JPH07187091A - 複数の人工衛星の打ち上げ方法 - Google Patents
複数の人工衛星の打ち上げ方法Info
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- JPH07187091A JPH07187091A JP5349017A JP34901793A JPH07187091A JP H07187091 A JPH07187091 A JP H07187091A JP 5349017 A JP5349017 A JP 5349017A JP 34901793 A JP34901793 A JP 34901793A JP H07187091 A JPH07187091 A JP H07187091A
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- Japan
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 複数の人工衛星の打ち上げ方法において、軌
道変換に必要とする軌道制御のための推進系の燃料の低
減化を図る。 【構成】 単一のロケットに搭載して同時に打ち上げた
２つの人工衛星Ｓ１，Ｓ２を、まず目的軌道Ａ１，Ａ２
より軌道長の小さいパーキング軌道Ｐに投入する。次い
で、パーキング軌道Ｐが第１の目的軌道Ａ１と同一面に
近づいたとき、第１の人工衛星Ｓ１の推進系を用いて面
内軌道制御を行い、第１の目的軌道Ａ１への遷移軌道Ａ
１′を経て、第１の目的軌道Ａ１に到達させる。次に、
パーキング軌道Ｐが第２の目的軌道Ａ２と同一面に近づ
いたとき、同様の手順で第２の人工衛星Ｓ２を第２の目
的軌道Ａ２への遷移軌道Ａ２′を経て、第２の目的軌道
Ａ２に到達させる。
道変換に必要とする軌道制御のための推進系の燃料の低
減化を図る。 【構成】 単一のロケットに搭載して同時に打ち上げた
２つの人工衛星Ｓ１，Ｓ２を、まず目的軌道Ａ１，Ａ２
より軌道長の小さいパーキング軌道Ｐに投入する。次い
で、パーキング軌道Ｐが第１の目的軌道Ａ１と同一面に
近づいたとき、第１の人工衛星Ｓ１の推進系を用いて面
内軌道制御を行い、第１の目的軌道Ａ１への遷移軌道Ａ
１′を経て、第１の目的軌道Ａ１に到達させる。次に、
パーキング軌道Ｐが第２の目的軌道Ａ２と同一面に近づ
いたとき、同様の手順で第２の人工衛星Ｓ２を第２の目
的軌道Ａ２への遷移軌道Ａ２′を経て、第２の目的軌道
Ａ２に到達させる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、単一のロケットに搭
載して同時に打ち上げた複数の人工衛星を、慣性空間に
おいて軌道面の異なる複数の目的軌道にそれぞれ投入す
る複数の人工衛星の打ち上げ方法に関する。
載して同時に打ち上げた複数の人工衛星を、慣性空間に
おいて軌道面の異なる複数の目的軌道にそれぞれ投入す
る複数の人工衛星の打ち上げ方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】地球を周回する複数の人工衛星を用い
て、通信や航法を行うシステムは、慣性空間において、
軌道面の異なる、すなわち昇交点赤経が異なる複数の軌
道に、複数の人工衛星をそれぞれ打ち上げる必要があ
る。人工衛星の打ち上げには高価なロケットを必要とす
るから、単一のロケットに複数の人工衛星を搭載して打
ち上げる同時打ち上げ方式により、複数の人工衛星を打
ち上げることが、ロケットの効率的利用のため必要とな
ってくる。
て、通信や航法を行うシステムは、慣性空間において、
軌道面の異なる、すなわち昇交点赤経が異なる複数の軌
道に、複数の人工衛星をそれぞれ打ち上げる必要があ
る。人工衛星の打ち上げには高価なロケットを必要とす
るから、単一のロケットに複数の人工衛星を搭載して打
ち上げる同時打ち上げ方式により、複数の人工衛星を打
ち上げることが、ロケットの効率的利用のため必要とな
ってくる。
【０００３】しかしながら、同時打ち上げ方式により、
複数の人工衛星をそれぞれ慣性空間において異なる軌道
面の軌道に投入するには、軌道面が大きく異なる場合
は、同時打ち上げ方式は困難と考えられており、殆ど実
施されていない。また、強いてこの同時打ち上げ方式を
採用する場合は、１つ目の人工衛星を目的軌道又は目的
軌道への遷移軌道に投入した後、ロケット又は人工衛星
の推進系を用いて、２つ目以降の人工衛星の目的軌道又
は目的軌道への遷移軌道に投入するために、ロケット又
は人工衛星の推進系により、軌道面を変換するための軌
道制御を行い、目的軌道又は目的軌道への遷移軌道に到
達させる方法が取られている。
複数の人工衛星をそれぞれ慣性空間において異なる軌道
面の軌道に投入するには、軌道面が大きく異なる場合
は、同時打ち上げ方式は困難と考えられており、殆ど実
施されていない。また、強いてこの同時打ち上げ方式を
採用する場合は、１つ目の人工衛星を目的軌道又は目的
軌道への遷移軌道に投入した後、ロケット又は人工衛星
の推進系を用いて、２つ目以降の人工衛星の目的軌道又
は目的軌道への遷移軌道に投入するために、ロケット又
は人工衛星の推進系により、軌道面を変換するための軌
道制御を行い、目的軌道又は目的軌道への遷移軌道に到
達させる方法が取られている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、上記軌
道面を変換する軌道制御を行う打ち上げ方法は、ロケッ
トあるいは人工衛星に搭載される推進系の燃料を多く必
要とするため、目的軌道に到達させる人工衛星の質量を
犠牲にしなければならないという問題点がある。
道面を変換する軌道制御を行う打ち上げ方法は、ロケッ
トあるいは人工衛星に搭載される推進系の燃料を多く必
要とするため、目的軌道に到達させる人工衛星の質量を
犠牲にしなければならないという問題点がある。
【０００５】目的軌道に到達できる人工衛星の質量をな
るべく多くし、人工衛星の性能を向上させるためには、
上記の軌道面を変換する軌道制御に必要となるロケット
又は人工衛星の推進系の燃料を、不要とするかできるだ
け少なくする必要がある。
るべく多くし、人工衛星の性能を向上させるためには、
上記の軌道面を変換する軌道制御に必要となるロケット
又は人工衛星の推進系の燃料を、不要とするかできるだ
け少なくする必要がある。
【０００６】本発明は、従来の同時打ち上げ方式におけ
る上記問題点を解消するためになされたもので、軌道変
換に必要となる軌道制御のための推進系の燃料の節約を
可能にした複数の人工衛星の打ち上げ方法を提供するこ
とを目的とする。
る上記問題点を解消するためになされたもので、軌道変
換に必要となる軌道制御のための推進系の燃料の節約を
可能にした複数の人工衛星の打ち上げ方法を提供するこ
とを目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段及び作用】上記問題点を解
決するため、請求項１記載の発明は、単一のロケットに
搭載して同時に打ち上げた複数の人工衛星を、慣性空間
において軌道面の異なる複数の目的軌道に投入する複数
の人工衛星の打ち上げ方法において、目的軌道より軌道
長の小さい、共通のパーキング軌道（待機軌道）又はそ
れぞれの人工衛星で異なるパーキング軌道に複数の人工
衛星を投入するステップと、地球の偏平形状による攝動
力により、パーキング軌道の軌道面が複数の各目的軌道
の軌道面に一致したとき、パーキング軌道上の各人工衛
星を各目的軌道へ投入するステップとを有するものであ
る。
決するため、請求項１記載の発明は、単一のロケットに
搭載して同時に打ち上げた複数の人工衛星を、慣性空間
において軌道面の異なる複数の目的軌道に投入する複数
の人工衛星の打ち上げ方法において、目的軌道より軌道
長の小さい、共通のパーキング軌道（待機軌道）又はそ
れぞれの人工衛星で異なるパーキング軌道に複数の人工
衛星を投入するステップと、地球の偏平形状による攝動
力により、パーキング軌道の軌道面が複数の各目的軌道
の軌道面に一致したとき、パーキング軌道上の各人工衛
星を各目的軌道へ投入するステップとを有するものであ
る。
【０００８】また請求項２記載の発明は、単一のロケッ
トに搭載して同時に打ち上げた複数の人工衛星を、慣性
空間において軌道面の目的軌道に投入する複数の人工衛
星の打ち上げ方法において、目的軌道より軌道長の小さ
い、共通のパーキング軌道又はそれぞれの人工衛星で異
なるパーキング軌道に複数の人工衛星を投入するステッ
プと、地球の偏平形状による攝動力により、パーキング
軌道の軌道面が複数の各目的軌道への遷移軌道の軌道面
に一致したとき、パーキング軌道上の各人工衛星を各遷
移軌道へそれぞれ投入するステップと、各遷移軌道上の
人工衛星を各目的軌道へそれぞれ移行させるステップと
を有するものである。
トに搭載して同時に打ち上げた複数の人工衛星を、慣性
空間において軌道面の目的軌道に投入する複数の人工衛
星の打ち上げ方法において、目的軌道より軌道長の小さ
い、共通のパーキング軌道又はそれぞれの人工衛星で異
なるパーキング軌道に複数の人工衛星を投入するステッ
プと、地球の偏平形状による攝動力により、パーキング
軌道の軌道面が複数の各目的軌道への遷移軌道の軌道面
に一致したとき、パーキング軌道上の各人工衛星を各遷
移軌道へそれぞれ投入するステップと、各遷移軌道上の
人工衛星を各目的軌道へそれぞれ移行させるステップと
を有するものである。
【０００９】このようなステップを有する打ち上げ方法
においては、まず同時に打ち上げられた複数の人工衛星
は、目的軌道より軌道長の小さい、それぞれの人工衛星
に共通なパーキング軌道、又はそれぞれ異なるパーキン
グ軌道に投入される。この際、地球の偏平形状による攝
動力により軌道面が地球の回転軸回りに回転する速さ
は、軌道半径の２乗に反比例する。したがって、軌道長
の小さいパーキング軌道ほど攝動力が大きく働き、軌道
面が慣性空間で速く回転する。そして、それぞれの人工
衛星のパーキング軌道の軌道面が、それぞれの人工衛星
の目的軌道又は目的軌道への遷移軌道の軌道面に一致し
重なるのを待って、それぞれの人工衛星の推進系によ
り、軌道面内の軌道制御（軌道面に平行な速度変更を与
えて軌道の大きさと形を変える制御）を行い、目的軌道
又は目的軌道への遷移軌道に各人工衛星をそれぞれ投入
する。各人工衛星を目的軌道への遷移軌道へ投入した場
合には、更に各遷移軌道から各目的軌道へ人工衛星をそ
れぞれ投入する。このように、地球の偏平形状に基づく
攝動力を利用し、軌道面内の軌道制御により、目的軌道
又は目的軌道への遷移軌道へ各人工衛星を投入できるの
で、多量の燃料を必要とする軌道面変換を伴う軌道制御
を行う必要がなくなり、推進系の燃料を大幅に低減する
ことができる。
においては、まず同時に打ち上げられた複数の人工衛星
は、目的軌道より軌道長の小さい、それぞれの人工衛星
に共通なパーキング軌道、又はそれぞれ異なるパーキン
グ軌道に投入される。この際、地球の偏平形状による攝
動力により軌道面が地球の回転軸回りに回転する速さ
は、軌道半径の２乗に反比例する。したがって、軌道長
の小さいパーキング軌道ほど攝動力が大きく働き、軌道
面が慣性空間で速く回転する。そして、それぞれの人工
衛星のパーキング軌道の軌道面が、それぞれの人工衛星
の目的軌道又は目的軌道への遷移軌道の軌道面に一致し
重なるのを待って、それぞれの人工衛星の推進系によ
り、軌道面内の軌道制御（軌道面に平行な速度変更を与
えて軌道の大きさと形を変える制御）を行い、目的軌道
又は目的軌道への遷移軌道に各人工衛星をそれぞれ投入
する。各人工衛星を目的軌道への遷移軌道へ投入した場
合には、更に各遷移軌道から各目的軌道へ人工衛星をそ
れぞれ投入する。このように、地球の偏平形状に基づく
攝動力を利用し、軌道面内の軌道制御により、目的軌道
又は目的軌道への遷移軌道へ各人工衛星を投入できるの
で、多量の燃料を必要とする軌道面変換を伴う軌道制御
を行う必要がなくなり、推進系の燃料を大幅に低減する
ことができる。
【００１０】
【実施例】次に実施例について説明する。まず実施例の
説明に先立ち、人工衛星の主要な軌道要素を図１に基づ
いて説明する。図１において、１は地球で、２は赤道面
を表し、３は人工衛星４の軌道面を表している。人工衛
星４の主要な軌道要素としては、軌道径Ｒ，軌道傾斜角
（軌道面３と赤道面２とのなす角）ｉ，昇交点赤径（春
分点γから昇交点５までの赤道面２上の角度）Ωがあ
り、軌道傾斜角ｉと昇交点赤径Ωとで慣性空間における
軌道面を定義している。なお、Ｘ軸は春分点方向、また
Ｚ軸は地球回転軸方向を示している。
説明に先立ち、人工衛星の主要な軌道要素を図１に基づ
いて説明する。図１において、１は地球で、２は赤道面
を表し、３は人工衛星４の軌道面を表している。人工衛
星４の主要な軌道要素としては、軌道径Ｒ，軌道傾斜角
（軌道面３と赤道面２とのなす角）ｉ，昇交点赤径（春
分点γから昇交点５までの赤道面２上の角度）Ωがあ
り、軌道傾斜角ｉと昇交点赤径Ωとで慣性空間における
軌道面を定義している。なお、Ｘ軸は春分点方向、また
Ｚ軸は地球回転軸方向を示している。
【００１１】次に具体的な実施例について説明する。図
２は、軌道傾斜角ｉ＝45度，高度10000 km，昇交点赤径
Ωが90度ずれた軌道面の異なる２つの円形の目的軌道Ａ
１，Ａ２に、同時打ち上げ方式で打ち上げられた２つの
人工衛星Ｓ１，Ｓ２を投入する実施例を説明するための
説明図である。この実施例における目的軌道Ａ１，Ａ２
の各軌道面は、一日当たり約0.２度の回転速度で地球１
の回転軸Ｚ回りに回転している。なお、この実施例にお
ける目的軌道Ａ１，Ａ２は軌道傾斜角ｉが45度の円形軌
道であるが、図２はＺ軸方向からみた上面図で示してい
るので、各目的軌道Ａ１，Ａ２は楕円状に表されてお
り、５-1，５-2はそれぞれ昇交点を示している。また、
以下、同様に動作説明図は全て上面図で表すこととす
る。
２は、軌道傾斜角ｉ＝45度，高度10000 km，昇交点赤径
Ωが90度ずれた軌道面の異なる２つの円形の目的軌道Ａ
１，Ａ２に、同時打ち上げ方式で打ち上げられた２つの
人工衛星Ｓ１，Ｓ２を投入する実施例を説明するための
説明図である。この実施例における目的軌道Ａ１，Ａ２
の各軌道面は、一日当たり約0.２度の回転速度で地球１
の回転軸Ｚ回りに回転している。なお、この実施例にお
ける目的軌道Ａ１，Ａ２は軌道傾斜角ｉが45度の円形軌
道であるが、図２はＺ軸方向からみた上面図で示してい
るので、各目的軌道Ａ１，Ａ２は楕円状に表されてお
り、５-1，５-2はそれぞれ昇交点を示している。また、
以下、同様に動作説明図は全て上面図で表すこととす
る。
【００１２】このような目的軌道Ａ１，Ａ２の設定に対
して、まず第１段階として、図３に示すように、２つの
人工衛星Ｓ１，Ｓ２を、軌道傾斜角45度，高度500 kmの
パーキング軌道Ｐに、単一のロケットより同時に投入す
る。このパーキング軌道Ｐの軌道面は、地球の偏平形状
による攝動力により、一日当たり、約４度の割合で地球
１の回転軸Ｚ回りに回転する。
して、まず第１段階として、図３に示すように、２つの
人工衛星Ｓ１，Ｓ２を、軌道傾斜角45度，高度500 kmの
パーキング軌道Ｐに、単一のロケットより同時に投入す
る。このパーキング軌道Ｐの軌道面は、地球の偏平形状
による攝動力により、一日当たり、約４度の割合で地球
１の回転軸Ｚ回りに回転する。
【００１３】次に第２段階として、パーキング軌道Ｐと
目的軌道Ａ１，Ａ２の回転軸Ｚ回りの回転速度の差によ
り、図４に示すように、パーキング軌道Ｐの軌道面が第
１の目的軌道Ａ１の軌道面と同一面になるように近づい
てきたとき、第１の目的軌道Ａ１に投入されるべき第１
の人工衛星Ｓ１の推進系を用い、面内軌道制御（増速）
を実施し、第１の人工衛星Ｓ１を第１の目的軌道Ａ１へ
の遷移軌道Ａ１′へ投入する。そして第１の目的軌道Ａ
１上にある、遷移軌道Ａ１′の遠地点（アポジ）ａ１に
到達した時点で、２回目の増速を行って、第１の目的軌
道Ａ１に第１の人工衛星Ｓ１を到達させる。なお、この
パーキング軌道Ｐから第１の目的軌道Ａ１に到達する軌
道制御の実施時期をパーキング軌道Ｐから調整すること
により、基本的には軌道面内の軌道制御のみにより目的
軌道Ａ１に到達させることができる。
目的軌道Ａ１，Ａ２の回転軸Ｚ回りの回転速度の差によ
り、図４に示すように、パーキング軌道Ｐの軌道面が第
１の目的軌道Ａ１の軌道面と同一面になるように近づい
てきたとき、第１の目的軌道Ａ１に投入されるべき第１
の人工衛星Ｓ１の推進系を用い、面内軌道制御（増速）
を実施し、第１の人工衛星Ｓ１を第１の目的軌道Ａ１へ
の遷移軌道Ａ１′へ投入する。そして第１の目的軌道Ａ
１上にある、遷移軌道Ａ１′の遠地点（アポジ）ａ１に
到達した時点で、２回目の増速を行って、第１の目的軌
道Ａ１に第１の人工衛星Ｓ１を到達させる。なお、この
パーキング軌道Ｐから第１の目的軌道Ａ１に到達する軌
道制御の実施時期をパーキング軌道Ｐから調整すること
により、基本的には軌道面内の軌道制御のみにより目的
軌道Ａ１に到達させることができる。
【００１４】次に第３段階として、図５に示すように、
パーキング軌道Ｐの軌道面が第２の目的軌道Ａ２の軌道
面に近づいてきたとき（この実施例では第２段階から約
25日後）、第２段階と同様の手順で、第２の人工衛星Ｓ
２を第２の目的軌道Ａ２への遷移軌道Ａ２′へ投入し、
第２の目的軌道Ａ２上にある、遷移軌道Ａ２′の遠地点
（アポジ）ａ２に到達した時点で、２回目の増速を行っ
て、第２の目的軌道Ａ２に到達させることができる。こ
れにより、同時打ち上げ方式で打ち上げられた２つの人
工衛星Ｓ１，Ｓ２の、昇交点赤径Ωが90度ずれた目的円
形軌道Ａ１，Ａ２への投入が完了する。
パーキング軌道Ｐの軌道面が第２の目的軌道Ａ２の軌道
面に近づいてきたとき（この実施例では第２段階から約
25日後）、第２段階と同様の手順で、第２の人工衛星Ｓ
２を第２の目的軌道Ａ２への遷移軌道Ａ２′へ投入し、
第２の目的軌道Ａ２上にある、遷移軌道Ａ２′の遠地点
（アポジ）ａ２に到達した時点で、２回目の増速を行っ
て、第２の目的軌道Ａ２に到達させることができる。こ
れにより、同時打ち上げ方式で打ち上げられた２つの人
工衛星Ｓ１，Ｓ２の、昇交点赤径Ωが90度ずれた目的円
形軌道Ａ１，Ａ２への投入が完了する。
【００１５】上記実施例では、目的軌道及びパーキング
軌道を円軌道とした場合について説明したが、これらの
軌道は必ずしも円軌道である必要はなく、楕円軌道で
も、同様に更に燃料の低減化を図りながら、人工衛星を
目的軌道へ投入することができる。すなわち、目的軌道
が楕円軌道で、近地点（ペリジ）がパーキング軌道上に
ある場合は、パーキング軌道上の近地点における１回の
増速制御により、直接目的軌道へ各人工衛星を投入する
ことができる。これは図４又は図５に示した実施例にお
ける遷移軌道Ａ１′、Ａ２′が目的軌道となっている場
合に相当する。
軌道を円軌道とした場合について説明したが、これらの
軌道は必ずしも円軌道である必要はなく、楕円軌道で
も、同様に更に燃料の低減化を図りながら、人工衛星を
目的軌道へ投入することができる。すなわち、目的軌道
が楕円軌道で、近地点（ペリジ）がパーキング軌道上に
ある場合は、パーキング軌道上の近地点における１回の
増速制御により、直接目的軌道へ各人工衛星を投入する
ことができる。これは図４又は図５に示した実施例にお
ける遷移軌道Ａ１′、Ａ２′が目的軌道となっている場
合に相当する。
【００１６】また、上記実施例では２個の人工衛星を異
なる目的軌道へ投入する場合を示したが、３個以上の人
工衛星も同様にして、異なる目的軌道へ投入することが
できる。更に、上記実施例では、第１段階で２個の人工
衛星を共通のパーキング軌道に投入するようにしたもの
を示したが、２個の人工衛星をそれぞれ異なるパーキン
グ軌道に投入し、各パーキング軌道からそれぞれの目的
軌道へ投入するようにしてもよい。
なる目的軌道へ投入する場合を示したが、３個以上の人
工衛星も同様にして、異なる目的軌道へ投入することが
できる。更に、上記実施例では、第１段階で２個の人工
衛星を共通のパーキング軌道に投入するようにしたもの
を示したが、２個の人工衛星をそれぞれ異なるパーキン
グ軌道に投入し、各パーキング軌道からそれぞれの目的
軌道へ投入するようにしてもよい。
【００１７】
【発明の効果】以上実施例に基づいて説明したように、
本発明によれば、同時打ち上げ方式による複数の人工衛
星を、慣性空間において異なる軌道面の目的軌道に、多
量の燃料を必要とする軌道面を変更する面外の軌道制御
を行わずに、面内軌道制御で投入させることが可能とな
り、目的軌道に到達できる人工衛星の質量の増大化を図
ることができる。
本発明によれば、同時打ち上げ方式による複数の人工衛
星を、慣性空間において異なる軌道面の目的軌道に、多
量の燃料を必要とする軌道面を変更する面外の軌道制御
を行わずに、面内軌道制御で投入させることが可能とな
り、目的軌道に到達できる人工衛星の質量の増大化を図
ることができる。
【図１】人工衛星の軌道要素を説明するための斜視図で
ある。
ある。
【図２】本発明の実施例を説明するための昇交点赤径が
90度ずれた軌道面の異なる２つの円形の目的軌道を示す
上面図である。
90度ずれた軌道面の異なる２つの円形の目的軌道を示す
上面図である。
【図３】実施例の第１段階の動作を説明するための図で
ある。
ある。
【図４】実施例の第２段階の動作を説明するための図で
ある。
ある。
【図５】実施例の第３段階の動作を説明するための図で
ある。
ある。
【符号の説明】 １ 地球 ２ 赤道面 ３ 人工衛星の軌道面 ４ 人工衛星 ５ 昇交点 Ａ１ 第１の目的軌道 Ａ２ 第２の目的軌道 Ａ１′第１の目的軌道への遷移軌道 Ａ２′第２の目的軌道への遷移軌道 Ｐ パーキング軌道 Ｓ１ 第１の人工衛星 Ｓ２ 第２の人工衛星 ａ１，ａ２ アポジ
Claims (2)
- 【請求項１】 単一のロケットに搭載して同時に打ち上
げた複数の人工衛星を、慣性空間において軌道面の異な
る複数の目的軌道に投入する複数の人工衛星の打ち上げ
方法において、目的軌道より軌道長の小さい、共通のパ
ーキング軌道又はそれぞれの人工衛星で異なるパーキン
グ軌道に複数の人工衛星を投入するステップと、地球の
偏平形状による攝動力により、パーキング軌道の軌道面
が複数の各目的軌道の軌道面に一致したとき、パーキン
グ軌道上の各人工衛星を各目的軌道へそれぞれ投入する
ステップとを有することを特徴とする複数の人工衛星の
打ち上げ方法。 - 【請求項２】 単一のロケットに搭載して同時に打ち上
げた複数の人工衛星を、慣性空間において軌道面の異な
る複数の目的軌道に投入する複数の人工衛星の打ち上げ
方法において、目的軌道より軌道長の小さい、共通のパ
ーキング軌道又はそれぞれの人工衛星で異なるパーキン
グ軌道に複数の人工衛星を投入するステップと、地球の
偏平形状による攝動力により、パーキング軌道の軌道面
が複数の各目的軌道への遷移軌道の軌道面に一致したと
き、パーキング軌道上の各人工衛星を各遷移軌道へそれ
ぞれ投入するステップと、各遷移軌道上の人工衛星を各
目的軌道へそれぞれ移行させるステップとを有すること
を特徴とする複数の人工衛星の打ち上げ方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5349017A JP2516879B2 (ja) | 1993-12-28 | 1993-12-28 | 複数の人工衛星の打ち上げ方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5349017A JP2516879B2 (ja) | 1993-12-28 | 1993-12-28 | 複数の人工衛星の打ち上げ方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07187091A true JPH07187091A (ja) | 1995-07-25 |
| JP2516879B2 JP2516879B2 (ja) | 1996-07-24 |
Family
ID=18400932
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5349017A Expired - Fee Related JP2516879B2 (ja) | 1993-12-28 | 1993-12-28 | 複数の人工衛星の打ち上げ方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2516879B2 (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1679259A2 (en) | 2005-01-06 | 2006-07-12 | Kawaguchi, Junichiro | Method of injecting plurality of spacecrafts into different orbits individually |
| JP2009227019A (ja) * | 2008-03-21 | 2009-10-08 | Fujitsu Ltd | 準天頂衛星の制御計画生成プログラム、方法及び装置 |
| WO2014115753A1 (ja) * | 2013-01-22 | 2014-07-31 | 国立大学法人 東京大学 | 人工衛星の軌道面制御方法 |
| CN106458337A (zh) * | 2014-04-24 | 2017-02-22 | 赛峰航空器发动机 | 部署卫星群的方法 |
| CN109080854A (zh) * | 2018-07-19 | 2018-12-25 | 北京空间技术研制试验中心 | 航天器返回预定落点的大椭圆轨道变轨规划方法 |
-
1993
- 1993-12-28 JP JP5349017A patent/JP2516879B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (8)
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| US7747361B2 (en) | 2005-01-06 | 2010-06-29 | Japan Aerospace Exploration Agency | Method of injecting plurality of spacecraft into different orbits individually |
| JP2009227019A (ja) * | 2008-03-21 | 2009-10-08 | Fujitsu Ltd | 準天頂衛星の制御計画生成プログラム、方法及び装置 |
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