジスタあるいはキャッシュメモリに記憶される。

ロケット打ち上げ制御システムの各部の「部」を「処理」、「手順」、「手段」、「段階」あるいは「工程」に読み替えてもよい。また、制御処理の「処理」を「プログラム」、「プログラムプロダクト」または「プログラムを記録したコンピュータ読取可能な記録媒体」に読み替えてもよい。
ロケット打ち上げ制御プログラムは、ロケット打ち上げ制御システムの各部の「部」を「処理」、「手順」、「手段」、「段階」あるいは「工程」に読み替えた各処理、各手順、各手段、各段階あるいは各工程を、コンピュータに実行させる。また、ロケット打ち上げ方法は、ロケット打ち上げ制御装置１００がロケット打ち上げ制御プログラムを実行することにより行われる方法である。
ロケット打ち上げ制御プログラムは、コンピュータ読取可能な記録媒体に格納されて提供されてもよい。また、各プログラムは、プログラムプロダクトとして提供されてもよい。

図１１は、本実施の形態に係る衛星軌道予報情報５１の例を示す図である。
ロケット打ち上げ制御装置１００は、宇宙物体６０の軌道の予報値が設定された衛星軌道予報情報５１を記憶部１３０に記憶する。ロケット打ち上げ制御装置１００は、例えば、複数の宇宙物体６０を管理する管理事業者により利用される管理事業装置４０から、複数の宇宙物体６０の各々の軌道の予報値を取得し、衛星軌道予報情報５１として記憶してもよい。あるいは、ロケット打ち上げ制御装置１００は、複数の宇宙物体６０の各々の軌道の予報値が設定された衛星軌道予報情報５１を管理事業者から取得し、記憶部１３０に記憶してもよい。
管理事業者は、衛星コンステレーション、各種の衛星、ロケット、およびデブリといった宇宙を飛行する宇宙物体６０を管理する事業者である。また、上述したように、各管理事業者により利用される管理事業装置４０は、メガコンステレーション事業装置４１、ＬＥＯコンステレーション事業装置４２、衛星事業装置４３、および、その他の事業装置といったコンピュータである。

衛星軌道予報情報５１には、例えば、宇宙物体ＩＤ（Ｉｄｅｎｔｉｆｉｅｒ）５１１、予報元期５１２、予報軌道要素５１３、および予報誤差５１４といった情報が設定される。

宇宙物体ＩＤ５１１は、宇宙物体６０を識別する識別子である。図１１では、宇宙物体ＩＤ５１１として、衛星ＩＤとデブリＩＤが設定されている。宇宙物体は、具体的には、宇宙空間に打ち上げられるロケット、人工衛星、宇宙基地、デブリ回収衛星、惑星探査宇宙機、ミッション終了後にデブリ化した衛星あるいはロケットといった物体である。

予報元期５１２は、複数の宇宙物体の各々の軌道について予報されている元期である。
予報軌道要素５１３は、複数の宇宙物体の各々の軌道を特定する軌道要素である。予報軌道要素５１３は、複数の宇宙物体の各々の軌道について予報されている軌道要素である。図１１では、予報軌道要素５１３として、ケプラー軌道６要素が設定されている。

予報誤差５１４は、複数の宇宙物体の各々の軌道において予報される誤差である。予報誤差５１４には、進行方向誤差、直交方向誤差が設定されている。予報誤差５１４には、実績値が内包する誤差量が明示的に示される。

なお、本実施の形態に係る衛星軌道予報情報５１では、宇宙物体６０について、予報元期５１２と予報軌道要素５１３が設定されている。予報元期５１２と予報軌道要素５１３により、宇宙物体６０の近未来における時刻と位置座標を求めることができる。例えば、宇宙物体６０についての近未来の時刻と位置座標が、衛星軌道予報情報５１に設定されていてもよい。
このように、衛星軌道予報情報５１には、元期と軌道要素、あるいは、時刻と位置座標を含む宇宙物体の軌道情報が具備され、宇宙物体６０の近未来の予報値が明示的に示されている。
なお、衛星軌道予報情報５１は、宇宙物体６０の近未来の予報値が明示的に示されている情報であれば、図１１の構成以外の構成でも構わない。

また、ロケット打ち上げ制御装置１００は、宇宙物体６０の軌道の実績値が設定された衛星軌道実績情報を備えていてもよい。衛星軌道実績情報の構成も衛星軌道予報情報と同様である。

＊＊＊動作の説明＊＊＊
メガコンステレーションを運用するメガコンステレーション事業者が登場している。同一のメガコンステレーション事業者により、以下のように天空網羅的に衛星を配備する計画がある。
軌道高度約３３６ｋｍ：軌道傾斜角４２度、約２５００機
軌道高度約３４１ｋｍ：軌道傾斜角４８度、約２５００機
軌道高度約３４６ｋｍ：軌道傾斜角５３度、約２５００機
軌道高度約５５０ｋｍ：軌道傾斜角５３度、約１６００機
軌道高度約１１５０ｋｍ：軌道傾斜角５３度、約１６００機

さらに、別のメガコンステレーション事業者が、合計３２３６機の衛星を以下のように配備する計画を発表している。軌道傾斜角は３９度から５６度である。
軌道高度約５９０ｋｍ：７８４機
軌道高度約６１０ｋｍ：１２９６機
軌道高度約６３０ｋｍ：１１５６機
また、例えば、北緯４２度の日本の北海道大樹町にロケット発射場整備の構想が存在する。

図１２は、本実施の形態に係るロケット打ち上げ例を示す図である。
図１３は、本実施の形態に係るロケット打ち上げのイメージ図である。
図９で説明したように、北緯４２度の日本の北海道大樹町におけるロケット発射場整備の構想が存在する。
仮に、北緯４２度のロケット発射場２０１からロケット２０２を打ち上げた場合に、緯度４２度、４８度、５３度といった上空は、メガコンステレーションを構成する衛星が密集する緯度帯となっている。このため、ロケット事業者側が打ち上げ時に衝突を回避するのは極めて難しい状況となっている。

ロケット２０２は、ロケット打ち上げ制御装置１００からの制御により、ロケット発射場２０１から発射される。ロケット打ち上げ制御装置１００は、例えば、地上設備７００に搭載されている。
本実施の形態に係るロケット打ち上げ制御装置１００は、ロケット２０２がロケット発射場２０１上空を飛行する衛星コンステレーション２０の衛星３０と衝突することなく打ち上げられるように、ロケット２０２の打ち上げを制御する。

＊＊＊ロケット打ち上げのバリエーション＊＊＊
以下に、本実施の形態に係るロケット打ち上げのバリエーションについて説明する。

＜ロケット打ち上げ方法＞
図１４は、本実施の形態に係るロケット打ち上げ方法を示す模式図である。
本実施の形態に係るロケットの打ち上げ方法は、例えば、ロケット打ち上げ制御装置１００の制御部１１０の制御により実現される。あるいは、管理事業装置４０に搭載されたコンピュータの制御により実現されてもよい。
図１３では、地上設備７００にロケット打ち上げ制御装置１００が搭載され、ロケット２０２の打ち上げを制御する構成を示している。しかし、ロケット打ち上げ制御装置１００が別の場所の地上設備７００に搭載されており、ネットワークを介して、ロケット２０２の打ち上げを制御してもよい。

ロケット２０２は、例えば、緯度３０度から緯度５０度に整備されたロケット発射場２０１から打ち上げられる。
ロケット打ち上げ制御装置１００の制御部１１０は、ロケット２０２が軌道傾斜角４０度から６０度を飛翔するメガコンステレーション衛星群４１１の軌道高度を通過する際の、ロケットにおける速度ベクトルを制御する。具体的には、制御部１１０は、緯度４０度から６０度を東西方向に西から東方向に向かうロケット２０２における速度ベクトルが、メガコンステレーション衛星群４１１の軌道速度と同じであって、かつ、メガコンステレーション衛星群４１１を構成する衛星の通過タイミングをずらして通過するように、ロケット２０２の打ち上げを制御する。
その際、地上設備７００は、ロケット２０２の追跡管制信号の授受をする。

図１４における３つの軌道面は軌道傾斜角と軌道高度が同じで、法線ベクトルが経度方向に離角している状況を示している。したがって、各軌道面において衛星が最北端を通過する際の軌道高度は同等となる。同時に３つの軌道面の衛星が最北端を通過するか否かは同期運用の有無に依存するので、ロケット打ち上げ時にはそれぞれの軌道面毎に、通過タイミングをずらし、全ての軌道面で通過タイミングがずれていることが必要十分となる。

緯度３０度から緯度５０度に整備されたロケット発射場２０１の具体例として、北海道大樹町がある。このようなロケット発射場２０１からロケットを打ち上げる場合、傾斜軌道衛星が密集して飛行する領域を通過して安全にロケットを打ち上げる必要がある。
本実施の形態に係るロケット打ち上げ制御装置１００では、安全にロケットを打ち上げるための手段を提供する。ロケット打ち上げ制御装置１００では、傾斜軌道面の最北端の衛星が西から東に向かって飛翔する領域において、ロケットが同様に西から東に飛行し、近傍を飛翔する複数衛星との相対速度差を小さくして、衛星と衛星の間隙を抜けて高度を追い抜くことにより、密集高度を通過するように制御する。

ロケット打ち上げにより人工衛星を軌道投入する場合、地球の自転を利用して人工衛星の高度を維持する速度を得るのが合理的である。このため、傾斜軌道衛星が軌道面の最北端を通過する場合は西から東に向かって飛翔することになる。西方に打ち上げられる特殊な衛星も存在はするが、メガコンステレーション衛星群４１１は南北端を西から東に飛翔することになる。
定常運用する衛星の軌道速度は軌道高度に依存して決定し、軌道面の最北端における速度ベクトルは必ず西から東に向かうので、軌道傾斜角と軌道高度が公表されているメガコンステレーションの衛星群の軌道面最北端通過時の緯度と軌道速度はロケット打ち上げ事業者にとっても把握可能である。

そこでロケット打ち上げにおいて、メガコンステレーション衛星群４１１が飛翔する緯度帯を、西から東に向く速度ベクトル成分が前記衛星群の軌道速度と同じになるように通過すれば、相対的な速度差は衛星群の進行方向と直交する成分のみとなる。
言い換えると、ロケットがメガコンステレーション衛星群４１１の軌道面を通過するときは、ロケットの速度ベクトルの東西方向成分の大きさが衛星群の軌道速度と同じとする。ロケット通過時においては、最終的にロケットが到達する高度に応じて、高度方向の速度成分が残っている。
衛星は進行方向に対して数ｋｍ／秒の高速で飛翔するので、進行方向を横切る際に、数ｋｍ／秒の速度差があると、衝突するリスクが高く、安全に通過できる時間タイミングも極めて限定される。しかし、進行方向の速度差がなければ、同一軌道面を飛翔する衛星群と通過タイミングをずらして、衛星と衛星の間を通過させることは容易である。
同様に隣接軌道を通過する衛星との速度差も小さいので、隣接軌道の衛星と衛星の間を衝突せずに通過することも容易である。

なお種子島からの打ち上げにおいても、本実施の形態と同様の手段により飛行安全を確保することが可能である。

図１５は、本実施の形態に係るロケット打ち上げ方法において、軌道傾斜角５０度の傾斜軌道を通過する例を示す図である。
図１５では、北緯約４０度の北海道のロケット発射場を想定して、軌道傾斜角５０度の傾斜軌道を通過する例を示している。傾斜軌道上で数珠つなぎ状に隊列飛行する衛星群の間隙を縫って打ち上げることにより飛行安全を確保する。

図１６は、本実施の形態に係るロケット打ち上げ方法において、複数の傾斜軌道を通過する例を示す図である。
メガコンステレーション衛星群では、公称軌道高度が同一で、複数の軌道面を飛翔する衛星群が、軌道面の法線ベクトルの相対角度を経度方向ずらして多数配置されている。そして、複数の軌道面は、相対的に東から西に回転している。このため、ロケット打ち上げ時は全ての軌道面の衛星の間隙を縫って飛行安全を確保して打ち上げることになる。

＜軌道投入方法＞
本実施の形態に係る軌道投入方法は、例えば、ロケット打ち上げ制御装置１００の制御部１１０の制御により実現される。あるいは、管理事業装置４０に搭載されたコンピュータの制御により実現されてもよい。

図１７は、本実施の形態に係る軌道投入方法を示す図である。
図１７では、傾斜軌道を飛翔する衛星の軌道投入方法を示している。
衛星は、緯度３０度から５０度に整備されたロケット発射場から打ち上げられるロケットにより打ち上げられる。衛星は、軌道傾斜角が４０度から６０度の傾斜軌道の北端、ないし南端に、西から東方向に向かって投入される。

緯度３０度から５０度に整備されたロケット発射場からロケットを打ち上げて、軌道傾斜角４０度から６０度（軌道傾斜角の定義如何で１４０度から１２０度と同義）に軌道投入する場合は、次の通りである。軌道面最北端ないし最南端で衛星群が西から東に飛翔する領域において、ロケットを衛星群の飛翔する軌道高度まで到達する速度に加速させれば、西から東に飛翔する衛星とほぼ同じ速度になる。よって、衛星と衛星の間隙に軌道投入するのも容易であり、飛行安全が確保できるという効果がある。

このような軌道投入方法では、ロケット発射場の上空に当該軌道面が回ってきた時間帯にロケットを発射すれば、容易に当該軌道面で所望の軌道高度に到達可能である。また、それより低い高度で衛星をロケットから分離すれば、概ね当該軌道面近傍を飛翔する軌道に投入されるので、安全に隊列飛行に加わることが可能である。

また、ロケット発射場からロケット分離までの距離が最短にできるので、低コスト化でできる。
同一軌道面で多数衛星が飛翔する場合において、故障した衛星と同じ配置で代替衛星を投入する必要がなければ、同一軌道面の衛星群の軌道高度を調整して、代替衛星を安全に投入する隙間をあける措置も可能である。

図１８は、本実施の形態に係る軌道投入方法における一例を示す図である。
図１８では、本実施の形態に係る軌道投入方法において、特定の軌道位置に衛星を軌道投入する軌道投入方法を示している。

例えば、同一軌道面の衛星同士で衛星間通信を実施している場合には、故障した衛星の元居た配列と同じ軌道位置に代替衛星を軌道投入する必要がある。
図１８に示す軌道投入方法では、ロケット発射場の上空に当該軌道面が回ってきた時間帯にロケットを発射すれば、容易に当該軌道面で所望の軌道高度に到達可能である。また、それより低い高度で衛星をロケットから分離すれば、概ね当該軌道面近傍を飛翔する軌道に投入されるので、安全に隊列飛行に加わることが可能である。

低軌道周回衛星は９０分程度で地球を１周するので、最大４５分のロケット打ち上げタイミングの余裕があれば、最適な位置への軌道投入が可能である。
ロケット発射から当該軌道高度に到達するまでの時間と、衛星が隊列飛行に加わるまでに要する時間を考慮した上で、適切な打ち上げタイミングを選ぶことにより、当該軌道面の特定の軌道位置に軌道投入することが可能である。このように、低コストで、短期間に適切な軌道投入が可能になるという効果がある。

＜衛星コンステレーション維持方法＞
本実施の形態に係る衛星コンステレーション維持方法は、例えば、ロケット打ち上げ制御装置１００の制御部１１０の制御により実現される。あるいは、管理事業装置４０に搭載されたコンピュータの制御により実現されてもよい。

本実施の形態に係る衛星コンステレーション維持方法は、１０機以上の衛星により構成される衛星コンステレーションにおいて、初期衛星群整備後に、衛星故障あるいは寿命完遂に伴い後継機を軌道投入する方法である。本実施の形態に係る衛星コンステレーション維持方法では、上述の軌道投入方法で後継機を軌道投入する。

メガコンステレーション衛星群を最初に整備する際は、同一軌道面を飛翔する全ての衛星を大型ロケットにより一括して打ち上げることができる。しかし、その中の衛星が故障して、代替衛星を打ち上げる場合には、欠落した軌道面に代替衛星だけを打ち上げる必要がある。このため、小型ロケットに代替衛星を搭載して、当該軌道面に個別に軌道投入するのが合理的である。

また設計寿命を全うした後に、ＰＭＤ（Ｐｏｓｔ Ｍｉｓｓｉｏｎ Ｄｉｓｐｏｓａｌ）して軌道離脱した衛星の後継機を軌道投入する場合がある。この場合も、衛星コンステレーションを維持するためには、複数の軌道面において衛星がＰＭＤした順番に代替機を軌道投入する必要がある。これは、同時打ち上げした衛星の実際の軌道上寿命にはばらつきがあるので、個別に軌道投入するのが合理的であるためである。

多数機衛星同時打ち上げの場合は、同一軌道面へ軌道投入する衛星が全て完成してから打ち上げる必要があるため、打ち上げまでの待ち時間がある。また、複数軌道面で衛星がＰＭＤした場合は軌道面の数相当の打ち上げ回数が必要となるため、初期整備段階ほどコスト低減効果がなく、むしろ代替機を整備する待ち時間が無駄になるという課題がある。
そこで、代替機を小型ロケットにより個別打ち上げして軌道投入するのが合理的となる。

小型ロケットを個体ロケットとして予め作りおいて、何時でも打ち上げられる準備をしておけば、必要なタイミングで代替機の軌道投入が可能となる。
このように、本実施の形態に係る衛星コンステレーション維持方法によれば、低コストで待ち時間なくメガコンステレーションの維持が可能となる。

ロケット２０２は、上述したロケット打ち上げ方法、または、軌道投入方法を実行する。
また、ロケット発射場２０１は、上述したロケット打ち上げ方法、または、軌道投入方法を実行する。
また、衛星コンステレーション２０は、上述した軌道投入方法、または、衛星コンステレーション維持方法を実行する。

ロケット打ち上げ方法では、コンステレーションの軌道高度を通過して、更に高高度にロケットを打ち上げる場合の方法である。
また、軌道投入方法は、コンステレーションに新規衛星を軌道投入する方法である。
いずれの方法においても、東西方向に西から東方向に向かう速度成分はコンステレーションと同じにするのが安全である。ロケット打ち上げ方法では、高度方向の速度ベクトルがあるのに対して、軌道投入方法では高度方向の速度ベクトルはおおよそゼロになる。なお軌道投入方法では、衛星のロケットからの分離は軌道到達前に実施するので、ロケットは当該軌道高度までは到達せずに、分離後の衛星が推進装置を稼働して正規の位置まで遷移することになる。

＜デブリ除去方法の例１＞
本実施の形態に係るデブリ除去方法は、例えば、デブリ回収事業装置４５に搭載されたロケット打ち上げ制御装置１００の制御部１１０の制御により実現される。あるいは、その他の管理事業装置４０に搭載されたコンピュータの制御により実現されてもよい。

本実施の形態に係るデブリ除去方法の例１は、１０機以上の衛星により構成される衛星コンステレーションにおいて、初期衛星群整備後に、故障により軌道離脱（ＰＭＤ）ができない衛星を能動的にデブリ除去（ＡＤＲ）する方法である。ＡＤＲは、Ａｃｔｉｖｅ Ｄｅｂｒｉｓ Ｒｅｍｏｖａｌの略語である。
本実施の形態に係るデブリ除去方法の例１では、上述した軌道投入方法で、デブリを除去するためのデブリ除去衛星を軌道投入する。

図１９は、本実施の形態に係るデブリ除去衛星３０１の構成例を示す図である。
デブリ除去衛星３０１は、図６の衛星３０の構成に加え、デブリを捕獲する捕獲装置３６を備える。デブリ除去衛星３０１は、制御コマンドにより、デブリを捕獲し、大気圏突入までのデオービット過程において、宇宙物体との衝突リスクの高い領域を回避して降下する軌道降下時能動的制御運用を行う。軌道降下時能動的制御運用は、アクティブデオービット運用ともいう。

推進装置の故障などにより自律的なＰＭＤができない衛星がメガコンステレーションの軌道に滞留し続けると、他衛星との衝突リスクが発生するため、能動的に軌道離脱させるＡＤＲが必要となる。故障衛星を捕獲する手段を具備したデブリ除去衛星３０１によりＡＤＲを実施する場合に、上述した軌道投入方法でデブリ除去衛星３０１を軌道投入すれば、飛行安全を確保しながら故障衛星に接近して捕獲できるという効果がある。

＜ロケット回収方法の例１＞
本実施の形態に係るロケット回収方法は、例えば、デブリ回収事業装置４５に搭載されたロケット打ち上げ制御装置１００の制御部１１０の制御により実現される。また、その他の管理事業装置４０に搭載されたコンピュータの制御により実現されてもよい。

図２０は、本実施の形態に係るロケット回収方法の例１を示す図である。
本実施の形態に係るロケット回収方法は、緯度３０度から５０度に整備されたロケット発射場から打ち上げられるロケットを回収する方法である。本実施の形態に係るロケット回収方法では、ロケットは、衛星分離後に軌道降下し、ロケット発射場とは異なる安全な領域で回収される。

ロケットに大気圏突入における摩擦熱耐性を確保する対策を施し、衛星を打ち上げて分離した後に、軌道降下させてロケットを回収する。ロケットが落下傘を具備してもよいし、着陸直前に推進装置を噴射して着地速度を減速してもよい。
例えば北海道のロケット発射場から傾斜軌道に軌道投入した後のロケットは太平洋に落下させることが合理的である。

＜ロケット回収方法の例２＞
図２１は、本実施の形態に係るロケット回収方法の例２を示す図である。
図２１の細線の軌道は、ロケットが周回する軌道を表している。
ロケットにおける軌道投入後の再噴射機能具備など、大気圏突入対策が十分確保できれば、傾斜軌道近傍を滞留した後に、複数周回後に進行方向に対して逆噴射することにより減速して、所望の領域に軌道降下させることも可能となる。

ロケット回収方法の例１および例２では、ロケットは、大気圏内減速装置を具備し、ロケット回収方法により回収される回収型ロケット２０２ａである。

回収型ロケット２０２ａは、大気による摩擦熱に耐えるための耐熱セラミック材料あるいは塗料の選択、落下傘の具備、推進装置の噴射といった、大気圏通過時と着陸時の耐性を具備して実現される。

＜ロケット発射場２０１＞
ロケット発射場２０１は、上述したロケット打ち上げ方法、または、軌道投入方法を実行するロケットを打ち上げるロケット発射場であって、上述した衛星コンステレーション維持方法を実現するためにレンタルされてもよい。

北海道のロケット発射場を想定して、メガコンステレーション事業者ないしロケット打ち上げ事業者にロケット発射場をレンタルしてもよい。これにより、ロケット打ち上げ時のメガコンステレーション衛星群との衝突回避のための飛行安全確保をメガコンステレーション事業者ないしロケット打ち上げ事業者が担当することが可能となり合理的である。

＜ロケット再利用システム＞
ロケット再利用システムは、回収型ロケット２０２ａを複数回打ち上げるロケット再利用サイクルにより回収型ロケット２０２ａを再利用するシステム（方式あるいは方法）である。
ロケット再利用システムは、再利用ロケット輸送手段を具備する。再利用ロケット輸送手段は、再利用するロケットを搬送する手段である。
ロケット再利用システムでは、ロケット発射場２０１から回収型ロケット２０２ａを発射し、前記ロケット回収方法により回収型ロケット２０２ａを回収する。そして、ロケット再利用システムでは、回収型ロケット２０２ａを再利用ロケット輸送手段によりロケット発射場２０１まで搬送する。そして、ロケット再利用システムでは、再び回収型ロケット２０２ａを打ち上げる。

北海道のロケット発射場を想定して、メガコンステレーション事業者ないしロケット打ち上げ事業者にロケット発射場をレンタルする。これにより、ロケット打ち上げ時のメガコンステレーション衛星群との衝突回避のための飛行安全確保をメガコンステレーション事業者ないしロケット打ち上げ事業者が担当することが可能となり合理的である。
回収型ロケット２０２ａを太平洋上の台船に着陸させて回収し、損傷個所の修理といったリハービッシュをロケット工場で実施した後に、再び北海道に輸送し、複数回の打ち上げをするロケット再利用システムを構築できる。

＜デブリ除去方法の例２＞
本実施の形態に係るデブリ除去方法の例２は、１０機以上の衛星により構成される衛星コンステレーションにおいて、初期衛星群整備後に、故障により軌道離脱（ＰＭＤ）ができない衛星を能動的にデブリ除去（ＡＤＲ）する方法である。
デブリ除去方法の例２では、軌道投入方法を実行するロケットが、故障した衛星を捕獲するデブリ除去手段である捕獲装置と軌道制御装置を具備する。そして、デブリ除去方法の例２では、後継機が軌道投入された後に、ロケットが、故障した衛星を捕獲し、逆噴射して軌道離脱する。

ロケットの備える捕獲装置は、例えば、衛星が備える捕獲装置と同様である。
ロケットの備える軌道制御装置は、例えば、衛星が備える衛星制御装置と同様である。軌道制御装置は、ロケットが備える推進装置と姿勢制御装置とを制御する衛星制御装置であり、地上設備７００から送信される各種コマンドにしたがって、推進装置と姿勢制御装置を制御する。

デブリ除去方法の例２において、ロケットは、デブリ除去手段を具備し、ロケット打ち上げ作業完了後にデブリを捕獲し、逆噴射して軌道離脱する。
衛星分離後に動作可能となる捕獲装置をロケットに具備すれば、デブリ除去衛星に依存しないデブリ除去が可能となる。

以下では、本実施の形態に係るロケット打ち上げ方法に利用できる衛星３０ｂによる隣接軌道面の追い越しの例について説明する。

図２２は、衛星コンステレーション形成方式の一例を示す図である。
図２２では、２つの軌道面２１ａ，２１ｂの軌道高度が互いに異なり、かつ、各軌道面２１ａ，２１ｂにおける交点近傍点Ｐｃにおいて、衛星３０ａ，３０ｂの衛星通過タイミングがずれている状態を示している。衛星コンステレーション形成部１１は、衛星通過タイミングがずれている状態を維持しながら、２つの軌道面２１ａ，２１ｂの軌道高度を徐々に一致させる。

法線のなす角度が異なる軌道面で同一高度の衛星群を飛行させると、交点において衝突するリスクがある。また、多数の衛星群をそれぞれの軌道面に整備した後に、追加衛星を軌道投入する場合に、衝突リスクが高い。
そこで、予め同数の衛星をほぼ均等配置で隊列飛行させ、徐々に軌道高度を近づける。徐々に軌道高度を近づけることにより、近傍高度の衛星群はほぼ対地速度が等しくなる。よって、予め位相をずらして隊列飛行する衛星群同士は、衝突することなく軌道高度を変更することができる。

また、衛星コンステレーション形成部１１は、各軌道面における交点近傍点Ｐｃにおいて衛星通過タイミングがずれている状態から、衛星通過タイミングがずれている状態を維持しながら、２つの軌道面の一方の軌道面の軌道高度に他方の軌道面の軌道高度を追い越させる。衛星コンステレーション形成部１１は、各軌道面２１の交点近傍点Ｐｃから次の交点近傍点Ｐｃまでの間に、一方の軌道面の衛星に他方の軌道面の軌道高度を追い越させる。

図２３は、衛星３０ｂによる隣接軌道面の追い越しを示す図である。
図２３では、軌道面２１ｂの衛星３０ｂが、軌道面２１ａを追い越す様子を示している。軌道面２１ｂの衛星３０ｂは、交点近傍点Ｐｃ１から、次の交点近傍点Ｐｃ２までの間Ｒで、軌道面２１ａを追い越す。

法線のなす角度が異なる複数の軌道面において、衛星高度の追い越しを変更する場合に、２軌道面の交点近傍２点において衝突するリスクがある。この２点以外には衝突するリスクがないので、交点近傍点を通過後から次の交点近傍点までの間に軌道高度の追い越しをすれば、衝突なく軌道高度を変更できる。

なお、本実施の形態では、制御部１１０は、ロケット２０２が軌道傾斜角４０度から６０度を飛翔するメガコンステレーション衛星群４１１の軌道高度を通過する際の、ロケットにおける速度ベクトルを制御する。具体的には、制御部１１０は、緯度４０度から６０度を東西方向に西から東方向に向かうロケット２０２における速度ベクトルが、メガコンステレーション衛星群４１１の軌道速度と同じであって、かつ、メガコンステレーション衛星群４１１を構成する衛星の通過タイミングをずらして通過するように、ロケット２０２の打ち上げを制御する。

＊＊＊他の構成＊＊＊
本実施の形態では、制御部１１０の機能がソフトウェアで実現される。変形例として、制御部１１０の機能がハードウェアで実現されてもよい。

ロケット打ち上げ制御装置１００は、プロセッサ９１０に替えて電子回路を備える。
電子回路は、制御部１１０の機能を実現する専用の電子回路である。
電子回路は、具体的には、単一回路、複合回路、プログラム化したプロセッサ、並列プログラム化したプロセッサ、ロジックＩＣ、ＧＡ、ＡＳＩＣ、または、ＦＰＧＡである。ＧＡは、Ｇａｔｅ Ａｒｒａｙの略語である。ＡＳＩＣは、Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ Ｓｐｅｃｉｆｉｃ Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ Ｃｉｒｃｕｉｔの略語である。ＦＰＧＡは、Ｆｉｅｌｄ－Ｐｒｏｇｒａｍｍａｂｌｅ Ｇａｔｅ Ａｒｒａｙの略語である。
制御部１１０の機能は、１つの電子回路で実現されてもよいし、複数の電子回路に分散して実現されてもよい。
別の変形例として、制御部１１０の一部の機能が電子回路で実現され、残りの機能がソフトウェアで実現されてもよい。

プロセッサと電子回路の各々は、プロセッシングサーキットリとも呼ばれる。つまり、ロケット打ち上げ制御装置１００において、制御部１１０の機能は、プロセッシングサーキットリにより実現される。

以上の実施の形態１では、ロケット打ち上げ制御装置の各部を独立した機能ブロックとして説明した。しかし、ロケット打ち上げ制御装置の構成は、上述した実施の形態のような構成でなくてもよい。ロケット打ち上げ制御装置の機能ブロックは、上述した実施の形態で説明した機能を実現することができれば、どのような構成でもよい。また、ロケット打ち上げ制御装置は、１つの装置でも、複数の装置から構成されたシステムでもよい。

また、実施の形態１のうち、複数の部分を組み合わせて実施しても構わない。あるいは、これらの実施の形態のうち、１つの部分を実施しても構わない。その他、これらの実施の形態を、全体としてあるいは部分的に、どのように組み合わせて実施しても構わない。
すなわち、実施の形態１を部分的に自由に組み合わせてもよい。あるいは、実施の形態１において、構成要素をどのように変形してもよい。つまり、実施の形態１において、構成要素の追加および省略をしてもよい。

なお、上述した実施の形態は、本質的に好ましい例示であって、本開示の範囲、本開示の適用物の範囲、および本開示の用途の範囲を制限することを意図するものではない。上述した実施の形態は、必要に応じて種々の変更が可能である。

２０ 衛星コンステレーション、２１，２１ａ，２１ｂ 軌道面、３０，３０ａ，３０ｂ 衛星、３０１ デブリ除去衛星、３１ 衛星制御装置、３２ 衛星通信装置、３３ 推進装置、３４ 姿勢制御装置、３５ 電源装置、３６ 捕獲装置、４０ 管理事業装置、４１ メガコンステレーション事業装置、４１１ メガコンステレーション衛星群、４２ ＬＥＯコンステレーション事業装置、４３ 衛星事業装置、４４ 軌道遷移事業装置、４５ デブリ回収事業装置、４６ ロケット打ち上げ事業装置、４７ ＳＳＡ事業装置、５１ 衛星軌道予報情報、５１１ 宇宙物体ＩＤ、５１２ 予報元期、５１３ 予報軌道要素、５１４ 予報誤差、６０ 宇宙物体、７０ 地球、１００ ロケット打ち上げ制御装置、１１０ 制御部、１３０ 記憶部、５５ 軌道制御コマンド、２０１ ロケット発射場、２０２ ロケット、２０２ａ 回収型ロケット、６００ 衛星コンステレーション形成システム、１１，１１ｂ 衛星コンステレーション形成部、３００ 衛星群、７００ 地上設備、５００ ロケット打ち上げ制御システム、５１０ 軌道制御コマンド生成部、５２０ 解析予測部、９１０ プロセッサ、９２１ メモリ、９２２ 補助記憶装置、９３０ 入力インタフェース、９４０ 出力インタフェース、９４１ 表示機器、９５０ 通信装置。

Claims (16)

1. 緯度３０度から５０度に整備されたロケット発射場から打ち上げられるロケットのロケット打ち上げ方法であって、
   前記ロケットが、１００機以上の衛星から構成されるメガコンステレーション衛星群であって、軌道傾斜角４０度から６０度を飛翔するメガコンステレーション衛星群の軌道高度を通過する際に、緯度４０度から６０度を東西方向に西から東方向に向かう前記ロケットにおける速度ベクトルが、前記メガコンステレーション衛星群の軌道速度と同じであって、かつ、前記メガコンステレーション衛星群を構成する衛星の通過タイミングをずらして通過するように、前記ロケットの打ち上げを制御するロケット打ち上げ方法。
2. 緯度３０度から５０度に整備されたロケット発射場から打ち上げられるロケットの打ち上げを制御するロケット打ち上げ制御装置であって、
   前記ロケットが、１００機以上の衛星から構成されるメガコンステレーション衛星群であって、軌道傾斜角４０度から６０度を飛翔するメガコンステレーション衛星群の軌道高度を通過する際に、緯度４０度から６０度を東西方向に西から東方向に向かう前記ロケットにおける速度ベクトルが、前記メガコンステレーション衛星群の軌道速度と同じであって、かつ、前記メガコンステレーション衛星群を構成する衛星の通過タイミングをずらして通過するように、前記ロケットの打ち上げを制御する制御部を備えたロケット打ち上げ制御装置。
3. 傾斜軌道を飛翔する衛星の軌道投入方法であって、
   緯度３０度から５０度に整備されたロケット発射場から打ち上げられるロケットで打ち上げられ、
   軌道傾斜角が４０度から６０度の傾斜軌道の北端、ないし南端に、西から東方向に向かって衛星を投入する軌道投入方法。
4. 前記傾斜軌道の軌道面の特定の軌道位置に衛星を軌道投入する請求項３記載の軌道投入方法。
5. １０機以上の衛星により構成される衛星コンステレーションにおいて、初期衛星群整備後に、衛星故障あるいは寿命完遂に伴い後継機を軌道投入する衛星コンステレーション維持方法であって、
   請求項３または請求項４に記載の軌道投入方法で後継機を軌道投入する衛星コンステレーション維持方法。
6. １０機以上の衛星により構成される衛星コンステレーションにおいて、初期衛星群整備後に、故障により軌道離脱ができない衛星を能動的にデブリ除去するデブリ除去方法であって、
   請求項３または請求項４に記載の軌道投入方法でデブリを除去するためのデブリ除去衛星を軌道投入するデブリ除去方法。
7. 緯度３０度から５０度に整備されたロケット発射場から打ち上げられるロケットであって、衛星分離後に軌道降下したロケットを、前記ロケット発射場とは異なる領域で回収するロケット回収方法。
8. 大気圏内減速装置を具備し、
   請求項７に記載のロケット回収方法により回収される回収型ロケット。
9. 請求項１に記載のロケット打ち上げ方法、または、請求項３または請求項４に記載の軌道投入方法を実行するロケットを打ち上げるロケット発射場であって、
   請求項５記載の衛星コンステレーション維持方法を実現するためにレンタルされるロケット発射場。
10. 再利用ロケット輸送手段を具備し、請求項８に記載の回収型ロケットを複数回打ち上げるロケット再利用サイクルにより、前記回収型ロケットを再利用するロケット再利用システムであって、
    請求項９に記載のロケット発射場から前記回収型ロケットを発射し、
    請求項７に記載のロケット回収方法により回収し、
    前記再利用ロケット輸送手段により前記ロケット発射場まで搬送し、再び前記回収型ロケットを打ち上げるロケット再利用システム。
11. １０機以上の衛星により構成される衛星コンステレーションにおいて、初期衛星群整備後に、故障により軌道離脱ができない衛星を能動的にデブリ除去するデブリ除去方法であって、
    請求項４記載の軌道投入方法を実行するロケットが、
    故障した衛星を捕獲するデブリ除去手段と軌道制御装置を具備し、
    後継機が軌道投入された後に、故障した衛星を捕獲し、逆噴射して軌道離脱するデブリ除去方法。
12. デブリ除去手段を具備し、ロケット打ち上げ作業完了後に、デブリを捕獲し、逆噴射して軌道離脱するロケット。
13. 請求項１に記載のロケット打ち上げ方法、または、請求項３または請求項４に記載の軌道投入方法を実行するロケット。
14. 請求項１に記載のロケット打ち上げ方法、または、請求項３または請求項４に記載の軌道投入方法を実行するロケット発射場。
15. 請求項３または請求項４に記載の軌道投入方法、または、請求項５に記載の衛星コンステレーション維持方法を実行する衛星コンステレーション。
16. 請求項１２または請求項１３に記載のロケットの追跡管制信号の授受をする地上設備。

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