JP7198828B2 - 地球周回軌道に人工衛星を放出する方法 - 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。

そのため、これらの小型衛星の運用者は、数十万ドルで大型の衛星と一緒に軌道まで「相乗り（ピギーバック）」することにし、いつ打ち上げられるのか、いつ軌道上に放出されるのかについて選択できない点を受け入れてきた。これらの決定権は、打上げ機のコストの大半を支払った主衛星のみの特権である。

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。

このようにして放出されたキューブサットは、軌道上で位置を変え所望の位置に漂って到達するのに地球の重力場の変化や太陽風しか利用できないため、散らばるのに何か月もかかる。

あるいは、キューブサットは、国際宇宙ステーションで「きぼう」モジュールおよびロボットアームを用いて軌道に乗せられる。ロボットアームを用いることにより、運用者は、衛星の回収時期を選択したり、キューブサットを様々な姿勢や力で放出したりできる。

また、宇宙ステーションからは、打上げ機からのキューブサットの放出に利用されるのと同様のアプローチで、Ｎａｎｏｒａｃｋｓ社が運用する商用システムを用いて国際宇宙ステーションから衛星を放出することも可能である。

いずれにせよ、国際宇宙ステーションから打ち上げられる（発射される）ことが可能な衛星の数は極端に限られており、しかも、その放出軌道は宇宙ステーションの軌道、つまり、高度約４００ｋｍ、傾斜度５１．５４°となる。

このことは、小型衛星の大半に推進能力が搭載されていないことから、深刻な問題である。

キューブサットの放出条件として特定の放出条件を希望する運用者は、自分達の要望に適した軌道パラメータによる打上げが見つかるまで平均１～２年もの長期にわたって待機しなければならず、自分達の事業を脅かしかねない不確実性や遅延を生じさせる。

さらに、キューブサットのコンステレーションのいかなる運用者も、地球をより効果的にカバーして顧客に高品質のサービスを提供可能とするには、自身の衛星が可能な限り等間隔で配置されていることを確実にしなければならない。今日、１回の打上げ過程で放出されるキューブサットのコンステレーションが軌道に沿って十分かつ均等に散らばるには、６～１０か月かかる。

軌道上のキューブサットの平均寿命が１年であり（自然に地球に向かって徐々に高度低下し大気圏再突入を起こすことから）、２年超になることはほぼあり得ないという点を踏まえると、動作寿命の半分超をコンステレーションの分散のみに費やすということが、キューブサット運用者のあいだで極めて重大な重要課題であることは明らかである。

そこで、本発明は、上述の重要課題を解決した、地球周回軌道に人工衛星を放出する方法を利用可能と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放出する方法であって、
軌道高度で移動可能でありかつ貨物室を有する軌道輸送宇宙機を用意する過程と、
複数の衛星を前記貨物室に固定する過程と、
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、
前記宇宙打上げ機が軌道高度に到達すると、前記軌道輸送宇宙機に分離スラストを与えることによって、前記軌道輸送宇宙機をその軌道高度で放出する過程と、
前記貨物室から前記衛星を順に放出する過程とを備え、
前記貨物室からの各衛星の放出は、前記軌道輸送宇宙機が対応する所定の位置に到達してから、対応する所定の方向で行われる、方法に関する。

好ましくは、前記軌道輸送宇宙機の姿勢が、各衛星の放出前に調整される。

好ましくは、各衛星がそれぞれの分離速度で放出されて、各分離速度は、放出された当該衛星が所定の軌道位置に到達するようにあらかじめ決められている。

好ましくは、各衛星が、前記軌道輸送宇宙機の移動方向とは反対の方向に放出される。

好ましくは、各衛星が、直前に放出された衛星の放出方向とは反対の方向に放出されて、前記直前に放出された衛星の放出方向が、前記軌道輸送宇宙機の移動方向とは反対の方向である。

好ましくは、複数の衛星を前記貨物室に固定する過程が、複数の放出システムを用意すること、および各衛星を前記放出システムのうちの一つに固定することを含む。

好ましくは、前記複数の放出システムが複数の放出パイプを含み、各放出パイプが１つ以上の衛星を個別に放出するように構成され、前記放出パイプが、放出パイプ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、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、衛星が放出されるごとに、前記軌道輸送宇宙機の推進システムが起動されて、前記軌道輸送宇宙機を所定の後続軌道位置に配置する。

好ましくは、すべての前記衛星を放出した後、前記軌道輸送宇宙機が大気圏突入軌道に移動される。

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―メント内での超小型衛星の配置構成を概略的に示す図である。 本発明に従った、衛星の軌道上配置の例の一つを示す図である。 本発明に従った、衛星の軌道上配置の他の例を示す図である。

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。

前記ペイロードは、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すべての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、電源４（例えば、バッテリー等）により給電される指令制御モジュール３を含んでいる。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。

指令制御モジュール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。

指令制御モジュール３は、さらに、タイマー７、およびアクチュエーター部材１５にドライバー信号８を生成送信するように構成された複数のドライバー基板８を有する。

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。

軌道輸送宇宙機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、さらに、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の貨物室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か、より好ましくは軌道輸送宇宙機１の衛星プラットフォーム２により給電される。

（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アクチュエーター部材１５が設けられている。

アクチュエーター部材１５は、例えば、放出時に衛星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。

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。そのマトリクスでは、好ましくは、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。

本発明の方法では、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、通常、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。

この時点で、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。

なお、この過程中には、軌道輸送宇宙機１の推進システム９は起動されない。

あるいは、軌道輸送宇宙機１が別の軌道高度に到達しなければならない場合や、分離スラストで付与される運動量よりも大きい運動量を軌道輸送宇宙機１に付与する必要がある場合には、推進システム９が起動される。

いずれにせよ、その後、軌道輸送宇宙機１は宇宙打上げ機１００から遠ざかる。

軌道輸送宇宙機１が第１の所定の位置に到達すると、１個目の衛星１２が放出される。

その所定の位置は、衛星１２を軌道に乗せなければならない位置に従って算出される。

衛星１２は、分離スラストを与えられて放出される。この分離スラストは、例えば、ＰＯＤのアクチュエーター部材１５により与えられ得る。好ましくは、この分離スラストは、本ミッションの計画時にあらかじめ決められた後、前もって設定される。あるいは、この分離スラストは、衛星１２の放出時に、軌道輸送宇宙機１が到達した（本ミッションの計画時に指定された位置と異なり得る）厳密な位置に従って決定されるものであってもよい。

いずれにせよ、衛星１２は、所望の位置へ追加の操作を必要とせずに確実に到達する分離速度で、軌道輸送宇宙機１からあらかじめ設定かつあらかじめ算出された方向に遠ざかる。このように、衛星１２は、自律推進システムが設けられていなくとも位置決めが可能となっている。

衛星１２の放出前には、当該衛星を選択された方向へ確実に遠ざけるために、軌道輸送宇宙機１の推進システム９が起動されて軌道輸送宇宙機１の姿勢が補正される。

本発明の好適な実施形態では、衛星１２が、軌道輸送宇宙機１の移動方向とは反対の方向に放出される。

１個目の衛星が放出されると、軌道輸送宇宙機１は新たな放出位置に到達して、さらなる衛星１２を放出する動作を上述したように繰り返す。

このようにして、衛星１２側に追加の操作を要求することなく、これらの衛星１２が（図７に概略的に示すように）軌道に沿って軌道輸送宇宙機１の移動方向とは反対の方向へ確実に徐々に放出される。これにより、例えば、１６個の衛星を約８８日で放出することができる。

衛星１２の放出シーケンスは、あらかじめ設定されているものであり得るか、または衛星１２の運用者の要望に従ってケースバイケースで決定され得る。

あるいは、順に放出される２個の衛星１２同士が、離間するようにほぼ反対の方向に放出される。それぞれの放出は、軌道輸送宇宙機１を姿勢変更してから２個目の衛星１２が図８に概略的に示すように軌道輸送宇宙機１の前進軌道方向と一致する方向に放出されるという点を除き、前述したのと同じ過程に沿って行われる。

本願の出願人は、これにより、衛星の引離し方向が常に軌道輸送宇宙機１の前進方向とは反対の方向に向けられる放出シーケンスと比べて、衛星１２の総放出時間を１２～３５％短縮することができると算出した。

分離スラストおよび関連する分離速度は、衛星１２間で異なり得て、かつ、既述のように衛星１２を最短期間で確実に正確に配置するように選択される。

衛星１２の配置が終わると、軌道輸送宇宙機１は、軌道上の危険な制御不能物体とならないよう大気圏突入軌道に乗せられる。

この動作は、残りの推進薬と軌道上での操作に用いられる推進システムとを用いて、あるいは、大気圏再突入動作のみを実行するように構成された専用推進システムを用いて実行され得る。

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放出する方法であって、
軌道高度で移動可能で貨物室（１２ａ）を有する軌道輸送宇宙機（１）を用意する過程と、
複数の衛星（１２）を前記貨物室（１２ａ）に固定する過程と、
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）が軌道高度に到達すると、前記軌道輸送宇宙機（１）に分離スラストを与えることによって、前記軌道輸送宇宙機（１）を軌道高度で放出する過程と、
前記貨物室（１２ａ）から衛星（１２）を順に放出する過程とを備え、
前記貨物室（１２ａ）からの各衛星（１２）の放出は、前記軌道輸送宇宙機（１）が対応する所定の位置に到達してから、対応する所定の方向で行われる、方法。
［態様２］
態様１に記載の方法において、前記軌道輸送宇宙機の姿勢が、各衛星（１２）の放出前に調整される、方法。
［態様３］
態様１または２に記載の方法において、各衛星（１２）がそれぞれの分離速度で放出されて、各分離速度は、放出された当該衛星（１２）が所定の軌道位置に到達するようにあらかじめ決められている、方法。
［態様４］
態様１から３のいずれか一態様に記載の方法において、各衛星（１２）が、前記軌道輸送宇宙機（１）の移動方向とは反対の方向に放出される、方法。
［態様５］
態様１から３のいずれか一態様に記載の方法において、各衛星（１２）が、直前に放出された衛星（１２）の放出方向とは反対の方向に放出されて、前記直前に放出された衛星（１２）の放出方向が、前記軌道輸送宇宙機（１）の移動方向とは反対の方向である、方法。
［態様６］
態様１から５のいずれか一態様に記載の方法において、複数の衛星（１２）を前記貨物室（１２ａ）に固定する過程が、複数の放出システム（２０）を用意すること、および各衛星（１２）を前記放出システム（２０）のうちの一つに固定することを含む、方法。
［態様７］
態様６に記載の方法において、前記複数の放出システム（２０）が複数の放出パイプ（１１）を含み、各放出パイプ（１１）が１つ以上の衛星（１２）を個別に放出するように構成され、前記放出パイプ（１１）が、放出パイプのマトリクス（１１）を形成するように並んで配置されている、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１から８のいずれか一態様に記載の方法において、衛星（１２）が放出されるごとに、前記軌道輸送宇宙機（１）の推進システム（９）を起動し、前記軌道輸送宇宙機（１）を所定の後続軌道位置に配置する過程を備えた、方法。
［態様１０］
態様１から９のいずれか一態様に記載の方法において、すべての前記衛星を放出した後、前記輸送宇宙機（１）を大気圏突入軌道に移動させる過程を備えた、方法。

Claims (9)

1. 地球周回軌道に人工衛星を放出する方法であって、
   軌道高度で移動可能で貨物室（１２ａ）を有する軌道輸送宇宙機（１）を用意する過程と、
   複数の衛星（１２）を前記貨物室（１２ａ）に固定する過程と、
   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）が軌道高度に到達すると、前記軌道輸送宇宙機（１）に分離スラストを与えることによって、前記軌道輸送宇宙機（１）を軌道高度で放出する過程と、
   前記貨物室（１２ａ）から衛星（１２）を順に放出する過程とを備え、
   前記貨物室（１２ａ）からの各衛星（１２）の放出は、前記軌道輸送宇宙機（１）が対応する所定の位置に到達してから、対応する所定の方向で行われ、
   複数の衛星（１２）を前記貨物室（１２ａ）に固定する過程が、複数の放出システム（２０）を用意すること、および各衛星（１２）を前記放出システム（２０）のうちの一つに固定することを含み、
   各放出システム（２０）が、１つ以上の前記衛星（１２）を収容する超小型衛星放出機構であるＰＯＤ（１１）を含み、これらのＰＯＤ（１１）が、前記衛星（１２）を格納、輸送および放出する放出パイプとして動作し、前記ＰＯＤ（１１）が前記貨物室（１２ａ）に収容されている、方法。
2. 請求項１に記載の方法において、前記軌道輸送宇宙機の姿勢が、各衛星（１２）の放出前に調整される、方法。
3. 請求項１または２に記載の方法において、各衛星（１２）がそれぞれの分離速度で放出されて、各分離速度は、放出された当該衛星（１２）が所定の軌道位置に到達するようにあらかじめ決められている、方法。
4. 請求項１から３のいずれか一項に記載の方法において、各衛星（１２）が、前記軌道輸送宇宙機（１）の移動方向とは反対の方向に放出される、方法。
5. 請求項１から３のいずれか一項に記載の方法において、各衛星（１２）が、直前に放出された衛星（１２）の放出方向とは反対の方向に放出されて、前記直前に放出された衛星（１２）の放出方向が、前記軌道輸送宇宙機（１）の移動方向とは反対の方向である、方法。
6. 請求項１から５のいずれか一項に記載の方法において、各放出パイプ（１１）が１つ以上の衛星（１２）を個別に放出するように構成され、前記放出パイプ（１１）が、放出パイプのマトリクス（１１）を形成するように並んで配置されている、方法。
7. 請求項１から６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。
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、衛星（１２）が放出されるごとに、前記軌道輸送宇宙機（１）の推進システム（９）を起動し、前記軌道輸送宇宙機（１）を所定の後続軌道位置に配置する過程を備えた、方法。
9. 請求項１から８のいずれか一項に記載の方法において、すべての前記衛星を放出した後、前記輸送宇宙機（１）を大気圏突入軌道に移動させる過程を備えた、方法。

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