JP6989710B2 - 地球周回軌道に人工衛星を確実に放出する方法 - Google Patents

Description

本発明は、地球周回軌道に人工衛星、好ましくは小型衛星または超小型衛星（nanosatellite）を確実に放出する方法に関する。

過去１０年間の技術的進化は、民生機器の急速な技術的陳腐化や数年程度の技術回転期間を招いた。この点に関しては、携帯電話分野が一例とみなせる。

対照的に、人工宇宙衛星の分野での技術の発展ははるかにゆっくりとしたペースで進む傾向があり、人工衛星の機能は長期にわたって（場合によっては、１５年超）持ちこたえるよう期待されている。そのため、この宇宙分野に手を付ける費用は、人工衛星を開発して軌道に乗せる莫大なコストを負担することが可能な政府機関や少数の大企業しか、維持することができない。

しかしながら、研究所や大学の科学研究ニーズが、自由市場で入手可能な微小電子工学的技術で比較的安価に構築することのできる極小衛星を使って宇宙を利用するという新たな試みに繋がった。

この点に関しては、１９９９年からカリフォルニア州立工科大学やスタンフォード大学が、１０×１０×１０ｃｍサイズという特定の立方体形状から「キューブサット」と称される新たな衛星を開発し、規格として提案し始めた。（小型衛星、詳細には超小型衛星の従来の定義に当てはまる）この種の衛星は、モジュール型衛星であり、大型衛星の典型的なサブシステムを（高価な大型衛星の性能を断念しつつも）すべて収め入れることが可能である。

小型衛星や超小型衛星（特に、キューブサット形式の規格化されたバージョン）は、広く普及しており、初期の頃は主に大学で利用されて学生や研究者が物体や研究プロジェクトを宇宙へ送り出すことを可能にした。

しかし、この種の衛星は、すぐに商業目的にも価値を見出された。キューブサットのコンステレーション（一群、布陣）を打ち上げて地球にサービスを提供可能とすることに価値を捉えた民間企業がますます増えつつあり、これらの衛星を多数（最大で何百ものサンプル）軌道に乗せてフォーメーション（編隊）フライトまたはコンステレーションフライトにすることで、これらの衛星固有の低性能レベルを軽減している。

過去６０年間で約６，０００個の人工衛星が打ち上げられてきたが、今日では、民間資本の支援を受けた何百もの新たな民間企業が設立され、次の５〜１０年間で２３，０００個を超える人工衛星の打上げを予定している。

キューブサットは、より高級なあらゆる他の衛星と同じく、宇宙打上げ機により宇宙へ輸送される。しかしながら、キューブサットは小型なので、単独での打上げは経済的でない。このため、キューブサットは、常により大きな別の衛星の副次的ペイロードとして軌道に乗せられてきた。打上げ機は典型的に６，０００万ドル〜１億ドルで販売されているので、しばしば１００万ユーロにも満たない小型衛星にとって単独での打上げは手が届き難いものとなっている。

一般的に、キューブサットは、主衛星の放出直後に事実上一斉に放出されて雲のようなものを構成し、宇宙でゆっくりと散らばる。

具体的に述べると、キューブサットは、打上げ機に直接インターフェース接続されたＰＯＤ（超小型衛星放出機構）内に、当該打上げ機が設定軌道に到達すると放出されるように収容されている。打上げ機が起動させる簡素なタイマーにより、ＰＯＤは放出ドアを開いて当該ＰＯＤ内に収容されたキューブサットを放出する。

既述のとおり、打上げ機は主衛星を打ち上げるために配備されたものであり、キューブサットのＰＯＤは副次的な搭載物となっていることから、打上げ機のミッション仕様は、キューブサットの放出を保証し確実にするものではなく、単に当該打上げ機のシステムから放出信号を各ＰＯＤに送信するだけの場合がほとんどである。そのため、ＰＯＤのタスクは、キューブサットの効果的な放出を確実にすることである。

つまり、ＰＯＤが故障した場合にはキューブサットが放出されず、顧客にとって明らかな問題となる。

そこで、本発明は、上述の重要課題を解消した、地球周回軌道に人工衛星を確実に放出する方法を利用可能にすることを提案する。

具体的に述べると、本発明は、地球周回軌道に人工衛星を確実に放出する方法であって、
軌道高度で移動可能な軌道輸送宇宙機であって、当該軌道輸送宇宙機により輸送される衛星を放出する複数のＰＯＤを備えた軌道輸送宇宙機を用意する過程と、
軌道高度に到達するように構成された宇宙打上げ機に前記軌道輸送宇宙機を収容する過程と、
前記宇宙打上げ機から前記軌道輸送宇宙機を放出するように、放出信号を生成して当該軌道輸送宇宙機に送信する過程と、
前記軌道輸送宇宙機の放出が失敗した場合、または前記宇宙打上げ機からの放出後に前記軌道輸送宇宙機が故障した場合に、前記軌道輸送宇宙機のセーフティサブシステムを、前記衛星を放出するためのＰＯＤ作動シーケンスを生成するように、作動させる過程とを備えた、方法に関する。

好ましくは、セーフティサブシステムを作動させる過程が、前記軌道輸送宇宙機と遠隔の送信ステーションとの間で発生した最後の通信からの経過時間を表す第１の時間を決定すること、待機上限時間を示す基準時間と前記第１の時間を比較すること、および前記第１の時間が前記基準時間を上回ると衛星の放出に用いるアクチュエーター部材を作動させることを含む。

好ましくは、アクチュエーター部材を作動させることが、ＰＯＤの放出ドアを開くこと、前記放出ドアを開位置にロックすること、および放出すべき前記衛星に分離スラストを加えることを有する。

好ましくは、アクチュエーター部材を作動させることの後に、待機時間だけ待機すること、および追加のＰＯＤのアクチュエーター部材を作動させてさらなる衛星を放出することが続く。

好ましくは、前記軌道輸送宇宙機の前記セーフティサブシステムが、前記軌道輸送宇宙機に搭載されているかまたは前記軌道輸送宇宙機に搭載された電源により給電される各ＰＯＤに搭載されている、指令制御部を含む。

好ましくは、前記作動シーケンスが、前記指令制御部により実行される。

好ましくは、前記指令制御部が、前記軌道輸送宇宙機のその他のサブシステムから完全に自律かつ独立している。

好ましくは、前記衛星が、所定の放出パターンに従って放出される。

好ましくは、各衛星に加えられる前記分離スラストは、当該衛星が到達すべき軌道の関数として算出される。

好ましくは、前記電源が、前記指令制御部専用のバッテリー、前記軌道輸送宇宙機の衛星プラットフォームのサブシステムで共有するバッテリー、または太陽電池パネルである。

本発明のさらなる特徴および利点は、添付の図面を参照しながら行う、本発明を限定しないあくまでも例示として用意した本発明の好適な一部の実施形態についての以下の詳細な説明から、明らかになる。

宇宙打上げ機を概略的に示す図である。 軌道輸送宇宙機を概略的に示す図である。 図２の軌道輸送宇宙機のうちの第１のコンポ―メントを概略的に示す図である。 図３のコンポ―メントの細部を示す図である。 図２の軌道輸送宇宙機のうちの第２のコンポ―メントを概略的に示す図である。 図３のコンポ―メント内での衛星の配置構成を概略的に示す図である。 本発明の方法に従ったブロック図である。

図１において、符号１００は、地球周回軌道高度に到達可能な宇宙打上げ機を指す。宇宙打上げ機１００は、地球表面から地球周回軌道に到達することが可能な垂直離陸型の宇宙打上げ機、または航空機から放出されて地球周回軌道に到達することが可能なビークルであり得る。

好ましくは、到達する軌道高度は、低軌道（ＬＥＯ）、すなわち、地球大気圏とバンアレン帯との間の、地球表面から高度２００ｋｍ〜２，０００ｋｍにある、地球周回円軌道である。

宇宙打上げ機１００は、推進システム１０１（例えば、化学推進薬等）、制御案内システム（図示せず）、およびペイロードの収容区画１０２を備えている。

ペイロードは、例えば、主衛星１０３および複数の副衛星１０４を含み得る。

１つ以上の軌道輸送宇宙機１用の格納スペースがあり、これらは収容区画１０２内に収容される。

軌道輸送宇宙機１は、宇宙打上げ機１００に従来の軌道分離システム１０５を介して連結されている。軌道分離システム１０５は、宇宙打上げ機１００が所定の軌道高度に到達すると軌道輸送宇宙機１を所定のスラストで放出するように構成されている。

好ましくは、前記軌道高度は、主衛星１０３（すなわち、宇宙打上げ機１００のメインペイロード）の放出に合わせた軌道高度である。

軌道輸送宇宙機１は、衛星の制御管理に必要なサブシステムを含んだ衛星プラットフォーム２を備えている。これらのサブシステム（従来のものなので図示や詳述は省略）は冗長、すなわち、何重にもして信頼性を高めている。

図５に概略的に示すように、衛星プラットフォーム２は、さらに、セーフティサブシステム２１を含んでいる。セーフティサブシステム２１は、電源４（例えば、バッテリー、太陽電池パネル等）により給電される指令制御部３を含む。好ましくは、電源４は、指令制御モジュール３専用の電源である。

指令制御部３は、地球表面に信号を送信することが可能な信号送信部５、および地球表面からの信号を受信することが可能な信号受信部６を有する。

指令制御部３は、さらに、タイマー７、およびアクチュエーター部材１５に駆動信号ＳＰを生成送信するように構成された複数の駆動回路基板８を有する。

セーフティサブシステム２１における全装置は、当該サブシステムの信頼性を高めるよう冗長にされている。

衛星プラットフォーム２は、さらに、少なくとも１つの従来の推進システム９を含んでいる。推進システム９は、軌道輸送宇宙機１を軌道に沿って移動させたり軌道輸送宇宙機１を別の軌道に移動させたりするように構成されている。推進システム９は、さらに、軌道輸送宇宙機１の姿勢を補正および／または変更するように構成されている。

輸送宇宙機１は、さらに、当該軌道輸送宇宙機１を宇宙打上げ機１００に連結する機械インターフェース１０を備えている。

軌道輸送宇宙機１は、複数の放出システム２０を備えている。各放出システム２０は、１つ以上の衛星１２を内部に収容したＰＯＤ（超小型衛星放出機構）１１を含む。これらのＰＯＤは、軌道に乗せるべき衛星１２を格納、輸送および放出する機能を備えた放出パイプとして動作する。好ましくは、ＰＯＤは、軌道輸送宇宙機１の貨物区画１２ａに収容されている。

ＰＯＤ１１は、それぞれ独立したモジュールである。例示として、軌道輸送宇宙機１は、それぞれ１ユニット（１キューブサットユニットは１０×１０×１０ｃｍの体積で規定される）の４８個のキューブサット、それぞれ３ユニットの１６個のキューブサット、それぞれ６ユニットの８個のキューブサット、それぞれ１２ユニットの４個のキューブサット、またはこれらの混成構成を輸送することが可能である。

図６に、軌道輸送宇宙機１により輸送されるキューブサットの混成構成の一例として、Ａ１およびＣ１が６ユニットのキューブサットをそれぞれ表し、Ａ３、Ａ４、Ｂ１、Ｂ２、Ｃ１、Ｄ１、Ｄ３およびＤ４が１ユニットのキューブサット３個からなる列をそれぞれ表し、Ｂ３が１２ユニットのキューブサットを表した混成構成を示す。

図３に、それぞれが３ユニットのキューブサットを収容することが可能な複数のＰＯＤ１１を示す。ＰＯＤ１１は、ＰＯＤ自体に設置された太陽電池パネル１１ａにより給電され得る。

（３ユニットのキューブサットの輸送放出用のＰＯＤを描いた）図４に示すように、各ＰＯＤには、格納ケース１３、開きドア１４、および輸送中のキューブサットに所定のスラストを与えて放出するプッシャー部材１６が設けられている。

プッシャー部材１６は、例えば、放出時にキューブサットに与えられるべきスラストに従って予荷重が加えられたスプリングであり得る。

図４に概略的に示すように、アクチュエーター部材１５が、各ＰＯＤ１１、具体的には開きドア１４およびプッシャー部材１５に対して働きかける。

ＰＯＤ１１は、ＰＯＤのマトリクスを形成するように並んで配置されている。好ましくは、マトリクスでは、図３に示すようにすべての開きドア１４が同じ向きでかつ同一平面上に位置している。

ＰＯＤ１１に挿入された状態の衛星１２が軌道輸送宇宙機１に備え付けられた後、軌道輸送宇宙機１が宇宙打上げ機１００に収容される。

宇宙打上げ機１００は、地球周回軌道に乗せられる。宇宙打上げ機１００が到達する軌道高度および位置は、例えば、宇宙打上げ機の最重要ペイロードを成しかつ本宇宙ミッションの主な立案目的となった主衛星１０３の放出用に特化して、あらかじめ規定された軌道高度および位置である。

打上げミッションに問題が発生しなければ、宇宙打上げ機１００により軌道輸送宇宙機１が放出される。この放出過程は、軌道輸送宇宙機１に対し、宇宙打上げ機１００から引き離すことが可能な分離スラストを与えて行われる。このスラストは、輸送宇宙機１に対し、現行の規制および／またはミッションパラメータにもよるが数日（通常、２、３日）の期間をかけて軌道に移動，到達させることが可能な運動量を付与する。

そして、軌道輸送宇宙機１が衛星１２を所定のシーケンスに従って放出し、これらの衛星１２が選択された軌道上に配置される。

何らかの理由で（例えば、輸送宇宙機１の放出アクチュエーターに異常が生じたり、軌道輸送宇宙機１の衛星プラットフォーム２のサブシステムに異常が生じたりする等によって）宇宙打上げ機１００により軌道輸送宇宙機１が放出されない場合には、軌道輸送宇宙機１のセーフティサブシステム２１が、ＰＯＤ１１の作動シーケンスを起動させるように、作動される。

輸送宇宙機１のセーフティサブシステム２１は、さらに、宇宙打上げ機１００により当該輸送宇宙機１が正しく放出されたものの何らかの理由で後から当該輸送宇宙機１に故障が生じて衛星１２の放出ミッションを遂行する能力に支障が出た場合にも、ＰＯＤ１１の作動シーケンスを起動させる。

セーフティサブシステム２１は、衛星プラットフォーム２のその他のサブシステムから独立かつ切り離されているので、衛星プラットフォーム２のどのサブシステムが故障したとしても、セーフティサブシステム２１の動作には支障が出ない。

セーフティサブシステム２１は、宇宙打上げ機１００内に軌道輸送宇宙機１が留まってしまった場合にも、ＰＯＤ１１の作動シーケンスを生成して衛星１２を放出する。

具体的に述べると、図７に概略的に示すように、タイマー７が、軌道輸送宇宙機１と遠隔の送信ステーション（例えば、地球上の送信ステーション等）との間の最後の通信からの第１の経過時間を表す信号ＳＴ１を生成する。宇宙打上げ機１００により軌道輸送宇宙機１が放出されず（あるいは、宇宙打上げ機１００による放出後に軌道輸送宇宙機１に故障が生じ）、結果として（例えば、衛星プラットフォーム２のサブシステムが故障している等によって）軌道輸送宇宙機１が遠隔の送信ステーションへ信号を送信しなかった場合には、信号のこの欠落により、軌道輸送宇宙機１が衛星１２の放出ミッションを遂行できないということが分かる。

電源４により給電された指令制御部３が、信号ＳＴ１を、待機上限基準時間を示す信号ＳＴＲと比較する。

制御結果がＳＴ１＞ＳＴＲである場合には、指令制御部３がＰＯＤ１１のドライバー基板８に作動信号ＳＡを生成送信する。

制御結果がＳＴ１＜ＳＴＲである場合には、所定時間後に当該制御が再び実行される。

駆動回路基板８は、作動信号ＳＡを受信するとアクチュエーター部材１５に駆動信号ＳＰを生成送信し、アクチュエーター部材１５が、所定の衛星１２を対応するＰＯＤ１１から放出する。

具体的に述べると、アクチュエーター部材１５は、駆動信号ＳＰを受信すると、開きドア１４に働きかけて開いて開状態に維持し、プッシャー部材１５に働きかけ、プッシャー部材１５が衛星１２に放出スラストを与えて軌道輸送宇宙機１から遠ざける。指令制御部３により、衛星１２を選択された軌道位置に導くための放出押圧量および放出方向が算出される。

衛星１２を軌道輸送宇宙機１および／または宇宙打上げ機１００から遠ざけるのに必要となる一定時間の経過後、図７に概略的に示すように駆動回路基板８が追加の駆動信号ＳＰを生成し新たな衛星１２の放出サイクルが繰り返される。

このサイクルは、すべての衛星１２が放出されるまで繰り返される。

これにより、軌道輸送宇宙機１の放出が失敗しても、あるいは、宇宙打上げ機１００からの放出後に軌道輸送宇宙機１が故障したとしても、すべての衛星１２が軌道上に正確に配置される。

当然ながら、当業者であれば、特定の要件や偶発的な要件を満たすために、添付の特許請求の範囲により定まる本発明の保護範囲を逸脱しない範疇で、上述した本発明に数多くの変更や変形を施し得るであろう。
なお、本発明は、実施の態様として以下の内容を含む。
［態様１］
地球周回軌道に人工衛星を確実に放出する方法であって、
軌道高度で移動可能な軌道輸送宇宙機（１）であって、当該軌道輸送宇宙機（１）により輸送される衛星（１２）を放出する複数のＰＯＤ（１１）を備えた軌道輸送宇宙機（１）を用意する過程と、
軌道高度に到達するように構成された宇宙打上げ機（１００）に前記軌道輸送宇宙機（１）を収容する過程と、
前記宇宙打上げ機（１００）から前記軌道輸送宇宙機（１）を放出するように、放出信号を生成して当該軌道輸送宇宙機（１）に送信する過程と、
前記軌道輸送宇宙機（１）の放出が失敗した場合、または前記宇宙打上げ機（１００）からの放出後に前記軌道輸送宇宙機（１）が故障した場合に、前記軌道輸送宇宙機（１）のセーフティサブシステム（２１）を、前記衛星（１２）を放出するためのＰＯＤ（１１）作動シーケンスを生成するように、作動させる過程とを備えた、方法。
［態様２］
態様１に記載の方法において、セーフティサブシステム（２１）を作動させる過程が、前記軌道輸送宇宙機（１）と遠隔の送信ステーションとの間で発生した最後の通信からの経過時間を表す第１の時間（ＳＴ１）を決定すること、待機上限時間を示す基準時間（ＳＴＲ）と前記第１の時間（ＳＴ１）を比較すること、および前記第１の時間（ＳＴ１）が前記基準時間（ＳＴＲ）を上回ると衛星（１２）の放出に用いるアクチュエーター部材（１５）を作動させることを含む、方法。
［態様３］
態様２に記載の方法において、アクチュエーター部材（１５）を作動させることが、ＰＯＤ（１１）の放出ドア（１４）を開くこと、前記放出ドア（１４）を開位置にロックすること、および放出すべき前記衛星（１２）に分離スラストを加えることを有する、方法。
［態様４］
態様３に記載の方法において、アクチュエーター部材（１５）を作動させることの後に、待機時間だけ待機すること、および追加のＰＯＤ（１１）のアクチュエーター部材（１５）を作動させてさらなる衛星（１２）を放出することが続く、方法。
［態様５］
態様１から４のいずれか一態様に記載の方法において、前記軌道輸送宇宙機（１）の前記セーフティサブシステム（２１）が、前記軌道輸送宇宙機（１）に搭載されているかまたは前記輸送宇宙機（１）に搭載された電源（４）により給電される各ＰＯＤ（１１）に搭載されている、指令制御部（３）を含む、方法。
［態様６］
態様２および５に記載の方法において、前記作動シーケンスが、前記指令制御部（３）により実行される、方法。
［態様７］
態様５または６に記載の方法において、前記指令制御部（３）が、前記軌道輸送宇宙機（１）のその他のサブシステムから完全に自律かつ独立している、方法。
［態様８］
態様１から７のいずれか一態様に記載の方法において、前記衛星（１２）が、所定の放出パターンに従って放出される、方法。
［態様９］
態様３または４に記載の方法において、各衛星（１２）に加えられる前記放出スラストは、当該衛星（１２）が到達すべき軌道の関数として算出される、方法。
［態様１０］
態様５に記載の方法において、前記電源（４）が、前記指令制御部（３）専用のバッテリー、前記軌道輸送宇宙機（１）の衛星プラットフォーム（２）のサブシステムで共有するバッテリー、または太陽電池パネルである、方法。

Claims (10)

1. 地球周回軌道に人工衛星を確実に放出する方法であって、
   軌道高度で移動可能な軌道輸送宇宙機（１）であって、当該軌道輸送宇宙機（１）により輸送される衛星（１２）を放出する複数のＰＯＤ（１１）を備えた軌道輸送宇宙機（１）を用意する過程と、
   軌道高度に到達するように構成された宇宙打上げ機（１００）に前記軌道輸送宇宙機（１）を収容する過程と、
   前記宇宙打上げ機（１００）から前記軌道輸送宇宙機（１）を放出するように、放出信号を生成して当該軌道輸送宇宙機（１）に送信する過程と、
   前記軌道輸送宇宙機（１）の放出が失敗した場合、または前記宇宙打上げ機（１００）からの放出後に前記軌道輸送宇宙機（１）が故障した場合に、前記軌道輸送宇宙機（１）のセーフティサブシステム（２１）を、前記衛星（１２）を放出するためのＰＯＤ（１１）作動シーケンスを生成するように、作動させる過程とを備えた、方法。
2. 請求項１に記載の方法において、セーフティサブシステム（２１）を作動させる過程が、前記軌道輸送宇宙機（１）と遠隔の送信ステーションとの間で発生した最後の通信からの経過時間を表す第１の時間（ＳＴ１）を決定すること、待機上限時間を示す基準時間（ＳＴＲ）と前記第１の時間（ＳＴ１）を比較すること、および前記第１の時間（ＳＴ１）が前記基準時間（ＳＴＲ）を上回ると衛星（１２）の放出に用いるアクチュエーター部材（１５）を作動させることを含む、方法。
3. 請求項２に記載の方法において、アクチュエーター部材（１５）を作動させることが、ＰＯＤ（１１）の放出ドア（１４）を開くこと、前記放出ドア（１４）を開位置にロックすること、および放出すべき前記衛星（１２）に分離スラストを加えることを有する、方法。
4. 請求項３に記載の方法において、アクチュエーター部材（１５）を作動させることの後に、待機時間だけ待機すること、および追加のＰＯＤ（１１）のアクチュエーター部材（１５）を作動させてさらなる衛星（１２）を放出することが続く、方法。
5. 請求項１から４のいずれか一項に記載の方法において、前記軌道輸送宇宙機（１）の前記セーフティサブシステム（２１）が、前記軌道輸送宇宙機（１）に搭載されているかまたは前記輸送宇宙機（１）に搭載された電源（４）により給電される各ＰＯＤ（１１）に搭載されている、指令制御部（３）を含む、方法。
6. 請求項２から４のいずれか一項に記載の方法において、前記軌道輸送宇宙機（１）の前記セーフティサブシステム（２１）が、前記軌道輸送宇宙機（１）に搭載されているかまたは前記輸送宇宙機（１）に搭載された電源（４）により給電される各ＰＯＤ（１１）に搭載されている、指令制御部（３）を含み、
   前記作動シーケンスが、前記指令制御部（３）により実行される、方法。
7. 請求項５または６に記載の方法において、前記指令制御部（３）が、前記軌道輸送宇宙機（１）のその他のサブシステムから完全に自律かつ独立している、方法。
8. 請求項１から７のいずれか一項に記載の方法において、前記衛星（１２）が、所定の放出パターンに従って放出される、方法。
9. 請求項３または４に記載の方法において、各衛星（１２）に加えられる前記分離スラストは、当該衛星（１２）が到達すべき軌道の関数として算出される、方法。
10. 請求項５に記載の方法において、前記電源（４）が、前記指令制御部（３）専用のバッテリー、前記軌道輸送宇宙機（１）の衛星プラットフォーム（２）のサブシステムで共有するバッテリー、または太陽電池パネルである、方法。

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