JP6473004B2 - 破壊状態観測装置と方法 - Google Patents
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Description
別の軌道上を移動する衛星や国際宇宙ステーションから機体の再突入を観測するには、事前に厳密な検討をして、衛星や国際宇宙ステーションの近傍で機体を再突入させなければならない。例えば国際宇宙ステーションの軌道は変えられないため、機体の軌道を、再突入を観察するためだけに国際宇宙ステーションの近傍に来るようにわざわざ調整しなければならない。
前記機体に予め搭載された観測用の衛星と、
前記機体又は前記衛星に設けられ、前記機体が地球を周回する軌道を離脱する前に、前記機体から前記衛星を前記軌道に放出する放出機構と、を備え、
前記衛星は、前記機体を撮像する撮像装置と、
撮像により取得した画像データを記録する制御装置と、
前記画像データを地上の基地局に送信するデータ送信機と、を有し、
前記軌道上を周回しながら前記基地局の上空を複数回通る間に前記画像データを該基地局へ向けて送信する、ことを特徴とする破壊状態観測装置が提供される。
前記機体に予め搭載された観測用の衛星と、
前記機体又は前記衛星に設けられ、前記機体が軌道を離脱する前に、前記機体から前記衛星を前記軌道に放出する放出機構と、を備え、
前記衛星は、前記機体を撮像する撮像装置と、
撮像により取得した画像データを記録する制御装置と、
前記画像データを地上に送信するデータ送信機と、
前記撮像装置の撮像範囲を制御できる撮像範囲制御機構と、を有し、
前記撮像範囲制御機構は、予め行われた解析予測で求められた前記機体の予測位置の方向に前記撮像装置を向けることにより前記撮像範囲内に前記機体を捉え続け、
さらに前記撮像範囲制御機構は、前記撮像装置の向きを変える駆動装置又は前記衛星の全体の姿勢を変更する姿勢制御機構である、ことを特徴とする破壊状態観測装置が提供される。
(A)前記機体に、観測用の衛星を予め搭載しておき、
(B)前記機体が地球を周回する軌道を離脱する前に、前記機体から前記衛星を前記軌道に放出し、
(C)前記衛星に設けた撮像装置により、前記機体を撮像し、
(D)前記軌道上を周回する前記衛星が地上の基地局の上空を複数回通る間に撮像により取得した画像データを該基地局へ向けて送信する、ことを特徴とする破壊状態観測方法が提供される。
(A)前記機体に、観測用の衛星を予め搭載しておき、
(B)前記機体が軌道を離脱する前に、前記機体から前記衛星を前記軌道に放出し、
(C)前記衛星に設けた撮像装置により、前記機体を撮像し、
(D)撮像により取得した画像データを前記衛星から地上に送信し、
前記(C)の前に、予め解析予測を行い前記機体の予測位置の方向を求め、
前記(C)において、前記機体の予測位置の方向に前記撮像装置を向けることにより前記撮像装置の撮像範囲内に前記機体を捉え続け、前記機体を撮像する、ことを特徴とする破壊状態観測方法が提供される。
衛星3は、撮像装置7、制御装置11、データ送信機13、電源15を有する。衛星3は、例えば質量が1kg程度〜50kgのものであってもよく、大きさが約10cm角〜50cm角のものであってもよい。
撮像範囲制御機構17は、予め行われた解析予測で求められた機体Fの予測位置の方向に撮像装置7を向けることにより、撮像範囲内に機体Fを捉え続ける。
図3は、本発明の衛星3と落下する機体Fとの位置関係の説明図である。図3(A)は、まだ放出されていない衛星3と機体Fの図、図3(B)は、機体Fから衛星3が放出されたときの図である。図3(C)は、機体Fが軌道Vを離脱するときの図であり、図3(D)と図3(E)は、機体Fが破壊される状態を衛星3が撮像しているときの図である。図3において、図3(A)から(E)にかけて時間が経過する。
(ステップS1)機体Fに、観測用の衛星3を予め搭載しておく。衛星3には、例えば700km以上前方まで撮像できる遠隔観測用の撮像装置7を搭載することが好ましい。その状態で、機体Fをロケットで宇宙空間Lへ打ち上げ、宇宙空間Lで機体Fの任務を完了させる。
また図4において、線Pは機体Fの高度を表し、線Qは衛星3の高度を表している。線Rは衛星3と機体Fとの距離Tを表し、線Sは俯角θを表している。ここで、水平とは、衛星3を通る軌道V上の接線である局所水平H(図3(D)、(E)を参照)を意味する。また俯角θとは、水平に対して下方に機体Fが見える角度を意味し、具体的には図3(D)と(E)に示すように、衛星3と機体Fを結ぶ線と局所水平Hとが成す角度を意味する。
機体Fの高度が約100〜80km(軌道離脱から約1600〜1700秒後)になると、空力加熱により、機体Fの破壊が開始する(図4の機体Fの高度を参照)。
例えばステップS3の前に、予め解析予測を行い機体Fの予測位置の方向を求めておき、ステップS3において、機体Fの予測位置の方向に撮像装置7を向けることが好ましい。それにより、撮像装置7の撮像範囲内に機体Fを捉え続け、機体Fを撮像することができる。
なお、本発明の破壊状態観測装置1は、進行方向に対して前方かつ下方(地表側)約10°〜40°の範囲を撮像範囲に含めるように、もしくは撮像範囲に必ず機体Fが含められるように、上述の撮像範囲制御機構17で撮像装置7を制御してもよい。
例えば機体Fから近い位置で破壊事象を観測したい場合、上述のステップS2で、機体Fから衛星3を同じ軌道V上の進行方向の前方に向けて放出すれば、その分、衛星3の移動速度を速くすることができるので、距離Tを短く設定できる。反対に遠くから撮像した方が破壊事象の全体が判りやすい場合には、ステップS2で機体Fから衛星3を同じ軌道V上の進行方向の後方に放出することにより、衛星3の移動速度を遅くすることができる。それにより、衛星3と機体Fとの距離Tを大きく設定でき、機体Fから大きく離れた位置から破壊事象を撮像できる。
7 撮像装置、11 制御装置、13 データ送信機、
15 電源、17 撮像範囲制御機構、
E 地球、F 機体、H 局所水平、J 大気圏、
K 基地局、L 宇宙空間、
P 機体の高度を表す線、Q 衛星の高度を表す線、
R 衛星と機体との距離を表す線、S 俯角を表す線、
T 距離、V 軌道、θ 俯角
Claims (5)
- 宇宙空間から大気圏に突入した機体が空力加熱により破壊される状態を観測する破壊状態観測装置であって、
前記機体に予め搭載された観測用の衛星と、
前記機体又は前記衛星に設けられ、前記機体が地球を周回する軌道を離脱する前に、前記機体から前記衛星を前記軌道に放出する放出機構と、を備え、
前記衛星は、前記機体を撮像する撮像装置と、
撮像により取得した画像データを記録する制御装置と、
前記画像データを地上の基地局に送信するデータ送信機と、を有し、
前記軌道上を周回しながら前記基地局の上空を複数回通る間に前記画像データを該基地局へ向けて送信する、ことを特徴とする破壊状態観測装置。 - 宇宙空間から大気圏に突入した機体が空力加熱により破壊される状態を観測する破壊状態観測装置であって、
前記機体に予め搭載された観測用の衛星と、
前記機体又は前記衛星に設けられ、前記機体が軌道を離脱する前に、前記機体から前記衛星を前記軌道に放出する放出機構と、を備え、
前記衛星は、前記機体を撮像する撮像装置と、
撮像により取得した画像データを記録する制御装置と、
前記画像データを地上に送信するデータ送信機と、
前記撮像装置の撮像範囲を制御できる撮像範囲制御機構と、を有し、
前記撮像範囲制御機構は、予め行われた解析予測で求められた前記機体の予測位置の方向に前記撮像装置を向けることにより前記撮像範囲内に前記機体を捉え続け、
さらに前記撮像範囲制御機構は、前記撮像装置の向きを変える駆動装置又は前記衛星の全体の姿勢を変更する姿勢制御機構である、ことを特徴とする破壊状態観測装置。 - 宇宙空間から大気圏に突入した機体が空力加熱により破壊される状態を観測する破壊状態観測方法であって、
(A)前記機体に、観測用の衛星を予め搭載しておき、
(B)前記機体が地球を周回する軌道を離脱する前に、前記機体から前記衛星を前記軌道に放出し、
(C)前記衛星に設けた撮像装置により、前記機体を撮像し、
(D)前記軌道上を周回する前記衛星が地上の基地局の上空を複数回通る間に撮像により取得した画像データを該基地局へ向けて送信する、ことを特徴とする破壊状態観測方法。 - 宇宙空間から大気圏に突入した機体が空力加熱により破壊される状態を観測する破壊状態観測方法であって、
(A)前記機体に、観測用の衛星を予め搭載しておき、
(B)前記機体が軌道を離脱する前に、前記機体から前記衛星を前記軌道に放出し、
(C)前記衛星に設けた撮像装置により、前記機体を撮像し、
(D)撮像により取得した画像データを前記衛星から地上に送信し、
前記(C)の前に、予め解析予測を行い前記機体の予測位置の方向を求め、
前記(C)において、前記機体の予測位置の方向に前記撮像装置を向けることにより前記撮像装置の撮像範囲内に前記機体を捉え続け、前記機体を撮像する、ことを特徴とする破壊状態観測方法。 - 前記(C)において前記機体を撮像する際の前記衛星と前記機体との距離を、前記(B)において前記機体が前記衛星を放出するときの速度又は方向の設定を変えることにより調整する、ことを特徴とする請求項3又は4に記載の破壊状態観測方法。
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