JP6652816B2 - Space object observation system and space object observation method - Google Patents

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Description

本発明は、宇宙物体（space object）を観測するために用いられる宇宙物体観測システム及び宇宙物体観測方法に関する。   The present invention relates to a space object observation system and a space object observation method used for observing a space object.

近年、スペースデブリや人工衛星のような宇宙物体（宇宙空間に位置する物体をいう。）の観測の必要性が高まっている。特に、近年では地球周辺のスペースデブリが増加しており、スペースデブリ対策は宇宙利用において急務になっている。スペースデブリへの対処のためには、スペースデブリを正確に観測することが望まれる。また、正確な観測の必要性は、スペースデブリのみならず人工衛星の観測においてもあてはまる。   2. Description of the Related Art In recent years, the necessity of observing space objects such as space debris and artificial satellites (objects located in outer space) is increasing. In particular, in recent years, space debris around the earth has increased, and measures for space debris have become urgent in space utilization. To cope with space debris, it is desirable to accurately observe space debris. The necessity of accurate observation applies not only to space debris but also to observations of artificial satellites.

宇宙物体の観測の方法としては、電波観測（例えばレーダー観測）と光学観測とが知られている。電波観測は、宇宙物体による電波の反射を利用する観測方法である。例えば、地上に設置したレーダサイトから電波（典型的にはマイクロ波）を宇宙空間に向かって放射し、該電波が宇宙物体によって反射されて発生した反射波を観測することで、該宇宙物体を観測することができる。一方、光学観測は、宇宙物体からの太陽光の反射光を観測する観測方法である。例えば、地上に設置した天体望遠鏡と撮像装置とを用いて宇宙物体の画像を取得することにより、宇宙物体を観測することができる。   As methods for observing a space object, radio wave observation (for example, radar observation) and optical observation are known. Radio wave observation is an observation method that utilizes the reflection of radio waves by a space object. For example, a radio wave (typically a microwave) is radiated toward the outer space from a radar site installed on the ground, and the radio wave is reflected by the space object to observe a reflected wave, thereby detecting the space object. Can be observed. On the other hand, optical observation is an observation method for observing reflected light of sunlight from a space object. For example, a space object can be observed by acquiring an image of the space object using an astronomical telescope and an imaging device installed on the ground.

しかしながら、電波観測及び光学観測は、いずれも、宇宙物体を観測するための技術としては十分なものではない。電波観測の一つの問題は、精度である。典型的には、電波観測の精度は、距離の分解能が３００ｍ、角度（方位角／仰角）の分解能が２．８°程度である。これらは、近年に求められる宇宙物体の観測の精度の要求に適合しない場合がある。   However, neither radio wave observation nor optical observation is a sufficient technique for observing a space object. One problem of radio observation is accuracy. Typically, the accuracy of radio wave observation is such that the resolution of the distance is 300 m and the resolution of the angle (azimuth / elevation) is about 2.8 °. These may not meet the requirements of the accuracy of observation of space objects required in recent years.

一方、光学観測は、方位角、仰角の特定の精度が高い（典型例では、分解能が０．００１°）が、撮像による光学観測では、宇宙物体と観測装置との間の距離の情報を得ることができない。加えて、光学観測には、観測可能な時間の制約が強いという課題がある。図１は、光学観測の観測時間の制約を概念的に示す図である。図１から理解されるように、光学観測は、宇宙物体からの太陽光の反射光を観測する方法であるため、観測可能な時間は、日の出、日没前後に限られる。昼間は、撮像装置に太陽光が入射するため画像からは宇宙物体１０１Ａの判別が不可能である。一方、夜間は、宇宙物体１０１Ｂに太陽光が当たらないため宇宙物体からの反射光が得られない。   On the other hand, optical observation has high specific accuracy of azimuth and elevation (typically, resolution is 0.001 °), but optical observation by imaging obtains information on the distance between a space object and an observation device. Can not do. In addition, the optical observation has a problem that observation time is strongly restricted. FIG. 1 is a diagram conceptually showing the restriction on the observation time of optical observation. As can be understood from FIG. 1, the optical observation is a method of observing the reflected light of sunlight from a space object, so that the observable time is limited to before and after sunrise and sunset. In the daytime, sunlight is incident on the imaging device, so that it is impossible to distinguish the space object 101A from the image. On the other hand, at night, the sunlight does not shine on the space object 101B, so that reflected light from the space object cannot be obtained.

レーザ光を用いて宇宙物体を観測する技術も提案されている。レーザ光を用いた宇宙物体の観測は、宇宙物体の観測の精度の向上に有効である。   A technique for observing a space object using laser light has also been proposed. Observation of a space object using laser light is effective in improving the accuracy of observation of a space object.

例えば、特開２０１１−２１８８３４号公報は、人工衛星からレーザ光をスペースデブリの被測定空間に照射し、該人工衛星と同一の地球周回軌道上にある観測衛星に搭載したカメラにより該被測定空間を撮影し、撮影によって得られた画像の輝度情報から該被測定空間に存在するスペースデブリを特定する技術を開示している。   For example, Japanese Patent Application Laid-Open No. 2011-218834 discloses that a laser beam is radiated from a satellite to a space to be measured of space debris, and the space to be measured is measured by a camera mounted on an observation satellite in the same orbit as the satellite. And a technique for identifying space debris present in the measured space from luminance information of an image obtained by the imaging.

しかしながら、発明者の検討によれば、人工衛星からレーザ光を宇宙物体に照射し、人工衛星に搭載されたカメラにより宇宙物体を撮影する技術には、様々な実際上の問題が存在する。   However, according to the study of the inventor, there are various practical problems in the technology of irradiating a laser beam from a satellite to a space object and photographing the space object with a camera mounted on the satellite.

特開２０１１−２１８８３４号公報JP 2011-218834 A

したがって、本発明の目的の一つは、レーザ光を用いて宇宙物体を観測する技術の改良にある。本発明の他の目的及び新規の特徴は、下記の開示から当業者には理解されるであろう。   Therefore, one of the objects of the present invention is to improve technology for observing a space object using laser light. Other objects and novel features of the present invention will be apparent to those skilled in the art from the following disclosure.

以下では、［発明を実施するための形態］において使用される番号・符号を用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号・符号は、特許請求の範囲の記載と発明を実施するための形態との対応関係の一例を示すために、参考として、括弧付きで付加されたものである。   In the following, means for solving the problem will be described using the numbers and symbols used in [Description of Embodiments]. These numbers and symbols are added in parentheses for reference in order to show an example of the correspondence between the description of the claims and the embodiment for carrying out the invention.

本発明の一の観点では、宇宙空間に位置する宇宙物体を観測する宇宙物体観測システム（１、１Ａ〜１Ｃ）が提供される。当該宇宙物体観測システム（１、１Ａ〜１Ｃ）は、大気圏内に設けられた、照射レーザ光（１１ａ、５１ａ）を出射するように構成されたレーザ装置（２１、２２、１１Ａ、５１）と、照射レーザ光（１１ａ、５１ａ）の宇宙物体（２）による反射によって生成された反射レーザ光（１１ｂ、５１ｂ）を受光して観測する受光部（２４、４３、７２）と、宇宙物体（２）の観測によって得られた事前観測情報（１２ａ、１３ａ）を取得する事前観測情報取得手段と、制御手段（２５、１４、５３）とを具備する。制御手段（２５、１４、５３）は、事前観測情報（１２ａ、１３ａ）に基づいて、ある観測時刻において宇宙物体（２）が位置すると推定される領域である宇宙物体推定位置領域を算出し、該観測時刻において宇宙物体（２）に照射される照射レーザ光（１１ａ、５１ａ）の広がり角を宇宙物体推定位置領域に基づいて設定する。   According to one aspect of the present invention, a space object observation system (1, 1A to 1C) for observing a space object located in outer space is provided. The space object observation system (1, 1A to 1C) includes a laser device (21, 22, 11A, 51) provided in the atmosphere and configured to emit irradiation laser light (11a, 51a). A light receiving unit (24, 43, 72) for receiving and observing reflected laser light (11b, 51b) generated by reflection of the irradiation laser light (11a, 51a) by the space object (2); and a space object (2) And a control means (25, 14, 53) for obtaining prior observation information (12a, 13a) obtained by the above observation. The control means (25, 14, 53) calculates a space object estimated position area, which is an area where the space object (2) is estimated to be located at a certain observation time, based on the preliminary observation information (12a, 13a), The spread angle of the irradiation laser light (11a, 51a) irradiated on the space object (2) at the observation time is set based on the space object estimated position area.

一実施形態では、事前観測情報取得手段は、宇宙物体（２）の観測を行って前記事前観測情報（１２ａ、１３ａ）を取得する事前観測局（１２、１３）を具備してもよい。   In one embodiment, the pre-observation information obtaining means may include a pre-observation station (12, 13) for observing the space object (2) and obtaining the pre-observation information (12a, 13a).

好適な一実施形態では、事前観測局（１２、１３）は、宇宙空間に向かって電波を放射し、電波が宇宙物体（２）によって反射されて発生した反射波を観測する電波観測装置（１２）と、宇宙物体（２）からの太陽光の反射光を観測する光学観測装置（１３）とを含む。この場合、事前観測情報（１２ａ、１３ａ）は、電波観測装置（１２）による反射波の観測によって得られる第１事前観測情報（１２ａ）と、光学観測装置（１３）による反射光の観測によって得られる第２事前観測情報（１３ａ）とのうちの少なくとも一方を含む。   In a preferred embodiment, the preliminary observation stations (12, 13) radiate radio waves toward outer space and observe the reflected waves generated by the radio waves being reflected by the space object (2). ) And an optical observation device (13) for observing reflected light of sunlight from the space object (2). In this case, the pre-observation information (12a, 13a) is obtained by the first pre-observation information (12a) obtained by observing the reflected wave by the radio observation device (12) and by observing the reflected light by the optical observation device (13). And at least one of the second prior observation information (13a).

好適な一実施形態では、第１事前観測情報（１２ａ）は、電波観測装置（１２）によって得られた宇宙物体（２）までの距離を示す距離情報を含み、第２事前観測情報（１３ａ）は、光学観測装置（１３）によって得られた宇宙物体（２）の方位角及び仰角を示す第１方位角／仰角情報を含み、宇宙物体推定位置領域が、距離情報と第１方位角／仰角情報とに基づいて算出されてもよい。第１事前観測情報（１２ａ）は、更に、電波観測装置（１２）によって得られた宇宙物体（２）の方位角及び仰角を示す第２方位角／仰角情報を含んでいてもよく、この場合、宇宙物体推定位置領域が、距離情報と第１方位角／仰角情報と前記第２方位角／仰角情報に基づいて算出されることが好ましい。   In a preferred embodiment, the first preliminary observation information (12a) includes distance information indicating a distance to the space object (2) obtained by the radio observation device (12), and the second preliminary observation information (13a). Includes first azimuth / elevation angle information indicating the azimuth and elevation angle of the space object (2) obtained by the optical observation device (13), and the space object estimated position area includes the distance information and the first azimuth / elevation angle. It may be calculated based on the information. The first preliminary observation information (12a) may further include second azimuth / elevation information indicating the azimuth and elevation of the space object (2) obtained by the radio wave observation device (12). Preferably, the space object estimated position area is calculated based on the distance information, the first azimuth / elevation angle information, and the second azimuth / elevation angle information.

制御手段（２５、１４、５３）は、事前観測情報（１２ａ、１３ａ）に加え、当該宇宙物体観測装置システムの外部から得られた宇宙物体（２）の軌道に関する情報である外部事前観測情報に基づいて、宇宙物体推定位置領域を算出してもよい。この場合、制御手段（２５、１４、５３）は、事前観測情報（１２ａ、１３ａ）と外部事前観測情報とに対して重み付けを行って宇宙物体推定位置領域を算出することが好ましい。   The control means (25, 14, 53) includes, in addition to the preliminary observation information (12a, 13a), external preliminary observation information that is information on the trajectory of the space object (2) obtained from outside the space object observation device system. The space object estimated position area may be calculated based on the space object. In this case, it is preferable that the control means (25, 14, 53) calculates the space object estimated position area by weighting the preliminary observation information (12a, 13a) and the external preliminary observation information.

一実施形態では、受光部（２４、４３、７２）によって受光された反射レーザ光（１１ｂ、５１ｂ）に基づいて、レーザ測距により宇宙物体（２）の３次元位置を特定する演算手段（２５、１４、５３）を具備することが好ましい。この場合、制御手段（２５、１４、５３）は、宇宙物体推定位置領域に基づいてレーザ測距における距離測定の測定範囲を設定する。   In one embodiment, based on the reflected laser beams (11b, 51b) received by the light receiving units (24, 43, 72), a calculation unit (25) that specifies the three-dimensional position of the space object (2) by laser ranging. , 14, 53). In this case, the control means (25, 14, 53) sets the measurement range of the distance measurement in laser ranging based on the space object estimated position area.

他の実施形態では、事前観測局（１３）が宇宙物体（２）からの太陽光の反射光を観測する光学観測装置（１３）を含む場合、光学観測装置（１３）が、該受光部としても機能して反射レーザ光（１１ｂ、５１ｂ）の光学観測を行ってもよい。   In another embodiment, when the preliminary observation station (13) includes the optical observation device (13) that observes reflected light of sunlight from the space object (2), the optical observation device (13) is used as the light receiving unit. May also function to perform optical observation of the reflected laser light (11b, 51b).

一実施形態では、当該宇宙物体観測システム（１Ｂ）が、更に、少なくとも一の中継衛星（１５）を含んでもよい。この場合、制御手段（２５）が観測領域を設定し、中継衛星（１５）は、レーザ装置（２１、２２）から出射される照射レーザ光（１１ａ）の方向を変え、宇宙物体推定位置領域に基づいて設定された観測領域に導光するように構成された導光光学系（４１）を備え、且つ、該受光部（４３）が、中継衛星（１５）に搭載されていてもよい。   In one embodiment, the space object observation system (1B) may further include at least one relay satellite (15). In this case, the control means (25) sets the observation area, and the relay satellite (15) changes the direction of the irradiation laser light (11a) emitted from the laser devices (21, 22) to change the direction to the space object estimation position area. A light guide optical system (41) configured to guide light to an observation area set based on the information may be provided, and the light receiving unit (43) may be mounted on the relay satellite (15).

中継衛星（１５）は複数であってもよい。この場合、制御手段（２５）は、観測領域に基づいて複数の中継衛星（１５）のうちから選択中継衛星を選択し、レーザ装置（２１、２２）は、選択中継衛星に向けて照射レーザ光（１１ａ）を出射し、選択中継衛星は、レーザ装置（２１、２２）から出射される照射レーザ光（１１ａ）の方向を変えて観測領域に導光することが好ましい。このとき、レーザ装置（２１、２２）も複数であってもよい。この場合、制御手段（２５）は、観測領域に基づいて複数のレーザ装置（２１、２２）のうちから選択レーザ装置を選択し、選択レーザ装置は、選択中継衛星に向けて照射レーザ光（１１ａ）を出射することが好ましい。   There may be a plurality of relay satellites (15). In this case, the control means (25) selects a selected relay satellite from the plurality of relay satellites (15) based on the observation area, and the laser device (21, 22) irradiates the selected relay satellite with the laser light directed toward the selected relay satellite. (11a) is emitted, and the selective relay satellite preferably changes the direction of the irradiation laser light (11a) emitted from the laser device (21, 22) and guides the irradiation laser light to the observation area. At this time, a plurality of laser devices (21, 22) may be provided. In this case, the control means (25) selects the selected laser device from the plurality of laser devices (21, 22) based on the observation area, and the selected laser device irradiates the selected laser device with the irradiation laser light (11a ) Is preferably emitted.

中継衛星（１５）は、宇宙物体（２）の観測を行わないときに、レーザ装置（２１、２２）から受け取った照射レーザ光（１１ａ）から光電変換装置によって電力を発生して当該中継衛星（１５）に搭載された蓄電装置を充電するように構成されてもよい。このとき、レーザ装置（２１、２２）は、照射レーザ光（１１ａ）としてパルスレーザ光と連続波レーザ光とを選択的に生成可能に構成されていてもよい。この場合、宇宙物体（２）の観測を行う場合には、レーザ装置（２１、２２）が照射レーザ光（１１ａ）としてパルスレーザ光を生成すると共に、中継衛星（１５）がレーザ装置（２１）から出射される照射レーザ光（１１ａ）の方向を変えて観測領域に導光する。また、蓄電装置を充電する場合、レーザ装置（２１、２２）が照射レーザ光（１１ａ）として連続波レーザ光を生成すると共に、中継衛星（１５）が照射レーザ光（１１ａ）から光電変換装置によって電力を発生して蓄電装置を充電する。   When not observing the space object (2), the relay satellite (15) generates electric power from the irradiation laser beam (11a) received from the laser device (21, 22) by a photoelectric conversion device, and generates power by the photoelectric conversion device. The power storage device mounted in 15) may be configured to be charged. At this time, the laser devices (21, 22) may be configured to be able to selectively generate pulse laser light and continuous wave laser light as the irradiation laser light (11a). In this case, when observing the space object (2), the laser devices (21, 22) generate pulse laser light as the irradiation laser light (11a), and the relay satellite (15) uses the laser device (21). The direction of the irradiation laser light (11a) emitted from the light source is changed, and the light is guided to the observation region. When charging the power storage device, the laser devices (21, 22) generate continuous-wave laser light as the irradiation laser light (11a), and the relay satellite (15) uses the photoelectric conversion device to convert the irradiation laser light (11a). Electric power is generated to charge the power storage device.

一実施形態では、当該宇宙物体観測システム（１Ｃ）が、更に、大気圏内を移動可能に構成された第１及び第２移動体（５１、５２）を具備し、レーザ装置が第１移動体（５１）に搭載され、受光部（７２）が第２移動体（５２）に搭載されてもよい。   In one embodiment, the space object observation system (1C) further includes first and second mobile bodies (51, 52) configured to be movable in the atmosphere, and the laser device includes the first mobile body (51). 51), and the light receiving section (72) may be mounted on the second moving body (52).

他の実施形態では、当該宇宙物体観測システム（１Ｃ）が、更に、大気圏内を移動可能に構成された移動体を具備し、レーザ装置及び受光部が、該移動体に搭載されてもよい。   In another embodiment, the space object observation system (1C) may further include a moving body configured to be movable in the atmosphere, and the laser device and the light receiving unit may be mounted on the moving body.

一実施形態では、制御手段（２５、１４、５３）は、宇宙物体推定位置領域に基づいて設定された観測領域（３３）を照射レーザ光（１１ａ、５１ａ）が走査するようにレーザ装置を制御してもよい。   In one embodiment, the control means (25, 14, 53) controls the laser device so that the irradiation laser light (11a, 51a) scans the observation area (33) set based on the space object estimated position area. May be.

本発明の他の観点では、中継衛星（１５）が、レーザ装置（１１Ａ）から出射される照射レーザ光（１１ａ）の方向を変えて観測領域に導光するように構成された導光光学系（４１）と、照射レーザ光（１１ａ）の宇宙物体（２）による反射によって生成された反射レーザ光（１１ｂ、５１ｂ）を受光して観測する受光部（４３）とを具備する。導光光学系（４１）は、導光光学系（４１）から出射されて観測領域に照射される照射レーザ光（１１ａ）の広がり角を調節可能に構成されている。   According to another aspect of the present invention, a light guide optical system configured such that the relay satellite (15) changes the direction of the irradiation laser light (11a) emitted from the laser device (11A) and guides the change to the observation area. (41) and a light receiving section (43) for receiving and observing reflected laser light (11b, 51b) generated by reflection of the irradiation laser light (11a) by the space object (2). The light guide optical system (41) is configured to be able to adjust the spread angle of the irradiation laser light (11a) emitted from the light guide optical system (41) and applied to the observation region.

本発明の更に他の観点では、宇宙空間に位置する宇宙物体（２）を観測する宇宙物体観測方法が提供される。当該宇宙物体観測方法は、宇宙物体（２）の事前観測情報（１２ａ、１３ａ）を得るステップと、事前観測情報（１２ａ、１３ａ）に基づいて、ある観測時刻において宇宙物体（２）が位置すると推定される領域である宇宙物体推定位置領域を算出するステップと、大気圏内に設けられたレーザ装置から照射レーザ光（１１ａ、５１ａ）を出射するステップと、照射レーザ光（１１ａ、５１ａ）の宇宙物体（２）による反射によって生成された反射レーザ光（１１ｂ、５１ｂ）を受光して観測するステップとを具備する。該観測時刻において宇宙物体（２）に照射される照射レーザ光（１１ａ、５１ａ）の広がり角は、算出された宇宙物体推定位置領域に基づいて設定される。   According to still another aspect of the present invention, there is provided a space object observation method for observing a space object (2) located in outer space. The space object observation method includes a step of obtaining preliminary observation information (12a, 13a) of the space object (2), and a step of obtaining the space object (2) at a certain observation time based on the preliminary observation information (12a, 13a). Calculating a space object estimated position area which is an area to be estimated; emitting irradiation laser light (11a, 51a) from a laser device provided in the atmosphere; Receiving the reflected laser light (11b, 51b) generated by the reflection by the object (2) and observing it. The spread angle of the irradiation laser light (11a, 51a) irradiated to the space object (2) at the observation time is set based on the calculated space object estimated position area.

本発明によれば、レーザ光を用いて宇宙物体を観測するための技術の改良が提供される。   According to the present invention, an improvement in technology for observing a space object using laser light is provided.

光学観測における観測時刻の制約を説明する図である。It is a figure explaining the restriction of observation time in optical observation. 第１の実施形態における宇宙物体観測システムの構成を示す概念図である。1 is a conceptual diagram illustrating a configuration of a space object observation system according to a first embodiment. 第１の実施形態におけるレーザ観測装置の構成の一例を示すブロック図である。It is a block diagram showing an example of composition of a laser observation device in a 1st embodiment. 第１の実施形態におけるレーザ観測装置の構成の他の例を示すブロック図である。FIG. 3 is a block diagram illustrating another example of the configuration of the laser observation device according to the first embodiment. 第１の実施形態における宇宙物体の観測手順の具体例を示すフローチャートである。5 is a flowchart illustrating a specific example of a procedure for observing a space object according to the first embodiment. 宇宙物体の観測における照射レーザ光の走査を示す概念図である。It is a conceptual diagram which shows the scanning of the irradiation laser beam in observation of a space object. 第２の実施形態における宇宙物体観測システムの構成を示す概念図である。It is a conceptual diagram showing the composition of the space object observation system in a 2nd embodiment. 第２の実施形態における光学観測の信号−ノイズ比（ＳＮ比）の日内変動の例を概念的に示すグラフである。It is a graph which shows notionally the example of the diurnal variation of the signal-noise ratio (SN ratio) of the optical observation in 2nd Embodiment. 第３の実施形態における宇宙物体観測システムの構成を示す概念図である。It is a conceptual diagram showing the composition of the space object observation system in a 3rd embodiment. 第３の実施形態におけるレーザ観測装置の構成を示すブロック図である。It is a block diagram showing the composition of the laser observation device in a 3rd embodiment. 第３の実施形態における中継衛星の構成を示すブロック図である。It is a block diagram showing the composition of the relay satellite in a 3rd embodiment. 第４の実施形態における宇宙物体観測システムの構成を示す概念図である。It is a key map showing the composition of the space object observation system in a 4th embodiment. 第３の実施形態におけるレーザ照射機体の構成を示すブロック図である。It is a block diagram showing composition of a laser irradiation machine in a 3rd embodiment. 第３の実施形態における観測機体の構成を示すブロック図である。It is a block diagram showing composition of an observation body in a 3rd embodiment.

以下、添付図面を参照しながら、本発明の宇宙物体観測システムの実施形態を説明する。なお、添付図面において、同一又は類似の構成要素は、同一又は対応する参照番号で参照されることがある。   Hereinafter, an embodiment of a space object observation system of the present invention will be described with reference to the accompanying drawings. In the accompanying drawings, the same or similar components may be referred to by the same or corresponding reference numerals.

以下に述べられる実施形態の宇宙物体観測システムは、大気圏内（例えば、地上、空中、海上）に設けられたレーザ装置から照射レーザ光を宇宙物体に照射し、該照射レーザ光が宇宙物体によって反射されて生成された反射レーザ光を用いて該宇宙物体を観測するように構成される。このような構成の当該宇宙物体観測システムは、宇宙物体の観測の精度を向上するために好適である。例えば、宇宙物体からの反射レーザ光を用いてレーザ測距を行えば、該宇宙物体の位置を正確に特定することができる。また、このような構成の宇宙物体観測システムは、観測時間の制約を緩和するためにも有用である。レーザ光を宇宙物体に照射する構成によれば、太陽光に起因する観測時間の制約を緩和することができる。   A space object observation system according to an embodiment described below irradiates a space object with irradiation laser light from a laser device provided in the atmosphere (for example, on the ground, in the air, at sea), and the irradiation laser light is reflected by the space object. It is configured to observe the space object by using the reflected laser light generated as a result. The space object observation system having such a configuration is suitable for improving the accuracy of space object observation. For example, by performing laser ranging using reflected laser light from a space object, the position of the space object can be accurately specified. Further, the space object observation system having such a configuration is also useful for alleviating restrictions on observation time. According to the configuration of irradiating the laser light to the space object, the restriction on the observation time due to sunlight can be reduced.

発明者の検討によれば、宇宙物体の観測に用いるレーザ光を発生するレーザ装置は、大気圏内に設置することが好ましい。これは、上述の人工衛星に搭載されたレーザ装置を用いて宇宙物体を観測する技術（例えば、特開２０１１−２１８８３４号公報参照）には、実際上の問題が様々に存在するからである。   According to the study of the inventor, it is preferable that the laser device that generates laser light used for observing a space object be installed in the atmosphere. This is because there are various practical problems in the technology for observing a space object using the laser device mounted on the artificial satellite described above (for example, see Japanese Patent Application Laid-Open No. 2011-218834).

第１に、宇宙物体の観測に使用されるレーザ装置の光学系は、精密であるため衝撃に弱いという問題がある。例えば、宇宙空間に人工衛星を打ち上げる衝撃によりレーザ装置の光学系に狂いが生じると、レーザ装置が所望の通りに動作しない。第２に、人工衛星のシステム規模には制約があるため、大出力のレーザ装置を人工衛星上で運用することは困難である。宇宙物体の観測に用いられるような大出力のレーザ装置は電力消費が大きく、大出力のレーザ装置を動作可能な電源を人工衛星に搭載することは難しい。加えて、宇宙物体の観測に用いられるような大出力のレーザ装置を人工衛星に搭載すると人工衛星の寿命が短くなってしまうという問題もある。大出力のレーザ装置を運用すると電源に蓄積された電力が早く枯渇し、人工衛星の寿命が尽きてしまう。人工衛星の寿命が尽きると該人工衛星そのものがスペースデブリになってしまうので、これは、スペースデブリへの対策のためにスペースデブリの観測を行うシステムの運用としては好ましくない。   First, the optical system of a laser device used for observing a space object has a problem that it is vulnerable to impact due to its precision. For example, if the impact of launching an artificial satellite in outer space causes an error in the optical system of the laser device, the laser device does not operate as desired. Second, since the system scale of the satellite is limited, it is difficult to operate a high-power laser device on the satellite. A high-power laser device used for observing a space object consumes large power, and it is difficult to mount a power supply capable of operating the high-power laser device on an artificial satellite. In addition, when a high-power laser device used for observing a space object is mounted on an artificial satellite, there is a problem that the life of the artificial satellite is shortened. When a high-power laser device is operated, the power stored in the power supply is quickly depleted, and the life of the satellite ends. Since the artificial satellite itself becomes space debris when the life of the artificial satellite expires, this is not preferable for operation of a system for observing space debris in order to take measures against space debris.

宇宙物体の観測に用いるレーザ光を発生するレーザ装置を大気圏内に設置すれば、これらの問題を回避することができる。レーザ装置を大気圏内に設置すれば、レーザ装置を宇宙に打ち上げる必要がなく、システム規模の制約が軽減され、また、レーザ装置の運用寿命が過ぎても、当該レーザ装置を含むシステムがスペースデブリになることはない。   These problems can be avoided by installing a laser device that generates laser light used for observing a space object in the atmosphere. If the laser device is installed in the atmosphere, there is no need to launch the laser device into space, which reduces restrictions on the scale of the system. It will not be.

宇宙物体の観測に用いるレーザ光を発生するレーザ装置を大気圏内に設置する構成について発明者が見出した課題は、宇宙物体に照射されるレーザ光のエネルギー密度は、宇宙物体の高度、大きさ、材質等に応じて適切に設定される必要があるが、レーザ装置と宇宙物体との間の距離が増大するため、宇宙物体に照射されるレーザ光のエネルギー密度が低いという問題である。以下に述べられる実施形態では、宇宙物体に照射されるレーザ光のエネルギー密度が低いという問題に対応するための宇宙物体観測システムの構成及び動作が提示される。   The problem that the inventors have found about a configuration in which a laser device that generates laser light used for observation of a space object is installed in the atmosphere is that the energy density of the laser light applied to the space object depends on the altitude, size, Although it is necessary to set the distance appropriately depending on the material and the like, there is a problem that the energy density of laser light applied to the space object is low because the distance between the laser device and the space object increases. In the embodiment described below, the configuration and operation of a space object observation system for addressing the problem that the energy density of the laser light applied to the space object is low are presented.

（第１の実施形態）
図２は、本発明の第１の実施形態の宇宙物体観測システム１の構成を示す概念図である。本実施形態の宇宙物体観測システム１は、宇宙空間に位置する宇宙物体２、例えば、スペースデブリ２ａや人工衛星２ｂを観測するように構成されている。なお、以下においては、スペースデブリ２ａや人工衛星２ｂを区別せずに宇宙物体２と総称する。 (First embodiment)
FIG. 2 is a conceptual diagram illustrating a configuration of the space object observation system 1 according to the first embodiment of the present invention. The space object observation system 1 of the present embodiment is configured to observe a space object 2 located in the outer space, for example, a space debris 2a or an artificial satellite 2b. In the following, the space debris 2a and the artificial satellite 2b are generically referred to as space objects 2 without distinction.

本実施形態の宇宙物体観測システム１は、地上に設置されたレーザ観測装置１１と、電波観測装置１２と、光学観測装置１３とを備えている。   The space object observation system 1 of the present embodiment includes a laser observation device 11, a radio wave observation device 12, and an optical observation device 13 installed on the ground.

レーザ観測装置１１は、宇宙物体２に照射する照射レーザ光１１ａを出射し、照射レーザ光１１ａが宇宙物体２によって反射されて得られた反射レーザ光１１ｂを受光し、反射レーザ光１１ｂに基づいて宇宙物体２の観測、例えば、宇宙物体２の位置の特定を行う。レーザ観測装置１１によってレーザ測距を行えば、宇宙物体２までの距離、方位角及び仰角の特定、言い換えれば、宇宙物体２の３次元位置の特定を行うことができる。ここで、方位角とは、宇宙物体２が位置する方向の水平面内の角度であり、仰角とは、宇宙物体２が位置する方向の鉛直面内の角度である。   The laser observation device 11 emits the irradiation laser beam 11a for irradiating the space object 2, receives the reflected laser beam 11b obtained by the irradiation laser beam 11a being reflected by the space object 2, and based on the reflected laser beam 11b. The space object 2 is observed, for example, the position of the space object 2 is specified. When the laser ranging is performed by the laser observation device 11, the distance, the azimuth and the elevation angle to the space object 2 can be specified, in other words, the three-dimensional position of the space object 2 can be specified. Here, the azimuth is the angle in the horizontal plane in the direction in which the space object 2 is located, and the elevation angle is the angle in the vertical plane in the direction in which the space object 2 is located.

電波観測装置１２及び光学観測装置１３も、宇宙物体２を観測するために用いられる。電波観測装置１２は、電波（典型的にはマイクロ波）を宇宙空間に向かって放射し、該電波が宇宙物体２によって反射されて発生した反射波を観測する。電波観測装置１２としては、例えば、レーダが使用され得る。一方、光学観測装置１３は、宇宙物体２からの太陽光の反射光を観測する。一実施形態では、光学観測装置１３は、地上に設置した天体望遠鏡と撮像装置と備えており、該撮像装置によって宇宙物体２の画像を取得することにより、宇宙物体２を観測することができる。   The radio observation device 12 and the optical observation device 13 are also used for observing the space object 2. The radio wave observation device 12 emits a radio wave (typically a microwave) toward the outer space, and observes a reflected wave generated by the radio wave being reflected by the space object 2. As the radio observation device 12, for example, a radar can be used. On the other hand, the optical observation device 13 observes reflected light of sunlight from the space object 2. In one embodiment, the optical observation device 13 includes an astronomical telescope installed on the ground and an image pickup device, and the space object 2 can be observed by acquiring an image of the space object 2 with the image pickup device.

本実施形態では、電波観測装置１２及び光学観測装置１３はいずれも、レーザ観測装置１１による観測領域を決定するために用いられる事前観測情報を得るための事前観測局として用いられる。図２において、電波観測装置１２によって得られた事前観測情報は、符号１２ａで示されており、光学観測装置１３によって得られた事前観測情報は、符号１３ａで示されている。   In the present embodiment, both the radio observation device 12 and the optical observation device 13 are used as preliminary observation stations for obtaining preliminary observation information used for determining an observation area by the laser observation device 11. In FIG. 2, prior observation information obtained by the radio observation device 12 is indicated by reference numeral 12a, and prior observation information obtained by the optical observation device 13 is indicated by reference numeral 13a.

図３Ａは、レーザ観測装置１１の構成の一例を示すブロック図である。一実施形態では、レーザ観測装置１１は、レーザ発振器２１と、照射光学系２２と、分離ミラー２３と、レーザ光受光部２４と、制御演算装置２５とを備えている。   FIG. 3A is a block diagram illustrating an example of a configuration of the laser observation device 11. In one embodiment, the laser observation device 11 includes a laser oscillator 21, an irradiation optical system 22, a separation mirror 23, a laser light receiving unit 24, and a control operation device 25.

レーザ発振器２１と照射光学系２２とは、照射レーザ光１１ａを出射するためのレーザ装置を構成している。詳細には、レーザ発振器２１は、宇宙物体２に照射すべき照射レーザ光１１ａを発生する。レーザ発振器２１によって発生された照射レーザ光１１ａは、分離ミラー２３を通過して照射光学系２２に入射される。本実施形態では、レーザ発振器２１としてパルスレーザ光を発生し、パルスエネルギーとパルス繰り返し周波数が調節可能であるパルスレーザが用いられる。   The laser oscillator 21 and the irradiation optical system 22 constitute a laser device for emitting the irradiation laser light 11a. Specifically, the laser oscillator 21 generates the irradiation laser light 11a to be irradiated on the space object 2. The irradiation laser light 11a generated by the laser oscillator 21 passes through the separation mirror 23 and enters the irradiation optical system 22. In the present embodiment, a pulse laser that generates pulse laser light and that can adjust pulse energy and pulse repetition frequency is used as the laser oscillator 21.

一方、照射光学系２２は、レーザ発振器２１から受け取った照射レーザ光１１ａを宇宙空間に向けて出射すると共に、宇宙物体２による照射レーザ光１１ａの反射によって生成される反射レーザ光１１ｂを受光して分離ミラー２３に向けて出射する。照射光学系２２は、一実施形態では、鏡筒及び該鏡筒を駆動する駆動部を備えていてもよい。該駆動部は、制御演算装置２５によって制御され、これにより、鏡筒の向き、即ち、照射レーザ光１１ａの照射方向（照射レーザ光１１ａの光軸の方向）が制御される。加えて、照射光学系２２は、照射光学系２２から出射される照射レーザ光１１ａの広がり角が調節可能であるように構成される。   On the other hand, the irradiation optical system 22 emits the irradiation laser beam 11a received from the laser oscillator 21 toward outer space, and receives the reflected laser beam 11b generated by the reflection of the irradiation laser beam 11a by the space object 2. The light is emitted toward the separation mirror 23. In one embodiment, the irradiation optical system 22 may include a lens barrel and a driving unit that drives the lens barrel. The drive unit is controlled by the control arithmetic unit 25, whereby the direction of the lens barrel, that is, the irradiation direction of the irradiation laser beam 11a (the direction of the optical axis of the irradiation laser beam 11a) is controlled. In addition, the irradiation optical system 22 is configured such that the spread angle of the irradiation laser beam 11a emitted from the irradiation optical system 22 is adjustable.

分離ミラー２３は、照射レーザ光１１ａと反射レーザ光１１ｂの分離のために用いられる。分離ミラー２３は、照射レーザ光１１ａを通過させると共に、反射レーザ光１１ｂを反射してレーザ光受光部２４に入射する。   The separation mirror 23 is used for separating the irradiation laser light 11a and the reflected laser light 11b. The separation mirror 23 allows the irradiation laser light 11a to pass therethrough, reflects the reflected laser light 11b, and enters the laser light receiving unit 24.

レーザ光受光部２４は、反射レーザ光１１ｂを受光して撮像する。本実施形態では、レーザ光受光部２４として、レーザ発振器２１が発生するパルスレーザ光に同期したアクティブレンジゲーティング（active range gating）を実行する撮像装置が用いられる。レーザ発振器２１が発生するパルスレーザ光に同期したアクティブレンジゲーティング（active range gating）を実行することで、レーザ測距を行うことができる。   The laser light receiving section 24 receives the reflected laser light 11b and captures an image. In the present embodiment, an imaging device that performs active range gating synchronized with pulsed laser light generated by the laser oscillator 21 is used as the laser light receiving unit 24. By performing active range gating synchronized with the pulsed laser light generated by the laser oscillator 21, laser ranging can be performed.

制御演算装置２５は、レーザ観測装置１１の全体を制御すると共に、レーザ観測装置１１による観測に必要な様々な演算を行う制御／演算手段として動作する。例えば、制御演算装置２５は、レーザ光受光部２４によって撮像された反射レーザ光１１ｂの撮像画像に対し、宇宙物体２の観測のための画像処理を行う。   The control operation device 25 controls the entire laser observation device 11 and operates as control / calculation means for performing various operations required for observation by the laser observation device 11. For example, the control arithmetic unit 25 performs image processing for observing the space object 2 on the captured image of the reflected laser light 11b captured by the laser light receiving unit 24.

ここで、本実施形態では、制御演算装置２５は、電波観測装置１２及び光学観測装置１３による観測によって得られた事前観測情報１２ａ、１３ａから、レーザ観測装置１１による観測領域を決定し、当該観測領域を観測するようにレーザ発振器２１、照射光学系２２及びレーザ光受光部２４を制御する。制御演算装置２５は、決定した観測領域に適合するように照射光学系２２から出射される照射レーザ光１１ａの広がり角及び照射方向を制御する。加えて、制御演算装置２５は、レーザ発振器２１の動作タイミングを制御すると共に、決定した当該観測領域に適合するように、アクティブレンジゲーティングにおいてレーザ光受光部２４が反射レーザ光１１ｂを受光するタイミングを決定する。   Here, in the present embodiment, the control arithmetic device 25 determines the observation area by the laser observation device 11 from the preliminary observation information 12a, 13a obtained by the observation by the radio observation device 12 and the optical observation device 13, and The laser oscillator 21, the irradiation optical system 22, and the laser light receiving unit 24 are controlled so as to observe the region. The control arithmetic unit 25 controls the spread angle and the irradiation direction of the irradiation laser beam 11a emitted from the irradiation optical system 22 so as to match the determined observation region. In addition, the control arithmetic unit 25 controls the operation timing of the laser oscillator 21 and adjusts the timing at which the laser light receiving unit 24 receives the reflected laser light 11b in the active range gating so as to match the determined observation region. To determine.

このような構成のレーザ観測装置１１は、宇宙物体２までの距離を特定するレーザ測距を実行可能である。加えて、レーザ観測装置１１は、照射レーザ光１１ａの照射方向（一実施形態では、鏡筒の向きに一致する）及び撮像画像から宇宙物体２の位置の方位角及び仰角が特定可能であり、宇宙物体２までの距離と方位角及び仰角から、宇宙物体２の３次元位置を特定可能である。   The laser observation device 11 having such a configuration can execute laser ranging to specify the distance to the space object 2. In addition, the laser observation device 11 can specify the azimuth and elevation of the position of the space object 2 from the irradiation direction of the irradiation laser beam 11a (in one embodiment, the direction of the lens barrel) and the captured image, The three-dimensional position of the space object 2 can be specified from the distance to the space object 2 and the azimuth angle and the elevation angle.

照射レーザ光１１ａを宇宙空間にむけて出射するための光学系と、反射レーザ光１１ｂを受光するための光学系とが分離されてもよい。図３Ｂは、このような構成のレーザ観測装置１１を図示するブロック図である。図３Ｂのレーザ観測装置１１は、図３Ａのレーザ観測装置１１と同様に構成されているが、分離ミラー２３ではなく受光光学系２６を備えている。   An optical system for emitting the irradiation laser beam 11a to outer space and an optical system for receiving the reflected laser beam 11b may be separated. FIG. 3B is a block diagram illustrating the laser observation device 11 having such a configuration. The laser observation device 11 of FIG. 3B is configured similarly to the laser observation device 11 of FIG. 3A, but includes a light receiving optical system 26 instead of the separation mirror 23.

図３Ｂのレーザ観測装置１１では、照射光学系２２がレーザ発振器２１から受け取った照射レーザ光１１ａを宇宙空間に向けて出射し、受光光学系２６が宇宙物体２による照射レーザ光１１ａの反射によって生成される反射レーザ光１１ｂを受光してレーザ光受光部２４に入射する。一実施形態では、照射光学系２２と受光光学系２６のそれぞれは、鏡筒及び該鏡筒を駆動する駆動部を備えていてもよい。照射光学系２２及び受光光学系２６それぞれの該駆動部は、制御演算装置２５によって制御され、これにより、照射光学系２２と受光光学系２６それぞれの鏡筒の向きが制御される。図３Ｂのレーザ観測装置１１のその他の構成及び動作は、図３Ａのレーザ観測装置１１と同様である。   In the laser observation device 11 of FIG. 3B, the irradiation optical system 22 emits the irradiation laser beam 11a received from the laser oscillator 21 toward outer space, and the light receiving optical system 26 is generated by the reflection of the irradiation laser beam 11a by the space object 2. The reflected laser beam 11b is received and enters the laser beam receiving unit 24. In one embodiment, each of the irradiation optical system 22 and the light receiving optical system 26 may include a lens barrel and a driving unit that drives the lens barrel. The drive units of the irradiation optical system 22 and the light receiving optical system 26 are controlled by the control arithmetic unit 25, and thereby the directions of the lens barrels of the irradiation optical system 22 and the light receiving optical system 26 are controlled. Other configurations and operations of the laser observation device 11 of FIG. 3B are the same as those of the laser observation device 11 of FIG. 3A.

続いて、本実施形態の宇宙物体観測システム１による宇宙物体２の観測の概略について説明する。本実施形態の宇宙物体観測システム１は、地上に設置されたレーザ観測装置１１を用いたレーザ測距により宇宙物体２の観測を行う。レーザ測距を行うことで、宇宙物体２の観測の精度、即ち、宇宙物体２の３次元位置の特定の精度を向上させることができる。   Subsequently, an outline of observation of the space object 2 by the space object observation system 1 of the present embodiment will be described. The space object observation system 1 of the present embodiment observes the space object 2 by laser ranging using a laser observation device 11 installed on the ground. By performing the laser ranging, the accuracy of observation of the space object 2, that is, the accuracy of specifying the three-dimensional position of the space object 2 can be improved.

一つの問題は、地上に設置されたレーザ観測装置１１を用いる場合には、レーザ観測装置１１と宇宙物体２との間の距離が増大するため、宇宙物体２に照射される照射レーザ光１１ａのエネルギー密度が低くなることである。宇宙物体２に照射される照射レーザ光１１ａのエネルギー密度が低いと、レーザ測距を行うために十分な光強度を有する反射レーザ光１１ｂが得られない事態が生じ得る。   One problem is that when the laser observation device 11 installed on the ground is used, the distance between the laser observation device 11 and the space object 2 increases, so that the irradiation laser beam 11 a The energy density is low. If the energy density of the irradiation laser beam 11a applied to the space object 2 is low, a situation may occur in which the reflected laser beam 11b having a sufficient light intensity for performing laser distance measurement cannot be obtained.

このような問題に対処するために、本実施形態では、電波観測装置１２及び光学観測装置１３（これらは、いずれも事前観測局として機能する）による観測によって得られた事前観測情報に基づいて、レーザ観測装置１１による観測を行おうとする観測時刻において宇宙物体２が位置すると推定される領域である宇宙物体推定位置領域が算出される。当該観測時刻におけるレーザ観測装置１１による観測では、算出された宇宙物体推定位置領域に合わせてレーザ観測装置１１から出射される照射レーザ光１１ａのパラメータ、より具体的には、照射レーザ光１１ａの照射方向及び広がり角が決定され、決定された照射方向及び広がり角で照射レーザ光１１ａがレーザ観測装置１１から出射される。このような動作によれば、照射レーザ光１１ａの広がり角をなるべく狭くしながらレーザ観測装置１１による観測を行うことができ、宇宙物体２に照射される照射レーザ光１１ａのエネルギー密度の低下の問題を緩和することができる。   In order to cope with such a problem, in the present embodiment, based on preliminary observation information obtained by observation by the radio observation device 12 and the optical observation device 13 (both of which function as preliminary observation stations), The space object estimated position area, which is the area where the space object 2 is estimated to be located at the observation time when the laser observation device 11 is to perform observation, is calculated. In the observation by the laser observation device 11 at the observation time, parameters of the irradiation laser light 11a emitted from the laser observation device 11 in accordance with the calculated space object estimated position area, more specifically, irradiation of the irradiation laser light 11a The direction and the spread angle are determined, and the irradiation laser beam 11 a is emitted from the laser observation device 11 in the determined irradiation direction and spread angle. According to such an operation, the observation by the laser observation device 11 can be performed while the spread angle of the irradiation laser beam 11a is made as narrow as possible, and the energy density of the irradiation laser beam 11a applied to the space object 2 is reduced. Can be alleviated.

以下、宇宙物体観測システム１による宇宙物体２の観測手順の具体例を説明する。図４は、本実施形態における宇宙物体２の観測手順の具体例を示すフローチャートである。   Hereinafter, a specific example of the procedure of observing the space object 2 by the space object observation system 1 will be described. FIG. 4 is a flowchart illustrating a specific example of the procedure of observing the space object 2 in the present embodiment.

レーザ観測装置１１による観測に先立ち、電波観測装置１２及び光学観測装置１３による観測が行われ、事前観測情報１２ａ、１３ａが取得される（ステップＳ０１）。一実施形態では、電波観測装置１２によって得られた事前観測情報１２ａは、宇宙物体２までの距離を示す距離情報、及び、宇宙物体２の方位角及び仰角を示す方位角／仰角情報を含んでおり、光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１３ａは、宇宙物体２の方位角及び仰角を示す方位角／仰角情報を含んでいるが、距離情報を含まない。電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって取得された事前観測情報１２ａ、１３ａは、レーザ観測装置１１に送信される。   Prior to the observation by the laser observation device 11, the observation by the radio observation device 12 and the optical observation device 13 is performed, and the pre-observation information 12a and 13a are obtained (step S01). In one embodiment, the preliminary observation information 12a obtained by the radio observation device 12 includes distance information indicating the distance to the space object 2, and azimuth / elevation information indicating the azimuth and the elevation angle of the space object 2. The preliminary observation information 13a obtained by the optical observation device 13 includes azimuth / elevation information indicating the azimuth and elevation of the space object 2, but does not include distance information. Prior observation information 12 a and 13 a acquired by the radio observation device 12 and the optical observation device 13 are transmitted to the laser observation device 11.

電波観測装置１２及び光学観測装置１３それぞれによる観測における観測領域は、例えば、他事業者から得た観測情報である外部事前観測情報によって決めてもよい。外部事前観測情報に宇宙物体２の推定軌道範囲３１（即ち、宇宙物体２の軌道が存在すると推定される範囲）が示されている場合には、推定軌道範囲３１から電波観測装置１２及び光学観測装置１３それぞれによる観測の観測時刻において宇宙物体２が存在すると推定される位置の範囲が算出され、算出された当該範囲に合わせて電波観測装置１２及び光学観測装置１３それぞれによる観測の観測領域が決定されてもよい。また、外部事前観測情報に直接に宇宙物体２の推定軌道範囲３１が示されていない場合には、該外部事前観測情報から推定軌道範囲３１が算出されてもよい。   The observation area in the observation by each of the radio observation apparatus 12 and the optical observation apparatus 13 may be determined by, for example, external preliminary observation information which is observation information obtained from another company. When the external orbit observation information indicates the estimated orbit range 31 of the space object 2 (that is, the range in which the orbit of the space object 2 is estimated to exist), the radio observation device 12 and the optical observation The range of the position where the space object 2 is estimated to be present at the observation time of the observation by each of the devices 13 is calculated, and the observation region of each of the radio observation device 12 and the optical observation device 13 is determined according to the calculated range. May be done. When the estimated orbit range 31 of the space object 2 is not directly indicated in the external preliminary observation information, the estimated orbit range 31 may be calculated from the external preliminary observation information.

続いて、電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１２ａ、１３ａに基づいて、レーザ観測装置１１の制御演算装置２５によって宇宙物体２の推定軌道範囲３２が算出される（ステップＳ０２）。ステップＳ０１における電波観測装置１２及び光学観測装置１３それぞれによる観測において宇宙物体２の推定軌道範囲３１が用いられる場合、電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１２ａ、１３ａに基づく宇宙物体２の推定軌道範囲３２は、推定軌道範囲３２の精度が推定軌道範囲３１の精度が高くなるように算出される。図２には、電波観測装置１２及び光学観測装置１３それぞれによる観測に用いられた推定軌道範囲３１よりも精度が高い推定軌道範囲３２が、電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１２ａ、１３ａに基づいて算出されることが概念的に図示されている。   Subsequently, the estimated orbit range 32 of the space object 2 is calculated by the control arithmetic unit 25 of the laser observation device 11 based on the preliminary observation information 12a and 13a obtained by the radio observation device 12 and the optical observation device 13 (step). S02). When the estimated orbit range 31 of the space object 2 is used in the observation by the radio wave observation device 12 and the optical observation device 13 in step S01, based on the preliminary observation information 12a and 13a obtained by the radio wave observation device 12 and the optical observation device 13, respectively. The estimated trajectory range 32 of the space object 2 is calculated such that the accuracy of the estimated trajectory range 32 becomes higher. FIG. 2 shows an estimated trajectory range 32 having higher accuracy than the estimated trajectory range 31 used for observation by the radio observation device 12 and the optical observation device 13, respectively, obtained by the radio observation device 12 and the optical observation device 13. It is conceptually shown that it is calculated based on the observation information 12a, 13a.

更に、ステップＳ０２で算出された宇宙物体２の推定軌道範囲３２に基づいて、宇宙物体２の観測を行おうとする観測時刻において宇宙物体２が位置すると推定される領域である宇宙物体推定位置領域が、制御演算装置２５によって算出される（ステップＳ０３）。宇宙物体推定位置領域は、例えば、該観測時刻においてその内部に宇宙物体２が存在する確率が所定値以上である（例えば９０％以上である）領域として算出されてもよい。   Further, based on the estimated trajectory range 32 of the space object 2 calculated in step S02, the space object estimated position area, which is the area where the space object 2 is estimated to be located at the observation time when the observation of the space object 2 is to be performed, is determined. Is calculated by the control arithmetic unit 25 (step S03). The space object estimated position area may be calculated as, for example, an area in which the probability that the space object 2 is present at the observation time is equal to or more than a predetermined value (for example, 90% or more).

続いて、ステップＳ０２で算出された宇宙物体推定位置領域に基づいて、レーザ観測装置１１による観測を行う観測領域が、制御演算装置２５によって設定される（ステップＳ０４）。一実施形態では、観測領域は、ステップＳ０２で算出された宇宙物体推定位置領域の全体が該観測領域の内部に位置するように設定される。   Subsequently, based on the space object estimated position area calculated in step S02, an observation area to be observed by the laser observation apparatus 11 is set by the control arithmetic unit 25 (step S04). In one embodiment, the observation region is set such that the entire space object estimated position region calculated in step S02 is located inside the observation region.

更に、設定された観測領域についてレーザ観測装置１１による観測が行われる（ステップＳ０５）。ステップＳ０５における観測では、設定された観測領域に適合するように、レーザ観測装置１１から出射される照射レーザ光１１ａの照射方向（照射レーザ光１１ａの光軸の方向）、照射レーザ光１１ａの広がり角、及び、レーザ測距における距離測定の測定範囲が、制御演算装置２５によって設定される。レーザ測距においては、一般に、距離の測定範囲が設定され、測定対象が当該測定範囲にあるものとして距離測定が行われることに留意されたい。観測領域は宇宙物体推定位置領域に基づいて設定されるので、照射レーザ光１１ａの照射方向、広がり角及び距離測定の測定範囲は、宇宙物体推定位置領域に基づいて設定されることになる。設定された照射レーザ光１１ａの照射方向、広がり角及び距離測定の測定範囲を用いてレーザ観測装置１１によるレーザ測距が行われ、これにより、宇宙物体２の観測、具体的には、宇宙物体２の３次元位置の特定が行われる。   Further, the set observation region is observed by the laser observation device 11 (step S05). In the observation in step S05, the irradiation direction of the irradiation laser light 11a emitted from the laser observation device 11 (the direction of the optical axis of the irradiation laser light 11a) and the spread of the irradiation laser light 11a are adapted to the set observation region. The control arithmetic unit 25 sets the angle and the measurement range of the distance measurement in the laser ranging. It should be noted that in laser ranging, a distance measurement range is generally set, and the distance measurement is performed assuming that the measurement target is within the measurement range. Since the observation area is set based on the space object estimated position area, the irradiation direction of the irradiation laser beam 11a, the spread angle, and the measurement range of the distance measurement are set based on the space object estimated position area. Laser distance measurement by the laser observation device 11 is performed using the set irradiation direction, the spread angle, and the measurement range of the distance measurement of the irradiation laser beam 11a, thereby observing the space object 2, specifically, the space object. The two three-dimensional positions are specified.

照射レーザ光１１ａの広がり角を一層に狭くするためには、レーザ観測装置１１による観測において、照射レーザ光１１ａを走査しながら（即ち、照射レーザ光１１ａの照射方向を逐次に変更しながら）観測を行ってもよい。図５は、照射レーザ光１１ａを走査しながら行われる宇宙物体２の観測を概念的に示す図である。図５においては、ある時間の観測について設定された観測領域が符号３３で示されており、照射レーザ光１１ａのビームが符号３４で示されている。   In order to further narrow the spread angle of the irradiation laser beam 11a, in the observation by the laser observation device 11, the observation is performed while scanning the irradiation laser beam 11a (that is, while changing the irradiation direction of the irradiation laser beam 11a sequentially). May be performed. FIG. 5 is a diagram conceptually showing observation of the space object 2 performed while scanning the irradiation laser beam 11a. In FIG. 5, an observation area set for observation at a certain time is indicated by reference numeral 33, and a beam of the irradiation laser beam 11a is indicated by reference numeral.

照射レーザ光１１ａを走査する場合、照射レーザ光１１ａの広がり角は、任意の照射方向で照射レーザ光１１ａを出射しても照射レーザ光１１ａが照射される領域が観測領域３３の全体を包含しない程度に狭く設定される。広がり角が狭い照射レーザ光１１ａを使用しても、照射レーザ光１１ａを走査すれば、設定された観測領域３３の全体の観測することができる。照射レーザ光１１ａを走査している間に、照射レーザ光１１ａが観測領域３３に位置する宇宙物体２に照射レーザ光１１ａが照射されれば、宇宙物体２を観測することができる。照射レーザ光１１ａを走査しながらの観測は、宇宙物体２に照射される照射レーザ光１１ａのエネルギー密度を増大させるために好適である。   When scanning with the irradiation laser beam 11a, the spread angle of the irradiation laser beam 11a is such that the region irradiated with the irradiation laser beam 11a does not cover the entire observation region 33 even if the irradiation laser beam 11a is emitted in an arbitrary irradiation direction. Set as narrow as possible. Even if the irradiation laser beam 11a having a narrow divergence angle is used, the entire observation area 33 can be observed by scanning the irradiation laser beam 11a. If the irradiation laser beam 11a irradiates the space object 2 located in the observation area 33 with the irradiation laser beam 11a while scanning the irradiation laser beam 11a, the space object 2 can be observed. Observation while scanning the irradiation laser beam 11a is suitable for increasing the energy density of the irradiation laser beam 11a applied to the space object 2.

また照射レーザ光１１aを走査する場合、事前観測情報（事前観測情報１２ａ、１３ａ及び外部事前観測情報）から予想される宇宙物体２の高度、大きさ、材質等に応じてパルスエネルギーを設定してもよい。さらに、算出した観測領域と設定したビーム広がり角に応じてパルス繰返し周波数を設定してもよい。これらを適切に設定した走査は、走査の効率の向上に好適である。   When scanning with the irradiation laser beam 11a, the pulse energy is set according to the altitude, size, material, etc. of the space object 2 predicted from the preliminary observation information (the preliminary observation information 12a, 13a and the external preliminary observation information). Is also good. Further, the pulse repetition frequency may be set according to the calculated observation region and the set beam spread angle. Scanning in which these are appropriately set is suitable for improving the scanning efficiency.

以上に説明されているように、本実施形態では、電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１２ａ、１３ａに基づいて、所望の観測時刻における宇宙物体２の宇宙物体推定位置領域が算出される。当該観測時刻におけるレーザ観測装置１１による観測では、算出された宇宙物体推定位置領域に合わせてレーザ観測装置１１から出射される照射レーザ光１１ａの照射方向及び広がり角が設定される。このような動作によれば、レーザ観測装置１１による観測において照射レーザ光１１ａの広がり角を狭くすることができ、よって、宇宙物体２に照射される照射レーザ光１１ａのエネルギー密度を高くすることができる。   As described above, in the present embodiment, the space object estimated position of the space object 2 at the desired observation time is determined based on the pre-observation information 12a and 13a obtained by the radio observation device 12 and the optical observation device 13. An area is calculated. In the observation by the laser observation device 11 at the observation time, the irradiation direction and the spread angle of the irradiation laser beam 11a emitted from the laser observation device 11 are set in accordance with the calculated space object estimated position area. According to such an operation, the divergence angle of the irradiation laser beam 11a can be reduced in the observation by the laser observation device 11, so that the energy density of the irradiation laser beam 11a applied to the space object 2 can be increased. it can.

なお、上述の実施形態では、ステップＳ０２における宇宙物体２の推定軌道範囲３２の算出において、電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１２ａ、１３ａの両方が用いられているが、一方のみが推定軌道範囲３２の算出に用いられてもよい。この場合でも、照射レーザ光１１ａの広がり角を狭くできるという効果は得られる。   In the above-described embodiment, in the calculation of the estimated trajectory range 32 of the space object 2 in step S02, both the preliminary observation information 12a and 13a obtained by the radio observation device 12 and the optical observation device 13 are used. , May be used for calculating the estimated trajectory range 32. Also in this case, the effect that the spread angle of the irradiation laser beam 11a can be narrowed is obtained.

ただし、電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１２ａ、１３ａの組み合わせは、推定軌道範囲３２の精度の向上、即ち、宇宙物体推定位置領域の精度の向上に有効である。光学観測装置１３で得られる方位角／仰角情報は、相当に精度が高い一方で、電波観測装置１２による観測においても、一定程度の距離情報の分解能（例えば、３００ｍ）が得られる。即ち、電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１２ａ、１３ａの組み合わせでは、一定程度の精度を有する宇宙物体２の方位角／仰角情報と距離情報とを得ることができる。言い換えれば、一定程度の精度で宇宙物体２の３次元位置の情報を得ることができる。よって、電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１２ａ、１３ａの組み合わせは、推定軌道範囲３２の精度の向上、即ち、宇宙物体推定位置領域の精度の向上に有効である。   However, the combination of the pre-observation information 12a and 13a obtained by the radio observation device 12 and the optical observation device 13 is effective in improving the accuracy of the estimated orbit range 32, that is, the accuracy of the space object estimated position area. The azimuth / elevation information obtained by the optical observation device 13 has considerably high accuracy, but a certain degree of resolution of distance information (for example, 300 m) can also be obtained by observation by the radio observation device 12. That is, with the combination of the pre-observation information 12a and 13a obtained by the radio observation device 12 and the optical observation device 13, it is possible to obtain the azimuth / elevation information and the distance information of the space object 2 having a certain degree of accuracy. In other words, information on the three-dimensional position of the space object 2 can be obtained with a certain degree of accuracy. Therefore, the combination of the pre-observation information 12a and 13a obtained by the radio observation device 12 and the optical observation device 13 is effective in improving the accuracy of the estimated orbit range 32, that is, the accuracy of the space object estimated position area.

また、ステップＳ０２における宇宙物体２の推定軌道範囲３２の算出においては、電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１２ａ、１３ａに加え、他事業者から得た観測情報である外部事前観測情報が用いられてもよい。また、推定軌道範囲３２の算出においては、電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１２ａ、１３ａの一方の代わりに宇宙物体観測システム１の運用者以外の他事業者から得た外部事前観測情報を用いてもよい。   In calculating the estimated trajectory range 32 of the space object 2 in step S02, in addition to the pre-observation information 12a and 13a obtained by the radio observation device 12 and the optical observation device 13, it is observation information obtained from another company. External prior observation information may be used. In the calculation of the estimated orbit range 32, instead of one of the pre-observation information 12 a and 13 a obtained by the radio observation device 12 and the optical observation device 13, the information is obtained from another operator other than the operator of the space object observation system 1. External prior observation information may be used.

また、他の実施形態では、電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られる事前観測情報１２ａ、１３ａを用いずに、宇宙物体観測システム１の運用者以外の他事業者から得た外部事前観測情報に基づいて宇宙物体推定位置領域の算出に用いられる推定軌道範囲３２の算出が行われてもよい。この場合でも、照射レーザ光１１ａの広がり角を狭くできるという効果が得られる。   In another embodiment, an external preliminary observation obtained from another operator other than the operator of the space object observation system 1 without using the preliminary observation information 12a and 13a obtained by the radio observation device 12 and the optical observation device 13 is used. The calculation of the estimated trajectory range 32 used for calculating the space object estimated position area may be performed based on the information. Also in this case, the effect that the spread angle of the irradiation laser beam 11a can be narrowed is obtained.

ただし、宇宙物体観測システム１の運用者以外の他事業者から得られる外部事前観測情報は、必ずしも精度が高いとは限らないことに留意すべきである。他事業者から得られる外部事前観測情報の精度は、当該他事業者が保有する観測装置に依存するし、また、事情によっては当該他事業者が精度のよい外部事前観測情報を提供しないこともある。   However, it should be noted that the external preliminary observation information obtained from other operators other than the operator of the space object observation system 1 is not always high in accuracy. The accuracy of external preliminary observation information obtained from other operators depends on the observation equipment owned by the other operators, and depending on circumstances, the other operators may not provide accurate external preliminary observation information. is there.

加えて、他事業者から得た外部事前観測情報は、レーザ観測装置１１による観測を行おうとする観測時刻において使用するためには古すぎる場合がある。ある宇宙物体の観測は、観測装置の上空に当該宇宙物体が位置する時間帯にしかできないから、他事業者の観測装置が宇宙物体２を観測可能な時間帯は、レーザ観測装置１１の観測時刻からずれていることがある。この場合、他事業者から得た外部事前観測情報は、宇宙物体２の３次元位置についての最新情報として不十分であることがある。宇宙物体２の３次元位置についての最新情報が得られないことは、観測しようとする宇宙物体２が、その軌道を変更する機能を有している場合（例えば、観測しようとする宇宙物体２が、高度を変更可能であるように構成された人工衛星である場合）に問題になり得る。   In addition, the external preliminary observation information obtained from another company may be too old to be used at the observation time when the observation by the laser observation device 11 is to be performed. Since the observation of a certain space object can be performed only in the time zone in which the space object is located above the observation device, the time zone in which the observation device of another company can observe the space object 2 is determined by the observation time of the laser observation device 11. May be out of alignment. In this case, the external pre-observation information obtained from another operator may be insufficient as the latest information on the three-dimensional position of the space object 2. The fact that the latest information on the three-dimensional position of the space object 2 cannot be obtained means that the space object 2 to be observed has a function of changing its trajectory (for example, if the space object 2 to be observed (If the satellite is configured to be altitude variable).

したがって、好ましい一実施形態は、レーザ観測装置１１と同一のタイムゾーンに設置された電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られる事前観測情報１２ａ、１３ａを推定軌道範囲３２の算出、即ち、宇宙物体推定位置領域の算出に用いることである。ここでいう「タイムゾーン」とは、共通の標準時を用いる地域のことをいう。電波観測装置１２及び光学観測装置１３がレーザ観測装置１１と同一のタイムゾーンに設置されていることにより、レーザ観測装置１１の観測時刻に近い時刻に取得された事前観測情報１２ａ、１３ａを推定軌道範囲３２の算出、即ち、宇宙物体推定位置領域の算出に用いることができる。   Therefore, in a preferred embodiment, the prior observation information 12a, 13a obtained by the radio observation device 12 and the optical observation device 13 installed in the same time zone as the laser observation device 11 is used to calculate the estimated orbit range 32, This is used to calculate the object estimation position area. Here, the “time zone” refers to a region using a common standard time. Since the radio observation device 12 and the optical observation device 13 are installed in the same time zone as the laser observation device 11, the pre-observation information 12a, 13a obtained at a time close to the observation time of the laser observation device 11 is estimated. It can be used to calculate the range 32, that is, to calculate the space object estimated position area.

他の実施形態では、推定軌道範囲３２の算出、即ち、宇宙物体推定位置領域の算出において、電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１２ａ、１３ａと他事業者から得られた外部事前観測情報との間で重み付けを行ってもよい。事前観測情報１２ａ、１３ａと外部事前観測情報とのうち、精度が高いと考えられるものに大きな重みを与えながら推定軌道範囲３２が算出され、更に、算出された推定軌道範囲３２に基づいて宇宙物体推定位置領域が算出される。例えば、光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１３ａに含まれる方位角／仰角情報は精度が高いので、光学観測装置１３によって得られた方位角／仰角情報に大きな重みを与えながら推定軌道範囲３２が算出されてもよい。このような方法によれば、推定軌道範囲３２の算出、即ち、宇宙物体推定位置領域の算出の精度を高くすることができる。   In another embodiment, in the calculation of the estimated orbit range 32, that is, in the calculation of the space position estimation position area, the preliminary observation information 12a, 13a obtained by the radio observation device 12 and the optical observation device 13 and the information obtained from other operators. Weighting may be performed with the external preliminary observation information. Of the preliminary observation information 12a, 13a and the external preliminary observation information, the estimated orbit range 32 is calculated while giving a large weight to the one considered to be highly accurate, and the space object is further calculated based on the calculated estimated orbit range 32. An estimated position area is calculated. For example, the azimuth / elevation angle information included in the pre-observation information 13a obtained by the optical observation device 13 has high accuracy, and thus the azimuth / elevation information obtained by the optical observation device 13 is given a large weight while the estimated orbit range is given. 32 may be calculated. According to such a method, the accuracy of the calculation of the estimated trajectory range 32, that is, the calculation of the space object estimated position area can be increased.

（第２の実施形態）
図６は、第２の実施形態における宇宙物体観測システム１Ａの構成を示す概念図である。第２の実施形態の宇宙物体観測システム１Ａは、地上に設置されたレーザ装置１１Ａと、電波観測装置１２と、光学観測装置１３と、指令センター装置１４とを備えている。レーザ装置１１Ａは、宇宙物体２の観測に用いられる照射レーザ光１１ａを出射する。電波観測装置１２は、宇宙物体２の電波観測を行うように構成され、光学観測装置１３は、宇宙物体２の光学観測を行うように構成される。指令センター装置１４は、宇宙物体２の観測において、レーザ装置１１Ａ、電波観測装置１２及び光学観測装置１３を統括的に制御し、また、宇宙物体２の観測のための様々な演算を行う演算装置（コンピュータ）である。 (Second embodiment)
FIG. 6 is a conceptual diagram illustrating a configuration of the space object observation system 1A according to the second embodiment. The space object observation system 1A according to the second embodiment includes a laser device 11A installed on the ground, a radio wave observation device 12, an optical observation device 13, and a command center device 14. The laser device 11A emits irradiation laser light 11a used for observing the space object 2. The radio observation device 12 is configured to perform radio observation of the space object 2, and the optical observation device 13 is configured to perform optical observation of the space object 2. The command center device 14 generally controls the laser device 11A, the radio wave observation device 12, and the optical observation device 13 in observing the space object 2, and performs various operations for observing the space object 2. (Computer).

本実施形態では、レーザ装置１１Ａから出射された照射レーザ光１１ａが宇宙物体２によって反射された反射光を、光学観測装置１３を用いて観測することで宇宙物体２の観測が行われる。一般的な光学観測では太陽光の反射光が用いられるが、本実施形態では、宇宙物体２による照射レーザ光１１ａの反射光を用いて光学観測が行われることに留意されたい。本実施形態では、レーザ装置１１Ａは、照射レーザ光１１ａを出射する機能を有している一方で、宇宙物体２によって照射レーザ光１１ａが反射されて生成される反射光を観測する機能を有していないことに留意されたい。   In the present embodiment, the observation of the space object 2 is performed by observing, using the optical observation device 13, reflected light of the irradiation laser light 11a emitted from the laser device 11A and reflected by the space object 2. It should be noted that in general optical observation, reflected light of sunlight is used, but in this embodiment, optical observation is performed using reflected light of the irradiation laser beam 11a from the space object 2. In the present embodiment, the laser device 11A has a function of emitting the irradiation laser light 11a, while having a function of observing the reflected light generated by the irradiation laser light 11a being reflected by the space object 2. Note that it is not.

以下、本実施形態の宇宙物体観測システム１Ａによる宇宙物体２の観測について詳細に説明する。   Hereinafter, observation of the space object 2 by the space object observation system 1A of the present embodiment will be described in detail.

レーザ装置１１Ａ及び光学観測装置１３を用いた光学観測に先立ち、電波観測装置１２及び光学観測装置１３による観測が行われ、事前観測情報１２ａ、１３ａが取得される。電波観測装置１２及び光学観測装置１３による事前観測情報１２ａ、１３ａの取得は、第１の実施形態と同様の方法によって行ってもよい。取得された事前観測情報１２ａ、１３ａは、指令センター装置１４に送信される。   Prior to the optical observation using the laser device 11A and the optical observation device 13, the observation is performed by the radio wave observation device 12 and the optical observation device 13, and the preliminary observation information 12a and 13a are obtained. The acquisition of the preliminary observation information 12a and 13a by the radio observation device 12 and the optical observation device 13 may be performed by the same method as in the first embodiment. The acquired preliminary observation information 12a, 13a is transmitted to the command center device 14.

続いて、電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１２ａ、１３ａに基づいて、宇宙物体２の推定軌道範囲３２が、指令センター装置１４により算出される。事前観測情報１２ａ、１３ａに基づく推定軌道範囲３２の算出は、第１の実施形態における推定軌道範囲３２の算出と同様の方法で行ってもよい。電波観測装置１２及び光学観測装置１３それぞれによる観測において宇宙物体２の推定軌道範囲３１が用いられる場合、電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１２ａ、１３ａに基づく宇宙物体２の推定軌道範囲３２は、推定軌道範囲３２の精度が推定軌道範囲３１の精度が高くなるように算出される。図５には、電波観測装置１２及び光学観測装置１３それぞれによる観測に用いられた推定軌道範囲３１よりも精度が高い推定軌道範囲３２が、電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１２ａ、１３ａに基づいて算出されることが概念的に図示されている。   Subsequently, the command center device 14 calculates the estimated orbit range 32 of the space object 2 based on the pre-observation information 12a and 13a obtained by the radio wave observation device 12 and the optical observation device 13. The calculation of the estimated trajectory range 32 based on the preliminary observation information 12a, 13a may be performed by the same method as the calculation of the estimated trajectory range 32 in the first embodiment. When the estimated orbit range 31 of the space object 2 is used for observation by the radio observation device 12 and the optical observation device 13, respectively, the space object 2 based on the preliminary observation information 12a and 13a obtained by the radio observation device 12 and the optical observation device 13 is used. Is calculated such that the accuracy of the estimated trajectory range 32 becomes higher. FIG. 5 shows an estimated trajectory range 32 having higher accuracy than the estimated trajectory range 31 used for observation by the radio observation device 12 and the optical observation device 13 obtained by the radio observation device 12 and the optical observation device 13, respectively. It is conceptually shown that it is calculated based on the observation information 12a, 13a.

更に、宇宙物体２の推定軌道範囲３２に基づいて、宇宙物体２の観測を行おうとする観測時刻において宇宙物体２が位置すると推定される領域である宇宙物体推定位置領域が、指令センター装置１４によって算出される。宇宙物体推定位置領域は、例えば、該観測時刻においてその内部に宇宙物体２が存在する確率が所定値以上である（例えば９０％以上である）領域として算出されてもよい。   Further, based on the estimated trajectory range 32 of the space object 2, a space object estimated position region, which is a region where the space object 2 is estimated to be located at the observation time when the observation of the space object 2 is to be performed, is determined by the command center device 14. Is calculated. The space object estimated position area may be calculated as, for example, an area in which the probability that the space object 2 is present at the observation time is equal to or more than a predetermined value (for example, 90% or more).

続いて、算出された宇宙物体推定位置領域に基づいて、レーザ装置１１Ａ及び光学観測装置１３による光学観測を行う観測領域が、指令センター装置１４によって設定される。一実施形態では、観測領域は、宇宙物体推定位置領域の全体が該観測領域の内部に位置するように設定される。   Subsequently, based on the calculated space object estimated position area, an observation area for performing optical observation by the laser apparatus 11A and the optical observation apparatus 13 is set by the command center apparatus 14. In one embodiment, the observation region is set such that the entire estimated space object position region is located inside the observation region.

更に、設定された観測領域についてレーザ装置１１Ａ及び光学観測装置１３を用いた光学観測が行われる。この光学観測では、設定された観測領域に適合するように、レーザ装置１１Ａから出射される照射レーザ光１１ａの照射方向（照射レーザ光１１ａの光軸の方向）および照射レーザ光１１ａの広がり角が、指令センター装置１４によって設定される。設定された照射レーザ光１１ａの照射方向及び広がり角は、制御指令１４ａによってレーザ装置１１Ａに通知される。更に、設定された観測領域が、制御指令１４ｂによって光学観測装置１３に通知され、光学観測装置１３は、該観測領域について光学観測を行う。これにより、レーザ装置１１Ａによって宇宙物体２に照射された照射レーザ光１１ａの反射光が光学観測装置１３によって観測されることになる。   Further, optical observation is performed on the set observation region using the laser device 11A and the optical observation device 13. In this optical observation, the irradiation direction of the irradiation laser beam 11a emitted from the laser device 11A (the direction of the optical axis of the irradiation laser beam 11a) and the spread angle of the irradiation laser beam 11a are adjusted to conform to the set observation region. Are set by the command center device 14. The set irradiation direction and the spread angle of the irradiation laser beam 11a are notified to the laser device 11A by the control command 14a. Further, the set observation region is notified to the optical observation device 13 by the control command 14b, and the optical observation device 13 performs optical observation on the observation region. Thereby, the reflected light of the irradiation laser light 11a applied to the space object 2 by the laser device 11A is observed by the optical observation device 13.

第２の実施形態においても、第１の実施形態と同様に、電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１２ａ、１３ａに基づいて、所望の観測時刻における宇宙物体２の宇宙物体推定位置領域が算出され、算出された宇宙物体推定位置領域に合わせてレーザ装置１１Ａから出射される照射レーザ光１１ａの照射方向及び広がり角が設定される。このような動作によれば、宇宙物体２に照射される照射レーザ光１１ａのエネルギー密度を高くできることは上述の通りである。   In the second embodiment, as in the first embodiment, the universe of the space object 2 at the desired observation time is determined based on the pre-observation information 12a, 13a obtained by the radio observation device 12 and the optical observation device 13. The object estimation position area is calculated, and the irradiation direction and the spread angle of the irradiation laser beam 11a emitted from the laser device 11A are set in accordance with the calculated space object estimation position area. As described above, according to such an operation, the energy density of the irradiation laser beam 11a applied to the space object 2 can be increased.

加えて、照射レーザ光１１ａが宇宙物体２によって反射された反射光を観測する本実施形態の光学観測は、宇宙物体２による太陽光の反射光を観測する光学観測と比較すると、観測時間の制約が緩いという利点がある。上述のように、宇宙物体による太陽光の反射光を観測する光学観測は、日の出、日没前後の時間帯しか実施できないが、本実施形態における光学観測は、日の出、日没前後の時間帯以外の時間帯においても実施可能である。   In addition, the optical observation of the present embodiment in which the irradiation laser light 11a observes the reflected light reflected by the space object 2 is more restricted by the observation time than the optical observation in which the reflected light of the sunlight by the space object 2 is observed. Has the advantage of being loose. As described above, the optical observation for observing the reflected light of sunlight from a space object can be performed only during the time period before and after sunrise and sunset. However, the optical observation in the present embodiment is not performed during the time period before and after sunrise and sunset. It can also be implemented during the time zone.

特に、本実施形態の光学観測は、夜間における宇宙物体２の観測に有効である。光学観測装置１３の位置において夜間である時間帯においては、太陽光は宇宙物体２に照射されないから、宇宙物体による太陽光の反射光を観測する光学観測は実施できない。しかしながら、本実施形態では、照射レーザ光１１ａが宇宙物体２に照射されるので、宇宙物体２による照射レーザ光１１ａの反射光を観測することで、夜間においても光学観測を行うことができる。加えて、照射レーザ光１１ａの波長及び出力を適切に設定すれば、光学観測装置１３の位置において昼間である時間帯においても光学観測を行うことができる。   In particular, the optical observation according to the present embodiment is effective for observing the space object 2 at night. In the nighttime zone at the position of the optical observation device 13, the sunlight is not irradiated on the space object 2, so that the optical observation for observing the reflected light of the sunlight by the space object cannot be performed. However, in the present embodiment, since the irradiation laser beam 11a is irradiated on the space object 2, the optical observation can be performed even at night by observing the reflected light of the irradiation laser beam 11a by the space object 2. In addition, by appropriately setting the wavelength and output of the irradiation laser beam 11a, optical observation can be performed at the position of the optical observation device 13 even in the daytime.

図７は、第２の実施形態における光学観測の信号−ノイズ比（ＳＮ比）の日内変動の例を概念的に示すグラフである。宇宙物体２による太陽光の反射光を観測する光学観測（即ち、照射レーザ光１１ａを照射しない光学観測）では、夕方（日没前後）及び朝方（日の出前後）においてのみ、光学観測が可能なＳＮ比が得られる。一方で、照射レーザ光１１ａを宇宙物体２に照射することで光学観測のＳＮ比を向上させ、光学観測が可能な時間帯を増やすことができる。図６に示されている例では、光学観測装置１３の測定系（例えば、光学系、撮像装置及び信号処理回路等）が、ＳＮ比がＳＮＲＡ以上である光学観測に対応している場合には、夕方及び朝方のみならず、夜間においても宇宙物体２の観測が可能である。加えて、光学観測装置１３の測定系が、ＳＮ比がＳＮＲＢ以上である光学観測に対応している場合には、終日、宇宙物体２の観測が可能である。 FIG. 7 is a graph conceptually showing an example of a daily variation of a signal-to-noise ratio (SN ratio) of optical observation in the second embodiment. In the optical observation for observing the reflected light of the sunlight from the space object 2 (that is, the optical observation without irradiating the irradiation laser beam 11a), the SN that enables the optical observation only in the evening (around sunset) and in the morning (around sunrise). The ratio is obtained. On the other hand, by irradiating the irradiation laser beam 11a to the space object 2, the SN ratio of optical observation can be improved, and the time zone in which optical observation is possible can be increased. In the example illustrated in FIG. 6, when the measurement system (for example, the optical system, the imaging device, and the signal processing circuit, etc.) of the optical observation device 13 corresponds to the optical observation whose SN ratio is equal to or more than SNR A , Can observe the space object 2 not only in the evening and morning but also at night. In addition, when the measurement system of the optical observation device 13 is compatible with optical observation in which the SN ratio is equal to or more than SNR B , the observation of the space object 2 is possible throughout the day.

なお、図６に図示されている第２の実施形態の宇宙物体観測システム１Ａにおいては、レーザ装置１１Ａから出射される照射レーザ光１１ａの照射方向及び広がり角の設定に用いられる事前観測情報１３ａを取得する光学観測装置１３が、宇宙物体２に照射レーザ光１１ａを照射して行う光学観測にも使用されるが、事前観測情報１３ａを取得する光学観測装置１３とは別に光学観測を行う光学観測装置が設けられてもよい。   In the space object observation system 1A of the second embodiment shown in FIG. 6, the pre-observation information 13a used for setting the irradiation direction and the spread angle of the irradiation laser beam 11a emitted from the laser device 11A is stored. The obtained optical observation device 13 is also used for the optical observation performed by irradiating the space object 2 with the irradiation laser beam 11a. However, the optical observation device 13 performs the optical observation separately from the optical observation device 13 that obtains the pre-observation information 13a. A device may be provided.

また、レーザ装置１１Ａとしてパルスレーザを使用し（即ち、照射レーザ光１１ａとしてパルスレーザ光を発生し）、レーザ装置１１Ａが発生するパルスレーザ光に同期したアクティブレンジゲーティングを光学観測装置１３において実行すれば、第１の実施形態と同様に、レーザ測距を行うこともできる。これにより、宇宙物体２の方位角、仰角のみならず光学観測装置１３と宇宙物体２の間の距離を特定でき、よって、宇宙物体２の３次元位置を特定できる。一実施形態では、例えば、ＧＰＳ（global positioning system）によって得られる位置情報と時刻情報を用いることで、レーザ装置１１Ａと光学観測装置１３の同期を実現してもよい。   Further, a pulse laser is used as the laser device 11A (that is, a pulse laser beam is generated as the irradiation laser beam 11a), and active range gating synchronized with the pulse laser beam generated by the laser device 11A is executed in the optical observation device 13. Then, similarly to the first embodiment, laser ranging can be performed. Thereby, not only the azimuth angle and elevation angle of the space object 2 but also the distance between the optical observation device 13 and the space object 2 can be specified, and thus the three-dimensional position of the space object 2 can be specified. In one embodiment, for example, the synchronization of the laser device 11A and the optical observation device 13 may be realized by using position information and time information obtained by a GPS (global positioning system).

更に、第２の実施形態においても、第１の実施形態と同様に、照射レーザ光１１ａを走査しながら（即ち、照射レーザ光１１ａの照射方向を逐次に変更しながら）観測を行ってもよい。   Furthermore, in the second embodiment, as in the first embodiment, observation may be performed while scanning the irradiation laser beam 11a (ie, changing the irradiation direction of the irradiation laser beam 11a sequentially). .

（第３の実施形態）
図８は、本発明の第３の実施形態の宇宙物体観測システム１Ｂの構成を示す概念図である。本実施形態の宇宙物体観測システム１Ｂは、地上に設置されたレーザ観測装置１１Ｂと、宇宙空間に設置された少なくとも一の中継衛星１５とを備えている。図８には、２つの中継衛星１５が図示されている。 (Third embodiment)
FIG. 8 is a conceptual diagram showing the configuration of the space object observation system 1B according to the third embodiment of the present invention. The space object observation system 1B of this embodiment includes a laser observation device 11B installed on the ground, and at least one relay satellite 15 installed in space. FIG. 8 shows two relay satellites 15.

第３の実施形態の宇宙物体観測システム１Ｂは、中継衛星１５を用いて宇宙物体２を観測するように構成されている。レーザ観測装置１１Ｂは、中継衛星１５に向けて照射レーザ光１１ａを出射する。中継衛星１５は、例えば、中継ミラーによって照射レーザ光１１ａの進行方向を変え、観測時刻において宇宙物体２が位置すると推定される領域である宇宙物体推定位置領域に基づいて設定された観測領域に照射レーザ光１１ａを導光する。中継衛星１５は、更に、照射レーザ光１１ａが宇宙物体２によって反射されて生成される反射レーザ光１１ｂを観測する。中継衛星１５は、反射レーザ光１１ｂに対して光学観測を行うように構成されてもよく、後述のように、レーザ観測装置１１Ｂと中継衛星１５との間で同期を確立できる場合には、レーザ測距を行うように構成されてもよい。   The space object observation system 1B of the third embodiment is configured to observe the space object 2 using the relay satellite 15. The laser observation device 11B emits the irradiation laser light 11a toward the relay satellite 15. The relay satellite 15 changes the traveling direction of the irradiation laser beam 11a by, for example, a relay mirror, and irradiates the observation area set based on the space object estimated position area, which is the area where the space object 2 is estimated to be located at the observation time. The laser beam 11a is guided. The relay satellite 15 further observes the reflected laser light 11b generated by the irradiation laser light 11a being reflected by the space object 2. The relay satellite 15 may be configured to perform optical observation on the reflected laser light 11b. As described later, when synchronization can be established between the laser observation device 11B and the relay satellite 15, It may be configured to perform distance measurement.

なお、第３の実施形態においても、電波観測装置１２及び光学観測装置１３が設けられ、電波観測装置１２及び光学観測装置１３からレーザ観測装置１１Ｂに事前観測情報１２ａ、１３ａが送信されるが、図８には電波観測装置１２及び光学観測装置１３は図示されていない。本実施形態においても、電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１２ａ、１３ａに基づいて所望の観測時刻における宇宙物体２の宇宙物体推定位置領域を算出し、算出された宇宙物体推定位置領域に合わせて中継衛星１５から宇宙物体２に照射される照射レーザ光１１ａの照射方向及び広がり角が設定される。このような動作によれば、宇宙物体２に照射される照射レーザ光１１ａのエネルギー密度を高くできることは上述の通りである。   Note that also in the third embodiment, the radio observation device 12 and the optical observation device 13 are provided, and the preliminary observation information 12a and 13a are transmitted from the radio observation device 12 and the optical observation device 13 to the laser observation device 11B. FIG. 8 does not show the radio observation device 12 and the optical observation device 13. Also in the present embodiment, a space object estimated position area of the space object 2 at a desired observation time is calculated based on the advance observation information 12a, 13a obtained by the radio wave observation device 12 and the optical observation device 13, and the calculated space The irradiation direction and the spread angle of the irradiation laser beam 11a irradiated from the relay satellite 15 to the space object 2 are set in accordance with the object estimation position area. As described above, according to such an operation, the energy density of the irradiation laser beam 11a applied to the space object 2 can be increased.

図９Ａは、本実施形態におけるレーザ観測装置１１Ｂの構成を示すブロック図である。レーザ観測装置１１Ｂは、レーザ発振器２１と、照射光学系２２と、制御演算装置２５と、通信装置２７とを備えている。   FIG. 9A is a block diagram illustrating a configuration of a laser observation device 11B according to the present embodiment. The laser observation device 11B includes a laser oscillator 21, an irradiation optical system 22, a control operation device 25, and a communication device 27.

レーザ発振器２１と照射光学系２２とは、照射レーザ光１１ａを出射するためのレーザ装置を構成している。詳細には、レーザ発振器２１は、宇宙物体２に照射すべき照射レーザ光１１ａを発生する。レーザ発振器２１によって発生された照射レーザ光１１ａは、照射光学系２２に入射される。照射光学系２２は、レーザ発振器２１から受け取った照射レーザ光１１ａを中継衛星１５に向けて出射する。照射光学系２２は、一実施形態では、鏡筒及び該鏡筒を駆動する駆動部を備えていてもよい。該駆動部は、制御演算装置２５によって制御され、これにより、鏡筒の向き、即ち、照射レーザ光１１ａの照射方向（照射レーザ光１１ａの光軸の方向）が制御される。   The laser oscillator 21 and the irradiation optical system 22 constitute a laser device for emitting the irradiation laser light 11a. Specifically, the laser oscillator 21 generates the irradiation laser light 11a to be irradiated on the space object 2. The irradiation laser beam 11a generated by the laser oscillator 21 enters the irradiation optical system 22. The irradiation optical system 22 emits the irradiation laser light 11 a received from the laser oscillator 21 toward the relay satellite 15. In one embodiment, the irradiation optical system 22 may include a lens barrel and a driving unit that drives the lens barrel. The drive unit is controlled by the control arithmetic unit 25, whereby the direction of the lens barrel, that is, the irradiation direction of the irradiation laser beam 11a (the direction of the optical axis of the irradiation laser beam 11a) is controlled.

制御演算装置２５は、レーザ観測装置１１Ｂの全体を制御すると共に、レーザ観測装置１１Ｂの動作に必要な様々な演算を行う制御／演算手段として動作する。通信装置２７は、中継衛星１５と通信し、宇宙物体２の観測に必要な様々な情報やデータを中継衛星１５と交換する。   The control arithmetic unit 25 controls the entire laser observation device 11B and operates as control / calculation means for performing various calculations necessary for the operation of the laser observation device 11B. The communication device 27 communicates with the relay satellite 15 and exchanges various information and data necessary for observing the space object 2 with the relay satellite 15.

図９Ｂは、本実施形態における中継衛星１５の構成を示すブロック図である。中継衛星１５は、ミラー光学系４１と、受光光学系４２と、レーザ光受光部４３と、通信装置４４と、制御演算装置４５とを備えている。   FIG. 9B is a block diagram illustrating a configuration of the relay satellite 15 in the present embodiment. The relay satellite 15 includes a mirror optical system 41, a light receiving optical system 42, a laser light receiving unit 43, a communication device 44, and a control operation device 45.

ミラー光学系４１は、中継ミラーを備えており、レーザ観測装置１１Ｂから送られてくる照射レーザ光１１ａの方向を変え、宇宙物体２に向けて導光する導光光学系として用いられる。ミラー光学系４１は、中継衛星１５から出射される照射レーザ光１１ａの照射方向及び広がり角（即ち、宇宙物体２に照射される照射レーザ光１１ａの照射方向及び広がり角）を調節可能であるように構成される。なお、中継ミラーを用いることは必須ではなく、ミラー光学系４１の代わりに適宜の光学素子によって照射レーザ光１１ａの方向を変えて宇宙物体２に向けて出射するように構成された適宜の導光光学系をミラー光学系４１の代わりに用いることもできる。   The mirror optical system 41 includes a relay mirror, and is used as a light guide optical system that changes the direction of the irradiation laser light 11a sent from the laser observation device 11B and guides the light toward the space object 2. The mirror optical system 41 can adjust the irradiation direction and the spread angle of the irradiation laser light 11a emitted from the relay satellite 15 (that is, the irradiation direction and the spread angle of the irradiation laser light 11a irradiated on the space object 2). It is composed of It is not essential to use a relay mirror. Instead of the mirror optical system 41, an appropriate optical element may be used to change the direction of the irradiation laser beam 11a and emit it toward the space object 2 by changing the direction. An optical system can be used in place of the mirror optical system 41.

受光光学系４２は、宇宙物体２による照射レーザ光１１ａの反射によって生成される反射レーザ光１１ｂを受光してレーザ光受光部４３に向けて出射する。受光光学系４２は、一実施形態では、鏡筒及び該鏡筒を駆動する駆動部を備えていてもよい。該駆動部は、制御演算装置４５によって制御され、これにより、鏡筒の向きが制御される。レーザ光受光部４３は、反射レーザ光１１ｂを受光して撮像する。   The light receiving optical system 42 receives the reflected laser light 11b generated by the reflection of the irradiation laser light 11a by the space object 2, and emits the reflected laser light 11b toward the laser light receiving unit 43. In one embodiment, the light receiving optical system 42 may include a lens barrel and a driving unit that drives the lens barrel. The driving unit is controlled by the control arithmetic unit 45, whereby the direction of the lens barrel is controlled. The laser light receiving section 43 receives the reflected laser light 11b and captures an image.

通信装置４４は、レーザ観測装置１１Ｂと通信し、宇宙物体２の観測に必要な様々な情報やデータをレーザ観測装置１１Ｂと交換する。   The communication device 44 communicates with the laser observation device 11B and exchanges various information and data necessary for observing the space object 2 with the laser observation device 11B.

制御演算装置４５は、中継衛星１５の全体を制御すると共に、中継衛星１５の動作に必要な様々な演算を行う制御／演算手段として動作する。例えば、制御演算装置４５は、レーザ光受光部４３によって撮像された反射レーザ光１１ｂの撮像画像に対し、宇宙物体２の観測のための画像処理を行ってもよい。   The control operation device 45 controls the entire relay satellite 15 and operates as control / calculation means for performing various calculations necessary for the operation of the relay satellite 15. For example, the control arithmetic unit 45 may perform image processing for observing the space object 2 on the captured image of the reflected laser light 11b captured by the laser light receiving unit 43.

図８を再度に参照して、以下では、本実施形態の宇宙物体観測システム１Ｂによる宇宙物体２の観測について詳細に説明する。   Referring to FIG. 8 again, the observation of the space object 2 by the space object observation system 1B of the present embodiment will be described in detail below.

レーザ観測装置１１Ｂ及び中継衛星１５を用いた宇宙物体２の観測に先立ち、電波観測装置１２及び光学観測装置１３による観測が行われ、事前観測情報１２ａ、１３ａが取得される。電波観測装置１２及び光学観測装置１３による事前観測情報１２ａ、１３ａの取得は、第１の実施形態と同様の方法によって行ってもよい。取得された事前観測情報１２ａ、１３ａは、レーザ観測装置１１Ｂに送信される。   Prior to the observation of the space object 2 using the laser observation device 11B and the relay satellite 15, the observation by the radio wave observation device 12 and the optical observation device 13 is performed, and the pre-observation information 12a and 13a are obtained. The acquisition of the preliminary observation information 12a and 13a by the radio observation device 12 and the optical observation device 13 may be performed by the same method as in the first embodiment. The acquired preliminary observation information 12a, 13a is transmitted to the laser observation device 11B.

続いて、電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１２ａ、１３ａに基づいて、宇宙物体２の推定軌道範囲が、レーザ観測装置１１Ｂの制御演算装置２５により算出される。事前観測情報１２ａ、１３ａに基づく推定軌道範囲の算出は、第１及び第２の実施形態における推定軌道範囲３２の算出と同様の方法で行ってもよい。   Subsequently, the estimated orbit range of the space object 2 is calculated by the control arithmetic unit 25 of the laser observation device 11B based on the preliminary observation information 12a and 13a obtained by the radio wave observation device 12 and the optical observation device 13. The calculation of the estimated trajectory range based on the preliminary observation information 12a, 13a may be performed by the same method as the calculation of the estimated trajectory range 32 in the first and second embodiments.

更に、事前観測情報１２ａ、１３ａに基づいて算出された宇宙物体２の推定軌道範囲に基づいて、レーザ観測装置１１Ｂ及び中継衛星１５による観測を行おうとする観測時刻において宇宙物体２が位置すると推定される領域である宇宙物体推定位置領域が、レーザ観測装置１１Ｂの制御演算装置２５によって算出される。宇宙物体推定位置領域は、例えば、該観測時刻においてその内部に宇宙物体２が存在する確率が所定値以上である（例えば９０％以上である）領域として算出されてもよい。   Further, based on the estimated orbit range of the space object 2 calculated based on the preliminary observation information 12a and 13a, it is estimated that the space object 2 is located at the observation time when the observation by the laser observation device 11B and the relay satellite 15 is to be performed. The space object estimation position area, which is the area to be calculated, is calculated by the control arithmetic unit 25 of the laser observation device 11B. The space object estimated position area may be calculated as, for example, an area in which the probability that the space object 2 is present at the observation time is equal to or more than a predetermined value (for example, 90% or more).

続いて、算出された宇宙物体推定位置領域に基づいて、レーザ観測装置１１Ｂ及び中継衛星１５による観測を行う観測領域が、レーザ観測装置１１Ｂの制御演算装置２５によって設定される。一実施形態では、観測領域は、宇宙物体推定位置領域の全体が該観測領域の内部に位置するように設定される。   Subsequently, based on the calculated space object estimated position area, an observation area for observation by the laser observation apparatus 11B and the relay satellite 15 is set by the control arithmetic unit 25 of the laser observation apparatus 11B. In one embodiment, the observation region is set such that the entire estimated space object position region is located inside the observation region.

更に、設定された観測領域についてレーザ観測装置１１Ｂ及び中継衛星１５を用いた宇宙物体２の観測が行われる。   Further, the observation of the space object 2 using the laser observation device 11B and the relay satellite 15 is performed in the set observation region.

当該宇宙物体観測システム１Ｂが複数の中継衛星１５を有している場合には、宇宙物体２の観測に実際に用いられる中継衛星１５が、設定された観測領域に応じて選択される。設定された観測領域の観測に最も適した中継衛星１５が選択される。中継衛星１５の選択においては、例えば、下記の要素が考慮されることが好ましい。
（１）観測対象である宇宙物体２と中継衛星１５の距離
（２）中継衛星１５から宇宙物体２への方向（宇宙物体２の撮像画像の背景に太陽が存在することは、宇宙物体２の観測に好ましくない。）
（３）レーザ観測装置１１Ｂと中継衛星１５との間の経路の状態（例えば、照射レーザ光１１ａを遮る雲がレーザ観測装置１１Ｂと中継衛星１５との間に存在することは好ましくない。）
（４）宇宙物体２と中継衛星１５との間の経路の状態（例えば、観測対象の宇宙物体２と中継衛星１５との間に、他の宇宙物体が存在することは好ましくない。） When the space object observation system 1B has a plurality of relay satellites 15, the relay satellite 15 actually used for observing the space object 2 is selected according to the set observation area. The relay satellite 15 most suitable for observation of the set observation area is selected. In selecting the relay satellite 15, for example, it is preferable that the following factors are considered.
(1) The distance between the space object 2 to be observed and the relay satellite 15 (2) The direction from the relay satellite 15 to the space object 2 (the existence of the sun in the background of the captured image of the space object 2 It is not good for observation.)
(3) The state of the path between the laser observation device 11B and the relay satellite 15 (for example, it is not preferable that a cloud that blocks the irradiation laser beam 11a exists between the laser observation device 11B and the relay satellite 15).
(4) The state of the path between the space object 2 and the relay satellite 15 (for example, it is not preferable that another space object exists between the space object 2 to be observed and the relay satellite 15).

本実施形態の宇宙物体観測システム１Ｂには、上述の構成のレーザ観測装置１１Ｂを複数設置してもよい。この場合、宇宙物体２の観測に使用するレーザ観測装置１１Ｂ及び中継衛星１５の組み合わせを、設定された観測領域に応じて選択してもよい。この場合、設定された観測領域の観測に最も適したレーザ観測装置１１Ｂ及び中継衛星１５の組み合わせが選択される。レーザ観測装置１１Ｂ及び中継衛星１５の組み合わせの選択においても、上記の要素（１）〜（４）が考慮されることが好ましい。   In the space object observation system 1B of this embodiment, a plurality of laser observation devices 11B having the above-described configuration may be installed. In this case, a combination of the laser observation device 11B and the relay satellite 15 used for observing the space object 2 may be selected according to the set observation area. In this case, the most suitable combination of the laser observation device 11B and the relay satellite 15 for observation of the set observation area is selected. In selecting the combination of the laser observation device 11B and the relay satellite 15, it is preferable that the above-mentioned elements (1) to (4) are considered.

このようにして選択された中継衛星１５（及びレーザ観測装置１１Ｂが選択される場合には選択されたレーザ観測装置１１Ｂ）を用いて宇宙物体２の光学観測が行われる。レーザ観測装置１１Ｂは、選択された中継衛星１５に向けて照射レーザ光１１ａを出射する。中継衛星１５のミラー光学系４１は、レーザ観測装置１１Ｂから入射する照射レーザ光１１ａの進行方向を変え、照射レーザ光１１ａを設定された観測領域に導光する。中継衛星１５の受光光学系４２及びレーザ光受光部４３は、照射レーザ光１１ａが宇宙物体２によって反射されて生成される反射レーザ光１１ｂを受光して光学観測を行う。   Optical observation of the space object 2 is performed using the relay satellite 15 selected in this way (and the selected laser observation device 11B when the laser observation device 11B is selected). The laser observation device 11B emits the irradiation laser light 11a toward the selected relay satellite 15. The mirror optical system 41 of the relay satellite 15 changes the traveling direction of the irradiation laser light 11a incident from the laser observation device 11B, and guides the irradiation laser light 11a to the set observation area. The light receiving optical system 42 and the laser light receiving unit 43 of the relay satellite 15 receive the reflected laser light 11b generated by reflecting the irradiation laser light 11a by the space object 2, and perform optical observation.

この光学観測においては、設定された観測領域に適合するように、中継衛星１５から出射される照射レーザ光１１ａの照射方向（中継衛星１５から出射される照射レーザ光１１ａの光軸の方向）及び照射レーザ光１１ａの広がり角が、レーザ観測装置１１Ｂの制御演算装置２５によって設定される。照射レーザ光１１ａの照射方向及び広がり角は、通信によって中継衛星１５に通知され、中継衛星１５のミラー光学系４１は、設定された照射方向及び広がり角で照射レーザ光１１ａが出射されるように設定される。   In this optical observation, the irradiation direction of the irradiation laser beam 11a emitted from the relay satellite 15 (the direction of the optical axis of the irradiation laser beam 11a emitted from the relay satellite 15) and the orientation of the irradiation laser beam 11 conform to the set observation region. The spread angle of the irradiation laser beam 11a is set by the control arithmetic unit 25 of the laser observation device 11B. The irradiation direction and spread angle of the irradiation laser beam 11a are notified to the relay satellite 15 by communication, and the mirror optical system 41 of the relay satellite 15 emits the irradiation laser beam 11a in the set irradiation direction and spread angle. Is set.

更に、レーザ観測装置１１Ｂの制御演算装置２５によって設定された観測領域は、通信によって中継衛星１５に通知され、中継衛星１５の受光光学系４２とレーザ光受光部４３は、該観測領域について光学観測を行うように設定される。これにより、照射レーザ光１１ａが宇宙物体２によって反射されて生成される反射レーザ光１１ｂによる宇宙物体２の光学観測を行うことができる。   Further, the observation area set by the control arithmetic unit 25 of the laser observation apparatus 11B is notified to the relay satellite 15 by communication, and the light receiving optical system 42 and the laser light receiving unit 43 of the relay satellite 15 perform optical observation on the observation area. Is set to perform Thereby, optical observation of the space object 2 by the reflected laser light 11b generated by reflecting the irradiation laser light 11a by the space object 2 can be performed.

第３の実施形態においても、第１及び第２の実施形態と同様に、電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１２ａ、１３ａに基づいて、所望の観測時刻における宇宙物体２の宇宙物体推定位置領域が算出され、算出された宇宙物体推定位置領域に合わせて宇宙物体２に照射される照射レーザ光１１ａの照射方向及び広がり角が設定される。このような動作によれば、宇宙物体２に照射される照射レーザ光１１ａのエネルギー密度を高くできることは上述の通りである。   In the third embodiment, as in the first and second embodiments, the space object at a desired observation time is determined based on the preliminary observation information 12a, 13a obtained by the radio observation device 12 and the optical observation device 13. 2 are calculated, and the irradiation direction and the spread angle of the irradiation laser beam 11a applied to the space object 2 are set in accordance with the calculated space object estimated position area. As described above, according to such an operation, the energy density of the irradiation laser beam 11a applied to the space object 2 can be increased.

また、本実施形態の宇宙物体観測システム１Ｂでは、宇宙空間に位置する中継衛星１５を利用して宇宙物体２の観測を行うため、宇宙物体２から近い位置で観測が可能である。これは、高いエネルギー密度の反射レーザ光１１ｂを観測できる点で好適である。   Further, in the space object observation system 1B of the present embodiment, since the space object 2 is observed using the relay satellite 15 located in the outer space, the observation is possible at a position close to the space object 2. This is preferable in that the reflected laser beam 11b having a high energy density can be observed.

加えて、複数の中継衛星１５のうちから最適な中継衛星１５を選択する構成では、レーザ観測装置１１Ｂと中継衛星１５との間の経路及びレーザ観測装置１１Ｂと中継衛星１５との間の経路として、良好な状態の経路を選択できるという利点がある。例えば、図８に図示されているように、本実施形態の宇宙物体観測システム１Ｂでは、レーザ観測装置１１Ｂと宇宙物体２の間に雲１６が存在するような場合でも、中継衛星１５を利用して観測することで宇宙物体２の観測が可能である。加えて、宇宙物体２の観測方向についても、良好な方向を選択できるという利点がある。例えば、適切な中継衛星１５を選択すれば、宇宙物体２の撮像画像の背景に太陽が入らないような観測方向で宇宙物体２の観測することができる。このような利点は、複数のレーザ観測装置１１Ｂのうちから最適なレーザ観測装置１１Ｂを選択するような構成を採用した場合により顕著になる。   In addition, in the configuration in which the optimum relay satellite 15 is selected from the plurality of relay satellites 15, the route between the laser observation device 11B and the relay satellite 15 and the route between the laser observation device 11B and the relay satellite 15 are set. There is an advantage that a path in a good state can be selected. For example, as shown in FIG. 8, the space object observation system 1B of the present embodiment uses the relay satellite 15 even when the cloud 16 exists between the laser observation device 11B and the space object 2. By observing the space object 2, the space object 2 can be observed. In addition, there is an advantage that a favorable direction can be selected for the observation direction of the space object 2. For example, if an appropriate relay satellite 15 is selected, the space object 2 can be observed in an observation direction in which the sun does not enter the background of the captured image of the space object 2. Such an advantage becomes more remarkable when a configuration in which the optimum laser observation device 11B is selected from the plurality of laser observation devices 11B is adopted.

なお、本実施形態において、レーザ観測装置１１Ｂのレーザ発振器２１としてパルスレーザを使用し（即ち、照射レーザ光１１ａとしてパルスレーザ光を発生し）、レーザ発振器２１が発生するパルスレーザ光に同期したアクティブレンジゲーティングを中継衛星１５のレーザ光受光部４３において実行すれば、第１の実施形態と同様に、レーザ測距を行うこともできる。これにより、宇宙物体２の方位角、仰角のみならず中継衛星１５と宇宙物体２の間の距離を特定でき、よって、宇宙物体２の３次元位置を特定できる。一実施形態では、例えば、ＧＰＳ（global positioning system）によって得られる位置情報と時刻情報を用いることで、レーザ観測装置１１Ｂのレーザ発振器２１と中継衛星１５のレーザ光受光部４３の同期を実現してもよい。   In the present embodiment, a pulse laser is used as the laser oscillator 21 of the laser observation device 11B (that is, a pulse laser beam is generated as the irradiation laser beam 11a), and an active laser synchronized with the pulse laser beam generated by the laser oscillator 21 is used. If range gating is performed in the laser light receiving unit 43 of the relay satellite 15, laser ranging can be performed as in the first embodiment. As a result, not only the azimuth and elevation of the space object 2 but also the distance between the relay satellite 15 and the space object 2 can be specified, and thus the three-dimensional position of the space object 2 can be specified. In one embodiment, for example, by using position information and time information obtained by GPS (global positioning system), synchronization between the laser oscillator 21 of the laser observation device 11B and the laser light receiving unit 43 of the relay satellite 15 is realized. Is also good.

更に、第３の実施形態においても、第１及び第２の実施形態と同様に、照射レーザ光１１ａを走査しながら観測を行ってもよい。この場合、中継衛星１５のミラー光学系４１は、ミラー光学系４１から出射される照射レーザ光１１ａを走査可能であるように（即ち、照射レーザ光１１ａの照射方向を逐次に変更可能であるように）構成される。   Further, in the third embodiment, as in the first and second embodiments, observation may be performed while scanning the irradiation laser beam 11a. In this case, the mirror optical system 41 of the relay satellite 15 can scan the irradiation laser beam 11a emitted from the mirror optical system 41 (ie, change the irradiation direction of the irradiation laser beam 11a sequentially). To).

また、第３の実施形態において、レーザ観測装置１１Ｂから中継衛星１５にレーザ光を供給し、当該レーザ光による中継衛星１５への電力伝送を行ってもよい。一実施形態では、中継衛星１５に光電変換装置（図示されない）が設けられ、中継衛星１５への電力伝送を行う場合に、中継衛星１５のミラー光学系４１が、レーザ観測装置１１Ｂから中継衛星１５に供給されたレーザ光を該光電変換装置に導入する。該光電変換装置は、導入されたレーザ光から電力を発生し、中継衛星１５に設けられた蓄電装置（図示されない）を充電する。このような動作によれば、中継衛星１５の寿命を延長することができる。このとき、電力伝送に使用するレーザ光は連続波レーダ光が好ましいので、例えばレーザ測距を行う場合のように、宇宙物体２の観測においてレーザ観測装置１１Ｂのレーザ発振器２１によって発生したパルスレーザ光を使用する場合には、中継衛星１５への電力伝送においては、レーザ観測装置１１Ｂのレーザ発振器２１の動作が、連続波レーザ光を発生するように切り替えられてもよい。このような動作によれば、中継衛星１５の電力伝送の効率を向上させることができる。また、レーザ測距用のレーザ発振器２１とは別に電力伝送用のレーザ発振器が設けられてもよく、レーザ測距用のレーザ発振器２１とは別に電力伝送用のレーザ発振器が設けられる場合には、更に、レーザ測距用の照射光学系２２とは別に電力伝送用の照射光学系が設けられてもよい。   Further, in the third embodiment, a laser beam may be supplied from the laser observation device 11B to the relay satellite 15, and power transmission to the relay satellite 15 by the laser beam may be performed. In one embodiment, a photoelectric conversion device (not shown) is provided in the relay satellite 15, and when power is transmitted to the relay satellite 15, the mirror optical system 41 of the relay satellite 15 is moved from the laser observation device 11 </ b> B to the relay satellite 15. Is supplied to the photoelectric conversion device. The photoelectric conversion device generates electric power from the introduced laser light and charges a power storage device (not shown) provided in the relay satellite 15. According to such an operation, the life of the relay satellite 15 can be extended. At this time, since the laser beam used for power transmission is preferably a continuous wave radar beam, a pulsed laser beam generated by the laser oscillator 21 of the laser observation device 11B in observing the space object 2, for example, when performing laser ranging. Is used, in power transmission to the relay satellite 15, the operation of the laser oscillator 21 of the laser observation device 11B may be switched so as to generate continuous wave laser light. According to such an operation, the power transmission efficiency of the relay satellite 15 can be improved. In addition, a laser oscillator for power transmission may be provided separately from the laser oscillator 21 for laser ranging, and when a laser oscillator for power transmission is provided separately from the laser oscillator 21 for laser ranging, Furthermore, an irradiation optical system for power transmission may be provided separately from the irradiation optical system 22 for laser distance measurement.

（第４の実施形態）
図１０は、本発明の第４の実施形態の宇宙物体観測システム１Ｃの構成を示す概念図である。本実施形態の宇宙物体観測システム１Ｃは、レーザ照射機体５１と、少なくとも一の観測機体５２と、指令センター装置５３とを備えている。図１０には、２つの観測機体５２が図示されている。 (Fourth embodiment)
FIG. 10 is a conceptual diagram illustrating a configuration of a space object observation system 1C according to the fourth embodiment of the present invention. The space object observation system 1C of this embodiment includes a laser irradiation body 51, at least one observation body 52, and a command center device 53. FIG. 10 shows two observation bodies 52.

第４の実施形態の宇宙物体観測システム１Ｃは、レーザ照射機体５１と観測機体５２とを用いて宇宙物体２を観測するように構成されている。詳細には、レーザ照射機体５１は、宇宙物体２に照射すべき照射レーザ光５１ａを出射する機器を搭載した飛行体（例えば、有人航空機やＵＡＶ（unmanned air vehicle））である。観測機体５２は、照射レーザ光５１ａが宇宙物体２によって反射されて生成された反射レーザ光５１ｂを観測する機器を搭載した飛行体である。指令センター装置５３は、レーザ照射機体５１及び観測機体５２に観測に関する様々な指令を送信すると共に、レーザ照射機体５１及び観測機体５２によって得られた情報をレーザ照射機体５１及び観測機体５２から受信する演算装置（コンピュータ）である。   The space object observation system 1C of the fourth embodiment is configured to observe the space object 2 using the laser irradiation body 51 and the observation body 52. Specifically, the laser irradiation body 51 is a flying body (for example, a manned aircraft or an UAV (unmanned air vehicle)) on which a device that emits irradiation laser light 51a to be irradiated on the space object 2 is mounted. The observation body 52 is a flying body equipped with a device for observing a reflected laser beam 51b generated by reflecting the irradiation laser beam 51a by the space object 2. The command center device 53 transmits various commands related to observation to the laser irradiation unit 51 and the observation unit 52, and receives information obtained by the laser irradiation unit 51 and the observation unit 52 from the laser irradiation unit 51 and the observation unit 52. An arithmetic unit (computer).

なお、第４の実施形態においても、電波観測装置１２及び光学観測装置１３が設けられ、電波観測装置１２及び光学観測装置１３から指令センター装置５３に事前観測情報１２ａ、１３ａが送信されるが、図１０には電波観測装置１２及び光学観測装置１３は図示されていない。本実施形態においても、電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１２ａ、１３ａに基づいて所望の観測時刻における宇宙物体２の宇宙物体推定位置領域を算出し、算出された宇宙物体推定位置領域に合わせてレーザ照射機体５１から宇宙物体２に照射される照射レーザ光１１ａの照射方向及び広がり角が設定される。このような動作によれば、宇宙物体２に照射される照射レーザ光１１ａのエネルギー密度を高くできることは上述の通りである。   In the fourth embodiment, the radio observation device 12 and the optical observation device 13 are provided, and the preliminary observation information 12a and 13a are transmitted from the radio observation device 12 and the optical observation device 13 to the command center device 53. FIG. 10 does not show the radio observation device 12 and the optical observation device 13. Also in the present embodiment, a space object estimated position area of the space object 2 at a desired observation time is calculated based on the advance observation information 12a, 13a obtained by the radio wave observation device 12 and the optical observation device 13, and the calculated space The irradiation direction and divergence angle of the irradiation laser light 11a irradiated from the laser irradiation body 51 to the space object 2 are set in accordance with the object estimation position area. As described above, according to such an operation, the energy density of the irradiation laser beam 11a applied to the space object 2 can be increased.

図１１Ａは、本実施形態において、レーザ照射機体５１に搭載される機器の構成を示すブロック図である。レーザ照射機体５１には、レーザ発振器６１と、照射光学系６２と、通信装置６３と、制御演算装置６４とが搭載される。   FIG. 11A is a block diagram illustrating a configuration of a device mounted on the laser irradiation body 51 in the present embodiment. The laser irradiation body 51 includes a laser oscillator 61, an irradiation optical system 62, a communication device 63, and a control operation device 64.

レーザ発振器６１と照射光学系６２とは、照射レーザ光５１ａを出射するためのレーザ装置を構成している。詳細には、レーザ発振器６１は、宇宙物体２に照射すべき照射レーザ光５１ａを発生する。本実施形態では、レーザ発振器６１としてパルスレーザ光を発生するパルスレーザが用いられる。レーザ発振器６１によって発生された照射レーザ光５１ａは、照射光学系６２に入射される。   The laser oscillator 61 and the irradiation optical system 62 constitute a laser device for emitting the irradiation laser light 51a. Specifically, the laser oscillator 61 generates an irradiation laser beam 51a to be irradiated on the space object 2. In the present embodiment, a pulse laser that generates pulse laser light is used as the laser oscillator 61. The irradiation laser light 51 a generated by the laser oscillator 61 is incident on the irradiation optical system 62.

照射光学系６２は、レーザ発振器６１から受け取った照射レーザ光６１ａを宇宙物体２に向けて出射する。
照射光学系６２は、一実施形態では、鏡筒及び該鏡筒を駆動する駆動部を備えていてもよい。該駆動部は、制御演算装置６４によって制御され、これにより、鏡筒の向き、即ち、照射レーザ光５１ａの照射方向（照射レーザ光５１ａの光軸の方向）が制御される。加えて、照射光学系６２は、照射光学系６２から出射される照射レーザ光５１ａの広がり角が調節可能であるように構成される。 The irradiation optical system 62 emits the irradiation laser light 61a received from the laser oscillator 61 toward the space object 2.
In one embodiment, the irradiation optical system 62 may include a lens barrel and a driving unit that drives the lens barrel. The drive unit is controlled by the control arithmetic unit 64, whereby the direction of the lens barrel, that is, the irradiation direction of the irradiation laser beam 51a (the direction of the optical axis of the irradiation laser beam 51a) is controlled. In addition, the irradiation optical system 62 is configured such that the spread angle of the irradiation laser light 51a emitted from the irradiation optical system 62 is adjustable.

通信装置６３は、指令センター装置５３と通信し、宇宙物体２の観測に必要な様々な情報やデータを指令センター装置５３と交換する。加えて、通信装置６３は、ＧＰＳ衛星５４からＧＰＳ信号を受信する機能も有している。後述されるように、ＧＰＳ衛星５４から受信したＧＰＳ信号は、レーザ照射機体５１の位置の特定と、レーザ照射機体５１と観測機体５２との同期（時刻合わせ）に用いられる。   The communication device 63 communicates with the command center device 53 and exchanges various information and data necessary for observing the space object 2 with the command center device 53. In addition, the communication device 63 has a function of receiving a GPS signal from the GPS satellite 54. As described later, the GPS signal received from the GPS satellite 54 is used for specifying the position of the laser irradiation body 51 and synchronizing the laser irradiation body 51 with the observation body 52 (time adjustment).

制御演算装置６４は、レーザ発振器６１、照射光学系６２及び通信装置６３を制御すると共に、レーザ発振器６１、照射光学系６２及び通信装置６３の動作に必要な様々な演算を行う制御／演算手段として動作する。   The control operation device 64 controls the laser oscillator 61, the irradiation optical system 62, and the communication device 63, and controls / calculates various operations necessary for the operations of the laser oscillator 61, the irradiation optical system 62, and the communication device 63. Operate.

図１１Ｂは、本実施形態における観測機体５２の構成を示すブロック図である。観測機体５２は、受光光学系７１と、レーザ光受光部７２と、通信装置７３と、制御演算装置７４とを備えている。   FIG. 11B is a block diagram illustrating a configuration of the observation aircraft 52 in the present embodiment. The observation body 52 includes a light receiving optical system 71, a laser light receiving unit 72, a communication device 73, and a control operation device 74.

受光光学系７１は、宇宙物体２による照射レーザ光５１ａの反射によって生成される反射レーザ光５１ｂを受光してレーザ光受光部７２に向けて出射する。受光光学系７１は、一実施形態では、鏡筒及び該鏡筒を駆動する駆動部を備えていてもよい。該駆動部は、制御演算装置７４によって制御され、これにより、鏡筒の向きが制御される。   The light receiving optical system 71 receives the reflected laser light 51b generated by the reflection of the irradiation laser light 51a by the space object 2, and emits the reflected laser light 51b toward the laser light receiving unit 72. In one embodiment, the light receiving optical system 71 may include a lens barrel and a driving unit that drives the lens barrel. The drive unit is controlled by the control arithmetic unit 74, whereby the direction of the lens barrel is controlled.

レーザ光受光部７２は、反射レーザ光５１ｂを受光して撮像する。本実施形態では、レーザ光受光部７２として、レーザ照射機体５１のレーザ発振器６１が発生するパルスレーザ光に同期したアクティブレンジゲーティング（active range gating）を実行する撮像装置が用いられる。レーザ光受光部７２においてレーザ発振器６１が発生するパルスレーザ光に同期したアクティブレンジゲーティング（active range gating）を実行することで、レーザ測距を行うことができる。   The laser light receiving section 72 receives the reflected laser light 51b and captures an image. In the present embodiment, an imaging device that performs active range gating synchronized with pulsed laser light generated by the laser oscillator 61 of the laser irradiation body 51 is used as the laser light receiving unit 72. By performing active range gating synchronized with the pulse laser light generated by the laser oscillator 61 in the laser light receiving unit 72, laser ranging can be performed.

通信装置７３は、指令センター装置５３と通信し、宇宙物体２の観測に必要な様々な情報やデータを指令センター装置５３と交換する。加えて、通信装置７３は、ＧＰＳ衛星５４からＧＰＳ信号を受信する機能も有している。後述されるように、ＧＰＳ衛星５４から受信したＧＰＳ信号は、観測機体５２の位置の特定と、レーザ照射機体５１と観測機体５２との同期（時刻合わせ）に用いられる。   The communication device 73 communicates with the command center device 53 and exchanges various information and data necessary for observing the space object 2 with the command center device 53. In addition, the communication device 73 has a function of receiving a GPS signal from the GPS satellite 54. As described later, the GPS signal received from the GPS satellite 54 is used for specifying the position of the observation aircraft 52 and synchronizing the laser irradiation aircraft 51 and the observation aircraft 52 (time adjustment).

制御演算装置７４は、受光光学系７１、レーザ光受光部７２及び通信装置７３を制御すると共に、宇宙物体２の観測に必要な演算を行う制御／演算手段として動作する。例えば、制御演算装置７４は、レーザ光受光部７２によって撮像された反射レーザ光５１ｂの撮像画像に対し、宇宙物体２の観測のための画像処理を行ってもよい。   The control arithmetic unit 74 controls the light receiving optical system 71, the laser light receiving unit 72, and the communication device 73, and operates as a control / arithmetic unit that performs arithmetic necessary for observing the space object 2. For example, the control arithmetic unit 74 may perform image processing for observing the space object 2 on the captured image of the reflected laser light 51b captured by the laser light receiving unit 72.

図１０を再度に参照して、以下では、本実施形態の宇宙物体観測システム１Ｂによる宇宙物体２の観測について詳細に説明する。   Referring to FIG. 10 again, the observation of the space object 2 by the space object observation system 1B of the present embodiment will be described in detail below.

レーザ照射機体５１及び観測機体５２を用いた宇宙物体２の観測に先立ち、電波観測装置１２及び光学観測装置１３による観測が行われ、事前観測情報１２ａ、１３ａが取得される。電波観測装置１２及び光学観測装置１３による事前観測情報１２ａ、１３ａの取得は、第１の実施形態と同様の方法によって行ってもよい。取得された事前観測情報１２ａ、１３ａは、指令センター装置５３に送信される。   Prior to the observation of the space object 2 using the laser irradiation body 51 and the observation body 52, observation is performed by the radio wave observation device 12 and the optical observation device 13 to obtain preliminary observation information 12a and 13a. The acquisition of the preliminary observation information 12a and 13a by the radio observation device 12 and the optical observation device 13 may be performed by the same method as in the first embodiment. The acquired preliminary observation information 12a, 13a is transmitted to the command center device 53.

続いて、電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１２ａ、１３ａに基づいて、宇宙物体２の推定軌道範囲が、指令センター装置５３により算出される。事前観測情報１２ａ、１３ａに基づく推定軌道範囲の算出は、第１及び第２の実施形態における推定軌道範囲３２の算出と同様の方法で行ってもよい。   Subsequently, the command center device 53 calculates the estimated orbit range of the space object 2 based on the pre-observation information 12a and 13a obtained by the radio wave observation device 12 and the optical observation device 13. The calculation of the estimated trajectory range based on the preliminary observation information 12a, 13a may be performed by the same method as the calculation of the estimated trajectory range 32 in the first and second embodiments.

更に、事前観測情報１２ａ、１３ａに基づいて算出された宇宙物体２の推定軌道範囲に基づいて、宇宙物体２の観測を行おうとする観測時刻において宇宙物体２が位置すると推定される領域である宇宙物体推定位置領域が、指令センター装置５３によって算出される。宇宙物体推定位置領域は、例えば、該観測時刻においてその内部に宇宙物体２が存在する確率が所定値以上である（例えば９０％以上である）領域として算出されてもよい。   Further, based on the estimated trajectory range of the space object 2 calculated based on the pre-observation information 12a, 13a, the universe, which is an area where the space object 2 is estimated to be located at the observation time when the space object 2 is to be observed. The object estimated position area is calculated by the command center device 53. The space object estimated position area may be calculated as, for example, an area in which the probability that the space object 2 is present at the observation time is equal to or more than a predetermined value (for example, 90% or more).

続いて、算出された宇宙物体推定位置領域に基づいて、レーザ観測装置１１Ｂ及び中継衛星１５による観測を行う観測領域が、指令センター装置５３によって設定される。一実施形態では、観測領域は、宇宙物体推定位置領域の全体が該観測領域の内部に位置するように設定される。   Subsequently, based on the calculated space object estimated position area, the observation area where the observation by the laser observation device 11B and the relay satellite 15 is performed is set by the command center device 53. In one embodiment, the observation region is set such that the entire estimated space object position region is located inside the observation region.

更に、設定された観測領域についてレーザ照射機体５１と観測機体５２とを用いた宇宙物体２の観測が行われる。   Further, the observation of the space object 2 using the laser irradiation body 51 and the observation body 52 is performed in the set observation region.

当該宇宙物体観測システム１Ｃが複数の観測機体５２を有している場合には、宇宙物体２の観測に実際に用いられる観測機体５２が、設定された観測領域に応じて選択される。設定された観測領域の観測に最も適した観測機体５２が選択される。観測機体５２の選択においては、例えば、下記の要素が考慮されることが好ましい。
（１）観測対象である宇宙物体２と観測機体５２の距離
（２）観測機体５２から宇宙物体２への方向（宇宙物体２の撮像画像の背景に太陽が存在することは、宇宙物体２の観測に好ましくない。）
（３）宇宙物体２と観測機体５２との間の経路の状態（例えば、観測対象の宇宙物体２と観測機体５２との間に、他の宇宙物体が存在することは好ましくない。） When the space object observation system 1C has a plurality of observation bodies 52, the observation body 52 actually used for observing the space object 2 is selected according to the set observation area. The observation aircraft 52 most suitable for observation in the set observation area is selected. In selecting the observation aircraft 52, for example, it is preferable to consider the following factors.
(1) The distance between the space object 2 to be observed and the observation body 52 (2) The direction from the observation body 52 to the space object 2 (the existence of the sun in the background of the captured image of the space object 2 It is not good for observation.)
(3) The state of the path between the space object 2 and the observation body 52 (for example, it is not preferable that another space object exists between the space object 2 to be observed and the observation body 52).

このようにして選択された観測機体５２を用いて宇宙物体２の観測が行われる。本実施形態では、宇宙物体２のレーザ測距が行われる。具体的には、設定された観測領域に適合するように、レーザ照射機体５１から出射される照射レーザ光５１ａの照射方向（照射レーザ光５１ａの光軸の方向）、照射レーザ光５１ａの広がり角、及び、レーザ測距における距離測定の測定範囲が、指令センター装置５３によって設定される。レーザ測距においては、一般に、距離の測定範囲が設定され、測定対象が当該測定範囲にあるものとして距離測定が行われることに留意されたい。観測領域は宇宙物体推定位置領域に基づいて設定されるので、照射レーザ光５１ａの照射方向、広がり角及び距離測定の測定範囲は、宇宙物体推定位置領域に基づいて設定されることになる。設定された照射レーザ光５１ａの照射方向、広がり角及び距離測定の測定範囲は、通信により、指令センター装置５３からレーザ照射機体５１及び観測機体５２に通知される。   The observation of the space object 2 is performed using the observation aircraft 52 selected in this manner. In the present embodiment, laser ranging of the space object 2 is performed. Specifically, the irradiation direction (direction of the optical axis of the irradiation laser beam 51a) of the irradiation laser beam 51a emitted from the laser irradiation machine body 51 and the spread angle of the irradiation laser beam 51a so as to conform to the set observation region. , And the measurement range of the distance measurement in the laser ranging is set by the command center device 53. It should be noted that in laser ranging, a distance measurement range is generally set, and the distance measurement is performed assuming that the measurement target is within the measurement range. Since the observation region is set based on the space object estimated position region, the irradiation direction of the irradiation laser beam 51a, the spread angle, and the measurement range of the distance measurement are set based on the space object estimated position region. The set irradiation direction of the irradiation laser beam 51a, the spread angle, and the measurement range of the distance measurement are notified from the command center device 53 to the laser irradiation body 51 and the observation body 52 by communication.

レーザ照射機体５１のレーザ発振器６１及び照射光学系６２は、宇宙物体２に向けて照射レーザ光５１ａを出射する。照射レーザ光５１ａは、指令センター装置５３によって設定された照射方向及び広がり角で出射される。観測機体５２の受光光学系７１及びレーザ光受光部７２は、照射レーザ光５１ａが宇宙物体２によって反射されて生成される反射レーザ光５１ｂを受光する。レーザ光受光部７２により受光された反射レーザ光５１ｂに基づいてレーザ測距が行われ、これにより、宇宙物体２の観測、具体的には、宇宙物体２の３次元位置の特定が行われる。   The laser oscillator 61 and the irradiation optical system 62 of the laser irradiation body 51 emit the irradiation laser light 51a toward the space object 2. The irradiation laser light 51a is emitted in the irradiation direction and the spread angle set by the command center device 53. The light receiving optical system 71 and the laser light receiving unit 72 of the observation body 52 receive the reflected laser light 51b generated by reflecting the irradiation laser light 51a by the space object 2. Laser distance measurement is performed based on the reflected laser light 51b received by the laser light receiving unit 72, whereby the space object 2 is observed, and more specifically, the three-dimensional position of the space object 2 is specified.

本実施形態では、レーザ測距を行うために、レーザ照射機体５１のレーザ発振器６１が発生するパルスレーザ光に同期したアクティブレンジゲーティングがレーザ光受光部７２において実行される。アクティブレンジゲーティングの実行のためのレーザ発振器６１とレーザ光受光部７２の同期には、レーザ照射機体５１及び観測機体５２がＧＰＳ衛星５４から受け取ったＧＰＳ信号が利用される。このＧＰＳ信号を用いてレーザ発振器６１とレーザ光受光部７２との間で時刻合わせが行われ、これにより、レーザ測距におけるアクティブレンジゲーティングがレーザ光受光部７２において実施される。   In the present embodiment, in order to perform laser ranging, active range gating synchronized with pulse laser light generated by the laser oscillator 61 of the laser irradiation body 51 is executed in the laser light receiving unit 72. For synchronizing the laser oscillator 61 and the laser light receiving unit 72 for executing the active range gating, a GPS signal received by the laser irradiation unit 51 and the observation unit 52 from the GPS satellite 54 is used. The time is adjusted between the laser oscillator 61 and the laser light receiving unit 72 using the GPS signal, whereby active range gating in laser ranging is performed in the laser light receiving unit 72.

宇宙物体２の３次元位置の特定のための演算は、指令センター装置５３によって行われる。詳細には、レーザ照射機体５１の制御演算装置６４は、ＧＰＳ衛星５４から受け取ったＧＰＳ信号からレーザ照射機体５１の位置を示す位置情報を生成し、同様に、観測機体５２の制御演算装置７４は、ＧＰＳ衛星５４から受け取ったＧＰＳ信号から観測機体５２の位置を示す位置情報を生成する。レーザ照射機体５１の位置を示す位置情報は、レーザ照射機体５１から指令センター装置５３に送信され、同様に、観測機体５２の位置を示す位置情報は、観測機体５２から指令センター装置５３に送信される。更に、観測機体５２によって撮像された画像の撮像画像データが観測機体５２から指令センター装置５３に送信される。指令センター装置５３は、レーザ照射機体５１及び観測機体５２の位置を示す位置情報と観測機体５２によって撮像された画像の撮像画像データとに対してレーザ測距のための演算を行い、これにより、宇宙物体２の観測、具体的には宇宙物体２の３次元位置の特定が行われる。   The calculation for specifying the three-dimensional position of the space object 2 is performed by the command center device 53. More specifically, the control operation device 64 of the laser irradiation unit 51 generates position information indicating the position of the laser irradiation unit 51 from the GPS signal received from the GPS satellite 54, and similarly, the control operation unit 74 of the observation unit 52 , And generates position information indicating the position of the observation body 52 from the GPS signal received from the GPS satellite 54. Position information indicating the position of the laser irradiation unit 51 is transmitted from the laser irradiation unit 51 to the command center device 53, and similarly, position information indicating the position of the observation unit 52 is transmitted from the observation unit 52 to the command center unit 53. You. Further, captured image data of an image captured by the observation aircraft 52 is transmitted from the observation aircraft 52 to the command center device 53. The command center device 53 performs a calculation for laser ranging with respect to the position information indicating the positions of the laser irradiation body 51 and the observation body 52 and the captured image data of the image captured by the observation body 52. The observation of the space object 2, specifically, the three-dimensional position of the space object 2 is specified.

第４の実施形態においても、第１乃至第３の実施形態と同様に、電波観測装置１２及び光学観測装置１３によって得られた事前観測情報１２ａ、１３ａに基づいて、所望の観測時刻における宇宙物体２の宇宙物体推定位置領域が算出され、算出された宇宙物体推定位置領域に合わせて宇宙物体２に照射される照射レーザ光５１ａの照射方向及び広がり角が設定される。このような動作によれば、宇宙物体２に照射される照射レーザ光５１ａのエネルギー密度を高くできることは上述の通りである。   In the fourth embodiment, as in the first to third embodiments, the space object at a desired observation time is determined based on the preliminary observation information 12a, 13a obtained by the radio observation device 12 and the optical observation device 13. The space object estimation position area 2 is calculated, and the irradiation direction and the spread angle of the irradiation laser beam 51a irradiated to the space object 2 are set in accordance with the calculated space object estimation position area. As described above, according to such an operation, the energy density of the irradiation laser beam 51a applied to the space object 2 can be increased.

また、本実施形態の宇宙物体観測システム１Ｃでは、照射レーザ光５１ａの出射及び反射レーザ光５１ｂの観測が飛行体に搭載された機器で行われるので、天候の影響を抑制しながら宇宙物体２の観測を行うことができる。例えば、レーザ照射機体５１及び観測機体５２を雲の上の高度で飛行させれば、天候の影響を受けずに宇宙物体２の観測を行うことができる。加えて、本実施形態の宇宙物体観測システム１Ｃは、移動体であるレーザ照射機体５１及び観測機体５２を用いて宇宙物体２を観測するので、宇宙物体２を最適な位置から観測することができるという利点もある。更に、本実施形態の宇宙物体観測システム１Ｃは、第３の実施形態の宇宙物体観測システム１Ｂとは異なり、人工衛星（第３の実施形態では、中継衛星１５）を打ち上げる必要がないので、スペースデブリが増加しないという利点もある。   Further, in the space object observation system 1C of the present embodiment, the emission of the irradiation laser light 51a and the observation of the reflected laser light 51b are performed by equipment mounted on the flying object, so that the space object 2 can be controlled while suppressing the influence of the weather. Observations can be made. For example, if the laser irradiation body 51 and the observation body 52 fly at an altitude above the clouds, the space object 2 can be observed without being affected by the weather. In addition, since the space object observation system 1C of this embodiment observes the space object 2 using the laser irradiation body 51 and the observation body 52 which are moving bodies, the space object 2 can be observed from an optimal position. There is also an advantage. Furthermore, unlike the space object observation system 1B of the third embodiment, the space object observation system 1C of the present embodiment does not need to launch an artificial satellite (the relay satellite 15 in the third embodiment). There is also an advantage that debris does not increase.

なお、上述の第４の実施形態では、照射レーザ光５１ａを宇宙物体２に照射する機器（図１１Ａに図示された装置群）が飛行体に搭載された構成が提示されているが、照射レーザ光１１ａを宇宙物体２に照射する機器は、大気圏内で移動する移動体に搭載されてもよく、例えば、船舶のような海上航走体に搭載されてもよい。同様に、上述の第４の実施形態では、宇宙物体２からの反射レーザ光５１ｂを観測する機器（図１１Ｂに図示された装置群）が飛行体に搭載された構成が提示されているが、反射レーザ光５１ｂを観測する機器は、大気圏内で移動する移動体に搭載されてもよく、例えば、船舶のような海上航走体に搭載されてもよい。   In the above-described fourth embodiment, the configuration in which the device (the device group illustrated in FIG. 11A) that irradiates the irradiation laser beam 51a to the space object 2 is mounted on the flying object is described. The device that irradiates the space object 2 with the light 11a may be mounted on a moving body that moves in the atmosphere, for example, may be mounted on a marine vessel such as a ship. Similarly, in the above-described fourth embodiment, the configuration in which the device (the device group illustrated in FIG. 11B) that observes the reflected laser light 51b from the space object 2 is mounted on the flying object is presented. The device that observes the reflected laser light 51b may be mounted on a moving body that moves in the atmosphere, and may be mounted on a marine vessel such as a ship, for example.

更に、第４の実施形態においても、第１乃至第３の実施形態と同様に、照射レーザ光１１ａを走査しながら観測を行ってもよい。この場合、中継衛星１５のミラー光学系４１は、ミラー光学系４１から出射される照射レーザ光１１ａを走査可能であるように（即ち、照射レーザ光１１ａの照射方向を逐次に変更可能であるように）構成される。   Furthermore, in the fourth embodiment, as in the first to third embodiments, observation may be performed while scanning the irradiation laser beam 11a. In this case, the mirror optical system 41 of the relay satellite 15 can scan the irradiation laser beam 11a emitted from the mirror optical system 41 (ie, change the irradiation direction of the irradiation laser beam 11a sequentially). To).

以上には、本発明の実施形態が具体的に記載されているが、本発明が上記の実施形態に限定されると解釈してはならない。本発明が様々な変更と共に実施され得ることは、当業者には自明的であろう。   Although the embodiments of the present invention have been specifically described above, it should not be construed that the present invention is limited to the above embodiments. It will be apparent to one skilled in the art that the present invention may be practiced with various modifications.

１、１Ａ、１Ｂ、１Ｃ：宇宙物体観測システム
２ ：宇宙物体
２ａ ：スペースデブリ
２ｂ ：人工衛星
３ ：宇宙物体
１１、１１Ｂ：レーザ観測装置
１１Ａ ：レーザ装置
１１ａ ：照射レーザ光
１１ｂ ：反射レーザ光
１２ ：電波観測装置
１２ａ ：事前観測情報
１３ ：光学観測装置
１３ａ ：事前観測情報
１４ ：指令センター装置
１４ａ ：制御指令
１４ｂ ：制御指令
１５ ：中継衛星
１６ ：雲
２１ ：レーザ発振器
２２ ：照射光学系
２３ ：分離ミラー
２４ ：レーザ光受光部
２５ ：制御演算装置
２６ ：受光光学系
２７ ：通信装置
３１ ：推定軌道範囲
３２ ：事前観測情報に基づく推定軌道範囲
３３ ：観測領域
４１ ：ミラー光学系
４２ ：受光光学系
４３ ：レーザ光受光部
４４ ：通信装置
４５ ：制御演算装置
５１ ：レーザ照射機体
５１ａ ：照射レーザ光
５１ｂ ：反射レーザ光
５２ ：観測機体
５３ ：指令センター装置
５４ ：ＧＰＳ衛星
６１ ：レーザ発振器
６１ａ ：照射レーザ光
６２ ：照射光学系
６３ ：通信装置
６４ ：制御演算装置
７１ ：受光光学系
７２ ：レーザ光受光部
７３ ：通信装置
７４ ：制御演算装置 1, 1A, 1B, 1C: space object observation system 2: space object 2a: space debris 2b: artificial satellite 3: space object 11, 11B: laser observation device 11A: laser device 11a: irradiation laser beam 11b: reflected laser beam 12 : Radio observation device 12a: Preliminary observation information 13: Optical observation device 13a: Preliminary observation information 14: Command center device 14a: Control command 14b: Control command 15: Relay satellite 16: Cloud 21: Laser oscillator 22: Irradiation optical system 23: Separating mirror 24: Laser light receiving unit 25: Control arithmetic unit 26: Light receiving optical system 27: Communication device 31: Estimated orbit range 32: Estimated orbit range 33 based on pre-observation information: Observation area 41: Mirror optical system 42: Light receiving optical System 43: laser light receiving unit 44: communication device 45: control arithmetic unit 51: laser irradiation machine 51a: irradiation User light 51b: Reflected laser light 52: Observation aircraft 53: Command center device 54: GPS satellite 61: Laser oscillator 61a: Irradiated laser light 62: Irradiation optical system 63: Communication device 64: Control arithmetic unit 71: Light receiving optical system 72 : Laser light receiving unit 73: Communication device 74: Control arithmetic unit

Claims (19)

宇宙空間に位置する宇宙物体を観測する宇宙物体観測システムであって、
大気圏内に設けられた、照射レーザ光を出射するように構成されたレーザ装置と、
前記照射レーザ光の前記宇宙物体による反射によって生成された反射レーザ光を受光して観測する受光部と、
前記宇宙物体の観測によって得られた事前観測情報を取得する事前観測情報取得手段と、
制御手段
とを具備し、
前記制御手段は、前記事前観測情報に基づいて、ある観測時刻において前記宇宙物体が位置すると推定される領域である宇宙物体推定位置領域を算出し、前記観測時刻において前記宇宙物体に照射される前記照射レーザ光の広がり角を前記宇宙物体推定位置領域に基づいて調節する
宇宙物体観測システム。 A space object observation system for observing a space object located in outer space,
A laser device provided in the atmosphere, configured to emit irradiation laser light,
A light receiving unit that receives and observes a reflected laser light generated by the reflection of the irradiation laser light by the space object,
Prior observation information acquisition means for acquiring prior observation information obtained by observation of the space object,
Control means,
The control means calculates a space object estimated position area, which is an area where the space object is estimated to be located at a certain observation time, based on the preliminary observation information, and irradiates the space object at the observation time. A space object observation system for adjusting a spread angle of the irradiation laser light based on the space object estimated position area. 請求項１に記載の宇宙物体観測システムであって、
前記事前観測情報取得手段は、前記宇宙物体の観測を行って前記事前観測情報を取得する事前観測局を具備する
宇宙物体観測システム。 The space object observation system according to claim 1,
A space object observation system, comprising: a prior observation station for observing the space object and acquiring the prior observation information. 請求項２に記載の宇宙物体観測システムであって、
前記事前観測局は、
宇宙空間に向かって電波を放射し、前記電波が前記宇宙物体によって反射されて発生した反射波を観測する電波観測装置と、
前記宇宙物体からの太陽光の反射光を観測する光学観測装置
とを含み、
前記事前観測情報は、前記電波観測装置による前記反射波の観測によって得られる第１事前観測情報と、前記光学観測装置による前記反射光の観測によって得られる第２事前観測情報とのうちの少なくとも一方を含む
宇宙物体観測システム。 The space object observation system according to claim 2,
The advance observation station,
A radio wave observation device that emits radio waves toward outer space and observes reflected waves generated by the radio waves being reflected by the space object;
Including an optical observation device that observes reflected light of sunlight from the space object,
The preliminary observation information is at least one of first preliminary observation information obtained by observation of the reflected wave by the radio observation device and second preliminary observation information obtained by observation of the reflected light by the optical observation device. Space object observation system including one. 請求項３に記載の宇宙物体観測システムであって、
前記第１事前観測情報は、前記電波観測装置によって得られた前記宇宙物体までの距離を示す距離情報を含み、
前記第２事前観測情報は、前記光学観測装置によって得られた前記宇宙物体の方位角及び仰角を示す第１方位角／仰角情報を含み、
前記宇宙物体推定位置領域が、前記距離情報と前記第１方位角／仰角情報とに基づいて算出される
宇宙物体観測システム。 The space object observation system according to claim 3,
The first preliminary observation information includes distance information indicating a distance to the space object obtained by the radio observation device,
The second preliminary observation information includes first azimuth / elevation information indicating an azimuth and an elevation of the space object obtained by the optical observation device,
The space object observation system, wherein the space object estimated position area is calculated based on the distance information and the first azimuth / elevation angle information. 請求項４に記載の宇宙物体観測システムであって、
前記第１事前観測情報は、更に、前記電波観測装置によって得られた前記宇宙物体の方位角及び仰角を示す第２方位角／仰角情報を含み、
前記宇宙物体推定位置領域が、前記距離情報と前記第１方位角／仰角情報と前記第２方位角／仰角情報に基づいて算出される
宇宙物体観測システム。 The space object observation system according to claim 4,
The first preliminary observation information further includes second azimuth / elevation information indicating the azimuth and elevation of the space object obtained by the radio observation device,
The space object observation system in which the space object estimated position area is calculated based on the distance information, the first azimuth / elevation angle information, and the second azimuth / elevation angle information. 請求項２に記載の宇宙物体観測システムであって、
前記制御手段は、前記事前観測情報に加え、当該宇宙物体観測装置システムの外部から得られた前記宇宙物体の軌道に関する情報である外部事前観測情報に基づいて、前記宇宙物体推定位置領域を算出する
宇宙物体観測システム。 The space object observation system according to claim 2,
The control means calculates the space object estimated position area based on external preliminary observation information that is information on the trajectory of the space object obtained from outside the space object observation device system, in addition to the preliminary observation information. Space object observation system. 請求項６に記載の宇宙物体観測システムであって、
前記制御手段は、前記事前観測情報と前記外部事前観測情報とに対して重み付けを行って前記宇宙物体推定位置領域を算出する
宇宙物体観測システム。 The space object observation system according to claim 6,
The space object observation system, wherein the control unit weights the preliminary observation information and the external preliminary observation information to calculate the space object estimated position area. 請求項１乃至７のいずれかに記載の宇宙物体観測システムであって、
更に、前記受光部によって受光された前記反射レーザ光に基づいて、レーザ測距により前記宇宙物体の３次元位置を特定する演算手段を具備する
宇宙物体観測システム。 The space object observation system according to any one of claims 1 to 7,
The space object observation system further includes a calculation unit that specifies a three-dimensional position of the space object by laser ranging based on the reflected laser light received by the light receiving unit. 請求項８に記載の宇宙物体観測システムであって、
前記制御手段は、前記宇宙物体推定位置領域に基づいて前記レーザ測距における距離測定の測定範囲を設定する
宇宙物体観測システム。 The space object observation system according to claim 8,
The space object observation system, wherein the control means sets a measurement range of the distance measurement in the laser ranging based on the space object estimated position area. 請求項２に記載の宇宙物体観測システムであって、
前記事前観測局は、前記宇宙物体からの太陽光の反射光を観測する光学観測装置を含み、
前記光学観測装置は、前記受光部として前記反射レーザ光の光学観測を行う
宇宙物体観測システム。 The space object observation system according to claim 2,
The preliminary observation station includes an optical observation device that observes reflected light of sunlight from the space object,
A space object observation system, wherein the optical observation device performs optical observation of the reflected laser light as the light receiving unit. 請求項１に記載の宇宙物体観測システムであって、
更に、少なくとも一の中継衛星を含み、
前記制御手段は、前記宇宙物体推定位置領域に基づいて観測領域を設定し、
前記中継衛星は、前記レーザ装置から出射される前記照射レーザ光の方向を変えて前記観測領域に導光するように構成された導光光学系を備え、
前記受光部が、前記中継衛星に搭載された
宇宙物体観測システム。 The space object observation system according to claim 1,
Further comprising at least one relay satellite,
The control means sets an observation area based on the space object estimated position area,
The relay satellite includes a light guide optical system configured to change the direction of the irradiation laser light emitted from the laser device and guide the change to the observation region,
A space object observation system in which the light receiving unit is mounted on the relay satellite. 請求項１１に記載の宇宙物体観測システムであって、
前記中継衛星は複数であり、
前記制御手段は、前記観測領域に基づいて前記複数の中継衛星のうちから選択中継衛星を選択し、
前記レーザ装置は、前記選択中継衛星に向けて前記照射レーザ光を出射し、
前記選択中継衛星は、前記レーザ装置から出射される前記照射レーザ光の方向を変えて前記観測領域に導光する
宇宙物体観測システム。 The space object observation system according to claim 11,
The relay satellite is plural,
The control means selects a selected relay satellite from the plurality of relay satellites based on the observation area,
The laser device emits the irradiation laser light toward the selective relay satellite,
The space object observation system, wherein the selective relay satellite changes the direction of the irradiation laser light emitted from the laser device and guides the irradiation laser light to the observation area. 請求項１２に記載の宇宙物体観測システムであって、
前記レーザ装置は複数であり、
前記制御手段は、前記観測領域に基づいて前記複数のレーザ装置のうちから選択レーザ装置を選択し、
前記選択レーザ装置は、前記選択中継衛星に向けて前記照射レーザ光を出射する
宇宙物体観測システム。 The space object observation system according to claim 12, wherein
A plurality of laser devices;
The control means selects a selected laser device from the plurality of laser devices based on the observation region,
The space object observation system, wherein the selected laser device emits the irradiation laser light toward the selected relay satellite. 請求項１１に記載の宇宙物体観測システムであって、
前記中継衛星は蓄電装置を備えており、
前記中継衛星は、前記宇宙物体の観測を行わないときに、前記レーザ装置から受け取った前記照射レーザ光から光電変換装置によって電力を発生して前記蓄電装置を充電するように構成された
宇宙物体観測システム。 The space object observation system according to claim 11,
The relay satellite includes a power storage device,
The relay satellite is configured to generate power by a photoelectric conversion device from the irradiation laser beam received from the laser device and charge the power storage device when the relay satellite does not perform the observation of the space object. system. 請求項１に記載の宇宙物体観測システムであって、
更に、大気圏内を移動可能に構成された第１及び第２移動体を具備し、
前記レーザ装置が前記第１移動体に搭載され、
前記受光部が前記第２移動体に搭載された
宇宙物体観測システム。 The space object observation system according to claim 1,
Furthermore, it comprises a first and a second moving body configured to be movable in the atmosphere,
The laser device is mounted on the first moving body,
A space object observation system in which the light receiving unit is mounted on the second moving body. 請求項１に記載の宇宙物体観測システムであって、
更に、大気圏内を移動可能に構成された移動体を具備し、
前記レーザ装置及び前記受光部が、前記移動体に搭載された
宇宙物体観測システム。 The space object observation system according to claim 1,
Furthermore, it has a moving body configured to be movable in the atmosphere,
A space object observation system in which the laser device and the light receiving unit are mounted on the moving body. 請求項１に記載の宇宙物体観測システムであって、
前記制御手段は、前記宇宙物体推定位置領域に基づいて観測領域を設定し、前記照射レーザ光が前記観測領域を走査するように前記レーザ装置を制御する
宇宙物体観測システム。 The space object observation system according to claim 1,
The space object observation system, wherein the control means sets an observation region based on the space object estimated position region, and controls the laser device so that the irradiation laser light scans the observation region. レーザ装置から出射される照射レーザ光の方向を変えて観測領域に導光するように構成された導光光学系と、
前記照射レーザ光の宇宙物体による反射によって生成された反射レーザ光を受光して観測する受光部
とを具備し、
前記導光光学系は、前記導光光学系から出射されて前記観測領域に照射される前記照射レーザ光の広がり角を調節可能に構成された
中継衛星。 A light guiding optical system configured to change the direction of the irradiation laser light emitted from the laser device and guide the light to the observation region,
A light receiving unit for receiving and observing the reflected laser light generated by the reflection of the irradiation laser light by a space object,
A relay satellite, wherein the light guide optical system is configured to be able to adjust a spread angle of the irradiation laser light emitted from the light guide optical system and applied to the observation area. 宇宙空間に位置する宇宙物体を観測する宇宙物体観測方法であって、
前記宇宙物体の事前観測情報を得るステップと、
前記事前観測情報に基づいて、ある観測時刻において前記宇宙物体が位置すると推定される領域である宇宙物体推定位置領域を算出するステップと、
大気圏内に設けられたレーザ装置から照射レーザ光を出射するステップと、
前記照射レーザ光の前記宇宙物体による反射によって生成された反射レーザ光を受光して観測するステップ
とを具備し、
前記照射レーザ光を出射するステップが、前記観測時刻において前記宇宙物体に照射される前記照射レーザ光の広がり角を、前記宇宙物体推定位置領域に基づいて調節するステップを含む
宇宙物体観測方法。
A space object observation method for observing a space object located in outer space,
Obtaining prior observation information of the space object;
Based on the advance observation information, calculating a space object estimated position area is an area where the space object is estimated to be located at a certain observation time,
Emitting irradiation laser light from a laser device provided in the atmosphere,
Receiving and observing the reflected laser light generated by the reflection of the irradiation laser light by the space object,
Wherein the step of emitting a laser beam irradiated is, cosmic object observation method comprising the divergence angle of the illumination laser beam irradiated on the space object in the observation time is adjusted on the basis of the space object estimated location area.
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