JP4097086B2

JP4097086B2 - 複数の宇宙機を異なる軌道に投入する方法

Info

Publication number: JP4097086B2
Application number: JP2005001759A
Authority: JP
Inventors: 淳一郎川口; 康弘川勝; 治森
Original assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Current assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Priority date: 2005-01-06
Filing date: 2005-01-06
Publication date: 2008-06-04
Anticipated expiration: 2025-01-06
Also published as: US20060241824A1; US7747361B2; JP2006188149A; EP1679259A2; EP1679259A3; EP1679259B1

Description

本発明を複数の宇宙機と結合された単一の支援機を備えたシステムにおいて該単一の支援機を複数の宇宙機とともに打ち上げ、その後、宇宙機をそれぞれ異なる目標の惑星間軌道等に誘導制御する方法に関する。

本発明が解決しようとする課題は、異なる地球周回ないし惑星間軌道に、１回の打ち上げにて、複数の宇宙機をそれぞれ異なる軌道に投入する困難さにある。従来は、この課題を解決するために、毎宇宙機について個別のロケット（打ち上げビークル）を必要とし、大きなコスト増を招いていた。とくに、小型の宇宙機をたくさんの個々の異なる軌道に投入することは、個別の打ち上げ手段の確保が必要だったため、著しく効率が悪く、経費面でも実現は難しかった。

特開平０７−１８７０９１号

特開平０７−１８７０９１号には、複数の人工衛星の打ち上げ方法において、軌道変換に必要とする軌道制御のための推進系の燃料の低減化を図る、ことが開示されている。

この開示された手法によれば、単一のロケットに搭載して同時に打ち上げた２つの人工衛星Ｓ１，Ｓ２を、まず目的軌道Ａ１，Ａ２より軌道長の小さいパーキング軌道Ｐに投入する。次いで、パーキング軌道Ｐが第１の目的軌道Ａ１と同一面に近づいたとき、第１の人工衛星Ｓ１の推進系を用いて面内軌道制御を行い、第１の目的軌道Ａ１への遷移軌道Ａ１′を経て、第１の目的軌道Ａ１に到達させる。次に、パーキング軌道Ｐが第２の目的軌道Ａ２と同一面に近づいたとき、同様の手順で第２の人工衛星Ｓ２を第２の目的軌道Ａ２への遷移軌道Ａ２′を経て、第２の目的軌道Ａ２に到達させるようになっている。

しかしながら、上記特開平０７−１８７０９１号に開示されたシステムは、基本的には地球周回軌道の傾斜角を変更できないものであるのに対し、本発明は軌道要素を地球重力場に伴う摂動効果で変化させることができるシステムを前提としている。

しかし、上記文献に開示された方式では、原理的にできあがり軌道の傾斜角を操作することはできないうえ、そもそも惑星間軌道に複数の宇宙機を投入することは根本的にできないという問題がある。

本発明は上記事情に鑑みて構成されたもので、１回の打ち上げで、地球の引力圏を脱出する複数の宇宙機を異なる軌道に投入し、異なる目標に向かって打ち出す方法であって、
前記複数の宇宙機の航行を支援するための単一の支援機に結合し、地球公転周期となんらかの同期する惑星間軌道に投入し、
地球に対してスウィングバイを行い、それに先行して前記支援機の軌道変更を前記複数の宇宙機のそれぞれに対して順次行う段階とを備えたことを特徴とする。

好ましい態様では、前記地球に対するスウィングバイを行う場合において、該スウィングバイを行うほぼ半月ないし数日前に、前記複数の宇宙機のそれぞれに対応して順次適切に前記支援機の軌道を変更し、これによって各宇宙機に対する地球近傍通過点をそれぞれの宇宙機の目標軌道に対応して制御したのち、順次各宇宙機を分離する段階を備える。

また、別の態様では、スウィングバイにより切り離された宇宙機が地球近傍通過する際、当該宇宙機に対して固有の加減速制御を行い、また減速する場合にあってはできあがり軌道が地球周回の楕円軌道となることを特徴とする。

さらに好ましくは、前記地球公転周期と同期する軌道として、同期周期が半年、１年および整数年、有理数比をなす周期、または無理数比の周期の軌道であって、地球からの脱出速度によらずに地球と再会合できる性質をもつ太陽周回の軌道である特異軌道のいずれかであることを特徴とする。

この場合、特異軌道は、周期が、およそ1.4年、2.4年、....の無理数の周期の軌道で、地球からの脱出速度によらずに地球と再会合できる性質をもつ太陽周回の軌道を指すものである。

別の好ましい態様では、前記支援機が、当該スウィングバイをのち、更なる太陽まわりの周回を重ね、前記と相似のスウィングバイ操作により宇宙機を特定の惑星間軌道に向けて投入するバックアップ策を講ずることができる。

この場合、好ましくは前記スウィングバイ時に行う減速操作により、各宇宙機が地球引力圏に捕捉され地球周回の異なる楕円軌道に投入されるようになっている。

また、前記の達成される異なる軌道が地球周回の楕円軌道になる場合にあっては、支援機に結合した複数の宇宙機を１回の打ち上げ、および地球近傍通過点の調整と各宇宙機の減速操作により、少なくとも２つの互いに異なる地球周回の楕円軌道を含んでおり、該互いに異なる少なくとも２の楕円軌道が、代表的には、異なる傾斜角の軌道、順行および逆行軌道、または極軌道と低傾斜角軌道のいずれかの組み合わせから選択することができる。

さらに、前記地球について行うスウィングバイ操作を他の惑星を用いて行ってもよい。また、１回の打ち上げによる地球公転周期と同期する惑星間軌道に投入するための一連の手順の開始が、単一の支援機で予め複数の宇宙機を結合した状態で地球周辺ないし惑星間空間で飛行した状態から開始することもできる。

本発明によれば、少なくとも２機の宇宙機、必要に応じて、数十機におよぶ複数の異なる宇宙機を、それぞれ異なる惑星間ないし地球周回軌道に投入することが、単一の支援機を用いた１回の打ち上げで可能になる。

宇宙機が惑星探査機である場合、１回の打ち上げにて、異なる地球からの脱出方向を選択することが可能になり、複数の惑星探査機を異なる天体にむけて打ち出すことが可能になる。一般に、ロケット等での打ち上げにあっては、搭載される宇宙機の軌道の脱出方向はロケット等のパーキング軌道の面内に唯一に限定されるが、本方法によれば、この制約を完全に取り外すことが可能になる。とくに、打ち出される惑星探査機が小型のペイロードである場合、数十機ものペイロードをそれぞれ異なる目標に打ち出すことが可能になり、地球接近の小惑星や彗星など小天体の観測ミッションに幅広く応用が可能である。

宇宙機が地球周回の人工衛星である場合、とくに傾斜角が大きくことなる複数の人工衛星打ち上げは、これまでは複数の打ち上げを必要としていたが、本発明によれば、順行と逆行ないし極軌道と低傾斜角軌道の同時打ち上げも可能になる。航法や通信、測位など複数衛星によりその機能を実現する衛星系（コンステレーション）において、広範な応用が期待できる。

異なる軌道に投入せんとする宇宙機すべてを、支援母機に結合して、１回の打ち上げで地球と最短の同期周期をもつ惑星間を飛行するパーキング軌道に投入する。支援母機の任務は、初期の軌道投入誤差を修正することと、次回の地球スウィングバイ時にさきだち、各搭載の宇宙機を微小の軌道変更の後に逐次切り離すことである。

地球スウィングバイ時には、さらなる太陽周回の同期軌道を重ねるバックアップの代替手段をもつことが、より確実なミッションの遂行を可能とする。

最短の同期軌道としては、0.5 年などきわめて短期間の軌道例も存在するが、支援母機の投入に要する打ち上げ手段の輸送能力の観点からは、実用的であるのは、１年を会合周期とする同期軌道である。

以下図面を参照しつつ本発明の実施例につき説明する。

本実施例は、４つの第１宇宙機１、第２宇宙機２、第３宇宙機３、および第４宇宙機４をそれぞれ異なる小惑星（名称：1999 NA5、 2002 AY1、 2003 YN107 および2004 MO3）の探査のために単一の支援機５を用いて１回の打ち上げで４つの異なる目標たる惑星間軌道に投入する方法である。図１には、支援機５に搭載された４つの宇宙機１、２、３、４が示されている。本例では、円筒状の支援機５の円形頂面上に円筒状の４つの宇宙機が同心円状に配置されている。なお、支援機５の側部には姿勢制御用のスラスタ６が設けられている。下部には宇宙機の機軸方向に噴射する推進用のスラスタ（図示せず）が搭載されている。

支援機５に求められる機能としては、これに限られないが、以下のようなものがあげられる。
１．軌道制御機能
２．対地上局通信機能
３．姿勢制御機能（姿勢決定機能を含む）
４．各宇宙機の機械的保持機能・分離機能

図２を参照すれば、支援機に搭載されて所定の目標惑星間軌道に投入される宇宙機の１例が概略的に示されている。本例の宇宙機は、撮影，軌道推定用のCCDカメラ７、撮影用の魚眼レンズ８、スペクトル観測用の近赤外線分光器９、姿勢検出用の2次元太陽センサ１０、同じく姿勢検出用のRFセンサ１１、距離計測用のUSO or トランスポンダ１２、通信用の無指向アンテナ１３、軌道および姿勢制御用の新型コールドガスジェット（cold gas jet）１４、データ保存用のDR１５および電力供給用のBAT１６等を備えている。

本発明の方法は、上記したように単一の支援機に結合した複数の宇宙機を、一旦、地球公転周期と何らかの同期性をもつ惑星間軌道に投入し、その後地球に再会合し近傍を通過させる操作（以下、スウィングバイ）において、支援機にて適切に順次に軌道変更操作と各宇宙機の切り離しを行うことにより、地球近傍通過点を変更することで、以降の軌道要素を各宇宙機毎に大幅に変更させるものである。図３は、慣性系表現でこの軌道投入の概念を示した。なお、図３では同期周期が１年の場合を示しているが、さまざまな同期軌道を選択することが可能である。図４は、この概念を太陽−地球線を固定した回転座標系で示している。地球スウィングバイの際の軌道が、図５および図６に示されている。

図５は、軌道面内での操作を示したもので、図６には軌道面外方向への操作を複合させることによって航行が可能となる複数の異なる軌道例が示されている。支援機は、地球スウィングバイにおける最接近通過時刻の、半月ないし数日前までに、十分な時間を費やして精密に軌道決定を行い、それに基づいて、順次、数m/sec 程度の軌道修正を加え、順次各宇宙機を分離していく。この間の軌道状態量の制御は、支援機搭載の加速度計と姿勢情報に基づいて慣性航法によって実現する。

投入される各宇宙機の要請によって大きく変化するが、この地球スウィングバイによって、ほぼ10,000 km の最接近距離変化をもたらすことで、1 ラディアンの脱出方向変化を与えることが可能である。これに要する支援機が行うべき軌道修正量は、実施時期にもよるが１〜10 m/sec にすぎない。脱出時に要請する複数の軌道への脱出方向が、数deg 程度確保されるだけでよければ、この支援機の実施する軌道修正量は、1m/sec 程である。支援機の行う軌道修正には、実施誤差が含まれうるが、その大きさは、実用的には、経験上も、 1〜2 cm/sec 程度であり、スウィングバイ後の軌道修正量にして、1〜１０m/sec にとどめることが可能である。これらの制御量は、目標とする惑星間軌道に対応して個々に決定され、地上からの遠隔指令によって所定のタイミングで所定の制御量に基づく制御が行われることになる。

図７には、単一の支援機５を用いて１回の打ち上げで４つの宇宙機１、２、３、４を４つの異なる目標たる惑星間軌道に投入するための１年を会合周期とする同期軌道の例が図示されている。本例における打上から地球スイングバイの過程では、４つの宇宙機１、２、３、４を搭載した支援機５を、１年後に地球スウィングバイを行うために同期軌道に投入する。

本例における打ち上げ時期は（2009/07/01）であり、打ち上げ条件は、余剰速度の二乗値C3=9.0km2/s2、脱出漸近線の赤緯 -26.0°、赤経99.7°である。そして、地球と再会合時期は１年後（2010/07/01）である。

図８には、各宇宙機１、２、３、４を支援機５から分離する時期およびそのときのマヌーバの制御量が示されている。すなわち、スウィングバイ前ターゲティングの制御量およびその時期が示されている。本例におけるスウィングバイ前ターゲティングは標的平面（B-Plane）上でターゲティングしながら第１ないし第４宇宙機１、２、３、４を以下の時期および制御量で分離する。
2010/06/19 第１宇宙機１分離
2010/06/20 第１ターゲットマヌーバ（3.1m/s）
第２宇宙機２分離
2010/06/21 第２ターゲットマヌーバ（6.8m/s）
第３宇宙機３分離
2010/06/22 第３ターゲットマヌーバ（1.2m/s）
第４宇宙機４分離

図９には、上記のような手順でそれぞれ分離した第１ないし第４宇宙機１〜４の地球スウィングバイの後のそれぞれのターゲットの小惑星フライバイ（近傍通過）の状況が示されている。

図９に示されるように各宇宙機１〜４は、それぞれ異なる軌道をとっており、それぞれの目標小惑星に向かうことがわかる。

各宇宙機が各目標の小惑星に向かいフライバイする時期と対応の目標小惑星との関係は以下のとおりである。

2010/07/01 地球スウィングバイ
2010/12/21 第２宇宙機２
小惑星 2002 AY1 フライバイ
2011/01/04 第４宇宙機４
小惑星 2004 MO3 フライバイ
2011/02/08 第３宇宙機３
小惑星 2003 YN107 フライバイ
2011/04/11 第１宇宙
小惑星 1999 NA5 フライバイ

上記の制御および各宇宙機の目標小惑星との会合条件をまとめると以下のとおりである。

宇宙機第１宇宙機１第２宇宙機２第３宇宙機３第４宇宙機４
小惑星 1999 NA5 2002 AY1 2003 YN107 2004 MO3
フライバイ時日時 2011/04/11 2010/10/21 2011/02/08 2011/01/04
宇宙機と小惑星との相対速度
4.7km/s 18.3km/s 1.7km/s 11.1km/s
相対速度／太陽角 59.7° 48.2° 18.7° 11.9°
対地球距離 0.17AU 0.33AU 0.32AU 0.33AU
絶対等級 20.3 20.6 26.2 21.2
なお相対速度／太陽角は宇宙機からみたベクトル方向と太陽方向との成す角度である。

本発明を国際的に権利化することは、各国との国際協力ミッションの実現に大きな効果をもたらす。本発明の惑星間軌道投入方法は、各国の惑星科学研究組織が切望するものである。広く宇宙科学特に、惑星科学研究に資するものと考えられる。

宇宙機を搭載した支援機の概略図である。宇宙機の概略図である。同期周期を１年として慣性系表現で示す軌道投入の概念図である。軌道投入概念を太陽−地球線を固定した回転座標系で示したものである。軌道面内での操作を示した概念図である。軌道面外方向への操作を複合させて複数の異なる軌道の達成することを示す概念図である。単一の支援機を用いて１回の打ち上げで４つの宇宙機を４つの異なる目標たる惑星間軌道に投入するための１年を会合周期とする同期軌道の例を示す図である。各宇宙機を支援機から分離する時期およびそのときのマヌーバの制御量を示す図である。図８の手順で分離した宇宙機の地球スウィングバイの後のそれぞれのターゲットの小惑星フライバイの状況を示す図である。

符号の説明

１第１宇宙機
２第２宇宙機
３第３宇宙機
４第４宇宙機
５支援機
６スラスタ
７ CCDカメラ
８魚眼レンズ
９近赤外線分光器
１０ 2次元太陽センサ
１１ RFセンサ
１２トランスポンダ
１３通信用の無指向アンテナ
１４コールドガスジェット
１５データ保存用のDR
１６ BAT

Claims

１回の打ち上げで、地球の引力圏を脱出する複数の宇宙機を異なる軌道に投入し、それぞれ異なる目標に向かって打ち出す方法であって、
前記複数の宇宙機を、それらの航行を支援するための単一の支援機に結合し、地球公転周期と同期する惑星間軌道に投入し、
地球に対してスウィングバイを行い、そのスウィングバイに先行する前記支援機の軌道変更を前記複数の宇宙機のそれぞれに対して順次行う段階を備えたことを特徴とする方法。
前記地球に対するスウィングバイを行う場合において、該スウィングバイを行うほぼ半月ないし数日前に、前記複数の宇宙機のそれぞれに対応して順次前記支援機の軌道を変更し、これによって各宇宙機に対する地球近傍通過点をそれぞれの宇宙機の目標軌道に対応して制御したのち、順次各宇宙機を分離する段階を備えたことを特徴とする請求項１に記載の方法。
スウィングバイにより切り離された各宇宙機が地球近傍通過する際、当該宇宙機に対して固有の加減速制御を行うことを特徴とする請求項１または２に記載の方法。
前記地球公転周期と同期する軌道として、同期周期が半年、１年および整数年、有理数比をなす周期、または無理数比の周期の軌道のいずれかの軌道であって、地球からの脱出速度によらずに地球と再会合できる性質をもつ太陽周回の特異軌道であることを特徴とする請求項１ないし３のいずれか１つの請求項に記載の方法。
前記支援機が前記スウィングバイを経たのち更なる太陽周りの周回を重ね、前記スウィングバイに相似のスウィングバイ操作により当該宇宙機を特定の惑星間軌道に向けて打ち出して継続的に当該宇宙機を飛行させるように制御することを特徴する請求項１ないし４のいずれか１つの請求項に記載の特徴とする方法。
前記スウィングバイ時に行う減速操作により、各宇宙機が地球引力圏に捕捉され地球周回の異なる楕円軌道に投入されることを特徴とする請求項１ないし４のいずれか１つの請求項に記載の方法。
支援機に結合した複数の宇宙機を１回の打ち上げにより少なくとも２つの互いに異なる地球周回楕円軌道を達成する場合を含んでおり、該互いに異なる少なくとも２の同楕円軌道が異なる傾斜角の軌道、順行および逆行軌道、または極軌道と低傾斜角軌道のいずれかの組み合わせから選択されることを特徴とする請求項６に記載の方法。
前記地球について行うスウィングバイ操作を他の惑星を用いて行うことを特徴とする請求項１ないし６のいずれか１つの請求項に記載の方法。
前記１回の打ち上げによる地球公転周期と同期する惑星間軌道に投入するための一連の手順の開始が、単一の支援機で予め複数の宇宙機を結合した状態で地球周辺ないし惑星間空間で飛行した状態から開始することを特徴とする請求項１ないし６のいずれか１つの請求項に記載の方法。