WO2015141722A1 - 宇宙用装置、デブリ除去システム及びデブリ除去方法 - Google Patents

宇宙用装置、デブリ除去システム及びデブリ除去方法 Download PDF

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space device
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光信 岡田
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アストロスケール プライベート リミテッド
光信 岡田
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Definitions

  • the present invention relates to a space device, a debris removal system using the space device, a debris removal method, and the like.
  • a small space debris is negatively charged using the plasma environment in outer space, the electric field force is applied in a direction to reduce the debris velocity, the debris altitude is lowered, and the debris enters the atmosphere for incineration.
  • a technique for removing the light is proposed (see Patent Document 1).
  • a technique has been proposed in which space debris is collected using a debris removing device configured by covering a foam material with a jacket made of a plurality of fabric layers (see Patent Document 2). According to this technique, the space debris collides with the jacket and is crushed into a plurality of pieces, and these pieces can be captured and accumulated by the foam material.
  • Patent Document 1 and Patent Document 2 only incinerate and collect minute space debris and relatively small space debris. To remove relatively large space debris, It is not suitable. Regarding the removal of relatively large space debris, there are piles of difficult problems such as the approach to the target debris and the debris capture / rotation stationary technology have not been established yet and are not cost effective. This is the current situation.
  • the present invention has been made in view of such circumstances, and a debris removal system capable of efficiently removing space debris of various sizes including relatively large ones, and a space device used therefor And to provide.
  • a space device includes an adhesive portion that adheres to an object existing in outer space, and a propulsion portion that obtains propulsive force, and adheres to the object at the adhesive portion.
  • the object is transported to a predetermined target position by moving together with the object by the propulsion unit.
  • the mother machine according to the present invention can be mounted with the space device and is configured to release the space device into outer space.
  • the mother machine equipped with the space device is launched into outer space to bring the mother device closer to the object, the space device is released from the mother machine in outer space, and the space device is bonded to the object at the bonding portion. Then, the object can be transported to a predetermined target position by moving the space device by the propulsion unit. Therefore, for example, when the object is space debris, the space debris can be transported to the atmosphere by the space device and incinerated and removed. At this time, even if the space debris is relatively large, it can be transported using a plurality of space devices. On congested orbits, the probability of collision is high, and rockets and satellites may be launched in the future because of the popular orbits. By arranging the mother machine there, it can be removed efficiently. Further, when the object is a normal artificial satellite, the artificial satellite can be transported to a predetermined target position (for example, a target position on another orbit) by the space device. In this way, various missions can be performed in the space for space.
  • a predetermined target position for example, a
  • the space device according to the present invention may not have the rotation preventing means for preventing the rotation of the object.
  • the space device and the space debris may rotate together as long as they are bonded, even if the rotation is not prevented. What is necessary to make the space debris enter the atmosphere is a force (braking force) that decelerates the space debris, and even when the space debris is rotating, it is time to apply such a braking force. is there.
  • a force braking force
  • the target artificial satellite does not rotate out of control, so it is not necessary to prevent the rotation from occurring. Therefore, the space device does not need to have the rotation prevention means, and can be downsized.
  • an autonomous control unit for controlling its own position and posture may be provided.
  • a mother machine having a slave unit control unit for controlling the position and orientation of the space device can also be employed.
  • the position and orientation of the space device can be controlled, so that the space device can be easily adhered to the object.
  • the debris removal system removes the space debris existing in the outer space using the already-described space device, and moves the space device closer to the space debris to make the space debris at the bonding portion.
  • the space device propulsion unit moves the space device together with the space debris toward the atmosphere.
  • a propulsion control unit that controls the unit.
  • the debris removal method is a method for removing space debris existing in outer space using the already-described space device, and includes a guiding step for moving the space device closer to the space debris, and an adhesion portion.
  • the space device In the state of bonding the space device to the space debris and the space device bonded to the space debris, the space device is moved toward the atmosphere by moving the space device toward the atmosphere at the propulsion unit of the space device. A transporting process for transporting.
  • the space device is moved close to the space debris, the space device is bonded to the space debris by the bonding portion, and the space device is bonded to the space debris, and the space device propulsion portion
  • the space debris can be transported to the atmosphere and the space debris can be incinerated and removed, or the space debris can be moved to a trajectory (graveyard trajectory) with a low possibility of collision.
  • a trajectory graviteyard trajectory
  • the debris removal method includes a debris state grasping step for grasping the shape, the center of gravity, the weight, the state of thermal control and / or the rotation state of the space debris after the guiding step and before the adhering step. be able to.
  • a debris control step of controlling the attitude of the space debris can be included after the bonding step.
  • the space debris posture can be controlled after the space device is adhered to the space debris.
  • the satellite transport system transports an artificial satellite existing in the first orbit of outer space using the already-described space device, and moves the space device closer to the artificial satellite.
  • the guidance control unit that bonds the space device to the artificial satellite in the first orbit at the bonding unit, and the space device with the satellite in the space unit propulsion unit with the space device bonded to the satellite
  • a propulsion control unit that controls the propulsion unit of the space device to move toward a second orbit different from the first orbit.
  • the satellite transport method according to the present invention is a method for transporting an artificial satellite existing in the first orbit of outer space using the already-described space device, and guiding the space device to move closer to the artificial satellite.
  • a step of bonding the space device to the satellite at the bonding portion, and the space device along with the satellite in the first orbit in the state where the space device is bonded to the satellite. Includes a transporting step of transporting the satellite from the first orbit to the second orbit by moving to a different second orbit.
  • the space device is moved closer to an artificial satellite existing on the first orbit of the outer space (for example, a low orbit with an altitude of 200 km to 1000 km), and the space device becomes an artificial satellite at the bonding portion.
  • the artificial satellite can be transported to a second orbit different from the first orbit by bonding and moving the space device by the propulsion unit of the space device.
  • An artificial satellite that exists on the geostationary orbit as the first orbit can be transported to the graveyard orbit (orbit slightly higher than the geostationary orbit) as the second orbit.
  • a control unit autonomous control unit or slave unit control
  • the attitude and position of the space device can be controlled, so that the space device can be securely bonded to the artificial satellite in the first orbit.
  • the satellite control system controls the position of an artificial satellite existing on a geostationary orbit in outer space using the already-described space device, and moves the space device closer to the artificial satellite.
  • the guidance control unit that bonds the space device to the artificial satellite in the geostationary orbit at the bonding portion, and the space device so that the position of the artificial satellite in the geostationary orbit is maintained with the space device adhered to the artificial satellite.
  • a propulsion control unit that controls the propulsion unit.
  • the satellite control method is a method for controlling the position of an artificial satellite existing on a geostationary orbit in outer space using the already-described space device, and for guiding the space device to move closer to the artificial satellite.
  • a position control step for controlling for controlling.
  • the space device is moved closer to an artificial satellite existing in a geosynchronous orbit in space, and the space device is bonded to the artificial satellite by the bonding unit, and the propulsion unit of the space device is controlled.
  • the position of the artificial satellite on the geostationary orbit can be maintained (orbit maintenance can be realized).
  • a guidance control unit installed on the ground can be employed.
  • the propulsion control unit one installed on the ground or one installed in a space device can be adopted.
  • a space device configured to monitor the state of an artificial satellite orbiting in a predetermined orbit may be employed.
  • a space device configured to supply power to the artificial satellite, or a space device (or mother machine) configured to provide a moving unit to the artificial satellite.
  • the space device (or mother machine) monitors the state of an artificial satellite orbiting a predetermined orbit, supplies electric power to the artificial satellite, or moves the moving unit to the artificial satellite.
  • Various services can be performed in orbit such as providing and moving artificial satellites in the moving part.
  • the satellite monitoring system monitors an artificial satellite that circulates in a predetermined orbit in outer space using the already described space device or mother machine, and approaches the space device or mother machine to the artificial satellite. And a guidance control unit for moving, and a monitoring control unit for controlling the space device or the mother machine so as to monitor the state of the artificial satellite with the space device or the mother device.
  • the satellite monitoring method is a method for monitoring an artificial satellite that circulates in a predetermined orbit in outer space using the above-described space device, and moves the space device or mother machine closer to the artificial satellite.
  • the state of an artificial satellite orbiting in a predetermined orbit can be monitored by a space device (or mother machine).
  • a guidance control unit installed on the ground can be employed. Moreover, about the monitoring control part, what was installed in the ground can be employ
  • a debris removal system capable of efficiently removing space debris of various sizes including a relatively large one, and a space device used therefor. Become.
  • the debris removal system 1 removes space debris existing in outer space.
  • a space device (child device) 100 launched into outer space and a space device 100 can be mounted.
  • a mother machine 200 configured to discharge the space device 100 to outer space and a guidance control unit 300 that guides the space device 100 to space debris are provided.
  • the space device 100 includes an adhesion part 110 that adheres to an object existing in outer space, and a propulsion part 120 that obtains a propulsive force.
  • the adhesion part 110 adheres to the object and the propulsion part.
  • the bonding part 110 has adhesiveness while absorbing the impact of the space debris, can withstand the temperature difference between the space environment and the space debris, and does not transmit heat to the main body of the space device 100. It is preferable to employ an adhesive. Further, by providing a mechanical gripping mechanism for gripping the space debris together with such an adhesive, it is possible to assist the space device 100 in capturing the space debris.
  • the propulsion unit 120 a solid fuel thruster, a small ion thruster, a digital thruster, or the like can be used.
  • the space device 100 further includes an autonomous control unit 130 for controlling its own position and posture.
  • an autonomous control unit 130 for controlling its own position and posture.
  • a gyro sensor a thruster controller that controls a correction thruster for correcting a deviation of a posture angle or a positional deviation detected by a GPS, or the like can be employed.
  • the mother machine 200 is configured to be launched into outer space by being attached to a space vehicle such as a rocket with the space device 100 mounted.
  • the mother machine 200 in this embodiment includes a slave unit controller 210 for controlling the position and orientation of the space device 100, a slave unit discharge unit 220 for discharging the space device 100 in outer space, and a space device.
  • a propulsion control unit 230 that controls the propulsion unit 120 mounted on the vehicle 100 to convey an object to a predetermined target position.
  • a thruster controller or the like that controls a correction thruster for correcting an attitude angle deviation or a position deviation detected by a GPS or a start tracker can be employed.
  • the slave unit discharge unit 220 an actuator or the like that applies force in the direction of discharge to the space device 100 can be employed.
  • a thruster controller or the like that controls a thruster as the propulsion unit 120 may be employed.
  • the guidance control unit 300 is provided in a base station installed on the ground, and moves the space device 100 and the mother machine 200 using predetermined communication means to approach the space debris.
  • Various control units (slave unit control unit 210 and propulsion control unit 230) mounted on base unit 200 are provided in a base station installed on the ground, and space device 100 is remotely controlled from the base station using a predetermined communication means. You may do it.
  • the mother machine 200 on which the space device 100 is mounted is mounted on the spacecraft and launched to move the mother machine 200 closer to the target space debris (guidance process: S1).
  • the mother machine 200 is moved relatively close to the target space debris (for example, a position several kilometers away from the space debris) using, for example, GPS navigation, and several tens of minutes from the space debris using a start tracker or the like. It is possible to adopt a method such as bringing the mother machine 200 closer to a position of m to 100 m, and further bringing the mother machine 200 closer to a position of several meters with an optical camera or the like.
  • the space device 100 is released from the mother machine 200, and the slave unit control unit 210 (or the autonomous control unit 130) controls the attitude and position of the space device 100, and the bonding unit 110 provided in the space device 100. Then, the space device 100 is bonded to the space debris (bonding step: S2). Next, the propulsion control unit 230 controls the propulsion unit 120 to move the space device 100 toward the atmosphere, thereby transporting the space debris toward the atmosphere (transportation step: S3). As a result, the space debris can enter the atmosphere and be incinerated. The space device 100 is incinerated with space debris and is discarded.
  • the mother device 200 on which the space device 100 is mounted is moved closer to the space debris, the space device 100 is released from the mother device 200, and the space device 100 is released by the bonding portion 110. Can be adhered to the space debris, and the space device 100 is moved by the propulsion unit 120 of the space device 100 to transport the space debris to the atmosphere, and the space debris can be incinerated and removed. At this time, even if the space debris is relatively large, it can be transported using a plurality of space devices 100.
  • the example in which the bonding step S2 is performed subsequent to the guiding step S1 is shown.
  • the shape of the space debris and A debris state grasping process for grasping the rotation state can also be performed. If this process is adopted, the space debris shape and rotation state are grasped after the mother machine 200 is moved close to the space debris and the space device 100 is discharged, and the optimum discharge position and discharge direction are grasped. In this way, the mother machine 200 takes a final approach, and more reliable release and adhesion are possible.
  • the attitude of the space debris is controlled between the bonding step S2 and the transporting step S3.
  • the debris control process to perform can also be implemented. If this process is employed, the space debris posture can be controlled after the space device 100 is adhered to the space debris.
  • the satellite carrying system according to the present embodiment carries an artificial satellite that exists in outer space. Since the configuration of the satellite transportation system is substantially the same as the configuration of the debris removal system 1 described in the first embodiment, detailed description will be omitted, and in the following description, the configuration of the first embodiment (space Device 100, mother machine 200, etc.).
  • the mother machine 200 on which the space device 100 is mounted is mounted on the spacecraft and launched, and the mother machine 200 is moved closer to the target artificial satellite (guidance step: S11).
  • the mother machine 200 is moved to a position relatively close to the artificial satellite existing on the first orbit (for example, a position 10 km from the artificial satellite), and the GPS relative navigation or the start tracker is performed.
  • a method can be employed in which the mother machine 200 is approached to a position of a hundred meters from the artificial satellite using a sensor, and further, the mother machine 200 is approached to a position of several meters from the artificial satellite by a proximity sensor, an optical camera, or the like.
  • the space device 100 is released from the mother machine 200, and the slave unit control unit 210 (or the autonomous control unit 130) controls the attitude and position of the space device 100, and the bonding unit 110 provided in the space device 100. Then, the space device 100 is bonded to the artificial satellite (bonding step: S12).
  • the propulsion control unit 230 controls the propulsion unit 120 to move the space device 100 toward the second orbit different from the first orbit, thereby transporting the artificial satellite toward the second orbit. (Transportation process: S13). Thereby, the artificial satellite can be moved from the first orbit to the second orbit.
  • the space device 100 can coexist with the artificial satellite while being adhered to the artificial satellite.
  • the mother machine 200 on which the space device 100 is mounted is moved closer to an artificial satellite existing in the first orbit of outer space (for example, a low orbit with an altitude of 200 km to 1000 km).
  • the space device 100 is released from the mother machine 200, the space device 100 is bonded to the artificial satellite by the bonding unit 110, the space device 100 is moved by the propulsion unit 120 of the space device 100, and the artificial satellite is moved to the first position. It can be transported to a second orbit different from the orbit.
  • the satellite control system realizes orbit maintenance by controlling the position of an artificial satellite existing in a geosynchronous orbit in outer space. Since the configuration of the satellite control system is substantially the same as the configuration of the debris removal system 1 described in the first embodiment, detailed description will be omitted, and in the following description, the configuration of the first embodiment (space Device 100, mother machine 200, etc.).
  • the mother machine 200 equipped with the space device 100 is mounted on the spacecraft and launched, and the mother machine 200 is moved closer to the target artificial satellite (guidance step: S21).
  • the guidance step S21 for example, using GPS absolute navigation, the mother machine 200 is moved relatively close to an artificial satellite existing in a geosynchronous orbit (for example, a position 10 km from the artificial satellite), and GPS relative navigation or a starter is used.
  • the mother machine 200 is brought closer to a position of 100 m from the artificial satellite, and further, the mother machine 200 is brought closer to the position of several meters from the artificial satellite by a proximity sensor or an optical camera.
  • the space device 100 is released from the mother machine 200, and the slave unit control unit 210 (or the autonomous control unit 130) controls the attitude and position of the space device 100, and the bonding unit 110 provided in the space device 100. Then, the space device 100 is bonded to the artificial satellite (bonding step: S22). Next, the propulsion control unit 230 controls the propulsion unit 120 of the space device 100 so as to maintain the position on the geostationary orbit of the artificial satellite to which the space device 100 is bonded (position control step: S23). As a result, the position of the artificial satellite on the geostationary orbit can be maintained (orbit maintenance). Also in this case, the space device 100 can be adhered to the artificial satellite and coexist with the artificial satellite.
  • the mother machine 200 on which the space device 100 is mounted is moved closer to an artificial satellite existing on a geostationary orbit in outer space, and the space device 100 is released from the mother machine 200.
  • the space unit 100 can be bonded to the artificial satellite by the bonding unit 110, and the propulsion unit 120 of the space device 100 can be controlled to hold the position of the artificial satellite on the geostationary orbit (realize the orbit).
  • the satellite monitoring system 1A monitors an artificial satellite that circulates in a predetermined orbit in outer space.
  • a space device (slave unit) 100A launched into outer space
  • a mother machine 200A configured to be capable of mounting the device 100A and discharging the space device 100 into outer space
  • a guidance control unit 300 that guides the space device 100A and the mother device 200A to an artificial satellite. Since the guidance control unit 300 is the same as that described in the first embodiment, detailed description thereof is omitted.
  • the space device 100A includes a bonding unit 110 that adheres to an object existing in outer space, a propulsion unit 120 that obtains a propulsive force, an autonomous control unit 130 that controls its own position and posture, an object An image acquisition unit 140 for acquiring the image information, and a power supply unit 150 for supplying power to the object.
  • one space device 100A is mounted on the mother machine 200A, but a plurality of space devices 100A may be mounted on the mother machine 200A.
  • CMOS complementary metal oxide semiconductor
  • CCD charge coupled device
  • EMCCD electron multiplying CCD
  • the power supply unit 150 a power source (solar cell, fuel cell, chemical cell, etc.), a cable for supplying power from the power source to the object, and the like can be employed.
  • the mother machine 200A is configured to be launched into outer space by being attached to a space vehicle such as a rocket with the space device 100A mounted thereon.
  • the mother machine 200A in the present embodiment includes a slave unit controller 210 for controlling the position and orientation of the space device 100A, a slave unit discharge unit 220 for discharging the space device 100A in outer space, and a space device.
  • a monitoring control unit 240 that controls the image acquisition unit 140 mounted on 100A to monitor the state of the artificial satellite.
  • the slave unit control unit 210 and the slave unit discharge unit 220 are the same as those described in the first embodiment, and thus detailed description thereof is omitted.
  • the monitoring control unit 240 an operation unit that remotely operates the image acquisition unit 140, an image processing unit that processes an image acquired via the image acquisition unit 140, an abnormality determination unit that determines whether there is an abnormality from the processed image, Etc. can be employed.
  • the monitoring control unit can be provided in a base station installed on the ground.
  • the space control device 100A may be provided with a monitoring control unit
  • the mother machine 200A may be provided with an image acquisition unit and a power supply unit.
  • the moving part for example, thruster
  • a means for providing an alternative moving part for the artificial satellite is provided in the mother machine 200A or the space device 100A. You can also.
  • the mother machine 200A equipped with the space device 100A is mounted on the spacecraft and launched, and the mother machine 200A is moved closer to the target artificial satellite (guidance step: S31).
  • the guidance step S31 for example, GPS navigation is used to move the mother machine 200A to a relatively close position to an artificial satellite orbiting a predetermined orbit (for example, a position several kilometers from the artificial satellite), and the artificial satellite is used by using a start tracker or the like. It is possible to adopt a method in which the mother machine 200A is approached from a satellite to a position of several tens to hundreds of meters, and further, the mother machine 200A is approached to a position of several meters from an artificial satellite by an optical camera or the like.
  • the space device 100A is released from the mother machine 200A toward the artificial satellite, and the attitude and position of the space device 100A is controlled by the slave device control unit 210 (or the autonomous control unit 130), and the space device near the artificial satellite.
  • the space device 100A is allowed to float or the space device 100A is bonded to the artificial satellite with the bonding portion 110 provided in the space device 100A (child machine release step: S32).
  • the state of the artificial satellite is monitored using the image acquisition unit 140 of the space device 100A and the monitoring control unit 240 of the mother machine 200A (monitoring step: S33).
  • abnormality determination step: S34 an abnormality determination of the artificial satellite is performed using the monitoring control unit 240 of the mother machine 200A (abnormality determination step: S34), and when it is determined that the power supply of the artificial satellite is broken, the power of the space device 100A is Electric power is supplied to the artificial satellite using the supply unit 150 (power supply step: S35). Thereby, it is possible to realize the reuse of the artificial satellite by supplying electric power to the artificial satellite whose power source is broken.
  • the state of the artificial satellite orbiting in a predetermined orbit can be monitored by the space device 100A and the mother machine 200A.
  • the spacecraft equipped with the new spacecraft is launched toward the motherboard, and the spacecraft is renewed from the mothercraft. It can be filled with various space devices. In this way, since the mother machine can be used for a long time without being disposed of, the burden on the environment is reduced, and the cost for performing a predetermined mission can be reduced.
  • the attitude and position of the space device released from the mother machine is controlled using the slave unit control unit and the autonomous control unit has been described.
  • the space device released from the mother machine can be bonded to an object (space debris or artificial satellite) without control.
  • a debris removal system satellite using a common space equipment and mother machine were shown.
  • four services debris removal, satellite transportation, satellite orbit maintenance, satellite monitoring
  • satellite transportation business and satellite monitoring business Can be used to remove debris. Therefore, it can be expected that the delay of debris removal due to financial difficulties (absence of sponsor) will be eliminated by using the space device and the mother machine according to the present invention.
  • a satellite that is in geostationary orbit is monitored using a common system that functions as a satellite monitoring system, and when this satellite reaches the end of its life, a satellite that has failed using the common system that functions as a debris removal system Can be transported to the atmosphere and removed by incineration.
  • a space device is bonded to an object (space debris or an artificial satellite) via an adhesion portion to carry the object or to maintain the orbit of the object.
  • an object space debris or an artificial satellite
  • an adhesion portion to carry the object or to maintain the orbit of the object.
  • a stick-like protrusion that protrudes from the center of the adhesive as the adhesive part to the object is provided, and the space device is adhered to the object with the adhesive part, and after the predetermined mission is completed, the protrusion is The space device can be released from the object by protruding toward the object to release the adhesion state.
  • the space device can then re-enter the atmosphere and suicide or move into the graveyard orbit. Since living artificial satellites are usually designed to control only their own bodies, it is preferable to disengage unnecessary space devices from the artificial satellite. In that respect, the space device can be easily detached from the object by adopting the adhesive portion and the simple mechanism (protruding portion) as described above.
  • each element provided in each embodiment and its arrangement, material, condition, shape, size, and the like are not limited to those illustrated, and can be appropriately changed.
  • each element with which each said embodiment is provided can be combined as much as technically possible, and what combined these is also included in the scope of the present invention as long as it includes the characteristics of the present invention.
  • Debris removal system (satellite transportation system, satellite control system) DESCRIPTION OF SYMBOLS 1A ... Satellite monitoring system 100 / 100A ... Space equipment 110 ... Adhesion part 120 ... Propulsion part 130 ... Autonomous control part 200 / 200A ... Mother machine 210 ... Slave machine control part 220 ... Slave machine discharge part 230 ... Propulsion control part 240 ... Monitoring Control unit 300 ... Guidance control unit S1, S11, S21, S31 ... Guidance process S2, S12, S22 ... Adhesion process S3, S13 ... Transport process S23 ... Position control process S33 ... Monitoring process

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Abstract

　比較的大型のものを含めた様々な大きさのスペースデブリを効率良く除去することができるデブリ除去システムと、これに用いられる宇宙用装置と、を提供する。宇宙用装置１００は、宇宙空間に存在する対象物に接着する接着部１１０と、推進力を得るための推進部１２０と、を備え、接着部１１０で対象物に接着した状態で推進部１２０によって対象物とともに移動することにより対象物を所定の目標位置へと運搬する。デブリ除去システム１は、宇宙用装置１００をスペースデブリに接近移動させて接着部１１０でスペースデブリに宇宙用装置１００を接着させる誘導制御部３００と、宇宙用装置１００がスペースデブリに接着した状態で、宇宙用装置１００の推進部１２０で宇宙用装置１００をスペースデブリとともに大気圏に向けて移動させるように宇宙用装置１００の推進部１２０を制御する推進制御部２３０と、を備える。

Description

宇宙用装置、デブリ除去システム及びデブリ除去方法
　本発明は、宇宙用装置及びこの宇宙用装置を用いたデブリ除去システム並びにデブリ除去方法等に関する。
　現在、地球の周回軌道上には、過去に打ち上げられて任務を終えたり破損したりした人工衛星及びその破片やロケットの上段等の残骸、並びにそれらの爆発や衝突による破片等がスペースデブリとして存在することが知られている。かかるスペースデブリは、任務遂行中の正常な宇宙ステーションや人工衛星やロケット等に衝突して危害を加える虞があることから、周回軌道から離脱させて焼却したり回収したりする技術が種々提案されている。
　例えば、宇宙空間のプラズマ環境を利用して微小なスペースデブリを負に帯電させ、デブリの速度を減速させる向きに電界の力を働かせてデブリの高度を降下させ、デブリを大気圏に突入させて焼却除去する技術が提案されている（特許文献１参照）。また、近年においては、複数の布体層からなるジャケットで発泡体材料を被覆して構成したデブリ除去装置を用いてスペースデブリを回収する技術が提案されている（特許文献２参照）。この技術によれば、スペースデブリをジャケットに衝突させ破砕して複数の破片とし、これら破片を発泡体材料で捕捉して集積することができる、とされている。
特開２０１０－０６９９７３号公報 特開２０１１－１６８２７０号公報
　しかし、前記した特許文献１や特許文献２に記載された技術は、あくまでも微小なスペースデブリや比較的小型のスペースデブリの焼却・回収を行うものであり、比較的大型のスペースデブリの除去には適さないものである。比較的大型のスペースデブリの除去に関しては、対象となるデブリへの接近技術やデブリの捕獲・回転静止技術が未だ確立されておらず費用対効果も見合わない等、困難な問題が山積みとなっているのが現状である。
　本発明は、かかる事情に鑑みてなされたものであり、比較的大型のものを含めた様々な大きさのスペースデブリを効率良く除去することができるデブリ除去システムと、これに用いられる宇宙用装置と、を提供することを目的とする。
　前記目的を達成するため、本発明に係る宇宙用装置は、宇宙空間に存在する対象物に接着する接着部と、推進力を得るための推進部と、を備え、接着部で対象物に接着した状態で前記推進部によって前記対象物とともに移動することにより対象物を所定の目標位置へと運搬するものである。また、本発明に係る母機は、本宇宙用装置を搭載可能であって本宇宙用装置を宇宙空間に放出するように構成されるものである。
　かかる構成を採用すると、宇宙用装置を搭載した母機を宇宙空間に打ち上げて母機を対象物に接近させ、宇宙空間において母機から宇宙用装置を放出し、接着部で宇宙用装置を対象物に接着させ、推進部で宇宙用装置を移動させることにより、対象物を所定の目標位置へと運搬することができる。従って、例えば対象物がスペースデブリである場合には、宇宙用装置でスペースデブリを大気圏へと運搬して焼却除去することができる。この際、スペースデブリが比較的大型であっても、複数の宇宙用装置を使用して運搬することが可能となる。混雑した軌道上は、衝突確率も高く、人気ある軌道ゆえ今後もロケットや人工衛星が打ち上げられる可能性がある。そこに母機を配置することで、効率的に除去できる。また、対象物が正常な人工衛星である場合には、宇宙用装置で人工衛星を所定の目標位置（例えば別軌道上の目標位置）へと運搬することができる。このように、宇宙用空間において種々の任務を遂行することが可能となる。
　本発明に係る宇宙用装置は、対象物の回転を阻止する回転阻止手段を有していなくてもよい。
　本発明に係る宇宙用装置を用いてデブリ除去を行う場合、回転を阻止しなくても、接着しさえすれば宇宙用装置とスペースデブリとが一緒に回転して構わない。スペースデブリを大気圏に突入させるために必要なのは、スペースデブリを減速させるような力（制動力）であり、たとえスペースデブリが回転していてもそのような制動力を付与できるタイミングが到来するからである。また、宇宙用装置を用いて衛星運搬サービスを行う場合においては、対象となる人工衛星は制御不能な回転はしていないため、そもそも回転を阻止する必要はない。よって、宇宙用装置は、回転阻止手段を有する必要がないため、小型化が可能となる。
　本発明に係る宇宙用装置において、自己の位置及び姿勢を制御するための自律制御部を設けてもよい。また、宇宙用装置の位置及び姿勢を制御するための子機制御部を有する母機を採用することもできる。
　かかる構成を採用すると、宇宙用装置の位置及び姿勢を制御することができるので、対象物への宇宙用装置の接着を容易にすることができる。
　本発明に係るデブリ除去システムは、既に述べた宇宙用装置を用いて宇宙空間に存在するスペースデブリを除去するものであって、宇宙用装置をスペースデブリに接近移動させて接着部でスペースデブリに宇宙用装置を接着させる誘導制御部と、宇宙用装置がスペースデブリに接着した状態で、宇宙用装置の推進部で宇宙用装置をスペースデブリとともに大気圏に向けて移動させるように宇宙用装置の推進部を制御する推進制御部と、を備えるものである。
　本発明に係るデブリ除去方法は、既に述べた宇宙用装置を用いて宇宙空間に存在するスペースデブリを除去する方法であって、宇宙用装置をスペースデブリに接近移動させる誘導工程と、接着部で宇宙用装置をスペースデブリに接着させる接着工程と、宇宙用装置がスペースデブリに接着した状態で、宇宙用装置の推進部で宇宙用装置を大気圏に向けて移動させることによりスペースデブリを大気圏へと運搬する運搬工程と、を含むものである。
　かかる構成及び方法を採用すると、宇宙用装置をスペースデブリに接近移動させ、接着部で宇宙用装置をスペースデブリに接着させ、宇宙用装置がスペースデブリに接着した状態で、宇宙用装置の推進部で宇宙用装置を移動させて、スペースデブリを大気圏へと運搬してスペースデブリを焼却除去したり、スペースデブリを衝突可能性の低い軌道（墓場軌道）へと移動させたりすることができる。この際、スペースデブリが比較的大型であっても、複数の宇宙用装置を使用して運搬することが可能となる。
　本発明に係るデブリ除去方法において、誘導工程の後であって接着工程の前に、スペースデブリの形状、重心、重量、熱制御の状況及び／又は回転状態その他を把握するデブリ状態把握工程を含むことができる。
　かかる方法を採用すると、宇宙用装置をスペースデブリに接近移動させてから宇宙用装置を接着させるまでの間に、スペースデブリの形状や回転状態を把握することができ、また、スペースデブリに対してどの位置に最終接近し、どの向きに宇宙用装置を接着させれば良いかを把握することができる。
　本発明に係るデブリ除去方法において、接着工程の後に、スペースデブリの姿勢を制御するデブリ制御工程を含むこともできる。
　かかる方法を採用すると、宇宙用装置をスペースデブリに接着させてから、スペースデブリの姿勢を制御することができる。
　本発明に係る衛星運搬システムは、既に述べた宇宙用装置を用いて宇宙空間の第一の軌道上に存在する人工衛星を運搬するものであって、宇宙用装置を人工衛星に接近移動させて接着部で第一の軌道上にある人工衛星に宇宙用装置を接着させる誘導制御部と、宇宙用装置が人工衛星に接着した状態で、宇宙用装置の推進部で宇宙用装置を人工衛星とともに第一の軌道とは異なる第二の軌道に向けて移動させるように宇宙用装置の推進部を制御する推進制御部と、を備えるものである。
　本発明に係る衛星運搬方法は、既に述べた宇宙用装置を用いて宇宙空間の第一の軌道上に存在する人工衛星を運搬する方法であって、宇宙用装置を人工衛星に接近移動させる誘導工程と、接着部で宇宙用装置を人工衛星に接着させる接着工程と、宇宙用装置が人工衛星に接着した状態で、宇宙用装置の推進部で宇宙用装置を人工衛星とともに第一の軌道とは異なる第二の軌道へと移動させることにより人工衛星を第一の軌道から第二の軌道へと運搬する運搬工程と、を含むものである。
　かかる構成及び方法を採用すると、宇宙用装置を宇宙空間の第一の軌道（例えば高度２００ｋｍ～１０００ｋｍの低軌道）上に存在する人工衛星に接近移動させて接着部で宇宙用装置を人工衛星に接着させ、宇宙用装置の推進部で宇宙用装置を移動させて人工衛星を第一の軌道とは異なる第二の軌道へと運搬することができる。第一の軌道としての静止軌道上に存在する人工衛星を、第二の軌道としての墓場軌道（静止軌道よりも若干高度の高い軌道）へと運搬することもできる。
　本発明に係る衛星運搬システムにおいて、宇宙用装置を接着部で第一の軌道上にある人工衛星に接着させるように宇宙用装置の姿勢及び位置を制御する制御部（自律制御部や子機制御部）を備えることもできる。
　かかる構成を採用すると、宇宙用装置の姿勢及び位置を制御することができるので、第一の軌道上にある人工衛星に宇宙用装置を確実に接着させることができる。
　本発明に係る衛星制御システムは、既に述べた宇宙用装置を用いて宇宙空間の静止軌道上に存在する人工衛星の位置を制御するものであって、宇宙用装置を人工衛星に接近移動させて接着部で静止軌道上にある人工衛星に宇宙用装置を接着させる誘導制御部と、宇宙用装置が人工衛星に接着した状態で、人工衛星の静止軌道上の位置を保持するように宇宙用装置の推進部を制御する推進制御部と、を備えるものである。
　本発明に係る衛星制御方法は、既に述べた宇宙用装置を用いて宇宙空間の静止軌道上に存在する人工衛星の位置を制御する方法であって、宇宙用装置を人工衛星に接近移動させる誘導工程と、接着部で宇宙用装置を人工衛星に接着させる接着工程と、宇宙用装置が人工衛星に接着した状態で、人工衛星の静止軌道上の位置を保持するように宇宙用装置の推進部を制御する位置制御工程と、を含むものである。
　かかる構成及び方法を採用すると、宇宙用装置を宇宙空間の静止軌道上に存在する人工衛星に接近移動させて接着部で宇宙用装置を人工衛星に接着させ、宇宙用装置の推進部を制御して人工衛星の静止軌道上の位置を保持する（軌道保持を実現させる）ことができる。
　本発明に係るデブリ除去システム、衛星運搬システム及び衛星制御システムにおいて、地上に設置した誘導制御部を採用することができる。また、推進制御部については、地上に設置したものを採用したり、宇宙用装置に搭載したものを採用したりすることができる。
　本発明に係る宇宙用装置において、所定の軌道上を周回する人工衛星の状態を監視するように構成される宇宙用装置（又は母機）を採用してもよい。この際、人工衛星に対して電力を供給するように構成される宇宙用装置（又は母機）を採用したり、人工衛星に対して移動部を提供するように構成される宇宙用装置（又は母機）を採用したりすることもできる。
　かかる構成を採用すると、宇宙用装置（又は母機）によって、所定の軌道上を周回する人工衛星の状態を監視したり、人工衛星に対して電力を供給したり、人工衛星に対して移動部を提供し移動部で人工衛星を移動させたりする等、軌道上で種々のサービスを行うことができる。
　本発明に係る衛星監視システムは、既に述べた宇宙用装置又は母機を用いて宇宙空間の所定の軌道上を周回する人工衛星を監視するものであって、宇宙用装置又は母機を人工衛星に接近移動させる誘導制御部と、宇宙用装置又は母機で人工衛星の状態を監視するように宇宙用装置又は母機を制御する監視制御部と、を備えるものである。
　本発明に係る衛星監視方法は、既に述べた宇宙用装置を用いて宇宙空間の所定の軌道上を周回する人工衛星を監視する方法であって、宇宙用装置又は母機を人工衛星に接近移動させる誘導工程と、宇宙用装置又は母機で人工衛星の状態を監視する監視工程と、を含むものである。
　かかる構成を採用すると、宇宙用装置（又は母機）によって、所定の軌道上を周回する人工衛星の状態を監視することができる。
　本発明に係る衛星監視システムにおいて、地上に設置した誘導制御部を採用することができる。また、監視制御部については、地上に設置したものを採用したり、宇宙用装置に搭載したものを採用したりすることができる。
　本発明によれば、比較的大型のものを含めた様々な大きさのスペースデブリを効率良く除去することができるデブリ除去システムと、これに用いられる宇宙用装置と、を提供することが可能となる。
本発明の実施形態に係るデブリ除去システムの機能的構成を説明するための構成図である。 図１に示すデブリ除去システムを用いたデブリ除去方法を説明するためのフローチャートである。 本発明の実施形態に係る衛星運搬方法を説明するためのフローチャートである。 本発明の実施形態に係る衛星制御方法を説明するためのフローチャートである。 本発明の実施形態に係る衛星監視システムの機能的構成を説明するための構成図である。 図５に示す衛星監視システムを用いた衛星監視方法を説明するためのフローチャートである。
　以下、各図を参照しながら、本発明の各実施形態について説明する。
＜第一実施形態＞
　最初に、図１及び図２を用いて、本発明の第一実施形態について説明する。第一実施形態においては、本発明に係るデブリ除去システムの一例と、これを用いたデブリ除去方法の一例と、について説明することとする。
　まず、図１を用いて、本実施形態に係るデブリ除去システム１の構成について説明する。デブリ除去システム１は、宇宙空間に存在するスペースデブリを除去するものであって、図１に示すように、宇宙空間に打ち上げられる宇宙用装置（子機）１００と、宇宙用装置１００を搭載可能であって宇宙用装置１００を宇宙空間に放出するように構成された母機２００と、宇宙用装置１００をスペースデブリまで誘導する誘導制御部３００と、を備えている。
　宇宙用装置１００は、宇宙空間に存在する対象物に接着する接着部１１０と、推進力を得るための推進部１２０と、を有しており、接着部１１０で対象物に接着して推進部１２０で移動することにより対象物を所定の目標位置へと運搬するように機能するものである。接着部１１０としては、スペースデブリの衝撃を吸収しつつ粘着性を有し、宇宙環境とスペースデブリとの温度差に耐えることができ、かつ、宇宙用装置１００の本体に熱を伝えないような粘着剤を採用することが好ましい。また、このような粘着剤とともに、スペースデブリを把持する機械的な把持機構を設けることにより、宇宙用装置１００によるスペースデブリの捕捉をアシストすることもできる。推進部１２０としては、固体燃料スラスタ、小型イオンスラスタ、デジタルスラスタ等を採用することができる。
　また、宇宙用装置１００は、自己の位置及び姿勢を制御するための自律制御部１３０をさらに有している。自律制御部１３０としては、ジャイロセンサやＧＰＳで検出した姿勢角のずれや位置ずれを修正するための修正用スラスタを制御するスラスタコントローラ等を採用することができる。
　母機２００は、宇宙用装置１００を搭載した状態でロケット等の宇宙航行体に取り付けられ宇宙空間に打ち上げられるように構成されている。本実施形態における母機２００は、宇宙用装置１００の位置及び姿勢を制御するための子機制御部２１０と、宇宙空間で宇宙用装置１００を放出するための子機放出部２２０と、宇宙用装置１００に搭載された推進部１２０を制御して対象物を所定の目標位置に運搬する推進制御部２３０と、を有している。
　子機制御部２１０としては、ＧＰＳやスタートラッカで検出した姿勢角のずれや位置ずれを修正するための修正用スラスタを制御するスラスタコントローラ等を採用することができる。子機放出部２２０としては、宇宙用装置１００に対して放出する方向に力を加えるアクチュエータ等を採用することができる。推進制御部２３０としては、推進部１２０としてのスラスタを制御するスラスタコントローラ等を採用することができる。
　なお、母機２００の子機制御部２１０と、宇宙用装置１００の自律制御部１３０と、の何れか一方のみを採用してもよい。本実施形態においては、複数個の宇宙用装置１００が母機２００に搭載されている。
　誘導制御部３００は、地上に設置した基地局に設けられており、所定の通信手段を用いて宇宙用装置１００及び母機２００を移動させて、スペースデブリに接近させるものである。なお、母機２００に搭載した各種制御部（子機制御部２１０や推進制御部２３０）を地上に設置した基地局に設け、所定の通信手段を用いて基地局から宇宙用装置１００を遠隔制御するようにしてもよい。
　次に、図２のフローチャートを用いて、本実施形態に係るデブリ除去システム１を用いたデブリ除去方法について説明する。
　まず、宇宙用装置１００を搭載した母機２００を宇宙航行体に取り付けて打ち上げ、母機２００を対象となるスペースデブリに接近移動させる（誘導工程：Ｓ１）。誘導工程Ｓ１においては、例えばＧＰＳ航法を用いて、対象となるスペースデブリの比較的近く（例えばスペースデブリから数ｋｍの位置）まで母機２００を移動させ、スタートラッカ等を用いてスペースデブリから数十ｍから百ｍの位置まで母機２００を接近させ、さらに、光学カメラ等により数ｍの位置まで母機２００を接近させる、等の方法を採用することができる。
　次いで、母機２００から宇宙用装置１００を放出し、子機制御部２１０（又は自律制御部１３０）で宇宙用装置１００の姿勢及び位置を制御しつつ、宇宙用装置１００に設けられた接着部１１０で宇宙用装置１００をスペースデブリに接着させる（接着工程：Ｓ２）。次いで、宇宙用装置１００を大気圏に向けて移動させるように推進制御部２３０で推進部１２０を制御することにより、スペースデブリを大気圏に向けて運搬する（運搬工程：Ｓ３）。これにより、スペースデブリを大気圏に突入させて、焼却処分することができる。なお、宇宙用装置１００は、スペースデブリとともに焼却されて使い捨てられることとなる。
　以上説明した実施形態に係るデブリ除去システム１においては、宇宙用装置１００を搭載した母機２００をスペースデブリに接近移動させ、母機２００から宇宙用装置１００を放出させ、接着部１１０で宇宙用装置１００をスペースデブリに接着させ、宇宙用装置１００の推進部１２０で宇宙用装置１００を移動させてスペースデブリを大気圏へと運搬して、スペースデブリを焼却除去することができる。この際、スペースデブリが比較的大型であっても、複数の宇宙用装置１００を使用して運搬することが可能となる。
　なお、以上説明した実施形態に係るデブリ除去方法においては、誘導工程Ｓ１に続いて接着工程Ｓ２を実施した例を示したが、誘導工程Ｓ１と接着工程Ｓ２との間に、スペースデブリの形状及び／又は回転状態を把握するデブリ状態把握工程を実施することもできる。かかる工程を採用すると、母機２００をスペースデブリに接近移動させてから宇宙用装置１００を放出するまでの間に、スペースデブリの形状や回転状態を把握し、最適な放出位置や放出方向を把握することで、母機２００が最終的なアプローチを行い、より確実な放出・接着が可能となる。
　また、以上説明した実施形態に係るデブリ除去方法においては、接着工程Ｓ２に続いて運搬工程Ｓ３を実施した例を示したが、接着工程Ｓ２と運搬工程Ｓ３の間に、スペースデブリの姿勢を制御するデブリ制御工程を実施することもできる。かかる工程を採用すると、宇宙用装置１００をスペースデブリに接着させてから、スペースデブリの姿勢を制御することができる。
＜第二実施形態＞
　続いて、図３を用いて、本発明の第二実施形態について説明する。第二実施形態においては、本発明に係る衛星運搬システムの一例と、これを用いた衛星運搬方法の例と、について説明することとする。
　本実施形態に係る衛星運搬システムは、宇宙空間に存在する人工衛星を運搬するものである。衛星運搬システムの構成は、第一実施形態で説明したデブリ除去システム１の構成と実質的に同一であるので、詳細な説明を省略することとし、以下の説明では第一実施形態の構成（宇宙用装置１００、母機２００等）を流用することとする。
　図３のフローチャートを用いて、本実施形態に係る衛星運搬システムを用いた衛星運搬方法について説明する。
　まず、宇宙用装置１００を搭載した母機２００を宇宙航行体に取り付けて打ち上げ、母機２００を対象となる人工衛星に接近移動させる（誘導工程：Ｓ１１）。誘導工程Ｓ１１においては、例えばＧＰＳ絶対航法を用いて、第一の軌道上に存在する人工衛星の比較的近く（例えば人工衛星から１０ｋｍの位置）まで母機２００を移動させ、ＧＰＳ相対航法やスタートラッカを用いて人工衛星から百ｍの位置まで母機２００を接近させ、さらに、近傍センサや光学カメラ等により人工衛星から数ｍの位置まで母機２００を接近させる、等の方法を採用することができる。
　次いで、母機２００から宇宙用装置１００を放出し、子機制御部２１０（又は自律制御部１３０）で宇宙用装置１００の姿勢及び位置を制御しつつ、宇宙用装置１００に設けられた接着部１１０で宇宙用装置１００を人工衛星に接着させる（接着工程：Ｓ１２）。次いで、宇宙用装置１００を第一の軌道とは異なる第二の軌道に向けて移動させるように推進制御部２３０で推進部１２０を制御することにより、人工衛星を第二の軌道に向けて運搬する（運搬工程：Ｓ１３）。これにより、人工衛星を第一の軌道から第二の軌道へと移動させることができる。なお、宇宙用装置１００については、人工衛星に接着させた状態のまま人工衛星と共存させることができる。
　以上説明した実施形態に係る衛星運搬システムにおいては、宇宙用装置１００を搭載した母機２００を宇宙空間の第一の軌道（例えば高度２００ｋｍ～１０００ｋｍの低軌道）上に存在する人工衛星に接近移動させ、母機２００から宇宙用装置１００を放出させ、接着部１１０で宇宙用装置１００を人工衛星に接着させ、宇宙用装置１００の推進部１２０で宇宙用装置１００を移動させて人工衛星を第一の軌道とは異なる第二の軌道へと運搬することができる。
＜第三実施形態＞
　続いて、図４を用いて、本発明の第三実施形態について説明する。第三実施形態においては、本発明に係る衛星制御システムの一例と、これを用いた衛星制御方法の例と、について説明することとする。
　本実施形態に係る衛星制御システムは、宇宙空間の静止軌道上に存在する人工衛星の位置を制御して軌道保持を実現させるものである。衛星制御システムの構成は、第一実施形態で説明したデブリ除去システム１の構成と実質的に同一であるので、詳細な説明を省略することとし、以下の説明では第一実施形態の構成（宇宙用装置１００、母機２００等）を流用することとする。
　次に、図４のフローチャートを用いて、本実施形態に係る衛星制御システムを用いた衛星制御方法について説明する。
　まず、宇宙用装置１００を搭載した母機２００を宇宙航行体に取り付けて打ち上げ、母機２００を対象となる人工衛星に接近移動させる（誘導工程：Ｓ２１）。誘導工程Ｓ２１においては、例えばＧＰＳ絶対航法を用いて、静止軌道上に存在する人工衛星の比較的近く（例えば人工衛星から１０ｋｍの位置）まで母機２００を移動させ、ＧＰＳ相対航法やスタートラッカを用いて人工衛星から百ｍの位置まで母機２００を接近させ、さらに、近傍センサや光学カメラ等により人工衛星から数ｍの位置まで母機２００を接近させる、等の方法を採用することができる。
　次いで、母機２００から宇宙用装置１００を放出し、子機制御部２１０（又は自律制御部１３０）で宇宙用装置１００の姿勢及び位置を制御しつつ、宇宙用装置１００に設けられた接着部１１０で宇宙用装置１００を人工衛星に接着させる（接着工程：Ｓ２２）。次いで、宇宙用装置１００を接着させた人工衛星の静止軌道上の位置を保持するように推進制御部２３０で宇宙用装置１００の推進部１２０を制御する（位置制御工程：Ｓ２３）。これにより、人工衛星の静止軌道上の位置を保持（軌道保持）することができる。この場合も、宇宙用装置１００を人工衛星に接着させ人工衛星と共存させることができる。
　以上説明した実施形態に係る衛星制御システムにおいては、宇宙用装置１００を搭載した母機２００を宇宙空間の静止軌道上に存在する人工衛星に接近移動させ、母機２００から宇宙用装置１００を放出させ、接着部１１０で宇宙用装置１００を人工衛星に接着させ、宇宙用装置１００の推進部１２０を制御して人工衛星の静止軌道上の位置を保持する（軌道保持を実現させる）ことができる。
＜第四実施形態＞
　続いて、図５及び図６を用いて、本発明の第四実施形態について説明する。第四実施形態においては、本発明に係る衛星監視システムの一例と、これを用いた衛星監視方法の一例と、について説明することとする。
　まず、図５を用いて、本実施形態に係る衛星監視システム１Ａの構成について説明する。衛星監視システム１Ａは、宇宙空間の所定の軌道上を周回する人工衛星を監視するものであって、図５に示すように、宇宙空間に打ち上げられる宇宙用装置（子機）１００Ａと、宇宙用装置１００Ａを搭載可能であって宇宙用装置１００を宇宙空間に放出するように構成された母機２００Ａと、宇宙用装置１００Ａ及び母機２００Ａを人工衛星まで誘導する誘導制御部３００と、を備えている。誘導制御部３００は、第一実施形態で説明したものと共通であるので、詳細な説明を省略する。
　宇宙用装置１００Ａは、宇宙空間に存在する対象物に接着する接着部１１０と、推進力を得るための推進部１２０と、自己の位置及び姿勢を制御するための自律制御部１３０と、対象物の画像情報を取得するための画像取得部１４０と、対象物に電力を供給するための電力供給部１５０と、を有している。本実施形態においては、一個の宇宙用装置１００Ａを母機２００Ａに搭載しているが、複数個の宇宙用装置１００Ａを母機２００Ａに搭載してもよい。
　接着部１１０、推進部１２０及び自律制御部１３０は、第一実施形態で説明したものと共通であるので、詳細な説明を省略する。画像取得部１４０としては、ＣＭＯＳ（相補型金属酸化膜半導体）型画像センサ、ＣＣＤ（電荷結合素子）型画像センサ、ＥＭＣＣＤ（電子倍増ＣＣＤ）型画像センサ等を採用することができる。電力供給部１５０としては、電源（太陽電池、燃料電池、化学電池等）、電源から対象物へと電力を供給するためのケーブル等を採用することができる。
　母機２００Ａは、宇宙用装置１００Ａを搭載した状態でロケット等の宇宙航行体に取り付けられ宇宙空間に打ち上げられるように構成されている。本実施形態における母機２００Ａは、宇宙用装置１００Ａの位置及び姿勢を制御するための子機制御部２１０と、宇宙空間で宇宙用装置１００Ａを放出するための子機放出部２２０と、宇宙用装置１００Ａに搭載された画像取得部１４０を制御して人工衛星の状態を監視する監視制御部２４０と、を有している。
　子機制御部２１０及び子機放出部２２０は、第一実施形態で説明したものと共通であるので、詳細な説明を省略する。監視制御部２４０としては、画像取得部１４０を遠隔操作する操作部、画像取得部１４０を介して取得した画像の処理を行う画像処理部、処理した画像から異常の有無を判定する異常判定部、等を有するコンピュータを採用することができる。
　なお、監視制御部を、地上に設置した基地局に設けることもできる。また、宇宙用装置１００Ａに監視制御部を設けてもよく、母機２００Ａに画像取得部及び電力供給部を設けてもよい。また、対象物である人工衛星の移動部（例えばスラスタ）が故障していたような場合に、人工衛星に対して代替的な移動部を提供する手段を母機２００Ａ又は宇宙用装置１００Ａに設けることもできる。
　次に、図６のフローチャートを用いて、本実施形態に係る衛星監視システム１Ａを用いた衛星監視方法について説明する。
　まず、宇宙用装置１００Ａを搭載した母機２００Ａを宇宙航行体に取り付けて打ち上げ、母機２００Ａを対象となる人工衛星に接近移動させる（誘導工程：Ｓ３１）。誘導工程Ｓ３１においては、例えばＧＰＳ航法を用いて、所定の軌道上を周回する人工衛星の比較的近く（例えば人工衛星から数ｋｍの位置）まで母機２００Ａを移動させ、スタートラッカ等を用いて人工衛星から数十ｍから百ｍの位置まで母機２００Ａを接近させ、さらに、光学カメラ等により人工衛星から数ｍの位置まで母機２００Ａを接近させる、等の方法を採用することができる。
　次いで、母機２００Ａから人工衛星に向けて宇宙用装置１００Ａを放出し、子機制御部２１０（又は自律制御部１３０）で宇宙用装置１００Ａの姿勢及び位置を制御して人工衛星付近で宇宙用装置１００Ａを漂わせるか、又は、宇宙用装置１００Ａに設けられた接着部１１０で宇宙用装置１００Ａを人工衛星に接着させる（子機放出工程：Ｓ３２）。次いで、宇宙用装置１００Ａの画像取得部１４０及び母機２００Ａの監視制御部２４０を用いて、人工衛星の状態を監視する（監視工程：Ｓ３３）。この後、母機２００Ａの監視制御部２４０を用いて人工衛星の異常判定を行い（異常判定工程：Ｓ３４）、人工衛星の電源が故障しているものと判定した場合に、宇宙用装置１００Ａの電力供給部１５０を用いて人工衛星に電力を供給する（電力供給工程：Ｓ３５）。これにより、電源が故障している人工衛星に電力を供給して人工衛星の再使用を実現させることができる。
　以上説明した実施形態に係る衛星監視システムにおいては、宇宙用装置１００Ａ及び母機２００Ａによって、所定の軌道上を周回する人工衛星の状態を監視することができる。
　なお、以上の各実施形態において、母機から宇宙用装置を全て放出し終えた場合には、新たな宇宙用装置を搭載した宇宙航行体を母機に向けて打ち上げ、宇宙航行体から母機へと新たな宇宙用装置を充填することもできる。このようにすると、母機を廃棄処分することなく長期間利用することができるため、環境への負荷が少なくなり、所定の任務遂行のためのコストを削減することも可能となる。
　また、以上の各実施形態においては、子機制御部や自律制御部を用いて、母機から放出した宇宙用装置の姿勢及び位置を制御した例を示したが、宇宙用装置の姿勢及び位置を制御することなく、母機から放出した宇宙用装置を対象物（スペースデブリや人工衛星）に接着させることもできる。
　また、第一乃至第三実施形態と、第四実施形態と、において異なる宇宙用装置及び母機を使用した例を示したが、共通の宇宙用装置及び母機を使用して、デブリ除去システム、衛星運搬システム、衛星制御システム及び衛星監視システムを各々構築することもできる。このようにすると、共通の宇宙用装置及び母機を使用して４つのサービス（デブリ除去、衛星運搬、衛星軌道保持、衛星監視）を実現させることができるので、例えば、衛星運搬事業や衛星監視事業で得た収益をデブリ除去に費やすことができる。よって、本発明に係る宇宙用装置及び母機を用いることにより、資金難（スポンサーの不在）に起因したデブリ除去の遅れを解消することが期待できる。
　また、以上の各実施形態においては、異なるシステムを用いて４つのサービス（デブリ除去、衛星運搬、衛星軌道保持、衛星監視）を別々に提供した例を示したが、デブリ除去システム、衛星運搬システム、衛星制御システム及び衛星監視システムとして機能する共通システムを用いて、４つのサービスを連続的に提供することもできる。例えば、衛星運搬システムとして機能する共通システムを用いて人工衛星を所定の低軌道から静止軌道へと運搬した後、衛星制御システムとして機能する共通システムを用いて静止軌道上の人工衛星の軌道を保持しつつ、衛星監視システムとして機能する共通システムを用いて静止軌道上の人工衛星を監視し、この人工衛星が寿命を迎えた場合に、デブリ除去システムとして機能する共通システムを用いて故障した人工衛星を大気圏へと運搬して焼却除去することができる。
　また、以上の各実施形態においては、異なるシステムを用いて４つのサービス（デブリ除去、衛星運搬、衛星軌道保持、衛星監視）を提供した例を示したが、例えば、衛星の故障部分を修理するための修理手段（ロボットアーム等）を衛星管理システム１Ａの宇宙用装置１００Ａや母機２００Ａに設けることにより、衛星修理サービスを提供することもできる。
　また、以上の各実施形態においては、接着部を介して対象物（スペースデブリや人工衛星）に宇宙用装置を接着させて対象物を運搬したり対象物の軌道保持を行ったりした例を示したが、所定の任務（運搬や軌道保持）を終えた後に宇宙用装置を対象物から離脱させるための構成を採用することもできる。例えば、接着部としての粘着剤の中央から対象物へと突出する棒状の突出部を設けておき、対象物に接着部で宇宙用装置を接着させて所定の任務を終えた後にこの突出部を対象物に向けて突出させて接着状態を解除し、宇宙用装置を対象物から離脱させることができる。宇宙用装置は、その後、大気圏に再突入して自爆したり墓場軌道へと移動したりすることができる。生きている人工衛星は、通常、自己本体のみを制御するように設計されていることから、不要になった宇宙用装置を当該人工衛星から離脱させるのが好ましい。その点、接着部と、上述したような簡素な機構（突出部）と、を採用することにより、宇宙用装置を対象物から容易に離脱させることができる。
　本発明は、以上の各実施形態に限定されるものではなく、これら実施形態に当業者が適宜設計変更を加えたものも、本発明の特徴を備えている限り、本発明の範囲に包含される。すなわち、前記各実施形態が備える各要素及びその配置、材料、条件、形状、サイズ等は、例示したものに限定されるわけではなく適宜変更することができる。また、前記各実施形態が備える各要素は、技術的に可能な限りにおいて組み合わせることができ、これらを組み合わせたものも本発明の特徴を含む限り本発明の範囲に包含される。
　１…デブリ除去システム（衛星運搬システム、衛星制御システム）
　１Ａ…衛星監視システム
　１００・１００Ａ…宇宙用装置
　１１０…接着部
　１２０…推進部
　１３０…自律制御部
　２００・２００Ａ…母機
　２１０…子機制御部
　２２０…子機放出部
　２３０…推進制御部
　２４０…監視制御部
　３００…誘導制御部
　Ｓ１・Ｓ１１・Ｓ２１・Ｓ３１…誘導工程
　Ｓ２・Ｓ１２・Ｓ２２…接着工程
　Ｓ３・Ｓ１３…運搬工程
　Ｓ２３…位置制御工程
　Ｓ３３…監視工程
 

Claims (18)

  1. 　宇宙空間に存在する対象物に接着する接着部と、
    　推進力を得るための推進部と、を備え、
    　前記接着部で前記対象物に接着した状態で前記推進部によって前記対象物とともに移動することにより前記対象物を所定の目標位置へと運搬する、
    宇宙用装置。
  2. 　所定の軌道上を周回する人工衛星の状態を監視するように構成される、請求項１に記載の宇宙用装置。
  3. 　前記人工衛星に対して電力を供給するように構成される、請求項２に記載の宇宙用装置。
  4. 　前記人工衛星に対して移動部を提供するように構成される、請求項２又は３に記載の宇宙用装置。
  5. 　請求項１から４の何れか一項に記載の宇宙用装置を搭載可能であって前記宇宙用装置を宇宙空間に放出するように構成される、
    母機。
  6. 　所定の軌道上を周回する人工衛星の状態を監視するように構成される、請求項５に記載の母機。
  7. 　前記人工衛星に対して電力を供給するように構成される、請求項６に記載の母機。
  8. 　前記人工衛星に対して移動部を提供するように構成される、請求項６又は７に記載の母機。
  9. 　請求項１から４の何れか一項に記載の宇宙用装置を用いて宇宙空間に存在するスペースデブリを除去するデブリ除去システムであって、
    　前記宇宙用装置を前記スペースデブリに接近移動させて前記接着部で前記スペースデブリに前記宇宙用装置を接着させる誘導制御部と、
    　前記宇宙用装置が前記スペースデブリに接着した状態で、前記宇宙用装置の前記推進部で前記宇宙用装置を前記スペースデブリとともに大気圏に向けて移動させるように前記宇宙用装置の前記推進部を制御する推進制御部と、
    を備える、デブリ除去システム。
  10. 　請求項１から４の何れか一項に記載の宇宙用装置を用いて宇宙空間の第一の軌道上に存在する人工衛星を運搬する衛星運搬システムであって、
    　前記宇宙用装置を前記人工衛星に接近移動させて前記接着部で前記第一の軌道上にある前記人工衛星に前記宇宙用装置を接着させる誘導制御部と、
    　前記宇宙用装置が前記人工衛星に接着した状態で、前記宇宙用装置の前記推進部で前記宇宙用装置を前記人工衛星とともに前記第一の軌道とは異なる第二の軌道に向けて移動させるように前記宇宙用装置の前記推進部を制御する推進制御部と、
    を備える、衛星運搬システム。
  11. 　請求項１から４の何れか一項に記載の宇宙用装置を用いて宇宙空間の静止軌道上に存在する人工衛星の位置を制御する衛星制御システムであって、
    　前記宇宙用装置を前記人工衛星に接近移動させて前記接着部で前記静止軌道上にある前記人工衛星に前記宇宙用装置を接着させる誘導制御部と、
    　前記宇宙用装置が前記人工衛星に接着した状態で、前記人工衛星の前記静止軌道上の位置を保持するように前記宇宙用装置の前記推進部を制御する推進制御部と、
    を備える、衛星制御システム。
  12. 　請求項２から４の何れか一項に記載の宇宙用装置又は請求項６から８の何れか一項に記載の母機を用いて宇宙空間の所定の軌道上を周回する人工衛星を監視する衛星監視システムであって、
    　前記宇宙用装置又は前記母機を前記人工衛星に接近移動させる誘導制御部と、
    　前記宇宙用装置又は前記母機で前記人工衛星の状態を監視するように前記宇宙用装置又は前記母機を制御する監視制御部と、
    を備える、衛星監視システム。
  13. 　請求項１から４の何れか一項に記載の宇宙用装置を用いて宇宙空間に存在するスペースデブリを除去するデブリ除去方法であって、
    　前記宇宙用装置を前記スペースデブリに接近移動させる誘導工程と、
    　前記接着部で前記宇宙用装置を前記スペースデブリに接着させる接着工程と、
    　前記宇宙用装置が前記スペースデブリに接着した状態で、前記宇宙用装置の前記推進部で前記宇宙用装置を大気圏に向けて移動させることにより前記スペースデブリを大気圏に向けて運搬する運搬工程と、
    を含む、デブリ除去方法。
  14. 　前記誘導工程の後であって前記接着工程の前に、前記スペースデブリの形状及び／又は回転状態を把握するデブリ状態把握工程を含む、請求項１３に記載のデブリ除去方法。
  15. 　前記接着工程の後に、前記スペースデブリの姿勢を制御するデブリ制御工程を含む、請求項１３又は１４に記載のデブリ除去方法。
  16. 　請求項１から４の何れか一項に記載の宇宙用装置を用いて宇宙空間の第一の軌道上に存在する人工衛星を運搬する衛星運搬方法であって、
    　前記宇宙用装置を前記人工衛星に接近移動させる誘導工程と、
    　前記接着部で前記宇宙用装置を前記人工衛星に接着させる接着工程と、
    　前記宇宙用装置が前記人工衛星に接着した状態で、前記宇宙用装置の前記推進部で前記宇宙用装置を前記人工衛星とともに前記第一の軌道とは異なる第二の軌道へと移動させることにより前記人工衛星を前記第一の軌道から前記第二の軌道へと運搬する運搬工程と、
    を含む、衛星運搬方法。
  17. 　請求項１から４の何れか一項に記載の宇宙用装置を用いて宇宙空間の静止軌道上に存在する人工衛星の位置を制御する衛星制御方法であって、
    　前記宇宙用装置を前記人工衛星に接近移動させる誘導工程と、
    　前記接着部で前記宇宙用装置を前記人工衛星に接着させる接着工程と、
    　前記宇宙用装置が前記人工衛星に接着した状態で、前記人工衛星の前記静止軌道上の位置を保持するように前記宇宙用装置の前記推進部を制御する位置制御工程と、
    を含む、衛星制御方法。
  18. 　請求項２から４の何れか一項に記載の宇宙用装置又は請求項６から８の何れか一項に記載の母機を用いて宇宙空間の所定の軌道上を周回する人工衛星を監視する衛星監視方法であって、
    　前記宇宙用装置又は前記母機を前記人工衛星に接近移動させる誘導工程と、
    　前記宇宙用装置又は前記母機で前記人工衛星の状態を監視する監視工程と、
    を含む、衛星監視方法。
     
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