JP6542581B2

JP6542581B2 - 宇宙機とその軌道面変更方法

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Publication number: JP6542581B2
Application number: JP2015101666A
Authority: JP
Inventors: 昌伸藤村; 文隆杉村; 順一網本; 高田　哲也; 哲也高田; 浩武森崎
Original assignee: IHI Aerospace Co Ltd
Current assignee: IHI Aerospace Co Ltd
Priority date: 2015-05-19
Filing date: 2015-05-19
Publication date: 2019-07-10
Anticipated expiration: 2035-05-19
Also published as: US10029807B2; GB201608181D0; GB2540022B; JP2016215765A; US20160376034A1; GB2540022A

Description

本発明は、宇宙機の軌道面制御に係り、さらに詳しくは、地球の旋回軌道上から軌道傾斜角または昇交点赤経の異なる別の軌道面に変更するための宇宙機とその軌道面変更方法に関する。

衛星の軌道を変更することを軌道制御（修正）という。軌道制御方法は大きく分類すると、面内制御と軌道面制御がある。
「面内制御」は、衛星の軌道面内で、加速あるいは減速のためのエンジンを噴射し、軌道の大きさと形を変えることをいう。
「軌道面制御」は、軌道面の赤道に対する角度（「軌道傾斜角」という）、または軌道が赤道面と南緯から北緯に向けて交わる点（昇交点という）と基準軸とのなす角度（「昇交点赤経」という）を変えることをいう。

衛星の軌道面制御は、例えば非特許文献１に開示されている。
また、一般的な「軌道変更」は特許文献１，２に開示されている。さらに、特許文献３は「傾斜した楕円の宇宙船軌道における基準点の経度を制御する方法」を開示している。

"ＪＡＸＡ宇宙活動ガイドブックＭｉｓｓｉｏｎ４人工衛星"、ＪＡＸＡ宇宙教育センター、［平成２７年４月２２日検索］、インターネット＜ｅｄｕ．ｊａｘａ．ｊｐ／ｍａｔｅｒｉａｌＤＢ／ｈｔｍｌ／ｇｕｉｄｅｂｏｏｋ／ｇｕｉｄｅｂｏｏｋ／ｍａｉｎ．ｈｔｍｌ＞

特開２００１−８０５９８号公報特開平６−２８６６９８号公報特開２００２−４６６９７号公報

軌道面を変更する軌道面制御は、従来は、衛星の軌道面に垂直にエンジンを噴射している。或いは、摂動により軌道を揺動させ、所望の軌道となったところで軌道を維持する。「摂動」とは、地球重力場による軌道の変動をいう。また、摂動による軌道の搖動を「ドリフト」という。

エンジンで軌道面を変更する場合、燃料が必要となる。この場合、例えば有用な軌道面変更（１０°以上）をするためには、大量の燃料（自重の半分以上）を必要とする。一方、摂動によるドリフトは同様に有用な軌道変更を行うのに長期間（数十日）を要する。

本発明は上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち本発明の目的は、従来よりも大幅に少ない燃料で、必要時に即時かつ短期間に、地球の旋回軌道上から軌道傾斜角または昇交点赤経の異なる別の軌道面に変更することができる宇宙機とその軌道面変更方法を提供することにある。

本発明によれば、地球の旋回軌道上の宇宙機の軌道面変更方法であって、
変更前の軌道面内で、前記宇宙機を地球大気内に突入させ、
前記地球大気内で、翼又は機体の揚力を利用して軌道面を変更し、
次いで、変更後の軌道高度まで前記宇宙機を上昇させる、宇宙機の軌道面変更方法において、
（Ａ）変更前の軌道上において、前記宇宙機を進行方向逆向きに推進ガスを噴射して減速し、同じ軌道面内で近地点が前記地球大気内となる第１楕円軌道に投入し、
（Ｂ）前記地球大気内において、前記揚力を利用して軌道面を変更し、
（Ｃ）変更後の第２楕円軌道の遠地点において、前記宇宙機を進行方向に推進ガスを噴射して加速し、同じ軌道面内で前記宇宙機を上昇させ、
（Ｄ）変更後の前記軌道高度で変更後の軌道上に投入し、
前記（Ａ）（Ｂ）の間で、第１楕円軌道上において、前記近地点に到着するまでに、前記揚力を利用する方向に前記機体を回転させ、
前記（Ｂ）（Ｃ）の間で、第２楕円軌道上において、前記遠地点に到着するまでに、前記宇宙機を加速する方向に前記機体を回転させる、ことを特徴とする宇宙機の軌道面変更方法が提供される。

前記変更前の軌道、又は、前記変更後の軌道は、円軌道である。

また本発明によれば、地球の旋回軌道上において軌道面を変更する宇宙機であって、
大気中で揚力を発生する翼又は機体と、
軌道上の旋回速度を加速又は減速するスラスタと、
機体を姿勢制御する姿勢制御装置と、
軌道面変更を制御する軌道面制御装置と、を備え、
前記軌道面制御装置は、
変更前の軌道面内で、前記宇宙機を地球大気内に突入させ、
前記地球大気内で、翼又は機体の揚力を利用して軌道面を変更し、
次いで、変更後の軌道高度まで前記宇宙機を上昇させる、宇宙機において、
前記軌道面制御装置は、
（Ａ）変更前の軌道上において、前記宇宙機を進行方向逆向きに推進ガスを噴射して減速し、同じ軌道面内で近地点が前記地球大気内となる第１楕円軌道に投入し、
（Ｂ）前記地球大気内において、前記揚力を利用して軌道面を変更し、
（Ｃ）変更後の第２楕円軌道の遠地点において、前記宇宙機を進行方向に推進ガスを噴射して加速し、同じ軌道面内で前記宇宙機を上昇させ、
（Ｄ）変更後の前記軌道高度で変更後の軌道上に投入し、
前記（Ａ）（Ｂ）の間で、第１楕円軌道上において、前記近地点に到着するまでに、前記揚力を利用する方向に前記機体を回転させ、
前記（Ｂ）（Ｃ）の間で、第２楕円軌道上において、前記遠地点に到着するまでに、前記宇宙機を加速する方向に前記機体を回転させる、ことを特徴とする宇宙機が提供される。

上記本発明によれば、軌道面に垂直にエンジンを噴射せずに、宇宙機を地球大気内に突入させ、地球大気内で翼又は機体の揚力を利用して軌道面を変更し、次いで、変更後の軌道高度まで宇宙機を上昇させる。
地球大気内への突入の際の減速と、変更後の軌道高度までの宇宙機の上昇の際の加速は、宇宙機の進行方向又は逆向きに、推進ガスを噴射するので、消費燃料は軌道面に垂直にエンジンを噴射する場合に比較して大幅に少ない。また、地球大気内で翼又は機体の揚力を利用する軌道面変更には、燃料を必要としない。
従って、全体として従来よりも大幅に少ない消費燃料で、軌道面変更ができる。

また、本発明による軌道面変更は、地球を１周〜数周する間に完了するものである。宇宙機の周期は、例えば高度３００ｋｍの場合に約１時間３０分であり、高度が下がると周期はさらに短くなる。従って、本発明によれば、摂動を利用する場合と比較して、必要時に即時に、かつ大幅に短期間に軌道面変更ができる。

従来の面内制御の説明図である。従来の軌道面制御の説明図である。軌道面変更に必要となる速度変化の説明図である。本発明による宇宙機の全体構成図である。本発明による宇宙機の軌道面変更方法の第１説明図である。本発明による宇宙機の軌道面変更方法の第２説明図である。地球における高度と大気密度の関係図である。

以下、本発明の好ましい実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。

衛星が軌道を飛行しているとき、地表に最も近づく地点を「近地点（ペリジー点）」、最も遠ざかる地点を「遠地点（アポジー点）」という。近地点と遠地点の差がないのが「円軌道」であり、差があるのが「楕円軌道」である。また軌道面の赤道に対する角度を「軌道傾斜角」、軌道が赤道面と南緯から北緯に向けて交わる点（昇交点という）と基準軸とのなす角度を「昇交点赤経」という。
軌道を周回している人工衛星が、長時間経過するうちに外乱（太陽や月の重力、空気抵抗など）によって軌道そのものに歪みが生じる。また、目的とする軌道に乗せるため、あるいは、ランデブードッキングのために、軌道を変更しなければならないこともある。

図１は、従来の面内制御の説明図である。この図において、１は地球、Ｐ１，Ｐ２，Ｐ３は衛星Ｓの軌道である。
面内制御は、衛星Ｓの軌道面内で、加速あるいは減速のためのエンジンを噴射し、軌道の大きさと形を変える。この制御により、衛星の近地点ａと遠地点ｂが変わり、それに伴って軌道の形（円軌道又は楕円軌道）及び周期が変わる。
図１において、第１軌道Ｐ１から第２軌道Ｐ２に移る場合、近地点ａで加速する。また第２軌道Ｐ２から第３軌道Ｐ３に移る場合は、遠地点ｂでさらに加速する。

図２は、従来の軌道面制御の説明図である。
図２（Ａ）において、Ｐｂは変更前軌道（軌道面変更前の軌道）、Ｆｂは変更前軌道面（軌道面変更前の軌道面）である。また、Ｐａは変更後軌道（軌道面変更後の軌道）、Ｆａは変更後軌道面（軌道面変更後の軌道面）である。なお軌道面とは軌道で形成される平面をいう。

図２（Ｂ）は図２（Ａ）の部分拡大図である。
従来の軌道面制御では、図２（Ｂ）に示すように、衛星Ｓの変更前軌道面Ｆｂに垂直方向（正確には合力が変更後軌道Ｐａの方向となる方向）に力を加えるようにエンジンを噴射する。この制御により、衛星Ｓの「軌道傾斜角」や「昇交点赤経」が変化する。

図３は、軌道面変更に必要となる速度変化ΔＶの説明図である。
この図において、（Ａ）は図２（Ｂ）と同様の図であり、（Ｂ）はそのベクトル合成図である。
図３（Ａ）（Ｂ）において、軌道面変更角（変更前の進行方向と変更後の進行方向のなす角度）をθ、変更前後の速度をＶ１，Ｖ２とすると、速度変化ΔＶは、数１の式（１）で示される。

具体例として、軌道面高さが２５０ｋｍ、速度Ｖ１，Ｖ２が約７７５５ｍ／ｓ、軌道面変更角θが１１．２５°の場合に、速度変化ΔＶは約１５００ｍ／ｓであり、この速度変化ΔＶに必要な燃料は、５０ｋｇ程度である。この燃料消費量は、初期衛星質量１００ｋｇ（小型衛星を想定）の過半数に達する。

図４は、本発明による宇宙機１０の全体構成図である。この図において、（Ａ）は側面図、（Ｂ）は上面図である。
この図において、本発明の宇宙機１０は、翼１１を有する機体１２、スラスタ１４、姿勢制御装置１６、及び軌道面制御装置１８を備える。
翼１１又は機体１２は、大気中で揚力を発生する。
スラスタ１４は、燃料（推薬）を用いて推進ガスを噴射し、軌道上の旋回速度を加速又は減速する。
姿勢制御装置１６は、機体１２及びスラスタ１４を制御して機体１２を姿勢制御する。
軌道面制御装置１８は、軌道面変更を制御する。軌道面制御装置１８は、変更前の軌道面内で、宇宙機１０を地球大気内に突入させ、地球大気内で、例えば翼１１を動かし翼１１又は機体１２の揚力を利用して軌道面を変更し、次いで、変更後の軌道高度まで宇宙機１０を上昇させる。

図５と図６は、本発明による宇宙機１０の軌道面変更方法の説明図である。
図５は、変更前軌道Ｐｂ（軌道面変更前の軌道Ｐｂ）と変更後軌道Ｐａ（軌道面変更後の軌道Ｐａ）とが分離して見える方向から見た鳥瞰図である。
また図６は、変更前軌道Ｐｂと変更後軌道Ｐａがほぼ重なって見える方向から見た平面図である。

図５、図６において、中心に位置する円形が地球１であり、その周りの部分が地球大気２を模式的に示している。

本発明の軌道面変更方法は、地球１の旋回軌道上の宇宙機１０の軌道面を変更する方法である。

本発明の軌道面変更方法は、変更前の軌道面内で、宇宙機１０を地球大気内に突入させる第１ステップＳ１と、地球大気内で、例えば翼１１を動かし翼１１又は機体１２の揚力を利用して軌道面を変更する第２ステップＳ２と、次いで、変更後の軌道高度まで宇宙機１０を上昇させる第３ステップＳ３とを有する。

図５、図６において、変更前軌道Ｐｂと変更後軌道Ｐａは、それぞれ同一の高度を有する円軌道である。なお本発明はこの構成に限定させず、楕円軌道であってもよく、高度が相違してもよい。

第１ステップＳ１は、図中のＡ→Ｂ→Ｃに相当する。
図中のＡ点は、変更前軌道Ｐｂ上の任意の位置であり、変更前軌道Ｐｂ上において、宇宙機１０を減速して近地点ａが地球大気内となる第１楕円軌道上に投入する。以下、この第１楕円軌道を遷移軌道３と呼ぶ。
すなわち、図中のＡ点において、宇宙機１０の姿勢を変更前軌道Ｐｂの後向きに姿勢制御した状態で、変更前軌道Ｐｂの進行方向逆向きに推進ガスを噴射して減速する。この減速の結果、宇宙機１０は近地点ａと遠地点ｂ（Ａ点）を通る遷移軌道３（第１楕円軌道）を飛行する。

図中のＢ点は、Ａ点と近地点ａの中間位置である。遷移軌道３上のＢ点又はその近傍において、近地点ａに到着するまでに宇宙機１０の機体１２（図４参照）を揚力を利用する方向に回転させて、宇宙機１０の姿勢を遷移軌道３の前向きにする。この姿勢により、地球大気２内での揚力の利用が容易となる。
この姿勢のまま、宇宙機１０は遷移軌道３上を地球大気内に突入し、燃料を用いることなく図中のＣ点に到着する。

第２ステップＳ２は、図中のＣ→Ｄ→Ｅに相当する。
図中のＣ点は、遷移軌道３（楕円軌道）の近地点ａであり、地球大気内である。
第２ステップＳ２では、図中のＢ→Ｃ→Ｄにおいて、地球大気内において、例えば翼１１を動かし揚力を利用して軌道面を変更する。この軌道面変更は、揚力を利用するため、燃料を使用しない。軌道面変更後の軌道は、遷移軌道３と軌道面が相違する第２楕円軌道４となる。第２楕円軌道４の軌道面は、変更後軌道面Ｆａと一致する。

また、図中のＤ点は、第２楕円軌道上のＣ点と遠地点ｂの中間位置である。
Ｄ点において、第２楕円軌道４上の遠地点ｂに到着するまでに、宇宙機１０を加速する方向に機体１２を回転させて、宇宙機１０の姿勢を第２楕円軌道４の前向きにする。
軌道面変更と姿勢制御の後、その姿勢のまま、宇宙機１０は第２楕円軌道４上を地球大気外に飛行し、燃料を用いることなく図中のＥ点に到着する。

第３ステップＳ３は、図中のＥ→Ｆに相当する。
図中のＥ点は、第２楕円軌道４の遠地点ｂである。しかし、Ｅ点の軌道面は、第２ステップＳ２の軌道面変更により変更前軌道Ｐｂから変更後軌道Ｐａに変更されている。また、Ｅ点は、地球大気内における空気抵抗により高度が変更前軌道Ｐｂより低くなっている。

第３ステップＳ３では、Ｅ点（楕円軌道４の遠地点ｂ）において、宇宙機１０を加速させて変更後の軌道高度（変更後軌道Ｐａの高度）まで宇宙機１０を上昇させる。
すなわち、図中のＥ点において、姿勢を宇宙機１０の進行方向に姿勢制御した状態で、進行方向に推進ガスを噴射して加速する。この加速の結果、宇宙機１０は第２楕円軌道４からドリフト軌道Ｐｄに移り、ドリフト軌道Ｐｄを飛行して変更後軌道Ｐａ上のＦ点まで飛行する。
Ｆ点において、変更後の軌道高度で変更後軌道Ｐａ上に宇宙機１０を投入する。この際、軌道を微調整（面内制御）することが好ましい。

上述した本発明の軌道面変更方法（ステップＳ１〜Ｓ３）において、燃料を必要とするのは、第１ステップＳ１のＡ点における減速時と、第３ステップＳ３のＥ点における加速時の２回のみであり、その他では燃料消費を伴わない。なおＦ点における軌道の微調整に必要な燃料消費は少量であり、ここでは無視する。
以下、Ａ点とＥ点における推進ガスの噴射をそれぞれ第１インパルス、第２インパルスと呼ぶ。

第１インパルスは、宇宙機１０の進行方向逆向きの噴射であり、第２インパルスは、宇宙機１０の進行方向の噴射である。すなわち、第１インパルス及び第２インパルスは、それぞれの軌道面における上述した面内制御である。そのため、従来の軌道面制御と相違し、第１インパルス及び第２インパルスにおける速度変化ΔＶは少なく、両方の速度変化ΔＶの合計に相当する燃料（推薬）の消費量も大幅に少なくなる。

以下、本発明と従来方法を比較した試算例を説明する。

図７は、地球における高度と大気密度の関係図である。この図において、縦軸は高度［ｋｍ］、横軸は大気密度［ｋｇ／ｍ^３］である。
この図から、高度６００〜８００ｋｍの大気密度は約１．０×１０^−１３ｋｇ／ｍ^３、高度２００〜３００ｋｍの大気密度は約１．０×１０^−１０ｋｇ／ｍ^３であり、前者に対し後者の大気密度は約１０００倍であることがわかる。
同様に、高度５０〜１００ｋｍの大気密度は約１．０×１０^−３〜１．０×１０^−６ｋｇ／ｍ^３であり、高度２００〜３００ｋｍに対し大気密度は約１０^４〜１０^７倍であることがわかる。

大気抵抗（空気抵抗）は、大気密度に比例するので、大気抵抗も高度２００〜３００ｋｍに対し高度５０〜１００ｋｍでは約１０^４〜１０^７倍となる。
この大気抵抗を利用して、本発明では軌道面変換を行う。

前述のとおり、従来の軌道面変更方法では、軌道面高さが２５０ｋｍ、速度Ｖ１，Ｖ２が約７７５５ｍ／ｓ、軌道面変更角θが１１．２５°の場合に、速度変化ΔＶは約１５００ｍ／ｓであり、この速度変化ΔＶに必要な燃料は、５０ｋｇ程度である。この燃料消費量は、初期衛星質量１００ｋｇ（小型衛星を想定）の過半数に達する。
本発明では、第１インパルス及び第２インパルスとも、それぞれの軌道面における面内制御である。そのため、従来の軌道面制御と相違し、速度変化ΔＶは少なく、両方の速度変化ΔＶの合計に相当する燃料（推薬）の消費量も従来方法の数割程度まで低減できる。

上述した本発明によれば、軌道面に垂直にエンジンを噴射せずに、宇宙機１０を地球大気内に突入させ、地球大気内で翼１１又は機体１２の揚力を利用して軌道面を変更し、次いで、変更後の軌道高度まで宇宙機１０を上昇させる。
地球大気内への突入の際の減速と、変更後の軌道高度までの宇宙機１０の上昇の際の加速は、宇宙機１０の進行方向又は逆向きに、推進ガスを噴射するので、消費燃料は軌道面に垂直にエンジンを噴射する場合に比較して大幅に少ない。また、地球大気内で翼１１又は機体１２の揚力を利用する軌道面変更には、燃料を必要としない。
従って、全体として従来よりも大幅に少ない消費燃料で、軌道面変更ができる。

また、本発明による軌道面変更は、地球を数周する間に完了するものである。宇宙機１０の周期は、例えば高度３００ｋｍの場合に約１時間３０分であり、高度が下がると周期はさらに短くなる。従って、本発明によれば、摂動を利用する場合と比較して、必要時に即時に、かつ大幅に短期間に軌道面変更ができる。

従って本発明によれば、搭載する燃料削減による宇宙機１０の小型化、低コスト化が実現でき、かつ即時対応可能な軌道面変更を実施することができる。

なお本発明は上述した実施の形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更を加え得ることは勿論である。

ａ近地点、ｂ遠地点、Ｆｂ変更前軌道面、Ｆａ変更後軌道面、
Ｐ１第１軌道、Ｐ２第２軌道、Ｐ３第３軌道、
Ｐｂ変更前軌道、Ｐａ変更後軌道、Ｐｄドリフト軌道、
Ｓ衛星、Ｖ１変更前の速度、Ｖ２変更後の速度、ΔＶ速度変化、
θ 軌道面変更角、１地球、２地球大気、３遷移軌道（第１楕円軌道）、
４第２楕円軌道、１０宇宙機、１１翼、１２機体、１４スラスタ、
１６姿勢制御装置、１８軌道面制御装置

Claims

地球の旋回軌道上の宇宙機の軌道面変更方法であって、
変更前の軌道面内で、前記宇宙機を地球大気内に突入させ、
前記地球大気内で、翼又は機体の揚力を利用して軌道面を変更し、
次いで、変更後の軌道高度まで前記宇宙機を上昇させる、宇宙機の軌道面変更方法において、
（Ａ）変更前の軌道上において、前記宇宙機を進行方向逆向きに推進ガスを噴射して減速し、同じ軌道面内で近地点が前記地球大気内となる第１楕円軌道に投入し、
（Ｂ）前記地球大気内において、前記揚力を利用して軌道面を変更し、
（Ｃ）変更後の第２楕円軌道の遠地点において、前記宇宙機を進行方向に推進ガスを噴射して加速し、同じ軌道面内で前記宇宙機を上昇させ、
（Ｄ）変更後の前記軌道高度で変更後の軌道上に投入し、
前記（Ａ）（Ｂ）の間で、第１楕円軌道上において、前記近地点に到着するまでに、前記揚力を利用する方向に前記機体を回転させ、
前記（Ｂ）（Ｃ）の間で、第２楕円軌道上において、前記遠地点に到着するまでに、前記宇宙機を加速する方向に前記機体を回転させる、ことを特徴とする宇宙機の軌道面変更方法。
前記変更前の軌道、又は、前記変更後の軌道は、円軌道である、ことを特徴とする請求項１に記載の宇宙機の軌道面変更方法。
地球の旋回軌道上において軌道面を変更する宇宙機であって、
大気中で揚力を発生する翼又は機体と、
軌道上の旋回速度を加速又は減速するスラスタと、
機体を姿勢制御する姿勢制御装置と、
軌道面変更を制御する軌道面制御装置と、を備え、
前記軌道面制御装置は、
変更前の軌道面内で、前記宇宙機を地球大気内に突入させ、
前記地球大気内で、翼又は機体の揚力を利用して軌道面を変更し、
次いで、変更後の軌道高度まで前記宇宙機を上昇させる、宇宙機において、
前記軌道面制御装置は、
（Ａ）変更前の軌道上において、前記宇宙機を進行方向逆向きに推進ガスを噴射して減速し、同じ軌道面内で近地点が前記地球大気内となる第１楕円軌道に投入し、
（Ｂ）前記地球大気内において、前記揚力を利用して軌道面を変更し、
（Ｃ）変更後の第２楕円軌道の遠地点において、前記宇宙機を進行方向に推進ガスを噴射して加速し、同じ軌道面内で前記宇宙機を上昇させ、
（Ｄ）変更後の前記軌道高度で変更後の軌道上に投入し、
前記（Ａ）（Ｂ）の間で、第１楕円軌道上において、前記近地点に到着するまでに、前記揚力を利用する方向に前記機体を回転させ、
前記（Ｂ）（Ｃ）の間で、第２楕円軌道上において、前記遠地点に到着するまでに、前記宇宙機を加速する方向に前記機体を回転させる、ことを特徴とする宇宙機。