WO2018030366A1 - 探査方法、探査システム、探査機、水素供給方法及び画像処理方法 - Google Patents

探査方法、探査システム、探査機、水素供給方法及び画像処理方法 Download PDF

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WO2018030366A1
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武史 袴田
貴裕 中村
ジョン ウォーカー
敏郎 清水
利樹 田中
大輔 古友
裕 工藤
清菜 宮本
大士 松倉
モハメド ラガブ
アブデルカデル ハウシン
ダミヤン ハイカル
チイホン ヤン
ユリアン ヤコブ グラマティカ
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株式会社ｉｓｐａｃｅ
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    • Y02E60/30—Hydrogen technology
    • Y02E60/36—Hydrogen production from non-carbon containing sources, e.g. by water electrolysis

Definitions

  • the present disclosure relates to a search method, a search system, a probe, a hydrogen supply method, and an image processing method.
  • Spacecraft used for lunar or planetary exploration activities are known.
  • spacecraft there is a space exploration vehicle that can travel on the moon surface or on the planet (see Japanese Patent Application Laid-Open No. 2010-132261), and the Mars Rover in the United States is known.
  • An exploration method includes a step of exploring natural resources in a satellite, an asteroid, or a planet, a step of obtaining natural resources detected by exploration, and a step of storing the obtained natural resources. Have.
  • the present disclosure has been made in view of the above problems, and an object thereof is to provide a search method, a search system, and a probe that enable effective use of a natural resource on a satellite, an asteroid, or a planet.
  • the exploration method includes a step of exploring a natural resource in a satellite, an asteroid, or a planet, a step of obtaining a natural resource detected by the exploration, and storing the obtained natural resource. And a process.
  • the stored natural resources can be effectively used at a later date.
  • the exploration method according to the second aspect of the present disclosure is the exploration method according to the first aspect, wherein the natural resource is water, and in the obtaining step, ice contained in soil or rock is vaporized. Water is obtained by collecting water vapor.
  • water can be obtained and stored, so that water can be used on a monthly basis.
  • the exploration method according to the third aspect of the present disclosure is the exploration method according to the second aspect, wherein the satellite is the moon, and in the exploration step, the depression that is a permanent shadow of the moon is explored.
  • water is obtained by recovering water vapor by vaporizing ice by heating the soil or rocks in the depression that is in the permanent shadow.
  • water can be obtained and stored in the permanent shadow of the moon, so that water can be used in the moon.
  • the exploration method according to the fourth aspect of the present disclosure is the exploration method according to any one of the first to third aspects, further including a step of generating power by a solar cell disposed on the moon surface other than the permanent shadow.
  • a step of acquiring water is acquired by recovering water vapor by vaporizing ice by heating the soil or rock using the generated electric power.
  • the soil or rock in a hollow can be heated using the electric power generated with the solar cell arrange
  • the exploration method according to the fifth aspect of the present disclosure is the exploration method according to any one of the first to fourth aspects, wherein in the storing step, the acquired water is carried to a tank through a pipe. To store water in the tank.
  • An exploration system includes a detection unit that detects a natural resource in a satellite, an asteroid, or a planet, an acquisition unit that acquires a natural resource detected by the detection unit, and the acquired natural resource A storage for storing resources.
  • water can be obtained and stored, so that water can be used on a monthly basis.
  • An exploration system is the exploration system according to the sixth aspect, wherein the natural resource is water, and the acquisition unit vaporizes ice contained in soil or rock. Water is obtained by collecting water vapor.
  • water can be obtained from ice contained in soil or rock.
  • An exploration system is the exploration system according to the sixth or seventh aspect, wherein the natural resource is water, the storage is a tank, and a pipe connected to the tank is provided. Furthermore, the water acquired by the acquisition unit is transported to the tank through the pipe.
  • the natural resource is water
  • the storage is a tank
  • a pipe connected to the tank is provided. Furthermore, the water acquired by the acquisition unit is transported to the tank through the pipe.
  • An exploration system is the exploration system according to the eighth aspect, including the detection unit and the acquisition unit, wherein one end of the pipe is connected, and a permanent shadow of the moon A spacecraft disposed on the lunar surface other than the recess, the spacecraft having the tank connected to the other end of the pipe.
  • An exploration system is the exploration system according to the ninth aspect, in which the spacecraft supplies a solar cell and electric power generated by the solar cell to the explorer.
  • a controller for controlling, and the acquisition unit included in the spacecraft acquires water by evaporating ice by heating the soil or rock using the generated power.
  • the solar cell arranged on the moon other than the permanent shadow generates power, and the generated power is supplied to the spacecraft.
  • the acquisition part in a spacecraft can acquire water by evaporating ice by heating soil or rock using the generated electric power, and collect
  • the exploration system according to the eleventh aspect of the present disclosure is the exploration system according to the ninth or tenth aspect, wherein the spacecraft has wheels and is capable of traveling.
  • the water accumulated in the tank can be supplied to a desired place on the moon surface.
  • the exploration system according to the twelfth aspect of the present disclosure is the exploration system according to the ninth or tenth aspect, wherein the spacecraft is a lander including a communication unit capable of communicating with a ground station on the earth.
  • a spacecraft includes a detection unit that detects a natural resource in a satellite, an asteroid, or a planet, and an acquisition unit that acquires the natural resource detected by the detection unit, and the acquisition
  • the natural resources are stored in the storage.
  • the stored natural resources can be effectively used at a later date.
  • the exploration system includes a satellite, an asteroid, or an artificial satellite that circulates around the planet, and a probe that can wirelessly communicate with the artificial satellite.
  • the spacecraft can receive a signal from an artificial satellite.
  • An exploration system is the exploration system according to the fourteenth aspect, wherein the artificial satellite includes three or more satellites, and the explorer transmits a plurality of positioning signals for positioning.
  • the position on the satellite, the asteroid, or the planet in which the probe is present is specified according to the plurality of positioning signals received from the artificial satellite.
  • the spacecraft can specify the position of the satellite, asteroid, or planet where the spacecraft exists.
  • the exploration system is the exploration system according to the fourteenth or fifteenth aspect, wherein the artificial satellite wirelessly transmits a position signal indicating a position where a natural resource is present to a probe, The spacecraft receives the position signal and moves to approach the position indicated by the received position signal.
  • the spacecraft can move to a position where natural resources exist.
  • the exploration system is the exploration system according to any one of the fourteenth to sixteenth aspects, wherein the artificial satellite searches for a route signal indicating a route to the position where the natural resource is located.
  • the searcher receives the route signal and moves based on the received route signal.
  • the spacecraft can easily move to a position where natural resources exist.
  • a survey system includes at least one probe and at least one lander, between each of the landers, and / or between the lander and the probe, and / or Alternatively, the spacecraft is connected via a power cable and a communication cable.
  • a survey system includes a reflector and a probe having a solar panel, and when the probe is in a place where the sun does not hit, By being reflected by the reflector, the probe is irradiated with solar light and is generated by the solar panel of the probe.
  • the exploration system according to a twentieth aspect of the present disclosure is the exploration system according to the nineteenth aspect, wherein the reflector is provided in a lander or another explorer, and the lander or another explorer. Is arranged at a position where it is directly exposed to sunlight.
  • the sunlight can be reflected by the reflector.
  • a hydrogen supply method includes a step of collecting water in a satellite, an asteroid, or a planet, a step of electrolyzing the collected water, and exploring hydrogen obtained by the electrolysis Filling the tank of the aircraft, and replenishing the replenishment target object with hydrogen from the tank of the probe.
  • a hydrogen supply method is the exploration system according to the twenty-first aspect, wherein the object is a lander tank, and in the step of replenishing the hydrogen, the explorer tank The lander tank is refilled with hydrogen, the lander takes off using the supplied hydrogen, and the spacecraft to be supplied with hydrogen in space, or in the orbit of a satellite, asteroid, or planet, And a step of replenishing.
  • hydrogen can be supplied to the spacecraft to be supplied with hydrogen.
  • the exploration method includes a step of supplying the fuel to a tank of a probe from a lander having a tank filled with fuel, and the probe uses the supplied fuel. And a step of driving the power source.
  • the surplus fuel in the lander tank can be used as fuel for the spacecraft.
  • the exploration method includes a step of ejecting a camera from a probe having an ejection mechanism, a step of photographing at a point where the camera has landed after injection, and the camera obtained by the photographing. Transmitting the captured image to the probe.
  • An image processing method is an object in which an image area of an obstacle included in an image taken by a lander or a spacecraft is captured by a camera mounted on the spacecraft. Or it has the process of replacing with the object comprised from the predetermined image unit, and the process of transmitting the image after replacement to the ground station from the said lander.
  • This configuration can reduce the amount of communication between the lander and the ground station.
  • the natural resource according to the present embodiment is a raw material obtained from nature. Natural resources are, for example, water, minerals, organisms and the like.
  • Natural resources are, for example, water, minerals, organisms and the like.
  • FIG. 1 is a flowchart showing the flow of the exploration method according to this embodiment.
  • Step S101 First, a natural resource is explored in a satellite, an asteroid, or a planet.
  • Step S102 Next, the natural resource detected by the exploration is acquired.
  • Step S103 Next, the acquired natural resources are stored.
  • the stored natural resources can be effectively used at a later date by storing the natural resources in the satellite, the asteroid, or the planet.
  • the exploration system is used for lunar exploration activities
  • water will be described as an example of a natural resource.
  • the exploration system according to each embodiment can be used for search activities for planets, asteroids, other satellites, and the like.
  • FIG. 2 is a schematic diagram illustrating an outline of the exploration system according to the first embodiment.
  • the sunlight enters the moon surface LS in parallel.
  • the recess R is, for example, a crater.
  • the exploration system S ⁇ b> 1 includes a probe 1, a tank 3, and a pipe 2 that connects the probe 1 and the tank 3 and through which water passes.
  • the tank 3 is an example of a storage and is installed on the moon surface LS.
  • the spacecraft 1 is an unmanned spacecraft and is operated by a command from a ground station on the earth.
  • the spacecraft 1 includes wheels 11 and 12 and can travel on the lunar surface LS.
  • the probe 1 travels and enters the inside of the recess R as shown in FIG.
  • the probe 1 further includes a detection unit 13 and an acquisition unit 14.
  • the detection unit 13 detects natural resources in a satellite, an asteroid, or a planet. In the case of the present embodiment, the detection unit 13 detects water in the recess R that is a permanent shadow of the moon M. For example, the detection unit 13 detects the presence or absence of water by detecting the presence or absence of hydrogen and deuterium using a neutron spectrum meter. In addition, the detection part 13 may detect the presence or absence of water by detecting an electrical conductivity, and may detect water by a mass spectrometer, chromatography, or imaging.
  • the acquisition unit 14 acquires the natural resource detected by the detection unit 13.
  • the acquisition unit 14 acquires the water detected by the detection unit 13.
  • the acquisition unit 14 includes a heating unit 141.
  • the acquisition part 14 heats soil or a rock in the hollow R used as a permanent shadow by the heating part 141, as shown by arrow A2.
  • ice contained in the soil or rock is vaporized.
  • the acquisition part 14 acquires water by collect
  • soil contains the regolith of lunar surface LS.
  • water is acquirable by vaporizing the ice contained in soil (for example, regolith) or rocks, and collect
  • the natural resource is water
  • the storage is the tank 3
  • the piping connects the acquisition unit 14 and the tank 3. Thereby, the water acquired by the acquisition unit 14 is carried to the tank 3 through the pipe 2.
  • FIG. 3 is a flowchart showing an example of the flow of the exploration method according to the first embodiment.
  • Step S201 First, the spacecraft 1 searches for a recess R that is a permanent shadow of the moon.
  • Step S202 the spacecraft 1 determines whether or not water has been detected.
  • Step S203 When water is detected in Step 202, the spacecraft 1 acquires water by heating the soil or rock to vaporize ice contained in the soil or rock and collecting water vapor.
  • Step S204 Next, the acquired water is transported to the tank 3 through the pipe 2, whereby water is stored in the tank 3.
  • the exploration system S1 includes a detection unit 13 that detects water in the moon, an acquisition unit 14 that acquires water detected by the detection unit 13, and a tank that stores the acquired water. .
  • the tank 3 itself is installed on the lunar surface LS.
  • one exploration device includes a tank and supplies the electric power generated by the solar cell to the other exploration device.
  • FIG. 4 is a schematic diagram showing an outline of the exploration system according to the second embodiment.
  • the same elements as those in FIG. 2 are denoted by the same reference numerals, and the description thereof is omitted.
  • the exploration system S2 according to the second embodiment includes the exploration device 1 and the exploration device 4.
  • the spacecraft 1 is also called a slave. Since the spacecraft 1 according to the second embodiment is the same as the spacecraft 1 according to the first embodiment, the description thereof is omitted.
  • the spacecraft 4 is an example of a spacecraft and is also called a parent aircraft.
  • the spacecraft 4 is an unmanned spacecraft, and is operated by a command from a ground station on the earth.
  • the spacecraft 1 and spacecraft 4 are connected by a string 20 called a tether.
  • the string 20 accommodates a pipe 21 through which water passes and a wiring 22 that supplies power. That is, one end of the pipe 21 is connected to the probe 1 and the other end of the pipe 21 is connected to the tank 43 of the probe 4.
  • the spacecraft 4 includes wheels 41 and 42 and can travel on the lunar surface LS.
  • the spacecraft 4 is movable to a position where it can receive sunlight on the lunar surface LS.
  • the spacecraft 4 includes a tank 43, a solar cell 44, and a control unit 45. Water supplied from the probe 1 through the pipe 21 is accumulated in the tank 43.
  • the control unit 45 is a controller that controls the electric power generated by the solar cell 44 to be supplied to the explorer 1. In the present embodiment, electric power is supplied to the probe 1 via the wiring 22. Note that the power feeding method may be wired or wireless.
  • the exploration system S ⁇ b> 2 has the detection unit 13 and the acquisition unit 14, and the explorer 1 to which one end of the pipe 21 is connected and the other end of the pipe 21 are connected. And a spacecraft 4 having a tank 43.
  • the detection unit 13 detects water in the month M, and the acquisition unit 14 acquires the water detected by the detection unit 13.
  • the spacecraft 1 is disposed in a hollow that is a permanent shadow
  • the spacecraft 4 is disposed on the moon surface other than the permanent shadow
  • the solar cell 44 and the power generated by the solar cell 44 are used as the spacecraft 1.
  • a control unit 45 that controls to supply the power.
  • the acquisition unit 14 of the spacecraft 1 acquires water by using the generated power to vaporize ice by heating the soil or rocks and collecting water vapor.
  • the solar cell 44 arranged on the moon other than the permanent shadow generates power, and the generated power is supplied to the spacecraft 1.
  • the acquisition part 14 which the spacecraft 1 has can acquire water by vaporizing ice by heating soil or rocks using the generated electric power and collecting water vapor.
  • the spacecraft 4 has wheels and can travel. Thereby, the water accumulated in the tank can be supplied to a desired place on the moon surface.
  • the spacecraft 4 may include a communication unit that can communicate with a ground station on the earth.
  • the spacecraft arranged on the moon surface other than the permanent shadow was a probe, but in the third embodiment, the spacecraft arranged on the moon surface other than the permanent shadow is a lander.
  • a lander is a spacecraft that can land on the surface of a celestial body (for example, a moon, a satellite, an asteroid, a planet, etc.) and can rest.
  • FIG. 5 is a schematic diagram showing an outline of the exploration system according to the third embodiment.
  • the exploration system S3 according to the third embodiment includes a probe 1 and a lander 5. Since the spacecraft 1 according to the third embodiment is the same as the spacecraft 1 according to the first embodiment, the description thereof is omitted.
  • the lander 5 lands at a position where it can receive sunlight on the lunar surface LS.
  • the probe 1 and the lander 5 are connected by a string 20 called a tether as in the second embodiment.
  • the string 20 accommodates a pipe 21 through which water passes and a wiring 22 that supplies power. That is, one end of the pipe 21 is connected to the probe 1 and the other end of the pipe 21 is connected to the tank 51 of the lander 5.
  • the lander 5 includes a tank 51, a solar cell 52, a control unit 53, a communication unit 54, and an antenna 55. Water supplied from the probe 1 is accumulated in the tank 51.
  • the control unit 53 is a controller that controls the electric power invented by the solar cell 52 to be supplied to the explorer 1. In the present embodiment, electric power is supplied to the probe 1 via the wiring 22.
  • the communication unit 54 can communicate with a ground station on the earth via the antenna 55.
  • the exploration system S3 has the detection unit 13 and the acquisition unit 14, and the probe 1 to which one end of the pipe 21 is connected and the other end of the pipe 21 are connected. And a lander 5 having a tank 51.
  • the detection unit 13 detects water in the month M, and the acquisition unit 14 acquires the water detected by the detection unit 13.
  • the spacecraft 1 includes the detection unit 13 and the acquisition unit 14, but the present invention is not limited to this.
  • One spacecraft includes the detection unit 13, and the other spacecraft acquires the acquisition unit. 14 may be provided.
  • the detector 13 of one probe may detect water and the acquisition unit 14 of the other probe may acquire water.
  • the spacecraft 1 may generate power by nuclear fusion.
  • the heating part 141 heated the soil or the rock directly, it is not restricted to this, You may heat the collected data by extract
  • a fourth embodiment there is an artificial satellite in the orbit of the moon, and the lander and the probe can directly communicate with the satellite, and the lander and the probe can receive a signal from the artificial satellite. is there.
  • the signal is, for example, a position signal indicating the position where the natural resource is located, a route signal indicating the route to the position where the natural resource is located, a positioning signal for positioning, and / or an image signal indicating the latest moon surface image.
  • the lander and the spacecraft have a wireless communication function, and wireless communication is possible between the landers, between the lander and the spacecraft, and between the spacecraft.
  • a string called a tether between the landers, between the lander and the spacecraft, and between the spacecraft are connected by a string called a tether, and a power cable and a communication cable are housed inside the string.
  • the power cables and the communication cables are connected between the landers, between the landers and the spacecraft, and between the spacecraft.
  • FIG. 6 is a schematic diagram showing a schematic configuration of the exploration system according to the fourth embodiment.
  • the exploration system S4 includes artificial satellites ST1, ST2, ST3, ST4, landers L1, L2, and explorers R1, R2, R3 arranged on the orbit of the moon.
  • the artificial satellites ST1, ST2, ST3, the landers L1, L2, and the spacecraft R1, R2, R3 can wirelessly communicate with each other and can perform one-to-one communication (peer-to-peer communication).
  • the spacecraft R3 is arranged in a lunar depression (for example, a crater).
  • the lander L1 includes an antenna AT1 for wireless communication and a wireless communication circuit CC1.
  • the lander L2 includes an antenna AT2 for wireless communication and a wireless communication circuit CC2.
  • the lander L1 is connected to the lander L2 by a string TE1 called a tether, and the power cable PC1 and the communication cable NC1 are housed inside the string TE1.
  • the lander L1 and the lander L2 are connected by the power cable PC1 and the communication cable NC1.
  • the probe R1 includes a radio communication antenna AT3 and a radio communication circuit CC3.
  • the spacecraft R2 includes a radio communication antenna AT4 and a radio communication circuit CC4.
  • the spacecraft R3 includes a radio communication antenna AT5 and a radio communication circuit CC5.
  • the probe R1 is connected to the lander L1 by a string TE2 called a tether, and the power cable PC2 and the communication cable NC2 are housed inside the string TE2.
  • the spacecraft R1 and the lander L1 are connected by the power cable PC2 and the communication cable NC2.
  • the probe R1 is connected to another probe R2 by a string TE3 called a tether, and a power cable PC3 and a communication cable NC3 are housed inside the string TE3.
  • the probe R1 and the probe R2 are connected by the power cable PC3 and the communication cable NC3.
  • the probe R2 is connected to another probe R3 by a string TE4 called a tether, and the power cable PC4 and the communication cable NC4 are accommodated in the string TE4.
  • the spacecraft R2 and the spacecraft R3 are connected by the power cable PC4 and the communication cable NC4.
  • Artificial satellites ST1 to ST4 may function as GPS (Global Positioning System) satellites.
  • the spacecraft R1 to R3 receive positioning signals for positioning from the plurality of artificial satellites ST1 to ST4, and the spacecraft R1 to R3 exist according to the plurality of positioning signals received. You may specify the position in the moon.
  • the positioning signal from the satellite ST1 includes, for example, data on the transmission time from the atomic clock mounted on the satellite ST1, information on the ephemeris (orbit) of the satellite ST1, and the like.
  • the spacecraft R1 to R3 receive radio waves from the satellites ST1 to ST4, acquire the transmission time, and the radio wave propagation speed (300,000 km, the same as the speed of light), according to the time difference between the transmission time and the reception time / Second) to determine the distance from the satellite.
  • the spacecraft R1 to R3 have a GPS receiver and a clock.
  • the spacecraft R1 to R3 receive radio waves from the four artificial satellites ST1 to ST4, and obtain the reception time and coordinates of the spacecraft R1 to R3 (points in the three-dimensional space) by positioning calculation.
  • an existing GPS positioning method may be used for the positioning calculation. Thereby, the positions of the probes R1 to R3 can be specified.
  • the artificial satellites ST1 to ST4 may wirelessly transmit a position signal indicating a position where the natural resource is present to the spacecraft R1, R2 or R3.
  • the spacecraft R1, R2 or R3 receives this position signal and moves to approach the position indicated by the received position signal. Thereby, the spacecraft R1, R2 or R3 can move to a position where there is a natural resource.
  • the artificial satellites ST1 to ST4 may wirelessly transmit a route signal indicating a route to a position where a natural resource (for example, water) is located to the spacecraft R1, R2, or R3.
  • a natural resource for example, water
  • the spacecraft R1, R2 or R3 may receive this route signal and move based on the received route signal.
  • the spacecraft R1, R2, or R3 may move along the route indicated by the route signal. Thereby, the spacecraft R1, R2 or R3 can easily move to a position where a natural resource exists.
  • the exploration system S4 includes the artificial satellites ST1 to ST4 orbiting around the moon and the exploration devices R1 to R3 capable of wireless communication with the artificial satellites ST1 to ST4. Thereby, the spacecraft R1 to R3 can receive signals from the artificial satellites ST1 to ST4.
  • the exploration system S4 includes exploration vehicles R1 to R3 and landers L1 and L2. Between the landers L1 and L2, between the lander L1 and the spacecraft R1, and between the spacecraft R1 and R2, and between the spacecraft R2 and R3 are connected via a power cable and a communication cable. As a result, power and communication cables are connected between landers, between landers and spacecraft, and between spacecrafts, so data can be exchanged and power can be exchanged, making it more flexible and more efficient. Exploration can be realized.
  • the spacecraft may be connected via the power cable and the communication cable only between the lander and the spacecraft or between the spacecraft.
  • the number of the spacecraft was three, it is not limited to this, and it is sufficient if there is at least one spacecraft.
  • the number of landers is two, the number is not limited to this, and at least one lander is sufficient.
  • the description has been given on the assumption that there are four artificial satellites for positioning.
  • the present invention is not limited to this, and three or four or more artificial satellites may be provided for positioning. .
  • the number of artificial satellites may be one or two.
  • an artificial satellite orbits around the moon if the object to be explored is another satellite, asteroid, or planet, it is an artificial satellite that orbits another satellite, asteroid, or planet. May be.
  • two or less may be sufficient and there may be four or more.
  • FIG. 7 is a schematic diagram showing a schematic configuration of the exploration system according to the fifth embodiment.
  • the exploration system S5 includes a lander L11 provided with a reflector RL1, a explorer R11 provided with a reflector RL2, and a solar panel (not shown) on the outer surface of the own aircraft.
  • a spacecraft R12 provided on the surface.
  • the spacecraft R12 is searching for a vertical hole in the moon, and is located in the shadow area SA, and the spacecraft R12 is in a location where it is not exposed to sunlight.
  • the solar light is reflected by the reflector RL1, so that the spacecraft R12 is irradiated with the solar light.
  • the solar light is reflected by the reflector RL2, so that the spacecraft R12 is irradiated with the solar light.
  • electric power is generated by the solar panel of the probe R12, and the probe R12 is driven using the generated electric power.
  • the spacecraft R12 drives a power source (not shown, for example, a motor or an engine) with the generated electric power.
  • a power source not shown, for example, a motor or an engine
  • the exploration system S5 includes the reflectors RL1 and RL2 and the explorer R12 having a solar panel.
  • the spacecraft R12 When the spacecraft R12 is in a place where it is not exposed to the sun, the sunlight is reflected by the reflector, so that the spacecraft R12 is irradiated with the sun and is generated by the solar panel of the spacecraft R12.
  • the With this configuration it is possible to generate power even in a place where the sun does not hit the probe R12, and the search can be continued using the generated power.
  • the reflectors RL1 and RL2 are provided in the lander L11 or another probe R11, and the lander L11 or another probe R11 is arranged at a position where the sun light directly hits. With this configuration, the sunlight can be reflected by the reflector.
  • the number of reflectors is two, the number is not limited to this, and may be one or three or more.
  • a sixth embodiment will be described.
  • an empty lander tank is filled with fuel, and the lander is launched from the lunar surface using the filled fuel.
  • fuel is supplied to a spacecraft (for example, an artificial satellite) to be supplied with hydrogen.
  • the spacecraft to be supplied with hydrogen is located in the orbit of the moon, the orbit of the earth, or outer space.
  • the fuel is hydrogen.
  • water is collected, the collected water is electrolyzed, and the hydrogen obtained by electrolysis is filled in the tank of the explorer.
  • An example of supplying hydrogen to the lander's tank will be described. After that, as an example, the lander takes off from the surface of the moon using the supplied hydrogen, and supplies hydrogen to an artificial satellite located in, for example, a lunar orbit.
  • FIG. 8 is a schematic diagram showing a schematic configuration of the exploration system according to the sixth embodiment.
  • the exploration system S6 includes an exploration device 1b arranged in a recess R formed on the moon surface, a refining unit 61 connected to the exploration device 1b via a pipe P1, and a refining unit.
  • the water tank 62 connected to 61 via the piping P2 is provided.
  • the recess R is, for example, a crater.
  • the exploration system S6 includes an electrolysis unit 63 connected to the water tank 62 via a pipe P3, a hydrogen tank 64 connected to the electrolysis unit 63 via a pipe P4, and a pipe P5 to the electrolysis unit 63.
  • an oxygen tank 65 connected thereto.
  • the exploration system S6 includes a lander L21 having tanks T1 to T3 and a thruster TH, an exploration device R21 having tanks T4 and T5, and an artificial satellite ST5 positioned on the orbit of the moon.
  • the probe 1b has a configuration in which a robot arm 15 is further added and the acquisition unit 14 is changed to a heater 16 and a tank 17 as compared to the probe 1 according to the first embodiment.
  • the probe 1b can dig up the soil using the robot arm 15.
  • FIG. 9 is a flowchart showing an example of the flow of accumulation of hydrogen and oxygen.
  • the spacecraft 1b will be described below assuming that it is located in a depression formed near the north pole of the moon.
  • Step S301 First, the probe 1b digs the soil with the robot arm 15.
  • Step S302 Next, after digging the soil with the robot arm 15, the probe 1b, for example, with the robot arm 15, digs the soil, or the soil (for example, regolith), the rock, or the ice in which the soil is dug.
  • the lump is moved into a tank 17 provided inside, and the lump of soil, rock or ice moved into the tank 17 by the heater 16 is heated.
  • water is acquired by vaporizing the ice or the lump of ice in the soil or rocks to collect or liquefy water vapor.
  • Other methods such as the method in another Example, can also be used.
  • Step S303 the purifying unit 61 purifies the water supplied from the tank 17 through the pipe P1. Thereafter, the purified water is supplied to the water tank 62 through the pipe P ⁇ b> 2 and accumulated in the water tank 62.
  • Step S304 the electrolysis unit 63 electrolyzes the water supplied from the water tank 62 via the pipe P3. Hydrogen and oxygen are produced after electrolysis.
  • Step S305 Hydrogen is supplied to the hydrogen tank 64 via the pipe P4, and the hydrogen is accumulated in the hydrogen tank 64.
  • oxygen is supplied to the oxygen tank 65 via the pipe P ⁇ b> 5 and accumulated in the oxygen tank 65.
  • FIG. 10 is a schematic diagram showing an example of a series of fixings in which a lander landed on the moon is refilled with hydrogen and the lander is reused.
  • the lander L21 lands on the moon.
  • the tanks T1 to T3 are empty.
  • hydrogen is supplied from the hydrogen tank 64 to the tanks T4 and T5 of the probe R21.
  • the spacecraft R21 moves close to the lander L21.
  • hydrogen is supplied from the tanks T4 and T5 of the spacecraft R21 to the tanks T1 to T3 of the lander L21.
  • the lander L21 takes off from the moon surface by burning the hydrogen supplied to the tanks T1 to T3 as fuel.
  • the lander L21 removes a tank (not shown) emptied from the artificial satellite ST5 on the moon orbit, and then removes the tank T3 filled with hydrogen from the artificial satellite ST5. Connect to. Thereby, hydrogen can be supplied to the artificial satellite ST5.
  • the replenishment target object in this case, the tanks T1 to T3 of the lander L21.
  • the lander takes off using the supplied hydrogen, and the orbit of the space, the satellite, the asteroid, or the planet (here, as an example, the orbit of the moon) And the step of supplying hydrogen to a spacecraft (here, an artificial satellite as an example) to be supplied with hydrogen.
  • a spacecraft here, an artificial satellite as an example
  • hydrogen can be supplied to the spacecraft to be supplied with hydrogen.
  • the spacecraft is not limited to an artificial satellite, but may be a spacecraft, a space station, an artificial planet, a space probe, or the like.
  • FIG. 11 is a schematic diagram showing a schematic configuration of the exploration system according to the seventh embodiment.
  • the exploration system S7 includes a lander L31 having tanks T31, T32, and T33, and an exploration device R31 having a tank T4 and a power source E.
  • the power source E is, for example, a small thruster.
  • fuel it is assumed that fuel remains in the tanks T31, T32, and T33 of the lander L31 that has landed on the moon. Under this assumption, fuel is supplied from the tank T33 of the lander L31 to the tank T34 of the probe R31 via the pipe P31.
  • the spacecraft R31 drives the power source E using the supplied fuel. Thereby, as shown by the arrow A21, the spacecraft R31 can move on the moon surface.
  • the step of supplying the fuel from the lander L31 having the fuel-filled tank to the tank of the exploration device, and the exploration device R31 using the supplied fuel and a step of driving the power source E.
  • the fuel remaining in the tanks T31 to T33 of the lander L31 can be used as the fuel for the spacecraft R31.
  • the camera is ejected to a place where it is difficult for the spacecraft to enter (here, a vertical hole as an example), and the camera is photographed at the point where it landed after ejection. Send to the spacecraft.
  • FIG. 12 is a schematic diagram showing a schematic configuration of the exploration system according to the eighth embodiment.
  • the exploration system S8 includes a probe R41 disposed on the moon.
  • the probe R41 includes a probe main body B41, a wiring WR, a camera CR connected to the probe main body B41 via the wiring WR, and an injection mechanism IJ for injecting the camera CR.
  • FIG. 12 shows a state in which the camera CR is ejected by the ejection mechanism IJ and landed after the ejection. In this state, the camera CR captures an image and transmits an image obtained by the capture to the probe R41 via the wiring WR.
  • the spacecraft R41 may further have a winding mechanism for winding the wiring WR.
  • the take-up mechanism may take up the wiring WR so that the camera CR can be stored in the injection mechanism IJ in an injectable manner. Thereby, it can inject
  • the camera CR and the probe main body B41 may have a wireless communication function, and in that case, an image may be transmitted from the camera CR to the probe main body B41 wirelessly.
  • FIG. 13 is a schematic diagram showing a schematic configuration of the exploration system according to the ninth embodiment.
  • the exploration system S9 according to the ninth embodiment has a camera CR2 and an antenna AT6 and a spacecraft R51 disposed on the moon surface, a processor PS and an antenna AT7, and a moon. And a lander L51 landed on the surface.
  • the exploration system S9 further includes a ground station ES having the antenna AT8 and arranged on the earth, and a terminal device TM connected to the ground station via the communication network NW.
  • FIG. 14 is a schematic diagram for explaining image processing according to the ninth embodiment.
  • an image G1 is a schematic diagram of an image taken by the camera CR2, and shows image areas R91, R92, and R93 of obstacles.
  • the image G2 is a schematic diagram of an image in which the image areas R91, R92, and R93 of the obstacles included in the image G1 are replaced with objects OJ1, OJ2, and OJ3 formed from polygons.
  • the processor PS of the lander L51 extracts the obstacle image areas R91, R92, and R93, and generates objects OJ1, OJ2, and OJ3 using the polycon so as to match the sizes of the image areas R91, R92, and R93.
  • the obstacle image areas R91, R92, and R93 are replaced with the generated objects OJ1, OJ2, and OJ3.
  • the objects OJ1, OJ2, and OJ3 are not limited to those formed by polygons, but may be formed from predetermined image units.
  • the processor PS of the lander L51 has a size of each image area of an obstacle.
  • a corresponding object may be generated using the image unit.
  • FIG. 15 is a flowchart illustrating an example of a process flow according to the ninth embodiment.
  • Step S401 First, the spacecraft R51 captures an image with the camera CR2.
  • Step S402 the processor PS of the lander L51 replaces the obstacle in the image acquired in step S401 with an object composed of polygons.
  • Step S403 the lander L51 transmits the replaced image to the ground station ES. Thereby, the ground station ES receives the replaced image.
  • Step S404 the terminal device TM on the earth acquires and displays the replaced image from the ground station ES via the communication network NW. Thereby, the image after replacement is displayed on the terminal device TM, and the user confirms this image and determines the search operation of the spacecraft.
  • Step S405 the terminal device TM on the earth receives the search operation command from the user and transmits the search operation command to the ground station ES. Thereby, the ground station ES receives the search operation command from the terminal device TM.
  • Step S406 the ground station ES transmits a search operation command to the lander L51.
  • Step S407 the lander L51 transmits a search operation command to the searcher R51.
  • the probe R51 receives this search operation command.
  • Step S408 Next, the probe R51 operates in accordance with the search operation command.
  • the lander L51 matches the image area of the obstacle included in the image captured by the camera CR2 mounted on the spacecraft R51 with the size of the image area. And a step of replacing with an object composed of polygons or an object composed of a predetermined reference image, and a step of transmitting the replaced image from the lander L51 to the ground station ES. . With this configuration, it is possible to suppress the amount of communication between the lander L51 and the ground station ES.
  • the spacecraft processor may perform the image processing described above.
  • the present disclosure is not limited to the above-described embodiment as it is, and can be embodied by modifying the constituent elements without departing from the scope in the implementation stage.
  • various inventions can be formed by appropriately combining a plurality of components disclosed in the embodiment. For example, some components may be deleted from all the components shown in the embodiments.
  • constituent elements over different embodiments may be appropriately combined.

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Abstract

衛星、小惑星、または惑星において天然資源を探査する工程と、探査により検出された天然資源を取得する工程と、取得された天然資源を貯蔵する工程と、を有する。

Description

探査方法、探査システム、探査機、水素供給方法及び画像処理方法
　本開示は、探査方法、探査システム、探査機、水素供給方法及び画像処理方法に関する。
　月または惑星の探査活動に用いられる探査機が知られている。例えば、探査機には、月面上または惑星上を走行可能な宇宙探査用走行車があり（特開２０１０－１３２２６１号公報参照）、米国の火星ローバーなどが知られている。
　本開示の一側面に係る探査方法は、衛星、小惑星、または惑星において天然資源を探査する工程と、探査により検出された天然資源を取得する工程と、前記取得された天然資源を貯蔵する工程と、を有する。
本実施形態に係る探査方法の流れを示すフローチャートである。 第１の実施例に係る探査システムの概略を示す模式図である。 第１の実施例に係る探査方法の流れの一例を示すフローチャートである。 第２の実施例に係る探査システムの概略を示す模式図である。 第３の実施例に係る探査システムの概略を示す模式図である。 第４の実施例に係る探査システムの概略構成を示す模式図である。 第５の実施例に係る探査システムの概略構成を示す模式図である。 第６の実施例に係る探査システムの概略構成を示す模式図である。 水素と酸素の蓄積の流れの一例を示すフローチャートである。 月面に着陸したランダーに水素を再充填し、ランダーを再利用する一連の固定の一例を示す模式図である。 第７の実施例に係る探査システムの概略構成を示す模式図である。 第８の実施例に係る探査システムの概略構成を示す模式図である。 第９の実施例に係る探査システムの概略構成を示す模式図である。 第９の実施例に係る画像処理を説明するための模式図である。 第９の実施例に係る処理の流れの一例を示すフローチャートである。
　しかしながら、これまでの衛星、小惑星、または惑星における探査活動は、衛星、小惑星、または惑星の様子を撮影することに留まっており、天然資源の有用な探査活動については具体化されていなかった。
　本開示は、上記問題に鑑みてなされたものであり、衛星、小惑星、または惑星における天然資源の有効利用を可能とする探査方法、探査システム及び探査機を提供することを目的とする。
　本開示の第１の態様に係る探査方法は、衛星、小惑星、または惑星において天然資源を探査する工程と、探査により検出された天然資源を取得する工程と、前記取得された天然資源を貯蔵する工程と、を有する。
　この構成によれば、衛星、小惑星、または惑星における天然資源が貯蔵されることにより、後日、貯蔵された天然資源を有効利用することができる。
　本開示の第２の態様に係る探査方法は、第１の態様に係る探査方法であって、前記天然資源は水であり、前記取得する工程において、土壌あるいは岩石中に含まれる氷を気化させて水蒸気を回収することにより水を取得する。
　この構成によれば、水を取得して貯蔵することができるので、月で水を利用することができる。
　本開示の第３の態様に係る探査方法は、第２の態様に係る探査方法であって、前記衛星は月であり、前記探査する工程において、月の永久影になっている窪みを探査し、前記取得する工程において、前記永久影になっている窪みにおいて、土壌あるいは岩石を加熱することによって氷を気化させて水蒸気を回収することにより水を取得する。
　この構成によれば、月の永久影において水を取得して貯蔵することができるので、月で水を利用することができる。
　本開示の第４の態様に係る探査方法は、第１から３のいずれかの態様に係る探査方法であって、永久影以外の月面に配置された太陽電池が発電する工程を更に有し、前記取得する工程において、前記発電された電力を用いて、土壌あるいは岩石を加熱することによって氷を気化させて水蒸気を回収することにより水を取得する。
　この構成によれば、永久影になっている窪みであっても、永久影以外の月面に配置された太陽電池で発電された電力を用いて、窪み内の土壌あるいは岩石を加熱することができる。
　本開示の第５の態様に係る探査方法は、第１から４のいずれかの態様に係る探査方法であって、前記貯蔵する工程において、取得された水は配管を通ってタンクまで運ばれることにより当該タンクに水を蓄える。
　この構成によれば、水がタンクに蓄えられるので、宇宙空間で水を利用することができる。
　本開示の第６の態様に係る探査システムは、衛星、小惑星、または惑星において天然資源を検出する検出部と、前記検出部により検出された天然資源を取得する取得部と、前記取得された天然資源を貯蔵する貯蔵庫と、を備える。
　この構成によれば、水を取得して貯蔵することができるので、月で水を利用することができる。
　本開示の第７の態様に係る探査システムは、第６の態様に係る探査システムであって、前記天然資源は水であり、前記取得部は、土壌あるいは岩石中に含まれる氷を気化させて水蒸気を回収することにより水を取得する。
　この構成によれば、土壌あるいは岩石中に含まれる氷から水を取得することができる。
　本開示の第８の態様に係る探査システムは、第６または７の態様に係る探査システムであって、前記天然資源は水であり、前記貯蔵庫はタンクであり、前記タンクに接続された配管を更に備え、前記取得部で取得された水は前記配管を通って前記タンクまで運ばれる。
　この構成によれば、配管を通して水がタンクまで運ばれることにより水がタンクに蓄積される。
　本開示の第９の態様に係る探査システムは、第８の態様に係る探査システムであって、前記検出部と前記取得部とを有し、前記配管の一端部が接続され、月の永久影になっている窪みに配置された探査機と、前記配管の他端部が接続された前記タンクを有し、前記窪み以外の月面に配置された宇宙機と、を有する。
　この構成によれば、窪みの傾斜または窪みの斜面に存在する障害物などの要因によって、探査機が窪みから月面上に移動できない場合であっても、水が配管を通って宇宙機のタンクに蓄積されることにより、窪みから外に水を運ぶことができる。
　本開示の第１０の態様に係る探査システムは、第９の態様に係る探査システムであって、前記宇宙機は、太陽電池と、前記太陽電池で発電された電力を前記探査機に供給するよう制御する制御部と、を備え、前記探査機が有する前記取得部は、前記発電された電力を用いて、土壌あるいは岩石を加熱することによって氷を気化させて水を取得する。
　この構成によれば、永久影以外の月面に配置された太陽電池が発電し、発電された電力が探査機に供給される。このため、探査機における取得部は、発電された電力を用いて、土壌あるいは岩石を加熱することによって氷を気化させて水蒸気を回収することにより水を取得することができる。
　本開示の第１１の態様に係る探査システムは、第９または１０の態様に係る探査システムであって、前記宇宙機は、車輪を有し、走行可能な探査機である。
　この構成によれば、タンクに蓄積された水を月面の所望の場所に供給することができる。
　本開示の第１２の態様に係る探査システムは、第９または１０の態様に係る探査システムであって、前記宇宙機は、地球上の地上局と通信可能な通信部を備えるランダーである。
　この構成によれば、月において水がランダーに貯蔵されることにより、後日、貯蔵された水を有効利用することができる。
　本開示の第１３の態様に係る探査機は、衛星、小惑星、または惑星において天然資源を検出する検出部と、前記検出部により検出された天然資源を取得する取得部と、を備え、前記取得された天然資源が貯蔵庫に貯蔵される。
　この構成によれば、衛星、小惑星、または惑星における天然資源が貯蔵されることにより、後日、貯蔵された天然資源を有効利用することができる。
　本開示の第１４の態様に係る探査システムは、衛星、小惑星、または惑星の周りを周回する人工衛星と、前記人工衛星と無線通信可能な探査機と、を備える。
　この構成によれば、探査機は、人工衛星から、信号を受信可能である。
　本開示の第１５の態様に係る探査システムは、第１４の態様に係る探査システムであって、前記人工衛星は３機以上あり、前記探査機は、測位をするための測位用信号を複数の前記人工衛星から受信し、受信した複数の測位用信号に応じて、当該探査機が存在する衛星、小惑星、または惑星における位置を特定する。
　この構成によれば、探査機は、当該探査機が存在する衛星、小惑星、または惑星における位置を特定することができる。
　本開示の第１６の態様に係る探査システムは、第１４または１５の態様に係る探査システムであって、前記人工衛星は、天然資源がある位置を示す位置信号を探査機へ無線送信し、前記探査機は、前記位置信号を受信し、受信した位置信号が示す位置に近づくように移動する。
　この構成によれば、探査機は、天然資源がある位置まで移動することができる。
　本開示の第１７の態様に係る探査システムは、第１４から１６のいずれかの態様に係る探査システムであって、前記人工衛星は、前記天然資源がある位置までのルートを表すルート信号を探査機へ無線送信し、前記探査機は、前記ルート信号を受信し、受信したルート信号に基づいて移動する。
　この構成によれば、探査機は、天然資源がある位置まで容易に移動することができる。
　本開示の第１８の態様に係る探査システムは、少なくとも一つの探査機と、少なくとも一つのランダーと、を備え、前記ランダーそれぞれの間、及び／または前記ランダーと前記探査機との間、及び／または前記探査機それぞれの間は、電源ケーブル及び通信ケーブルを介して接続されている。
　この構成によれば、ランダー間、ランダーと探査機との間、探査機間で、電源ケーブルと通信ケーブルで接続されているので、データの交換と電力の交換を行うことができるので、より柔軟でより効率的な探査を実現することができる。
　本開示の第１９の態様に係る探査システムは、反射板と、太陽光パネルを有する探査機と、を備え、前記探査機が太陽の光が当たらない場所にいるときに、太陽の光が前記反射板によって反射されることによって、前記探査機に太陽の光が照射され、前記探査機の前記太陽光パネルで発電される。
　この構成によれば、探査機に太陽の光が当たらない場所でも発電をすることができ、発電した電力を用いて探査を継続することができる。
　本開示の第２０の態様に係る探査システムは、第１９の態様に係る探査システムであって、前記反射板は、ランダーまたは別の探査機に設けられており、前記ランダーまたは前記別の探査機は、太陽の光が直接当たる位置に配置されている。
　この構成によれば、反射板で太陽の光を反射することができる。
　本開示の第２１の態様に係る水素供給方法は、衛星、小惑星、または惑星において、水を採取する工程と、採取された水を電気分解する工程と、前記電気分解によって得られた水素を探査機のタンクに充填する工程と、前記探査機のタンクから補給先の対象物に水素を補給する工程と、を有する。
　この構成によれば、補給先の対象物に水素を供給することができる。
　本開示の第２２の態様に係る水素供給方法は、第２１の態様に係る探査システムであって、前記対象物は、ランダーのタンクであり、前記水素を補給する工程において、前記探査機のタンクから前記ランダーのタンクに水素を補給し、前記ランダーは供給された水素を用いて離陸する工程と、宇宙空間、または衛星、小惑星、または惑星の軌道上において、水素供給対象となる宇宙機に水素を補給する工程と、を更に有する。
　この構成によれば、水素供給対象となる宇宙機に水素を供給することができる。
　本開示の第２３の態様に係る探査方法は、燃料が充填されたタンクを有するランダーから、当該燃料を探査機のタンクに供給する工程と、前記探査機が、前記供給された燃料を用いて、動力源を駆動する工程と、を有する。
　この構成によれば、ランダーのタンクに余った燃料を、探査機の燃料として活用することができる。
　本開示の第２４の態様に係る探査方法は、射出機構を有する探査機からカメラを射出する工程と、前記カメラが、射出後に着地した地点において撮影する工程と、前記カメラが、前記撮影により得られた画像を前記探査機へ送信する工程と、を有する。
　この構成によれば、探査機が進入することが困難な場所であっても、カメラを飛ばすことによって当該探査機が進入することが困難な場所の周辺の画像を得ることができる。
　本開示の第２５の態様に係る画像処理方法は、ランダーまたは探査機が、前記探査機に搭載されたカメラによって撮像された画像に含まれる障害物の画像領域を、ポリゴンから構成されるオブジェクト、または予め決められた画像単位から構成されるオブジェクトで置換する工程と、置換後の画像を、前記ランダーから地上局へ送信する工程と、を有する。
　この構成によれば、ランダーと地上局との間の通信量を抑制することができる。
　本実施形態に係る天然資源とは、自然から得られる原材料である。天然資源は例えば、水、鉱物、生物などである。以下、本実施形態について、図面を参照しながら説明する。
　図１は、本実施形態に係る探査方法の流れを示すフローチャートである。
　（ステップＳ１０１）まず、衛星、小惑星、または惑星において天然資源を探査する。
　（ステップＳ１０２）次に、探査により検出された天然資源を取得する。
　（ステップＳ１０３）次に、取得された天然資源を貯蔵する。
　以上、本実施形態に係る探査方法によれば、衛星、小惑星、または惑星における天然資源が貯蔵されることにより、後日、貯蔵された天然資源を有効利用することができる。
　以下の各実施例では、探査システムを、一例として月の探査活動に用いる場合について説明する。また、各実施例では天然資源の一例として水を対象にして説明する。なお、各実施例に係る探査システムは、惑星、小惑星、他の衛星などの探索活動にも用いることができる。
　＜第１の実施例＞
　まず第１の実施例について説明する。図２は、第１の実施例に係る探査システムの概略を示す模式図である。図２の矢印Ａ１に示すように、月Ｍの北極付近では太陽光は、月面ＬＳに平行に入射する。このため、月Ｍの北極付近に形成された窪みＲの中は、太陽光が永久に当たらない永久影になる。窪みＲは例えばクレーターである。
　図２に示すように、探査システムＳ１は、探査機１と、タンク３と、探査機１とタンク３とを繋ぎ水が通る配管２とを備える。タンク３は貯蔵庫の一例であり、月面ＬＳに設置されている。
　探査機１は、無人探査機であり、地球上の地上局からの指令によって操作される。探査機１は、車輪１１、１２を備え、月面ＬＳを走行可能である。探査機１は、走行して、図２に示すように窪みＲの内部に侵入する。
　更に探査機１は、検出部１３と、取得部１４とを備える。
　検出部１３は、衛星、小惑星、または惑星において天然資源を検出する。本実施例の場合、検出部１３は、月Ｍの永久影になっている窪みＲにおいて、水を検出する。例えば検出部１３はニュートロンスペクトラムメータを用いて、水素と重水素の有無を検出することにより、水の有無を検出する。なお、検出部１３は、電導率を検出することにより水の有無を検出してもよいし、マススペクトルメータ、クロマトグラフィーまたはイメージングによって水を検出してもよい。
　取得部１４は、検出部１３により検出された天然資源を取得する。本実施例の場合、取得部１４は、検出部１３により検出された水を取得する。本実施形態では取得部１４は、加熱部１４１を備える。そして取得部１４は、永久影になっている窪みＲにおいて、矢印Ａ２に示すように加熱部１４１により土壌あるいは岩石を加熱する。これにより、土壌あるいは岩石中に含まれる氷が気化する。その後、取得部１４は、矢印Ａ３に示すように立ち上った水蒸気を回収することにより水を取得する。ここで、土壌は、月面ＬＳのレゴリスを含む。これにより、土壌（例えば、レゴリス）あるいは岩石に含まれる氷を気化させて水蒸気を回収することにより水を取得することができる。
　本実施例では、天然資源は水であり、貯蔵庫はタンク３であり、配管は、取得部１４とタンク３とを繋いでいる。これにより、取得部１４で取得された水が配管２を通ってタンク３まで運ばれる。
　図３は、第１の実施例に係る探査方法の流れの一例を示すフローチャートである。
　（ステップＳ２０１）まず、探査機１は、月の永久影になっている窪みＲを探査する。
　（ステップＳ２０２）次に、探査機１は、水を検出したか否か判定する。
　（ステップＳ２０３）ステップ２０２で水が検出された場合、探査機１は、土壌あるいは岩石を加熱することによって、土壌あるいは岩石に含まれる氷を気化させて水蒸気を回収することにより水を取得する。
　（ステップＳ２０４）次に、取得された水が配管２を通って当該タンク３に運ばれることにより、当該タンク３に水が蓄えられる。
　以上、第１の実施例に係る探査システムＳ１は、月において水を検出する検出部１３と、検出部１３により検出された水を取得する取得部１４と、取得された水を貯蔵するタンクと、を備える。
　これにより、月において水が貯蔵されることにより、後日、貯蔵された水を有効利用することができる。
　＜第２の実施例＞
　続いて第２の実施例について説明する。第１の実施例ではタンク３そのものが月面ＬＳに設置されたが、第２の実施例では一方の探査機がタンクを備え、太陽電池で発電された電力を他方の探査機に供給する。
　図４は、第２の実施例に係る探査システムの概略を示す模式図である。図２と同一の要素には同一の符号を付し、その説明を省略する。第２の実施例に係る探査システムＳ２は、探査機１と、探査機４とを備える。探査機１は、子機ともいう。第２の実施例に係る探査機１は、第１の実施例に係る探査機１と同様であるのでその説明を省略する。
　探査機４は、宇宙機の一例であり、親機ともいう。探査機４は、無人探査機であり、地球上の地上局からの指令によって操作される。
　探査機１と探査機４は、テザーと呼ばれる紐２０によって結ばれている。紐２０は、水が通る配管２１と、電力を供給する配線２２とを収容する。すなわち、配管２１の一端部が探査機１に接続され、配管２１の他端部が探査機４のタンク４３に接続されている。
　探査機４は、車輪４１、４２を備え、月面ＬＳを走行可能である。探査機４は、月面ＬＳ上において太陽光を受けることが可能な位置に移動可能である。更に探査機４は、タンク４３と、太陽電池４４と、制御部４５とを備える。
　探査機１から配管２１を通って供給された水がタンク４３に蓄積される。
　制御部４５は、太陽電池４４で発電された電力を探査機１に供給するよう制御するコントローラである。本実施例では、配線２２を介して電力が探査機１に供給される。なお、給電方法は、有線でも無線であってもよい。
　以上、第２の実施例に係る探査システムＳ２は、検出部１３と取得部１４とを有し、配管２１の一端部が接続された探査機１と、配管２１の他端部が接続されたタンク４３を有する探査機４と、を備える。検出部１３は、月Ｍにおいて水を検出し、取得部１４は、検出部１３により検出された水を取得する。
　これにより、月において水が探査機４に貯蔵されることにより、後日、貯蔵された水を有効利用することができる。
　また、探査機１は、永久影になっている窪みに配置され、探査機４は、永久影以外の月面に配置され、太陽電池４４と、太陽電池４４で発電された電力を探査機１に供給するよう制御する制御部４５と、を備える。探査機１が有する取得部１４は、発電された電力を用いて、土壌あるいは岩石を加熱することによって氷を気化させて水蒸気を回収することにより水を取得する。
　これにより、永久影以外の月面に配置された太陽電池４４が発電し、発電された電力が探査機１に供給される。このため、探査機１が有する取得部１４は、発電された電力を用いて、土壌あるいは岩石を加熱することによって氷を気化させて水蒸気を回収することにより水を取得することができる。
　また、本実施形態に係る探査機４は、車輪を有し、走行可能である。これにより、タンクに蓄積された水を月面の所望の場所に供給することができる。
　なお、探査機４は、地球上の地上局と通信可能な通信部を備えてもよい。
　＜第３の実施例＞
　続いて第３の実施例について説明する。第２の実施例では、永久影以外の月面に配置された宇宙機は探査機であったが、第３の実施例では、永久影以外の月面に配置された宇宙機はランダーである。ランダーとは天体（例えば、月などの衛星、小惑星、惑星など）の表面に着陸し、静止することが出来る宇宙機である。
　図５は、第３の実施例に係る探査システムの概略を示す模式図である。図２と同一の要素には同一の符号を付し、その説明を省略する。第３の実施例に係る探査システムＳ３は、探査機１と、ランダー５とを備える。第３の実施例に係る探査機１は、第１の実施例に係る探査機１と同様であるのでその説明を省略する。
　ランダー５は、月面ＬＳ上において太陽光を受けることが可能な位置に着陸する。
　探査機１とランダー５は、第２の実施例と同様に、テザーと呼ばれる紐２０によって結ばれている。紐２０は、水が通る配管２１と、電力を供給する配線２２とを収容する。すなわち、配管２１の一端部が探査機１に接続され、配管２１の他端部がランダー５のタンク５１に接続されている。
　ランダー５は、タンク５１と、太陽電池５２と、制御部５３と、通信部５４と、アンテナ５５とを備える。
　探査機１から供給された水がタンク５１に蓄積される。
　制御部５３は、太陽電池５２で発明された電力を探査機１に供給するよう制御するコントローラである。本実施例では、配線２２を介して電力が探査機１に供給される。
　通信部５４は、アンテナ５５を介して地球上の地上局と通信可能である。
　以上、第３の実施例に係る探査システムＳ３は、検出部１３と取得部１４とを有し、配管２１の一端部が接続された探査機１と、配管２１の他端部が接続されたタンク５１を有するランダー５と、を備える。検出部１３は、月Ｍにおいて水を検出し、取得部１４は、検出部１３により検出された水を取得する。
　これにより、月において水がランダー５に貯蔵されることにより、後日、貯蔵された水を有効利用することができる。
　なお、各実施例において、探査機１が検出部１３と取得部１４とを備えたが、これに限ったものではなく、一方の探査機が検出部１３を備え、他方の探査機が取得部１４を備えてもよい。例えば二つの探査機が窪みＲ内に侵入する場合、一方の探査機の検出部１３が水を検出し、他方の探査機の取得部１４が水を取得してもよい。また各実施例において、探査機１は核融合によって発電してもよい。
　なお、各実施例において、加熱部１４１は、土壌あるいは岩石を直接加熱したが、これに限らず、土を採取あるいは岩石を採掘して、採取した資料を加熱してもよい。また、取得部１４は、土壌を所定の深さまで掘った後に、加熱部１４１によって加熱してもよい。
　＜第４の実施例＞
　続いて、第４の実施例について説明する。第４の実施例では、月の周回軌道上に人工衛星があり、ランダー及び探査機がこの衛星と直接、無線通信可能であり、ランダー及び探査機は、この人工衛星から、信号を受信可能である。信号は、例えば、天然資源がある位置を示す位置信号、天然資源がある位置までのルートを表すルート信号、測位をするための測位用信号、及び／または最新の月面の画像を表す画像信号などである。また、第４の実施例では、ランダーと探査機は無線通信機能を有し、ランダー間、ランダーと探査機との間、探査機間で無線通信可能である。また、ランダー間、ランダーと探査機との間、探査機間は、テザー（Ｔｅｔｈｅｒ）と呼ばれる紐で繋がっており、この紐の内部に電源ケーブル及び通信ケーブルが収納されている。このように、ランダー間、ランダーと探査機との間、探査機間が電源ケーブル及び通信ケーブルで接続されている。
　図６は、第４の実施例に係る探査システムの概略構成を示す模式図である。図６に示すように、探査システムＳ４は、月の周回軌道上に配置された人工衛星ＳＴ１、ＳＴ２、ＳＴ３、ＳＴ４と、ランダーＬ１、Ｌ２と、探査機Ｒ１、Ｒ２、Ｒ３とを備える。人工衛星ＳＴ１、ＳＴ２、ＳＴ３と、ランダーＬ１、Ｌ２と、探査機Ｒ１、Ｒ２、Ｒ３はそれぞれ無線通信可能であり、互いに１対１の通信（peer to peer通信）が可能である。探査機Ｒ３は、月の窪み（例えばクレーター）に配置されている。
　ランダーＬ１は、無線通信用のアンテナＡＴ１、無線通信回路ＣＣ１を備える。同様にして、ランダーＬ２は、無線通信用のアンテナＡＴ２、無線通信回路ＣＣ２を備える。ランダーＬ１は、ランダーＬ２とテザー（Ｔｅｔｈｅｒ）と呼ばれる紐ＴＥ１で繋がっており、この紐ＴＥ１の内部に電源ケーブルＰＣ１及び通信ケーブルＮＣ１が収納されている。このように、ランダーＬ１とランダーＬ２の間は、電源ケーブルＰＣ１及び通信ケーブルＮＣ１で接続されている。
　探査機Ｒ１は、無線通信用のアンテナＡＴ３、無線通信回路ＣＣ３を備える。同様にして探査機Ｒ２は、無線通信用のアンテナＡＴ４、無線通信回路ＣＣ４を備える。同様にして探査機Ｒ３は、無線通信用のアンテナＡＴ５、無線通信回路ＣＣ５を備える。
　探査機Ｒ１は、ランダーＬ１とテザー（Ｔｅｔｈｅｒ）と呼ばれる紐ＴＥ２で繋がっており、この紐ＴＥ２の内部に電源ケーブルＰＣ２及び通信ケーブルＮＣ２が収納されている。このように、探査機Ｒ１とランダーＬ１の間は、電源ケーブルＰＣ２及び通信ケーブルＮＣ２で接続されている。
　同様に探査機Ｒ１は、他の探査機Ｒ２とテザー（Ｔｅｔｈｅｒ）と呼ばれる紐ＴＥ３で繋がっており、この紐ＴＥ３の内部に電源ケーブルＰＣ３及び通信ケーブルＮＣ３が収納されている。このように、探査機Ｒ１と探査機Ｒ２の間は、電源ケーブルＰＣ３及び通信ケーブルＮＣ３で接続されている。
　同様に探査機Ｒ２は、他の探査機Ｒ３とテザー（Ｔｅｔｈｅｒ）と呼ばれる紐ＴＥ４で繋がっており、この紐ＴＥ４の内部に電源ケーブルＰＣ４及び通信ケーブルＮＣ４が収納されている。このように、探査機Ｒ２と探査機Ｒ３の間は、電源ケーブルＰＣ４及び通信ケーブルＮＣ４で接続されている。
　これにより、ランダー間、ランダーと探査機との間、探査機間で、電源ケーブルと通信ケーブルで接続されているので、データの交換と電力の交換を行うことができるので、より柔軟でより効率的な探査を実現することができる。また、無線通信回路またはアンテナが故障した場合でも、通信ケーブルを介してデータの交換を継続することができる。
　人工衛星ＳＴ１～ＳＴ４は、ＧＰＳ（Global Positioning System）衛星として機能してもよい。その場合、探査機Ｒ１～Ｒ３は、測位をするための測位用信号を複数の人工衛星ＳＴ１～ＳＴ４から受信し、受信した複数の測位用信号に応じて、当該探査機Ｒ１～Ｒ３が存在する月における位置を特定してもよい。
　ここで人工衛星ＳＴ１からの測位用信号には例えば、当該人工衛星ＳＴ１に搭載された原子時計からの発信時刻のデータ、当該人工衛星ＳＴ１の天体暦（軌道）の情報などが含まれている。人工衛星ＳＴ２～ＳＴ４からの測位用信号も同様である。探査機Ｒ１～Ｒ３は、人工衛星ＳＴ１～ＳＴ４からの電波を受信し、その発信時刻を取得し、当該発信時刻と受信時刻との時刻差に電波の伝播速度（光の速度と同じ３０万ｋｍ／秒）を掛けることによって、当該人工衛星からの距離を決定する。
　ここで探査機Ｒ１～Ｒ３は、ＧＰＳ受信器と、時計を有する。探査機Ｒ１～Ｒ３は、４つの人工衛星ＳＴ１～ＳＴ４からの電波を受信し、受信時刻と探査機Ｒ１～Ｒ３の座標（３次元空間上の点）とを測位計算により求める。測位計算は、既存のＧＰＳ測位の方法を用いてよい。これにより、探査機Ｒ１～Ｒ３の位置を特定することができる。
　例えば人工衛星ＳＴ１～ＳＴ４は、天然資源がある位置を示す位置信号を探査機Ｒ１、Ｒ２またはＲ３へ無線送信してもよい。その場合、探査機Ｒ１、Ｒ２またはＲ３は、この位置信号を受信し、受信した位置信号が示す位置に近づくように移動する。これにより、探査機Ｒ１、Ｒ２またはＲ３は、天然資源がある位置まで移動することができる。
　また例えば人工衛星ＳＴ１～ＳＴ４は、天然資源（例えば、水）がある位置までのルートを表すルート信号を探査機Ｒ１、Ｒ２またはＲ３へ無線送信してもよい。その場合、探査機Ｒ１、Ｒ２またはＲ３は、このルート信号を受信し、受信したルート信号に基づいて移動してもよい。具体的には例えば探査機Ｒ１、Ｒ２またはＲ３は、ルート信号が示すルートに沿って移動してもよい。これにより、探査機Ｒ１、Ｒ２またはＲ３は、天然資源がある位置まで容易に移動することができる。
　以上、第４の実施例に係る探査システムＳ４は、月の周りを周回する人工衛星ＳＴ１～ＳＴ４と、人工衛星ＳＴ１～ＳＴ４と無線通信可能な探査機Ｒ１～Ｒ３とを備える。これにより、探査機Ｒ１～Ｒ３は、人工衛星ＳＴ１～ＳＴ４から、信号を受信可能である。
　また、第４の実施例に係る探査システムＳ４は、探査機Ｒ１～Ｒ３と、ランダーＬ１、Ｌ２と、を備える。ランダーＬ１、Ｌ２の間、ランダーＬ１と探査機Ｒ１との間、及び探査機Ｒ１、Ｒ２の間、探査機Ｒ２、Ｒ３の間は、電源ケーブル及び通信ケーブルを介して接続されている。これにより、ランダー間、ランダーと探査機との間、探査機間で、電源ケーブルと通信ケーブルで接続されているので、データの交換と電力の交換を行うことができるので、より柔軟でより効率的な探査を実現することができる。
　なお、ランダーと探査機との間、または探査機それぞれの間のいずれかの間だけ、電源ケーブル及び通信ケーブルを介して接続されていてもよい。また、探査機の数は３機としたが、これに限らず、少なくとも一つの探査機があればよい。また、ランダーの数は２機としたが、これに限らず、少なくとも一つのランダーがあればよい。
　なお、本実施例では一例として、測位のために人工衛星が４機あるものとして説明したが、これに限らず、測位するために３機または４機以上の人工衛星が設けられていてもよい。また、測位をしない場合には、人工衛星の数は１または２機でもよい。
　なお、人工衛星は月の周りを周回するものとして説明したが、探査対象が他の衛星、小惑星、または惑星の場合には、他の衛星、小惑星、または惑星の周りを周回する人工衛星であってもよい。また、探査機が３機あるものとして説明したが、２機以下でもよいし、４機以上あってもよい。
　＜第５の実施例＞
　続いて第５の実施例について説明する。第５の実施例に係る探査システムＳ５では、太陽光パネルを有する探査機が太陽の光が当たらない場所にいるときに、太陽の光が反射板によって反射されることによって、探査機に太陽の光が照射され、探査機の太陽光パネルで発電される。
　図７は、第５の実施例に係る探査システムの概略構成を示す模式図である。図７に示すように、探査システムＳ５は、反射板ＲＬ１が設けられているランダーＬ１１と、反射板ＲＬ２が設けられている探査機Ｒ１１と、太陽光パネル（図示せず）が自機の外面に設けられた探査機Ｒ１２とを備える。図７に示すように、探査機Ｒ１２は、月の縦穴を探索しており、影の領域ＳＡに位置しており、探査機Ｒ１２が太陽の光が当たらない場所にいる。
　ここで、光の経路ＳＬ１が示すように、太陽の光が反射板ＲＬ１によって反射されることによって、探査機Ｒ１２に太陽の光が照射される。また、光の経路ＳＬ２が示すように、太陽の光が反射板ＲＬ２によって反射されることによって、探査機Ｒ１２に太陽の光が照射される。これにより、探査機Ｒ１２の太陽光パネルで発電され、探査機Ｒ１２は発電された電力を用いて駆動する。例えば探査機Ｒ１２は、発電された電力で動力源（図示せず、例えばモータ、またはエンジンなど）を駆動する。これにより、探査機Ｒ１２に太陽の光が当たらない場所でも発電をすることができ、発電した電力を用いて探査を継続することができる。
　以上、第５の実施例に係る探査システムＳ５は、反射板ＲＬ１、ＲＬ２と、太陽光パネルを有する探査機Ｒ１２と、を備える。探査機Ｒ１２が太陽の光が当たらない場所にいるときに、太陽の光が反射板によって反射されることによって、探査機Ｒ１２に太陽の光が照射され、探査機Ｒ１２の太陽光パネルで発電される。この構成により、探査機Ｒ１２に太陽の光が当たらない場所でも発電をすることができ、発電した電力を用いて探査を継続することができる。
　また、反射板ＲＬ１、ＲＬ２は、ランダーＬ１１または別の探査機Ｒ１１に設けられており、ランダーＬ１１または別の探査機Ｒ１１は、太陽の光が直接当たる位置に配置されている。この構成により、反射板で太陽の光を反射することができる。
　なお、反射板の数は二つとしたが、これに限らず、一つでもよいし、三つ以上であってもよい。
　＜第６の実施例＞
　続いて第６の実施例について説明する。第６の実施例では、月面において、空になったランダーのタンクに燃料を充填し、ランダーは、充填した燃料を用いて月面から打ち上がる。そして、水素供給対象となる宇宙機（例えば、人工衛星）に燃料を補給する。ここで、水素供給対象となる宇宙機は、月の周回軌道、地球の周回軌道、または宇宙空間に位置する。
　本実施例ではその一例として燃料が水素であり、月において、水を採取し、採取された水を電気分解し、電気分解によって得られた水素を探査機のタンクに充填し、探査機のタンクからランダーのタンクに水素を補給する例について説明する。その後、一例としてランダーは供給された水素を用いて月面から離陸し、例えば月の周回軌道上に位置する人工衛星に水素を補給する。
　図８は、第６の実施例に係る探査システムの概略構成を示す模式図である。図８に示すように、探査システムＳ６は、月面に形成された窪みＲの中に配置された探査機１ｂと、探査機１ｂに配管Ｐ１を介して接続された精製部６１と、精製部６１に配管Ｐ２を介して接続された水タンク６２を備える。窪みＲは例えばクレーターである。更に探査システムＳ６は、水タンク６２に配管Ｐ３を介して接続された電気分解部６３と、電気分解部６３に配管Ｐ４を介して接続された水素タンク６４と、電気分解部６３に配管Ｐ５を介して接続された酸素タンク６５とを備える。
　更に探査システムＳ６は、タンクＴ１～Ｔ３及びスラスターＴＨを有するランダーＬ２１と、タンクＴ４、Ｔ５を有する探査機Ｒ２１と、月の周回軌道上に位置する人工衛星ＳＴ５を備える。
　探査機１ｂは、第１の実施例に係る探査機１と比べて、更にロボットアーム１５が追加され、取得部１４が加熱器１６及びタンク１７に変更された構成になっている。探査機１ｂは、このロボットアーム１５を用いて、土壌を掘り起こすことができる。
　以下、図９を用いて、水素と酸素の蓄積の流れについて説明する。図９は、水素と酸素の蓄積の流れの一例を示すフローチャートである。探査機１ｂは、月の北極付近に形成された窪みに位置しているものとして以下説明する。
　（ステップＳ３０１）まず、探査機１ｂは、ロボットアーム１５で土壌を掘る。
　（ステップＳ３０２）次に、ロボットアーム１５で土壌を掘った後に、探査機１ｂは例えば、ロボットアーム１５によって、掘った土壌、または土壌を掘った先にある土壌（例えば、レゴリス）、岩石あるいは氷の塊を、内部に設けられたタンク１７内に移動させ、加熱器１６によってタンク１７内に移動させた土壌、岩石あるいは氷の塊を加熱させる。これにより、土壌あるいは岩石中の氷、または氷の塊を気化させて水蒸気を回収するか、液化させることにより、水を取得する。なお、水の取得方法についてはこの方法に限定するものではなく、他の実施例における方法など他の方法も使用することができる。
　（ステップＳ３０３）次に、精製部６１は、配管Ｐ１を介してタンク１７から供給された水を精製する。その後、精製後の水が配管Ｐ２を通って水タンク６２に供給され、水タンク６２に蓄積される。
　（ステップＳ３０４）次に、電気分解部６３は、水タンク６２から配管Ｐ３を介して供給された水を電気分解する。電気分解後により水素と酸素が生成される。
　（ステップＳ３０５）水素は配管Ｐ４を介して水素タンク６４に供給され、水素は水素タンク６４に蓄積される。一方、酸素は配管Ｐ５を介して酸素タンク６５に供給され、酸素タンク６５に蓄積される。
　続いて図１０を用いて、月面に着陸したランダーに水素を再充填し、ランダーを再利用する処理について説明する。図１０は、月面に着陸したランダーに水素を再充填し、ランダーを再利用する一連の固定の一例を示す模式図である。
　まず、矢印Ａ１１に示すように、ランダーＬ２１が月面に着陸する。ここでタンクＴ１～Ｔ３は空である。
　次に、矢印Ａ１２に示すように、水素タンク６４から、探査機Ｒ２１のタンクＴ４、Ｔ５に水素を補給する。その後、探査機Ｒ２１がランダーＬ２１の近くまで移動する。
　次に、矢印Ａ１３に示すように、探査機Ｒ２１のタンクＴ４、Ｔ５から、ランダーＬ２１のタンクＴ１～Ｔ３に水素を補給する。
　次に、矢印Ａ１４に示すように、ランダーＬ２１は、タンクＴ１～Ｔ３に補給された水素を燃料として燃やすことにより、月面から離陸する。
　次に、矢印Ａ１５に示すように、ランダーＬ２１は、月面軌道上で、人工衛星ＳＴ５から空になったタンク（図示せず）を外し、その後、水素が充填されたタンクＴ３を人工衛星ＳＴ５に連結させる。これにより、人工衛星ＳＴ５に水素を供給させることができる。
　以上、第６の実施例に係る水素供給方法は、月において、水を採取する工程と、採取された水を電気分解する工程と、電気分解によって得られた水素を探査機Ｒ２１のタンクＴ４、Ｔ５に充填する工程と、探査機Ｒ２１のタンクＴ４、Ｔ５から補給先の対象物（ここでは一例としてランダーＬ２１のタンクＴ１～Ｔ３）に水素を補給する工程と、を有する。この構成により、補給先の対象物に水素を供給することができる。なお、対象物は、ランダーＬ２１のタンクＴ１～Ｔ３だけでなく、他の探査機、水素貯蔵用タンクなどであってもよい。
　更に第６の実施例に係る水素供給方法は、ランダーは供給された水素を用いて離陸する工程と、宇宙空間、または衛星、小惑星、または惑星の軌道上において（ここでは一例として月の周回軌道上において）、水素供給対象となる宇宙機（ここでは一例として人工衛星）に水素を補給する工程とを有する。この構成により、水素供給対象となる宇宙機に水素を供給することができる。
　なお、宇宙機は人工衛星だけに限らず、宇宙船、宇宙ステーション、人工惑星、宇宙探査機などであってもよい。
　＜第７の実施例＞
　続いて第７の実施例について説明する。第７の実施例に係る探査システムは、月面に着陸したランダーのタンクに余った燃料を、探査機の燃料として利用するものである。
　図１１は、第７の実施例に係る探査システムの概略構成を示す模式図である。図１１に示すように、探査システムＳ７は、タンクＴ３１、Ｔ３２、Ｔ３３を有するランダーＬ３１と、タンクＴ４と動力源Ｅとを有する探査機Ｒ３１とを備える。動力源Ｅを例えば小型のスラスターである。本実施例では、月面に着陸したランダーＬ３１のタンクＴ３１、Ｔ３２、Ｔ３３には燃料が残っていることを前提とする。その前提の下で、ランダーＬ３１のタンクＴ３３から管Ｐ３１を介して探査機Ｒ３１のタンクＴ３４に燃料を供給する。
　次に、探査機Ｒ３１は、供給された燃料を用いて、動力源Ｅを駆動する。これにより、矢印Ａ２１に示すように、探査機Ｒ３１は月面上を移動することができる。
　以上、第７の実施例に係る探査方法は、燃料が充填されたタンクを有するランダーＬ３１から、当該燃料を探査機のタンクに供給する工程と、探査機Ｒ３１が、供給された燃料を用いて、動力源Ｅを駆動する工程とを有する。これにより、ランダーＬ３１のタンクＴ３１～Ｔ３３に余った燃料を、探査機Ｒ３１の燃料として活用することができる。
　＜第８の実施例＞
　続いて第８の実施例について説明する。第８の実施例は、探査機が進入することが困難な場所（ここでは一例として縦穴）にカメラを射出し、カメラが射出後に着地した地点において撮影し、カメラが撮影により得られた画像を探査機へ送信する。
　図１２は、第８の実施例に係る探査システムの概略構成を示す模式図である。図１２に示すように、探査システムＳ８は、月面に配置された探査機Ｒ４１を備える。探査機Ｒ４１は、探査機本体Ｂ４１と、配線ＷＲと、配線ＷＲを介して探査機本体Ｂ４１に接続されたカメラＣＲと、カメラＣＲを射出する射出機構ＩＪとを有する。図１２は、射出機構ＩＪによって、カメラＣＲが射出されて、射出後に着地した状態が示されている。この状態で、カメラＣＲが撮影し、撮影により得られた画像を配線ＷＲを介して探査機Ｒ４１へ送信する。
　以上、第８の実施例に係る探査方法は、射出機構ＩＪを有する探査機Ｒ４１からカメラＣＲを射出する工程と、カメラＣＲが、射出後に着地した地点において撮影する工程と、カメラＣＲが、撮影により得られた画像を配線ＷＲを介して探査機Ｒ４１へ送信する工程と、を有する。これにより、探査機が進入することが困難な場所であっても、カメラＣＲを飛ばすことによって当該探査機が進入することが困難な場所の周辺の画像を得ることができる。
　なお、探査機Ｒ４１は更に配線ＷＲを巻き取る巻取機構を有していてもよい。この巻取機構が配線ＷＲを巻き取ることにより、カメラＣＲを射出機構ＩＪに射出可能に収納するようにしてもよい。これにより、何度も射出することができ、異なる場所で撮影することができる。
　また、カメラＣＲ及び探査機本体Ｂ４１は無線通信機能を有してもよく、その場合には、カメラＣＲから画像を探査機本体Ｂ４１へ無線で送信してもよい。
　＜第９の実施例＞
　続いて第９の実施例について説明する。第９の実施例に係る画像変換方法では、ランダーが、探査機に搭載されたカメラによって撮像された画像に含まれる障害物の画像領域を、ポリゴンから構成されるオブジェクトまたは予め決められた画像単位から構成されるオブジェクトで置換し、置換後の画像を、ランダーから地上局へ送信する。
　図１３は、第９の実施例に係る探査システムの概略構成を示す模式図である。図１３に示すように、第９の実施例に係る探査システムＳ９は、カメラＣＲ２とアンテナＡＴ６を有し且つ月面上に配置された探査機Ｒ５１と、プロセッサＰＳとアンテナＡＴ７を有し且つ月面上に着陸したランダーＬ５１とを備える。更に探査システムＳ９は、アンテナＡＴ８を有し且つ地球上に配置された地上局ＥＳと、通信網ＮＷを介して地上局と接続された端末装置ＴＭとを備える。
　続いて図１４を用いて第９の実施例に係る画像処理を説明する。図１４は、第９の実施例に係る画像処理を説明するための模式図である。図１４において、画像Ｇ１は、カメラＣＲ２によって撮影された画像の模式図であり、障害物の画像領域Ｒ９１、Ｒ９２、Ｒ９３が示されている。画像Ｇ２は、画像Ｇ１に含まれる障害物の画像領域Ｒ９１、Ｒ９２、Ｒ９３が、ポリゴンから構成されるオブジェクトＯＪ１、ＯＪ２、ＯＪ３に置換された画像の模式図である。
　ランダーＬ５１のプロセッサＰＳは、障害物の画像領域Ｒ９１、Ｒ９２、Ｒ９３を抽出し、画像領域Ｒ９１、Ｒ９２、Ｒ９３それぞれの大きさにあうように、ポリコンを用いてオブジェクトＯＪ１、ＯＪ２、ＯＪ３を生成し、障害物の画像領域Ｒ９１、Ｒ９２、Ｒ９３を、生成したオブジェクトＯＪ１、ＯＪ２、ＯＪ３で置換する。
　なお、オブジェクトＯＪ１、ＯＪ２、ＯＪ３はポリゴンによって構成されているものに限らず、予め決められた画像単位から構成されてもよく、例えば、ランダーＬ５１のプロセッサＰＳは、障害物の画像領域それぞれの大きさにあうように、当該画像単位を用いて対応するオブジェクトを生成してもよい。
　続いて、第９の実施例に係る処理の流れについて図１５を用いて説明する。図１５は、第９の実施例に係る処理の流れの一例を示すフローチャートである。
　（ステップＳ４０１）まず、探査機Ｒ５１は、カメラＣＲ２で撮影して、画像を取得する。
　（ステップＳ４０２）次に、ランダーＬ５１のプロセッサＰＳは、ステップＳ４０１で取得された画像中の障害物をポリゴンによって構成されるオブジェクトで置換する。
　（ステップＳ４０３）次に、ランダーＬ５１は、置換後の画像を地上局ＥＳへ送信する。これにより、地上局ＥＳは置換後の画像を受信する。
　（ステップＳ４０４）次に、地球上の端末装置ＴＭは、置換後の画像を通信網ＮＷを介して地上局ＥＳから取得して表示する。これにより、置換後の画像が端末装置ＴＭに表示され、ユーザはこの画像を確認して、探査機の探査動作を決定する。
　（ステップＳ４０５）次に、地球上の端末装置ＴＭは、ユーザから探査動作指令を受け付け、地上局ＥＳに探査動作指令を送信する。これにより、地上局ＥＳは、端末装置ＴＭから探査動作指令を受信する。
　（ステップＳ４０６）次に、地上局ＥＳは、探査動作指令をランダーＬ５１へ送信する。
　（ステップＳ４０７）次に、ランダーＬ５１が探査動作指令を探査機Ｒ５１へ送信する。これにより、探査機Ｒ５１はこの探査動作指令を受信する。
　（ステップＳ４０８）次に、探査機Ｒ５１が探査動作指令に従って動作する。
　以上、第９の実施例に係る画像処理方法は、ランダーＬ５１が、探査機Ｒ５１に搭載されたカメラＣＲ２によって撮像された画像に含まれる障害物の画像領域を、当該画像領域の大きさに合うように生成され、且つポリゴンから構成されたオブジェクトまたは予め決められた基準画像から構成されたオブジェクトで置換する工程と、置換後の画像を、ランダーＬ５１から地上局ＥＳへ送信する工程と、を有する。この構成により、ランダーＬ５１と地上局ＥＳとの間の通信量を抑制することができる。
　なお、ランダーのプロセッサＰＳではなく、探査機のプロセッサが、上述した画像処理を行ってもよい。
　以上、本開示は上記実施形態そのままに限定されるものではなく、実施段階ではその要旨を逸脱しない範囲で構成要素を変形して具体化できる。また、上記実施形態に開示されている複数の構成要素の適宜な組み合わせにより、種々の発明を形成できる。例えば、実施例に示される全構成要素から幾つかの構成要素を削除してもよい。更に、異なる実施例にわたる構成要素を適宜組み合わせてもよい。
１　探査機
１１、１２　車輪
１３　検出部
１４　取得部
１４１　加熱部
２、２１　配管
２０　紐
２２　配線
３　タンク
４　探査機
４１、４２　車輪
４３、５１　タンク
４４、５２　太陽電池
４５、５３　制御部
５　ランダー
５４　通信部
５５　アンテナ
６１　精製部
６２　水タンク
６３　電気分解部
６４　水素タンク
６５　酸素タンク
Ｓ１～Ｓ９　探査システム
ＡＴ１～ＡＴ８　アンテナ
Ｂ４１　探査機本体
ＣＣ１～ＣＣ５　無線通信回路
ＣＲ、ＣＲ２　カメラ
Ｅ　動力源
ＥＳ　地上局
ＩＪ　射出機構
Ｌ１、Ｌ２、Ｌ１１、Ｌ２１、Ｌ２３、Ｌ５１　ランダー
ＮＣ１～ＮＣ４　通信ケーブル
Ｐ１～Ｐ５　配管
ＰＣ１～ＰＣ４　電源ケーブル
Ｒ１、Ｒ２、Ｒ３、Ｒ１１、Ｒ２１、Ｒ３１、Ｒ４１、Ｒ５１、Ｒ９１　探査機
ＲＬ１、ＲＬ２　反射板
ＳＴ１～ＳＴ５　人工衛星
Ｔ１～Ｔ３、Ｔ３１～Ｔ３３、Ｔ３４　タンク
ＴＥ１～ＴＥ４　紐
ＴＨ　スラスター
ＴＭ　端末装置
ＷＲ　配線

 

Claims (25)

  1. 　衛星、小惑星、または惑星において天然資源を探査する工程と、
    　探査により検出された天然資源を取得する工程と、
    　前記取得された天然資源を貯蔵する工程と、
    　を有する探査方法。
  2. 　前記天然資源は水であり、
    　前記取得する工程において、土壌あるいは岩石中に含まれる氷を気化させて水蒸気を回収することにより水を取得する
    　請求項１に記載の探査方法。
  3. 　前記衛星は月であり、
    　前記探査する工程において、月の永久影になっている窪みを探査し、
    　前記取得する工程において、前記永久影になっている窪みにおいて、土壌あるいは岩石を加熱することによって氷を気化させて水蒸気を回収することにより水を取得する
    　請求項２に記載の探査方法。
  4. 　永久影以外の月面に配置された太陽電池が発電する工程を更に有し、
    　前記取得する工程において、前記発電された電力を用いて、土壌あるいは岩石を加熱することによって氷を気化させて水蒸気を回収することにより水を取得する
    　請求項３に記載の探査方法。
  5. 　前記貯蔵する工程において、取得された水は配管を通ってタンクまで運ばれることにより当該タンクに水を蓄える
    　請求項１から４のいずれか一項に記載の探査方法。
  6. 　衛星、小惑星、または惑星において天然資源を検出する検出部と、
    　前記検出部により検出された天然資源を取得する取得部と、
    　前記取得された天然資源を貯蔵する貯蔵庫と、
    　を備える探査システム。
  7. 　前記天然資源は水であり、
    　前記取得部は、土壌あるいは岩石中に含まれる氷を気化させて水蒸気を回収することにより水を取得する
    　請求項６に記載の探査システム。
  8. 　前記天然資源は水であり、
    　前記貯蔵庫はタンクであり、
    　前記タンクに接続された配管を更に備え、
    　前記取得部で取得された水は前記配管を通って前記タンクまで運ばれる
    　請求項６または７に記載の探査システム。
  9. 　前記検出部と前記取得部とを有し、前記配管の一端部が接続され、月の永久影になっている窪みに配置された探査機と、
    　前記配管の他端部が接続された前記タンクを有し、前記窪み以外の月面に配置された宇宙機と、
    　を有する請求項８に記載の探査システム。
  10. 　前記宇宙機は、太陽電池と、前記太陽電池で発電された電力を前記探査機に供給するよう制御する制御部と、を備え、
    　前記探査機が有する前記取得部は、前記発電された電力を用いて、土壌あるいは岩石を加熱することによって氷を気化させて水を取得する
    　請求項９に記載の探査システム。
  11. 　前記宇宙機は、車輪を有し、走行可能な探査機である
    　請求項９または１０に記載の探査システム。
  12. 　前記宇宙機は、地球上の地上局と通信可能な通信部を備えるランダーである
    　請求項９または１０に記載の探査システム。
  13. 　衛星、小惑星、または惑星において天然資源を検出する検出部と、
    　前記検出部により検出された天然資源を取得する取得部と、
    　を備え、
    　前記取得された天然資源が貯蔵庫に貯蔵される探査機。
  14. 　衛星、小惑星、または惑星の周りを周回する人工衛星と、
    　前記人工衛星と無線通信可能な探査機と、
    　を備える探査システム。
  15. 　前記人工衛星は３機以上あり、
    　前記探査機は、測位をするための測位用信号を複数の前記人工衛星から受信し、受信した複数の測位用信号に応じて、当該探査機が存在する衛星、小惑星、または惑星における位置を特定する
    　請求項１４に記載の探査システム。
  16. 　前記人工衛星は、天然資源がある位置を示す位置信号を探査機へ無線送信し、
    　前記探査機は、前記位置信号を受信し、受信した位置信号が示す位置に近づくように移動する
    　請求項１５に記載の探査システム。
  17. 　前記人工衛星は、前記天然資源がある位置までのルートを表すルート信号を探査機へ無線送信し、
    　前記探査機は、前記ルート信号を受信し、受信したルート信号に基づいて移動する
    　請求項１５に記載の探査システム。
  18. 　少なくとも一つの探査機と、
    　少なくとも一つのランダーと、
    　を備え、
    　前記ランダーそれぞれの間、及び／または前記ランダーと前記探査機との間、及び／または前記探査機それぞれの間は、電源ケーブル及び通信ケーブルを介して接続されている
    　探査システム。
  19. 　反射板と、
    　太陽光パネルを有する探査機と、
    　を備え、
    　前記探査機が太陽の光が当たらない場所にいるときに、太陽の光が前記反射板によって反射されることによって、前記探査機に太陽の光が照射され、前記探査機の前記太陽光パネルで発電される
    　探査システム。
  20. 　前記反射板は、ランダーまたは別の探査機に設けられており、
    　前記ランダーまたは前記別の探査機は、太陽の光が直接当たる位置に配置されている
    　請求項１９に記載の探査システム。
  21. 　衛星、小惑星、または惑星において、水を採取する工程と、
    　採取された水を電気分解する工程と、
    　前記電気分解によって得られた水素を探査機のタンクに充填する工程と、
    　前記探査機のタンクから補給先の対象物に水素を補給する工程と、
    　を有する水素供給方法。
  22. 　前記対象物は、ランダーのタンクであり、
    　前記水素を補給する工程において、前記探査機のタンクから前記ランダーのタンクに水素を補給し、
    　前記ランダーは供給された水素を用いて離陸する工程と、
    　宇宙空間、または衛星、小惑星、または惑星の軌道上において、水素供給対象となる宇宙機に水素を補給する工程と、
    　を更に有する請求項２１に記載の水素供給方法。
  23. 　燃料が充填されたタンクを有するランダーから、当該燃料を探査機のタンクに供給する工程と、
    　前記探査機が、前記供給された燃料を用いて、動力源を駆動する工程と、
    　を有する探査方法。
  24. 　射出機構を有する探査機からカメラを射出する工程と、
    　前記カメラが、射出後に着地した地点において撮影する工程と、
    　前記カメラが、前記撮影により得られた画像を前記探査機へ送信する工程と、
    　を有する探査方法。
  25. 　ランダーまたは探査機が、前記探査機に搭載されたカメラによって撮像された画像に含まれる障害物の画像領域を、当該画像領域の大きさに合うように生成された、ポリゴンから構成されたオブジェクトまたは予め決められた基準画像から構成されたオブジェクトで置換する工程と、
    　置換後の画像を、前記ランダーから地上局へ送信する工程と、
    　を有する画像処理方法。
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