WO2020217340A1 - 衛星コンステレーション、地上設備および人工衛星 - Google Patents

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WO2020217340A1
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artificial
artificial satellite
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PCT/JP2019/017433
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久幸 迎
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三菱電機株式会社
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    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B64G1/1021—Earth observation satellites
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
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    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • B64G1/2423—Sun-synchronous orbits

Definitions

  • the present invention relates to a system for monitoring the earth from space.
  • the orbit of an artificial satellite is affected by the elliptical effect of the earth (earth flattening effect), asymmetry with respect to the equatorial plane of the earth, and higher-order components, compared to the case where the earth is calculated as a mass point without volume. Therefore, an effect such as rotation of the orbital surface with respect to the inertial space occurs.
  • An artificial satellite that orbits the earth flies about 36,000 kilometers above the equator and orbits the earth in about one day in synchronization with the rotation of the earth. Therefore, the geostationary orbit satellite appears to be stationary in the sky when viewed from a specific point on the ground. That is, the monitoring means mounted on the geostationary orbit satellite enables constant monitoring of a specific point. Since geostationary satellites fly about 36,000 kilometers above the equator, geostationary satellites monitor at long distances. In addition, when monitoring mid-latitudes (for example, around 35 degrees north latitude), monitoring by geostationary satellites is strabismus monitoring. Therefore, it is difficult to increase the resolution of monitoring by geostationary satellites.
  • Geostationary orbit satellites have traditionally been put into geostationary orbit by chemical propulsion. Therefore, it is necessary to mount a large amount of propellant on a geostationary orbit satellite, and it is difficult to mount an imaging means having a large aperture and a long focal length on the geostationary orbit satellite.
  • Chemical propulsion or electric propulsion is used as a propulsion means for artificial satellites.
  • electric propulsion is used in artificial satellites called ultra-low altitude demonstrator.
  • the ultra-low altitude demonstrator maintains the orbital altitude (about 200 kilometers) where atmospheric resistance cannot be ignored by increasing the speed of electric propulsion, and has the effect of high-resolution monitoring.
  • Ultra-low altitude demonstrator does not have synchronization with the rotation of the earth like geostationary satellites. Therefore, it is not possible to constantly monitor a specific point by monitoring with an ultra-low altitude demonstrator.
  • Patent Document 1 discloses a system for observing an observation target area in a short time after making an observation plan using a plurality of observation satellite groups.
  • the system disclosed in Patent Document 1 requires a large number of observation satellites.
  • An object of the present invention is to facilitate observation of a target area by linking fewer artificial satellites.
  • the satellite constellation of the present invention It is equipped with three or more artificial satellites that monitor the target area of the earth.
  • Each of the three or more artificial satellites orbits an elliptical orbit having sun synchronization and an orbit inclination angle.
  • the long axis of each elliptical orbit forms an equal angle with the long axis of each of the two adjacent elliptical orbits on the orbital plane.
  • FIG. 1 The block diagram of the monitoring system 100 in Embodiment 1.
  • FIG. 1 The block diagram of the artificial satellite 210 in Embodiment 1.
  • FIG. 1 The block diagram of the satellite constellation 200 in Embodiment 1.
  • FIG. 1 The figure which shows the movement of the satellite constellation 200 in Embodiment 1.
  • FIG. 1 The figure which shows the movement of the satellite constellation 200 in Embodiment 1.
  • FIG. 1 The figure which shows the movement of the satellite constellation 200 in Embodiment 1.
  • FIG. 1 The figure which shows the adjustment of the orbit inclination angle in Embodiment 1.
  • FIG. The figure which shows the sun-synchronous orbit about the artificial satellite 210 in Embodiment 1.
  • FIG. The figure which shows the 1st Example of the satellite constellation 200 in Embodiment 2.
  • FIG. 1 The figure which shows the 2nd Example of the satellite constellation 200 in Embodiment 2.
  • FIG. 2 The figure which shows the 3rd Example of the satellite constellation 200 in Embodiment 2.
  • FIG. 2 The figure which shows the 3rd Example of the satellite constellation 200 in Embodiment 2.
  • FIG. 1 The figure which shows the 3rd Example of the satellite constellation 200 in Embodiment 2.
  • Embodiment 1 The satellite constellation 200 will be described with reference to FIGS. 1 to 12.
  • the configuration of the monitoring system 100 will be described with reference to FIG.
  • the monitoring system 100 is a system for monitoring the target area of the earth, and includes a satellite constellation 200 and a ground facility 300. "Monitoring” may be read as "observation”.
  • the satellite constellation 200 is composed of three or more artificial satellites 210.
  • the satellite constellation 200 is a three-machine constellation composed of three artificial satellites (210A to 210C).
  • the satellite constellation 200 may be composed of four or more artificial satellites 210.
  • Three artificial satellites (210A-210C) cooperate with each other to monitor the target area of the earth.
  • the ground equipment 300 includes a satellite control device 310 and a satellite communication device 320, and controls the satellite constellation 200 by communicating with each artificial satellite 210.
  • the satellite control device 310 is a computer that generates various commands for controlling each artificial satellite (210A to 210C), and includes hardware such as a processing circuit and an input / output interface. The processing circuit generates various commands. An input device and an output device are connected to the input / output interface.
  • the satellite control device 310 is connected to the satellite communication device 320 via an input / output interface.
  • the satellite communication device 320 communicates with each artificial satellite (210A to 210C). Specifically, the satellite communication device 320 transmits various commands to each artificial satellite (210A to 210C). Further, the satellite communication device 320 receives the monitoring data transmitted from each artificial satellite (210A to 210C).
  • the configuration of the artificial satellite 210 will be described with reference to FIG.
  • Each artificial satellite (210A to 210B) is configured as follows.
  • the artificial satellite 210 includes a monitoring device 211, a monitoring control device 212, a communication device 213, a propulsion device 214, an attitude control device 215, and a power supply device 216.
  • the monitoring device 211 is a device for monitoring the target area of the earth.
  • the monitoring device 211 is a visible optical sensor, an infrared optical sensor or a synthetic aperture radar (SAR).
  • the monitoring device 211 generates monitoring data.
  • the surveillance data is data corresponding to an image showing the target area of the earth.
  • the monitoring control device 212 is a computer that controls the monitoring device 211, the propulsion device 214, and the attitude control device 215, and includes a processing circuit. Specifically, the monitoring control device 212 controls the monitoring control device 212, the propulsion device 214, and the attitude control device 215 according to various commands transmitted from the ground equipment 300.
  • the communication device 213 is a device that communicates with the ground equipment 300. Specifically, the communication device 213 transmits the monitoring data to the ground equipment 300. Further, the communication device 213 receives various commands transmitted from the ground equipment 300.
  • the propulsion device 214 is a device that gives a propulsive force to the artificial satellite 210, and changes the speed of the artificial satellite 210. Specifically, the propulsion device 214 is an electric propulsion device.
  • the propulsion device 214 is an ion engine or a Hall thruster.
  • the attitude control device 215 is a device for controlling attitude elements such as the attitude of the artificial satellite 210, the angular velocity of the artificial satellite 210, and the line-of-sight direction (Line Of Right) of the monitoring device 211.
  • Attitude control device 215 changes each attitude element in a desired direction.
  • the attitude control device 215 maintains each attitude element in a desired direction.
  • the attitude control device 215 includes an attitude sensor, an actuator, and a controller.
  • Attitude sensors include gyroscopes, earth sensors, sun sensors, star trackers, thrusters, magnetic sensors and the like.
  • Actuators include attitude control thrusters, momentum wheels, reaction wheels and control moment gyros.
  • the controller controls the actuator according to the measurement data of the attitude sensor or various commands from the ground equipment 300.
  • the power supply device 216 includes a solar cell, a battery, a power control device, and the like, and supplies power to each device mounted
  • the processing circuits provided in each of the satellite control device 310 and the monitoring control device 212 will be described.
  • the processing circuit may be dedicated hardware or a processor that executes a program stored in memory.
  • some functions may be realized by dedicated hardware and the remaining functions may be realized by software or firmware. That is, the processing circuit can be realized by hardware, software, firmware or a combination thereof.
  • Dedicated hardware is, for example, a single circuit, a composite circuit, a programmed processor, a parallel programmed processor, an ASIC, an FPGA, or a combination thereof.
  • ASIC is an abbreviation for Application Specific Integrated Circuit.
  • FPGA is an abbreviation for Field Programmable Gate Array.
  • the pointing function of the artificial satellite 210 will be described.
  • the artificial satellite 210 has a pointing function for directing the monitoring direction to the target area.
  • the artificial satellite 210 includes a reaction wheel.
  • the reaction wheel is a device for controlling the attitude of the artificial satellite 210.
  • Body pointing is realized by controlling the attitude of the artificial satellite 210 with the reaction wheel.
  • the monitoring device 211 includes a pointing mechanism.
  • the pointing mechanism is a mechanism for changing the line-of-sight direction of the monitoring device 211.
  • a drive mirror or the like is used for the pointing mechanism.
  • the monitoring function of the monitoring device 211 will be described.
  • the monitoring device 211 has a variable resolution function and an autofocus function.
  • the resolution variable function is a function that changes the resolution of monitoring data.
  • the autofocus function is a function that focuses on the monitored object.
  • FIG. 3 shows the satellite constellation 200 as seen from the normal direction of the orbital plane 103.
  • FIG. 4 shows the satellite constellation 200 as seen from the orbital plane 103.
  • FIG. 4 shows a satellite constellation 200 as seen from above the equator. 5, 6 and 7 show how the long axis of the elliptical orbit of each artificial satellite (210A to 210C) rotates around the earth 101 on the orbital surface 103.
  • the orbital surface 103 is a surface on which elliptical orbits of each artificial satellite (210A to 210C) are arranged.
  • Each artificial satellite (210A-210C) orbits a sun-synchronous elliptical orbit.
  • Each elliptical orbit has a high eccentricity and an orbital inclination. That is, the orbits of each artificial satellite (210A to 210C) are sun-synchronous orbits, inclined orbits, and elliptical orbits.
  • Three artificial satellites (210A-210C) will maintain daytime surveillance of the Northern Hemisphere.
  • the elliptical orbits of each artificial satellite (210A to 210C) are non-frozen orbits. That is, the elliptical orbits of each artificial satellite (210A to 210C) are not frozen orbits, and the long axis of each elliptical orbit rotates around the earth 101 in the orbit plane 103 with the passage of time.
  • the three artificial satellites (210A to 210C) alternately monitor the target area of the earth 101 from the perigee, the apogee, or the midpoint.
  • the midpoint is a point located between the near and far points.
  • monitoring can be performed with high resolution for a short time.
  • low resolution but long-term monitoring is possible.
  • the long axis of each of the three elliptical orbits is inclined at equal intervals of about 120 ° with respect to the circumferential direction of the orbital surface.
  • the azimuth direction corresponds to the longitude direction, that is, the east-west direction.
  • the long axis of each elliptical orbit rotates with respect to the sun 102, but the relative relationship of the three elliptical orbits is maintained.
  • the normal direction of the raceway surface 103 is maintained. Therefore, the sun incident angle is maintained for each artificial satellite (210A to 210C).
  • the phase of each artificial satellite does not correlate with the latitude of the target area of the earth 101.
  • the phase of the artificial satellite 210 corresponds to the position of the artificial satellite 210 in the orbit of the artificial satellite 210.
  • One of the three artificial satellites (210A to 210C) is capable of monitoring the target area of the Earth 101. Therefore, it is possible to monitor the target area almost continuously.
  • the artificial satellite 210 When the artificial satellite 210 passes over the target area of the earth 101 on the apogee side of the elliptical orbit, the artificial satellite 210 monitors the target area of the earth 101 for a long time although the resolution is low. When the artificial satellite 210 passes over the target area of the earth 101 near the elliptical orbit, the artificial satellite 210 monitors the target area of the earth 101 with high resolution for a short time.
  • elliptical orbits of each artificial satellite are as follows. However, the following values are approximate values.
  • the altitude of the circular orbit, which is the source of the elliptical orbit is 5100 kilometers.
  • the eccentricity of the elliptical orbit is 0.418.
  • the orbit inclination angle is 122 degrees.
  • the apogee altitude is 9898 kilometers.
  • the perigee altitude is 302 kilometers.
  • the relationship between altitude and latitude for the elliptical orbits of each artificial satellite (210A to 210C) will be described with reference to FIG.
  • the dotted line represents the elliptical orbit of the artificial satellite 210A.
  • the alternate long and short dash line represents the elliptical orbit of the artificial satellite 210B.
  • the broken line represents the elliptical orbit of the artificial satellite 210C.
  • the perigee utilization altitude is an altitude at which the target area can be monitored from the perigee side by at least one of three artificial satellites (210A to 210C).
  • Hb is the apogee altitude
  • Hd is the apogee altitude at all times.
  • the apogee altitude is an altitude at which the target area can be monitored from the apogee side by at least one of the three artificial satellites (210A to 210C).
  • Each utilization altitude (Hd, Hc) corresponds to the altitude of the intersection of two elliptical orbits in the graph of FIG.
  • the length of time that the artificial satellite 210 stays in the sky above the target area is referred to as the staying time of the artificial satellite 210.
  • the staying time of each artificial satellite (210A to 210C) is long, and the viewing range of each artificial satellite (210A to 210C) is wide.
  • the satellite control device 310 includes the utilization altitude Hb and the viewing angle of the monitoring device 211 so that the target area falls within the field of view when each artificial satellite (210A to 210C) is flying at an altitude higher than the utilization altitude Hd. Set each of. This enables constant monitoring of the target area.
  • each artificial satellite (210A to 210C) Since the transit time of each artificial satellite (210A to 210C) is short on the perigee side, monitoring on the perigee side is not constant. However, no matter what latitude the target area is located, at least one of the artificial satellites (210A to 210C) can monitor the target area from an altitude lower than the utilization altitude Hc.
  • the satellite control device 310 sets the resolution of the monitoring device 211 so that a desired resolution can be achieved at the utilization altitude Hc. This makes it possible to monitor the target area with high resolution.
  • the adjustment of the satellite altitude and the orbit inclination angle will be described with reference to FIGS. 9 and 10.
  • the long axis of the elliptical orbit of the artificial satellite 210 correlates with the satellite altitude. Therefore, by finely adjusting the altitude of each artificial satellite (210A to 210C), the relative angle of the elliptical orbit when viewed from the normal direction of the orbital surface can be maintained.
  • the condition of satellite altitude for maintaining the relative angle of the elliptical orbit is called "altitude condition”.
  • Sun-synchronous orbital sun synchronization is established by the correlation between satellite altitude and orbital inclination.
  • the sun synchronization of the elliptical orbit can be maintained.
  • the condition of the orbit inclination angle for maintaining the sun synchronization is called the "inclination angle condition”. Therefore, by satisfying both the altitude condition and the inclination angle condition, it is possible to operate the satellite constellation 200 while maintaining the relative angle of the elliptical orbit and maintaining the sun synchronization of the elliptical orbit. Become.
  • the satellite control device 310 generates commands for adjusting the altitude of each artificial satellite (210A to 210C). Further, the satellite control device 310 generates a command for adjusting the orbit inclination angle of each artificial satellite (210A to 210C). Then, the satellite communication device 320 transmits these commands to each artificial satellite (210A to 210C). In each artificial satellite (210A to 210C), the monitoring control device 212 adjusts the satellite altitude and the orbit inclination angle according to these commands. Specifically, the monitoring control device 212 controls the propulsion device 214 according to these commands. By changing the satellite speed, the propulsion device 214 can adjust the satellite altitude and the orbit inclination angle.
  • the black circle in the earth 101 represents the North Pole.
  • the altitude of the artificial satellite 210 increases. Then, as the altitude of the artificial satellite 210 rises, the ground speed of the artificial satellite 210 slows down.
  • the altitude of the artificial satellite 210 decreases. Then, when the altitude of the artificial satellite 210 decreases, the ground speed of the artificial satellite 210 increases.
  • the orbit inclination angle can be effectively fine-tuned. Can be done.
  • each artificial satellite (210A to 210C) With the rotation of the earth 101, the target area moves independently of the orbital plane of each artificial satellite (210A to 210C). In addition, each artificial satellite (210A to 210C) flies in an elliptical orbit regardless of the movement of the target area. Therefore, even if both the altitude condition and the inclination angle condition are satisfied, it is not always possible for the three artificial satellites (210A to 210C) to cooperate with each other in a timely manner to continuously monitor the target area.
  • the satellite control device 310 By accelerating or decelerating each artificial satellite (210A to 210C) in the orbital plane, the three artificial satellites (210A to 210C) can continuously monitor the target area in a timely manner. Therefore, the satellite control device 310 generates a command for accelerating or decelerating each artificial satellite (210A to 210C) in the orbital plane. Then, the satellite communication device 320 transmits the generated command to each artificial satellite (210A to 210C). After that, the satellite control device 310 generates a command for adjusting the satellite altitude and the orbit inclination angle of each artificial satellite (210A to 210C). Then, the satellite communication device 320 transmits the generated command to each artificial satellite (210A to 210C). This makes it possible to optimally adjust the monitoring conditions in the short term and maintain the relative relationship of the elliptical orbits of each artificial satellite (210A to 210C) in the long term.
  • the position of the target area and the position of each artificial satellite (210A to 210C) can be managed by using a common coordinate system. Then, by using a common coordinate system, each artificial satellite (210A to 210C) can be controlled according to the position of the target area.
  • a common coordinate system is the Earth fixed coordinate system.
  • the Earth fixed coordinate system is a coordinate system adopted by Japan's Quasi-Zenith Positioning Satellite and US GPS. GPS is an abbreviation for Global Positioning System.
  • the satellite control device 310 can calculate the optimum pointing condition for directing the target area in consideration of the satellite attitude condition in the inertial space.
  • the satellite control device 310 generates a command indicating the optimum pointing conditions for each artificial satellite (210A to 210C).
  • the satellite communication device 320 transmits the generated command to each artificial satellite (210A to 210C).
  • the monitoring control device 212 controls the pointing function of the artificial satellite 210 according to a command from the ground equipment 300.
  • the monitoring control device 212 may control the attitude control device 215 or may control the pointing mechanism of the monitoring device 211.
  • the satellite control device 310 For monitoring the target area, it is effective to shorten the relative distance between the target area and each artificial satellite (210A to 210C). In addition, imaging under high sun altitude conditions, that is, imaging under bright conditions is effective. Therefore, the satellite control device 310 generates a command for adjusting the flight position of each artificial satellite (210A to 210C). Then, the satellite communication device 320 transmits the generated command to each artificial satellite (210A to 210C). After that, the satellite control device 310 generates a command for adjusting the satellite altitude and the orbit inclination angle of each artificial satellite (210A to 210C). Then, the satellite communication device 320 transmits the generated command to each artificial satellite (210A to 210C). This makes it possible to optimally adjust the monitoring conditions in the short term and maintain the relative relationship of the elliptical orbits of each artificial satellite (210A to 210C) in the long term.
  • a sun-synchronous orbit will be described with reference to FIG.
  • the black circle in the Earth 101 represents the North Pole.
  • the line in the center of Earth 101 represents the equator.
  • a sun-synchronous orbit is an orbit in which the angle of incidence of the sun is maintained. That is, when the orbit of the artificial satellite 210 is a sun-synchronous orbit, the angle of incidence of the sun with respect to the orbital surface of the artificial satellite 210 does not change throughout the year.
  • a sun-synchronous circular orbit will be described with reference to FIG.
  • the sun-synchronous circular orbit is a sun-synchronous orbit, a circular orbit, and an inclined orbit.
  • the range of orbital altitudes that can be adopted ranges from about 500 kilometers to about 5700 kilometers. Below about 500 kilometers, the effect of atmospheric resistance cannot be ignored, so sun synchronism cannot be maintained. At about 5,700 kilometers or more, the rotation of the orbital surface due to the effect of the earth ellipsoid reaches the limit, and solar synchronism cannot be maintained.
  • FIG. 12 shows the attribute value of the circular orbit in which the number of orbits of the artificial satellite 210 per day is an integer.
  • Each attribute value is an approximate value. That is, each numerical value shown in FIG. 12 is an approximate number including a rounding error.
  • the attribute value of the circular orbit shown in FIG. 12 is an example of the attribute value for establishing the sun synchronization. It is not necessary that the number of orbits of the artificial satellite 210 per day is an integer, and there are many attribute values of circular orbits for establishing sun synchronization.
  • the eccentricity of the circular orbit is zero, and changing the eccentricity makes the circular orbit an elliptical orbit.
  • the sun-synchronous elliptical orbit is highly dependent on the orbital major axis. Specifically, twice the radius of the sun-synchronous circular orbit is a guideline for the orbital major axis.
  • the radius of the sun-synchronous circular orbit that is, the distance from the center of the earth to the sun-synchronous circular orbit, is calculated by adding the radius of the earth to the surface altitude of the circular orbit. The radius of the earth is about 6378 kilometers.
  • the radius of the sun-synchronous circular orbit for making the artificial satellite 210 orbit seven times a day is about 11522 kilometers. This radius is calculated by adding the radius of the earth (about 6378 km) to the surface altitude (about 5144 km) of the circular orbit. Therefore, the major axis of the sun-synchronous elliptical orbit for making the artificial satellite 210 orbit seven times a day is about 23000 kilometers. This major axis is calculated by doubling the radius of the sun-synchronous circular orbit (about 11522 kilometers). The major axis of the elliptical orbit depends on the apogee altitude and the perigee altitude. The ratio of apogee altitude to perigee altitude is free.
  • the major axis of the elliptical orbit is the above length (about 23000 kilometers). That is, by changing the eccentricity and fine-tuning the parameters such as the apogee altitude and the perigee altitude, it is possible to find a sun-synchronous elliptical orbit for making the artificial satellite 210 orbit seven times a day.
  • the sun-synchronous elliptical orbit can be obtained for the number of laps other than the seven laps. That is, by changing the eccentricity and fine-tuning the parameters such as the apogee altitude and the perigee altitude, it is possible to find a sun-synchronous elliptical orbit at an arbitrary number of laps.
  • the satellite constellation 200 includes three or more artificial satellites 210 that monitor the target area of the earth.
  • Each of the three or more artificial satellites 210 orbits an elliptical orbit with sun-synchronous orbital inclination.
  • the long axis of each elliptical orbit is tilted at equal intervals of about 120 ° with respect to the circumferential direction of the orbital surface. That is, the long axis of each elliptical orbit forms an equal angle with the long axis of each of the two adjacent elliptical orbits on the orbital plane.
  • the ground equipment 300 includes a satellite control device 310 and a satellite communication device 320, and controls the satellite constellation 200.
  • the satellite control device 310 generates an adjustment command for each artificial satellite 210 of the satellite constellation 200.
  • the adjustment command is a command for adjusting the altitude of the artificial satellite 210 and the orbit inclination angle of the elliptical orbit of the artificial satellite 210.
  • the satellite communication device 320 transmits the generated adjustment command to the artificial satellite 210 for each artificial satellite 210 of the satellite constellation 200. For each artificial satellite 210 of the satellite constellation 200, the altitude of the artificial satellite 210 and the orbit inclination angle of the elliptical orbit of the artificial satellite 210 are adjusted according to the adjustment command.
  • each artificial satellite 210 is maintained, and the relative angle between the long axis of the elliptical orbit of each artificial satellite 210 and the long axis of the elliptical orbit of the other artificial satellite 210 is maintained. ..
  • the satellite control device 310 generates a control command for controlling the propulsion device of the artificial satellite 210 for each artificial satellite 210 of the satellite constellation 200.
  • the control command is a command for adjusting the position of the artificial satellite 210 in the elliptical orbit of the artificial satellite 210.
  • the satellite communication device 320 transmits the generated control command to the artificial satellite 210 for each artificial satellite 210 of the satellite constellation 200.
  • the position of the artificial satellite 210 in the elliptical orbit of the artificial satellite 210 is adjusted according to the control command.
  • each artificial satellite 210 cooperates with other artificial satellites 210 to continue monitoring the target area.
  • the adjustment command is executed after the control command is executed.
  • the satellite control device 310 generates a control command for controlling the propulsion device of the artificial satellite 210 for each artificial satellite 210 of the satellite constellation 200.
  • the control command is a command for adjusting the speed of the artificial satellite 210.
  • the satellite communication device 320 transmits the generated control command to the artificial satellite 210 for each artificial satellite 210 of the satellite constellation 200.
  • the speed of the artificial satellite 210 is adjusted according to the control command.
  • the relative position of the artificial satellite 210 with respect to the target area of the earth is adjusted in the target time zone assigned to the artificial satellite 210.
  • the adjustment command is executed after the control command is executed.
  • the target time zone is the time zone in which the target area is monitored.
  • Each artificial satellite 210 of the satellite constellation 200 has a pointing function for changing the monitoring direction.
  • the satellite control device 310 generates a pointing command for each artificial satellite 210 of the satellite constellation 200.
  • the pointing command is a command for controlling the pointing function of the artificial satellite 210.
  • the satellite communication device 320 transmits the generated pointing command to the artificial satellite 210 for each artificial satellite 210 of the satellite constellation 200.
  • the pointing function of the artificial satellite 210 is controlled according to the pointing command.
  • the monitoring direction of the artificial satellite 210 is directed to the target area of the earth in the target time zone assigned to the artificial satellite 210.
  • Each artificial satellite 210 has a pointing function for changing the monitoring direction.
  • Each artificial satellite 210 includes a monitoring control device 212.
  • the monitoring control device 212 directs the monitoring direction to the target area of the earth by controlling the pointing function.
  • Each artificial satellite 210 includes a monitoring device 211 and a monitoring control device 212.
  • the monitoring device 211 has a variable resolution function.
  • the monitoring control device 212 adjusts the resolution of the monitoring device 211 by controlling the resolution variable function of the monitoring device 211.
  • Each artificial satellite 210 includes a monitoring device 211 and a monitoring control device 212.
  • the monitoring device 211 has an autofocus function.
  • the monitoring control device 212 adjusts the focus of the monitoring device 211 to the target area by controlling the autofocus function of the monitoring device 211.
  • Each artificial satellite 210 includes a communication device 213 that communicates with the ground equipment 300.
  • the communication device 213 has a dynamic range corresponding to fluctuations in the relative distance between the ground equipment 300 and the artificial satellite 210.
  • Embodiment 1 *** Effect of Embodiment 1 *** Since the three artificial satellites (210A to 210C) alternately stay near the apogee for a long time, it is possible to constantly monitor the target area. In addition, since three artificial satellites (210A to 210C) alternately pass near the perigee, the target area can be observed with high resolution.
  • Embodiment 2 The form in which the long axes of the three elliptical orbits are tilted at equal intervals in the elevation direction in the satellite constellation 200 will be described mainly different from the first embodiment with reference to FIGS. 13 to 20.
  • the elevation direction corresponds to the latitude direction, that is, the north-south direction.
  • a sun-synchronous elliptical orbit of 14 orbits / day can be found by fine-tuning the perigee altitude of 1500 kilometers and the perigee altitude of 300 kilometers.
  • FIG. 13 and 14 show sun-synchronous elliptical polar orbits.
  • FIG. 13 shows an elliptical polar orbit seen from above the North Pole.
  • the black circles in the Earth 101 represent the North Pole.
  • the black circles in the earth 101 represent the North Pole.
  • FIG. 14 shows an elliptical polar orbit seen from above the equator.
  • the line drawn in the earth 101 represents the equator.
  • the line drawn in the earth 101 represents the equator.
  • a specific example of a sun-synchronous elliptical polar orbit is an elliptical orbit in which the LST of the orbital surface is 12:00 noon.
  • LST is an abbreviation for Local Suntime.
  • the elliptical orbit of 14 orbits / day has an orbit inclination angle of about 98 degrees, so it is an orbit similar to a so-called polar orbit. That is, the elliptical orbit of 14 orbits / day is similar to the elliptical polar orbit shown in FIGS. 13 and 14.
  • First Example *** 15 and 16 show a satellite constellation 200 in which each artificial satellite (210A to 210C) orbits an elliptical orbit at LST 12:00.
  • the elliptical orbit at LST 12:00 is an elliptical orbit in which the LST on the orbital surface is 12:00 noon (see FIG. 15).
  • the satellite constellation 200 is composed of three artificial satellites (210A to 210C), and each artificial satellite (210A to 210C) orbits an elliptical orbit.
  • the long axes of each of the three elliptical orbits are evenly offset by 120 degrees from each other in the elevation direction (latitude direction, north-south direction) (see FIG. 16).
  • each artificial satellite (210A to 210C) makes one orbit in about 100 minutes. That is, each artificial satellite (210A to 210C) revisits the sky above the target area about once every 100 minutes. Therefore, each artificial satellite (210A to 210C) may be able to monitor the target area multiple times during the sunshine hours.
  • 12:00 noon is basically the optimum monitoring time.
  • the target area will be squinted at the monitoring opportunity around 12:00 noon, and the monitoring conditions will deteriorate. Therefore, it is effective to shift the time zone in which the three artificial satellites (210A to 210C) fly over the target area by changing the LST of the three elliptical orbits.
  • Second Example *** 17 and 18 show satellite constellations 200 in which each artificial satellite (210A to 210C) orbits elliptical orbits having different LST times.
  • the artificial satellite 210A orbits an elliptical orbit at LST 12:00.
  • the artificial satellite 210B orbits an elliptical orbit at LST 13:30.
  • the elliptical orbit at LST 13:30 is an elliptical orbit in which the LST of the orbital surface is 13:30.
  • the artificial satellite 210C orbits an elliptical orbit at LST 10:30.
  • the elliptical orbit at LST 10:30 is an elliptical orbit in which the LST on the orbital surface is 10:30.
  • the elliptical orbit of LST 12:00 in the azimuth direction (longitude direction, east-west direction) by plus or minus 22.5 degrees By rotating the major axis of the elliptical orbit of LST 12:00 in the azimuth direction (longitude direction, east-west direction) by plus or minus 22.5 degrees, the elliptical orbit of LST 10:30 and the elliptical orbit of LST 13:30 are constructed (FIG. 17).
  • the long axes of each of the three elliptical orbits are evenly offset by 120 degrees from each other in the elevation direction (latitude direction, north-south direction) (see FIG. 18).
  • the artificial satellite 210 monitored from the perigee side and the artificial satellite 210 monitored from the apogee side alternately fly directly above the target area of the earth 101. Therefore, including the monitoring opportunities before and after each LST, it is possible to monitor the target area intermittently from about 9:00 to 15:00.
  • each artificial satellite 210A-210C
  • continuous monitoring for a long time is not possible.
  • each artificial satellite 210A to 210C
  • three artificial satellites 210A to 210C
  • the artificial satellite 210A orbits an elliptical orbit at LST 12:00.
  • the artificial satellite 210B orbits an elliptical orbit at LST 15:00.
  • the elliptical orbit at LST 15:00 is an elliptical orbit in which the LST of the orbital surface is 15:00.
  • the artificial satellite 210C orbits an elliptical orbit at LST 9:00.
  • the elliptical orbit at LST 9:00 is an elliptical orbit in which the LST on the orbital surface is 9 o'clock.
  • the elliptical orbit of LST 9:00 and the elliptical orbit of LST 15:00 are constructed (see FIG. 19).
  • the long axes of each of the three elliptical orbits are evenly offset by 120 degrees from each other in the elevation direction (latitude direction, north-south direction) (see FIG. 20).
  • the artificial satellite 210 monitored from the perigee side and the artificial satellite 210 monitored from the apogee side alternately fly directly above the target area of the earth 101. Therefore, including the monitoring opportunities before and after each LST, it is possible to monitor the target area intermittently from about 7:30 to 16:30.
  • the three artificial satellites (210A to 210C) enable high-resolution monitoring during all hours of the day, albeit intermittently.
  • the satellite constellation 200 includes three or more satellite constellations 200 that monitor the target area of the earth. At least one of three or more artificial satellites 210 orbits the northernmost point of the orbital surface at 12:00 noon across the sun.
  • Each orbit of the three or more artificial satellites 210 is an elliptical orbit having sun synchronization and an orbit inclination angle.
  • the long axis of each elliptical orbit forms an equal angle with the long axis of each of the two adjacent elliptical orbits in the longitude direction.
  • At least one of three or more artificial satellites 210 orbits the orbital surface where the local suntime is 12:00 noon.
  • the satellite constellation 200 includes three artificial satellites (210A to 210C).
  • One artificial satellite 210A orbits the first elliptical orbit. The northernmost end of the orbital surface of the first elliptical orbit crosses just below the sun at 12:00 noon.
  • One of the two artificial satellites (210B) orbits the second elliptical orbit.
  • the long axis of the second elliptical orbit forms a specified angle with the long axis of the first elliptical orbit on the plus side in the latitude direction.
  • the other (210C) of the two artificial satellites orbits the third elliptical orbit.
  • the long axis of the third elliptical orbit forms a specified angle with the long axis of the first elliptical orbit on the minus side in the latitude direction.
  • the specified angle is an angle of 45 degrees or less.
  • Embodiment 3 The operation of the satellite constellation 200 will be mainly described as different from the first embodiment and the second embodiment.
  • one artificial satellite 210 is manufactured (developed), and one manufactured (developed) artificial satellite 210 is put into orbit.
  • the ground equipment 300 controls one artificial satellite 210.
  • the satellite constellation 200 by three artificial satellites 210 is operated.
  • the ground equipment 300 controls three artificial satellites 210.
  • one or two artificial satellites 210 may be prepared in advance.
  • the ground equipment 300 controls one or two artificial satellites 210.
  • 100 monitoring system 101 earth, 102 sun, 103 orbital surface, 200 satellite constellation, 210 artificial satellite, 211 monitoring device, 212 monitoring control device, 213 communication device, 214 propulsion device, 215 attitude control device, 216 power supply device, 300 Ground equipment, 310 satellite control device, 320 satellite communication device.

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Abstract

衛星コンステレーション（２００）は、地球（１０１）の対象地域を監視する３機の人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）を備える。各人工衛星は、太陽同期性と軌道傾斜角とを有する楕円軌道を周回する。それぞれの楕円軌道の長軸は、緯度方向において、隣り合う２つの楕円軌道のそれぞれの長軸と均等な角度を成す。

Description

衛星コンステレーション、地上設備および人工衛星
　本発明は、宇宙から地球を監視するシステムに関するものである。
　人工衛星の軌道は、地球を体積のない質点として計算する場合と比較して、地球の楕円効果（地球扁平効果）、地球の赤道面に対する非対称性、および、高次の成分の影響を受ける。そのため、慣性空間に対して軌道面が回転する等の効果が生じる。
　静止軌道を周回する人工衛星（静止軌道衛星）は、赤道上空の約３６０００キロメートルを飛行し、地球の自転と同期して約１日で地球を周回する。そのため、静止軌道衛星は、地上の特定地点から見て、あたかも上空に静止しているように見える。つまり、静止軌道衛星に搭載した監視手段により、特定地点の常時監視が可能である。
　静止軌道衛星は赤道上空の約３６０００キロメートルを飛行するため、静止軌道衛星による監視は遠距離での監視になる。また、中緯度（例えば、北緯３５度付近）を監視する場合、静止軌道衛星による監視は斜視での監視になる。そのため、静止軌道衛星による監視の高分解能化は難しい。
　静止軌道衛星は、従来、化学推進により静止軌道へ投入されていた。そのため、大量の推薬を静止軌道衛星に搭載する必要があり、大口径と長焦点距離とを有する撮影手段を静止軌道衛星に搭載することが困難であった。
　人工衛星の推進手段として、化学推進または電気推進が利用される。
　例えば、超低高度実証機と呼ばれる人工衛星では、電気推進が利用される。超低高度実証機は、大気抵抗を無視することができない軌道高度（約２００キロメートル）を電気推進の増速によって維持し、高分解能な監視という効果を得ている。
　超低高度実証機は、静止軌道衛星のように地球の自転との同期性を有さない。そのため、超低空高度実証機による監視では、特定地点を常時監視することができない。
　特許文献１は、複数の観測衛星群を用いて観測計画の立案後に短時間で観測目標地域を観測するためのシステムを開示している。
　特許文献１に開示されたシステムでは、多数の観測衛星が必要である。また、多数の観測衛星を連携させて観測目標地域を観測することは困難である。
特開２００８－１２６８７６号公報
　本発明は、より少ない人工衛星を連携させて対象地域を観測することを容易にすることを目的とする。
　本発明の衛星コンステレーションは、
　地球の対象地域を監視する３機以上の人工衛星を備える。
　前記３機以上の人工衛星のそれぞれが、太陽同期性と軌道傾斜角とを有する楕円軌道を周回する。
　それぞれの楕円軌道の長軸が、軌道面において、隣り合う２つの楕円軌道のそれぞれの長軸と均等な角度を成す。
　本発明によれば、３機の人工衛星を連携させて対象地域を観測することが容易となる。
実施の形態１における監視システム１００の構成図。 実施の形態１における人工衛星２１０の構成図。 実施の形態１における衛星コンステレーション２００の構成図。 実施の形態１における衛星コンステレーション２００の構成図。 実施の形態１における衛星コンステレーション２００の動きを示す図。 実施の形態１における衛星コンステレーション２００の動きを示す図。 実施の形態１における衛星コンステレーション２００の動きを示す図。 実施の形態１における各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の楕円軌道について高度と緯度との関係を示すグラフ。 実施の形態１における人工衛星２１０について速度と高度との関係を示す図。 実施の形態１における軌道傾斜角の調整を示す図。 実施の形態１における人工衛星２１０に関して太陽同期軌道を示す図。 実施の形態１における人工衛星２１０に関して太陽同期円軌道の具体例を示す表。 実施の形態２における人工衛星２１０の太陽同期の楕円極軌道を示す図。 実施の形態２における人工衛星２１０の太陽同期の楕円極軌道を示す図。 実施の形態２における衛星コンステレーション２００の第１実施例を示す図。 実施の形態２における衛星コンステレーション２００の第１実施例を示す図。 実施の形態２における衛星コンステレーション２００の第２実施例を示す図。 実施の形態２における衛星コンステレーション２００の第２実施例を示す図。 実施の形態２における衛星コンステレーション２００の第３実施例を示す図。 実施の形態２における衛星コンステレーション２００の第３実施例を示す図。
　実施の形態および図面において、同じ要素または対応する要素には同じ符号を付している。説明した要素と同じ符号が付された要素の説明は適宜に省略または簡略化する。
　実施の形態１．
　衛星コンステレーション２００について、図１から図１２に基づいて説明する。
　図１に基づいて、監視システム１００の構成を説明する。
　監視システム１００は、地球の対象地域を監視するためのシステムであり、衛星コンステレーション２００と地上設備３００とを備える。
　「監視」は「観測」と読み替えてもよい。
　衛星コンステレーション２００は、３機以上の人工衛星２１０で構成される。
　本実施の形態において、衛星コンステレーション２００は、３機の人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）で構成される３機コンステレーションである。
　但し、衛星コンステレーション２００は、４機以上の人工衛星２１０で構成されてもよい。
　３機の人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）は、互いに連携して地球の対象地域を監視する。
　地上設備３００は、衛星制御装置３１０と衛星通信装置３２０とを備え、各人工衛星２１０と通信することによって衛星コンステレーション２００を制御する。
　衛星制御装置３１０は、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）を制御するための各種コマンドを生成するコンピュータであり、処理回路および入出力インタフェースなどのハードウェアを備える。処理回路は各種コマンドを生成する。入出力インタフェースには入力装置および出力装置が接続される。衛星制御装置３１０は、入出力インタフェースを介して、衛星通信装置３２０に接続される。
　衛星通信装置３２０は、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）と通信を行う。具体的には、衛星通信装置３２０は、各種コマンドを各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）へ送信する。また、衛星通信装置３２０は、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）から送信される監視データを受信する。
　図２に基づいて、人工衛星２１０の構成を説明する。各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｂ）は以下のように構成される。
　人工衛星２１０は、監視装置２１１と監視制御装置２１２と通信装置２１３と推進装置２１４と姿勢制御装置２１５と電源装置２１６とを備える。
　監視装置２１１は、地球の対象地域を監視するための装置である。例えば、監視装置２１１は、可視光学センサ、赤外光学センサまたは合成開口レーダ（ＳＡＲ）である。監視装置２１１は監視データを生成する。監視データは、地球の対象地域が映った画像に相当するデータである。
　監視制御装置２１２は、監視装置２１１と推進装置２１４と姿勢制御装置２１５とを制御するコンピュータであり、処理回路を備える。具体的には、監視制御装置２１２は、地上設備３００から送信される各種コマンドにしたがって、監視制御装置２１２と推進装置２１４と姿勢制御装置２１５とを制御する。
　通信装置２１３は、地上設備３００と通信する装置である。具体的には、通信装置２１３は、監視データを地上設備３００へ送信する。また、通信装置２１３は、地上設備３００から送信される各種コマンドを受信する。
　推進装置２１４は、人工衛星２１０に推進力を与える装置であり、人工衛星２１０の速度を変化させる。具体的には、推進装置２１４は電気推進機である。例えば、推進装置２１４は、イオンエンジンまたはホールスラスタである。
　姿勢制御装置２１５は、人工衛星２１０の姿勢と人工衛星２１０の角速度と監視装置２１１の視線方向（Ｌｉｎｅ　Ｏｆ　Ｓｉｇｈｔ）といった姿勢要素を制御するための装置である。姿勢制御装置２１５は、各姿勢要素を所望の方向に変化させる。もしくは、姿勢制御装置２１５は、各姿勢要素を所望の方向に維持する。姿勢制御装置２１５は、姿勢センサとアクチュエータとコントローラとを備える。姿勢センサは、ジャイロスコープ、地球センサ、太陽センサ、スター・トラッカ、スラスタおよび磁気センサ等である。アクチュエータは、姿勢制御スラスタ、モーメンタムホイール、リアクションホイールおよびコントロール・モーメント・ジャイロ等である。コントローラは、姿勢センサの計測データまたは地上設備３００からの各種コマンドにしたがって、アクチュエータを制御する。
　電源装置２１６は、太陽電池、バッテリおよび電力制御装置などを備え、人工衛星２１０に搭載される各機器に電力を供給する。
　衛星制御装置３１０と監視制御装置２１２とのそれぞれに備わる処理回路について説明する。
　処理回路は、専用のハードウェアであってもよいし、メモリに格納されるプログラムを実行するプロセッサであってもよい。
　処理回路において、一部の機能が専用のハードウェアで実現されて、残りの機能がソフトウェアまたはファームウェアで実現されてもよい。つまり、処理回路は、ハードウェア、ソフトウェア、ファームウェアまたはこれらの組み合わせで実現することができる。
　専用のハードウェアは、例えば、単一回路、複合回路、プログラム化したプロセッサ、並列プログラム化したプロセッサ、ＡＳＩＣ、ＦＰＧＡまたはこれらの組み合わせである。
　ＡＳＩＣは、Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ　Ｓｐｅｃｉｆｉｃ　Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ　Ｃｉｒｃｕｉｔの略称である。
　ＦＰＧＡは、Ｆｉｅｌｄ　Ｐｒｏｇｒａｍｍａｂｌｅ　Ｇａｔｅ　Ａｒｒａｙの略称である。
　人工衛星２１０のポインティング機能について説明する。
　人工衛星２１０は、監視方向を対象地域へ向けるためのポインティング機能を有する。
　例えば、人工衛星２１０は、リアクションホイールを備える。リアクションホイールは、人工衛星２１０の姿勢を制御するための装置である。リアクションホイールによって人工衛星人工衛星２１０の姿勢を制御することによって、ボディポインティングが実現される。
　例えば、監視装置２１１は、ポインティング機構を備える。ポインティング機構は、監視装置２１１の視線方向を変えるための機構である。例えば、ポインティング機構には、駆動ミラー等が利用される。
　監視装置２１１の監視機能について説明する。
　監視装置２１１は、分解能可変機能およびオートフォーカス機能を有する。
　分解能可変機能は、監視データの分解能を変える機能である。
　オートフォーカス機能は、監視対象に焦点を合わせる機能である。
　図３から図７に基づいて、衛星コンステレーション２００について説明する。
　図３は、軌道面１０３の法線方向から見た衛星コンステレーション２００を示している。
　図４は、軌道面１０３から見た衛星コンステレーション２００を示している。例えば、図４は、赤道の上空から見た衛星コンステレーション２００を示す。
　図５、図６および図７は、軌道面１０３において各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の楕円軌道の長軸が地球１０１を中心に回転する様子を示している。
　軌道面１０３は、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の楕円軌道が配置される面である。
　各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）は太陽同期の楕円軌道を周回する。各楕円軌道は高離心率と軌道傾斜角とを有する。つまり、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の軌道は、太陽同期軌道であり、且つ、傾斜軌道であり、且つ、楕円軌道である。
　３機の人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）により、日中における北半球の監視が維持される。
　各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の楕円軌道は非凍結軌道である。
　つまり、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の楕円軌道は凍結軌道ではなく、時間の経過と共に各楕円軌道の長軸が軌道面１０３内で地球１０１を中心に回転する。
　３機の人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）は、近地点、遠地点または中間点から交互に地球１０１の対象地域を監視する。中間点は近地点と遠地点との間に位置する地点である。
　近地点では、短時間ではあるが高分解能で監視を行うことができる。
　遠地点では、低分解能ではあるが長時間の監視を行うことができる。
　３つの楕円軌道のそれぞれの長軸は、軌道面の円周方向に対して約１２０°ずつ均等な間隔で傾いている。アジマス方向は、経度方向、すなわち、東西方向に相当する。
　各楕円軌道の長軸は太陽１０２に対して回転するが、３つの楕円軌道の相対関係は維持される。
　軌道面１０３の法線方向は維持される。
　そのため、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）に対して太陽入射角が維持される。
　正午１２時において、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の位相は、地球１０１の対象地域の緯度と相関しない。人工衛星２１０の位相は、人工衛星２１０の軌道における人工衛星２１０の位置に相当する。
　３機の人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）のうちの１機は、地球１０１の対象地域を監視することが可能である。
　したがって、対象地域を概ね連続して監視することが可能である。
　人工衛星２１０が楕円軌道の遠地点側で地球１０１の対象地域の上空を通過する場合、人工衛星２１０は、低分解能ではあるが長時間、地球１０１の対象地域を監視する。
　人工衛星２１０が楕円軌道の近地点側で地球１０１の対象地域の上空を通過する場合、人工衛星２１０は、短時間ではあるが高分解能で、地球１０１の対象地域を監視する。
　各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の楕円軌道の具体例は以下の通りである。但し、以下の数値はおおよその値である。
　楕円軌道の元となる円軌道の高度は、５１００キロメートルである。
　楕円軌道の離心率は、０．４１８である。
　軌道傾斜角は、１２２度である。
　遠地点高度は、９８９８キロメートルである。
　近地点高度は、３０２キロメートルである。
　図８に基づいて、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の楕円軌道について高度と緯度との関係を説明する。
　点線は、人工衛星２１０Ａの楕円軌道を表している。一点鎖線は、人工衛星２１０Ｂの楕円軌道を表している。破線は、人工衛星２１０Ｃの楕円軌道を表している。
　「Ｈａ」は近地点高度であり、「Ｈｃ」は常時近地点利用高度である。常時近地点利用高度は、３機の人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の少なくともいずれかによって対象地域を近地点側から監視することが可能な高度である。
　「Ｈｂ」は遠地点高度であり、「Ｈｄ」は常時遠地点利用高度である。常時遠地点利用高度は、３機の人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の少なくともいずれかによって対象地域を遠地点側から監視することが可能な高度である。
　それぞれの利用高度（Ｈｄ、Ｈｃ）は、図８のグラフにおいて２つの楕円軌道の交点の高度に相当する。
　人工衛星２１０が対象地域の上空に滞在する時間の長さを、人工衛星２１０の滞在時間と称する。
　遠地点側では、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の滞在時間が長く、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の視野範囲が広い。
　衛星制御装置３１０は、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）が利用高度Ｈｄよりも高い高度を飛行しているときに対象地域が視野範囲に収まるように、利用高度Ｈｂと監視装置２１１の視野角とのそれぞれを設定する。これにより、対象地域の常時監視が可能となる。
　近地点側では各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の通過時間が短いので、近地点側での監視は常時性を有さない。しかし、対象地域がいかなる緯度に存在しても、少なくともいずれかの人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）は、利用高度Ｈｃよりも低い高度から対象地域を監視することができる。
　衛星制御装置３１０は、利用高度Ｈｃにおいて所望の分解能を達成できるように監視装置２１１の分解能を設定する。これにより、対象地域を高分解能で監視することが可能となる。
　図９および図１０に基づいて、衛星高度および軌道傾斜角の調整について説明する。
　人工衛星２１０の楕円軌道の長軸は衛星高度と相関する。そのため、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の高度を微調整することにより、軌道面の法線方向から見た場合の楕円軌道の相対角度を維持することができる。楕円軌道の相対角度を維持するための衛星高度の条件を「高度条件」と称する。
　楕円軌道の太陽同期は、衛星高度と軌道傾斜角との相関によって成立する。そのため、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の軌道傾斜角を微調整することにより、楕円軌道の太陽同期を維持することができる。太陽同期を維持するための軌道傾斜角の条件を「傾斜角条件」と称する。
　したがって、高度条件と傾斜角条件との両方が成立することにより、楕円軌道の相対角度を維持したまま、且つ、楕円軌道の太陽同期を維持したまま、衛星コンステレーション２００を運用することが可能となる。
　衛星制御装置３１０は、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の高度を調整するためのコマンドを生成する。また、衛星制御装置３１０は、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の軌道傾斜角を調整するためのコマンドを生成する。そして、衛星通信装置３２０は、これらのコマンドを各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）へ送信する。
　各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）において、監視制御装置２１２は、これらのコマンドにしたがって、衛星高度および軌道傾斜角を調整する。具体的には、監視制御装置２１２は、これらのコマンドにしたがって推進装置２１４を制御する。推進装置２１４が衛星速度を変えることにより、衛星高度と軌道傾斜角とを調整することができる。
　図９において、地球１０１の中に記された黒丸は北極点を表している。
　人工衛星２１０の飛行速度が増速すると、人工衛星２１０の高度が上昇する。そして、人工衛星２１０の高度が上昇すると、人工衛星２１０の対地速度が減速する。
　人工衛星２１０の飛行速度が減速すると、人工衛星２１０の高度が下降する。そして、人工衛星２１０の高度が下降すると、人工衛星２１０の対地速度が増速する。
　図１０に示すように、人工衛星２１０が赤道上空を横切る地点（分点）において推進装置２１４が軌道面と直交する方向へ推力を発生させれば、効果的に軌道傾斜角を微調整することができる。
　地球１０１の自転に伴い、対象地域は、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の軌道面から独立して移動する。また、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）は、対象地域の移動とは無関係に楕円軌道を飛行する。
　そのため、高度条件と傾斜角条件との両方が成立しても、３機の人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）がタイミングよく連携して対象地域を継続監視できるとは限らない。
　各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）を軌道面内で増速または減速させることにより、３機の人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）がタイミングよく連携して対象地域を継続監視できる。
　そこで、衛星制御装置３１０は、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）を軌道面内で増速または減速させるためのコマンドを生成する。そして、衛星通信装置３２０は、生成されたコマンドを各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）へ送信する。
　その後、衛星制御装置３１０は、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の衛星高度と軌道傾斜角とを調整するためのコマンドを生成する。そして、衛星通信装置３２０は、生成されたコマンドを各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）へ送信する。
　これにより、短期的に監視条件を最適に調整し、且つ、長期的に各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の楕円軌道の相対関係を維持することが可能となる。
　対象地域の位置および各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の位置は、共通の座標系を利用して管理することができる。そして、共通の座標系を利用することにより、対象地域の位置に応じて各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）を制御することができる。
　共通の座標系の具体例は、地球固定座標系である。地球固定座標系は、日本の準天頂測位衛星および米国のＧＰＳが採用する座標系である。
　ＧＰＳはＧｌｏｂａｌ　Ｐｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇ　Ｓｙｓｔｅｍの略称である。
　衛星制御装置３１０は、慣性空間における衛星姿勢条件を勘案して、対象地域を指向するために最適なポインティング条件を算出することができる。
　衛星制御装置３１０は、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の最適なポインティング条件を示すコマンドを生成する。そして、衛星通信装置３２０は、生成されたコマンドを各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）へ送信する。
　監視制御装置２１２は、地上設備３００からのコマンドにしたがって、人工衛星２１０のポインティング機能を制御する。
　監視制御装置２１２は、姿勢制御装置２１５を制御してもよいし、監視装置２１１のポインティング機構を制御してもよい。
　対象地域の監視には、対象地域と各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の相対距離を短くすることが有効である。また、太陽高度が高い条件下での撮像、つまり、明るい条件下での撮像が有効である。
　そこで、衛星制御装置３１０は、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の飛行位置を調整するためのコマンドを生成する。そして、衛星通信装置３２０は、生成されたコマンドを各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）へ送信する。
　その後、衛星制御装置３１０は、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の衛星高度と軌道傾斜角とを調整するためのコマンドを生成する。そして、衛星通信装置３２０は、生成されたコマンドを各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）へ送信する。
　これにより、短期的に監視条件を最適に調整し、且つ、長期的に各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の楕円軌道の相対関係を維持することが可能となる。
　図１１に基づいて、太陽同期軌道について説明する。地球１０１の中に記された黒丸は北極点を表している。地球１０１の中央に記された線は赤道を表している。
　太陽同期軌道は、太陽入射角が維持される軌道である。つまり、人工衛星２１０の軌道が太陽同期軌道である場合、人工衛星２１０の軌道面に対して太陽入射角は一年中変わらない。
　図１２に基づいて、太陽同期の円軌道について説明する。
　太陽同期の円軌道は、太陽同期軌道であり、且つ、円軌道であり、且つ、傾斜軌道である。
　太陽同期の円軌道において、採用可能な軌道高度の範囲は、約５００キロメートルから約５７００キロメートルまでである。約５００キロメートル以下では、大気抵抗の影響が無視できないため、太陽同期性を維持することができない。約５７００キロメートル以上では、地球楕円体の効果による軌道面の回転が限界に達するため、太陽同期性を維持することができない。
　図１２には、１日あたりの人工衛星２１０の周回数が整数となる円軌道の属性値を示している。各属性値は、おおよその値である。つまり、図１２に記された各数値は、丸め誤差を含む概数である。
　図１２に示す円軌道の属性値は、太陽同期が成立するための属性値の一例である。１日あたりの人工衛星２１０の周回数が整数となる必然性はなく、太陽同期が成立するための円軌道の属性値は多く存在する。
　円軌道の離心率はゼロであり、離心率を変えると円軌道は楕円軌道になる。
　太陽同期の楕円軌道は、軌道長径に大きく依存する。具体的には、太陽同期の円軌道の半径の２倍が、軌道長径の目安となる。
　太陽同期の円軌道の半径、すなわち、地球の中心から太陽同期の円軌道までの距離は、円軌道の地表高度に地球の半径を加算して算出される。地球の半径は約６３７８キロメートルである。
　人工衛星２１０を１日に７周回させるための太陽同期の円軌道の半径は、約１１５２２キロメートルである。この半径は、円軌道の地表高度（約５１４４キロメートル）に地球の半径（約６３７８キロメートル）を加算して算出される。したがって、人工衛星２１０を１日に７周回させるための太陽同期の楕円軌道の長径は、約２３０００キロメートルである。この長径は、太陽同期の円軌道の半径（約１１５２２キロメートル）を２倍して算出される。
　楕円軌道の長径は、遠地点高度と近地点高度とに依存する。遠地点高度と近地点高度との比率は自由である。例えば、遠地点高度が約１００００キロメートルであり、近地点高度が約３００キロメートルである場合、楕円軌道の長径は、上記の長さ（約２３０００キロメートル）になる。
　つまり、離心率を変更して遠地点高度と近地点高度といったパラメータを微調整することにより、人工衛星２１０を１日に７周回させるための太陽同期の楕円軌道を見出すことができる。
　７周回における太陽同期の楕円軌道は、約１４０度の軌道傾斜角を有する。つまり、遠地点および近地点が、プラスマイナス４０度（＝１８０－１４０）の緯度の上空に位置する。そのため、この楕円軌道は、約４０度の緯度に位置する日本の監視に適している。
　７周回以外の周回数についても同様に、太陽同期の楕円軌道が求まる。
　つまり、離心率を変更して遠地点高度と近地点高度といったパラメータを微調整することにより、任意の周回数における太陽同期の楕円軌道を見出すことができる。
＊＊＊実施の形態１の特徴＊＊＊
　実施の形態１の主な特徴について説明する。
　衛星コンステレーション２００は、地球の対象地域を監視する３機以上の人工衛星２１０を備える。
　３機以上の人工衛星２１０のそれぞれが、太陽同期性と軌道傾斜角とを有する楕円軌道を周回する。
　それぞれの楕円軌道の長軸が、軌道面の円周方向に対して約１２０°ずつ均等な間隔で傾いている。つまり、それぞれの楕円軌道の長軸が、軌道面において、隣り合う２つの楕円軌道のそれぞれの長軸と均等な角度を成す。
　地上設備３００は、衛星制御装置３１０と衛星通信装置３２０とを備え、衛星コンステレーション２００を制御する。
　衛星制御装置３１０は、衛星コンステレーション２００の人工衛星２１０毎に調整コマンドを生成する。調整コマンドは、人工衛星２１０の高度と人工衛星２１０の楕円軌道の軌道傾斜角とを調整するためのコマンドである。
　衛星通信装置３２０は、衛星コンステレーション２００の人工衛星２１０毎に、生成された調整コマンドを人工衛星２１０へ送信する。
　衛星コンステレーション２００の人工衛星２１０毎に、人工衛星２１０の高度と人工衛星２１０の楕円軌道の軌道傾斜角とが調整コマンドにしたがって調整される。これにより、各人工衛星２１０の楕円軌道の太陽同期性が維持され、且つ、各人工衛星２１０の楕円軌道の長軸と他の人工衛星２１０の楕円軌道の長軸との相対角度が維持される。
　衛星制御装置３１０は、衛星コンステレーション２００の人工衛星２１０毎に人工衛星２１０の推進装置を制御する制御コマンドを生成する。制御コマンドは、人工衛星２１０の楕円軌道における人工衛星２１０の位置を調整するためのコマンドである。
　衛星通信装置３２０は、衛星コンステレーション２００の人工衛星２１０毎に、生成された制御コマンドを人工衛星２１０へ送信する。
　衛星コンステレーション２００の人工衛星２１０毎に、人工衛星２１０の楕円軌道における人工衛星２１０の位置が制御コマンドにしたがって調整される。これにより、各人工衛星２１０が他の人工衛星２１０と連携して対象地域の監視を継続する。
　衛星コンステレーション２００の人工衛星２１０毎に、制御コマンドが実行された後に調整コマンドが実行される。
　また、衛星制御装置３１０は、衛星コンステレーション２００の人工衛星２１０毎に人工衛星２１０の推進装置を制御する制御コマンドを生成する。制御コマンドは、人工衛星２１０の速度を調整するためのコマンドである。
　衛星通信装置３２０は、衛星コンステレーション２００の人工衛星２１０毎に、生成された制御コマンドを人工衛星２１０へ送信する。
　衛星コンステレーション２００の人工衛星２１０毎に、人工衛星２１０の速度が制御コマンドにしたがって調整される。これにより、人工衛星２１０に割り当てられた対象時間帯において地球の対象地域に対する人工衛星２１０の相対位置が調整される。
　衛星コンステレーション２００の人工衛星２１０毎に、制御コマンドが実行された後に調整コマンドが実行される。
　対象時間帯は、対象地域の監視が行われる時間帯である。
　衛星コンステレーション２００の各人工衛星２１０は、監視方向を変更するためのポインティング機能を有する。
　衛星制御装置３１０は、衛星コンステレーション２００の人工衛星２１０毎にポインティングコマンドを生成する。ポインティングコマンドは、人工衛星２１０のポインティング機能を制御するためのコマンドである。
　衛星通信装置３２０は、衛星コンステレーション２００の人工衛星２１０毎に、生成されたポインティングコマンドを人工衛星２１０へ送信する。
　衛星コンステレーション２００の人工衛星２１０毎に、人工衛星２１０のポインティング機能がポインティングコマンドにしたがって制御される。これにより、人工衛星２１０に割り当てられた対象時間帯において人工衛星２１０の監視方向が地球の対象地域に向けられる。
　各人工衛星２１０は、監視方向を変更するためのポインティング機能を有する。
　各人工衛星２１０は、監視制御装置２１２を備える。
　監視制御装置２１２は、ポインティング機能を制御することによって、監視方向を地球の対象地域に向ける。
　各人工衛星２１０は、監視装置２１１と監視制御装置２１２とを備える。
　監視装置２１１は、分解能可変機能を有する。
　監視制御装置２１２は、監視装置２１１の分解能可変機能を制御することによって、監視装置２１１の分解能を調整する。
　各人工衛星２１０は、監視装置２１１と監視制御装置２１２とを備える。
　監視装置２１１は、オートフォーカス機能を有する。
　監視制御装置２１２は、監視装置２１１のオートフォーカス機能を制御することによって、監視装置２１１の焦点を対象地域に合わせる。
　各人工衛星２１０は、地上設備３００と通信する通信装置２１３を備える。
　通信装置２１３は、地上設備３００と人工衛星２１０との相対距離の変動に対応するダイナミックレンジを有する。
＊＊＊実施の形態１の効果＊＊＊
　３機の人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）が交互に遠地点近傍に長時間滞在するので、対象地域を常時監視することが可能となる。また、３機の人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）が交互に近地点近傍を通過するので、対象地域を高分解能で観測することができる。
　実施の形態２．
　衛星コンステレーション２００において３つの楕円軌道のそれぞれの長軸がエレベーション方向において互いに均等な間隔で傾いた形態について、主に実施の形態１と異なる点を図１３から図２０に基づいて説明する。
　エレベーション方向は、緯度方向、すなわち、南北方向に相当する。
　実施の形態１で説明したように、任意の周回数における太陽同期の楕円軌道を見出すことが可能である。
　１４周回／日の太陽同期の楕円軌道は、１５００キロメートルの遠地点高度と３００キロメートルの近地点高度とのそれぞれを微調整することによって見出すことができる。
　１４周回／日の楕円軌道は、約９８度の軌道傾斜角を有する。そのため、この楕円軌道は、プラスマイナス８２度（＝１８０－９８）の緯度に位置する対象地域の監視に適している。
　図１３および図１４に、太陽同期の楕円極軌道を示す。
　図１３は、北極点の上空から見た楕円極軌道を示している。地球１０１の中に記した黒丸は北極点を表している。以降の図においても、地球１０１の中に記した黒丸は北極点を表す。
　図１４は、赤道の上空から見た楕円極軌道を示している。地球１０１の中に記した線は赤道を表している。以降の図においても、地球１０１の中に記した線は赤道を表す。
　太陽同期の楕円極軌道において、軌道面の最北端は、正午１２時に太陽１０２の直下を横切る。
　太陽同期の楕円極軌道の具体例は、軌道面のＬＳＴが正午１２時となる楕円軌道である。ＬＳＴはローカルサンタイムの略称である。
　１４周回／日の楕円軌道は、約９８度の軌道傾斜角を有するため、いわゆる極軌道に似た軌道である。つまり、１４周回／日の楕円軌道は、図１３および図１４に示す楕円極軌道に似ている。
＊＊＊第１実施例＊＊＊
　図１５および図１６に、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）がＬＳＴ１２：００の楕円軌道を周回する衛星コンステレーション２００を示す。
　ＬＳＴ１２：００の楕円軌道とは、軌道面のＬＳＴが正午１２時となる楕円軌道である（図１５参照）。
　衛星コンステレーション２００は３機の人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）で構成され、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）は楕円軌道を周回する。３つの楕円軌道のそれぞれの長軸は、エレベーション方向（緯度方向、南北方向）において互いに１２０度ずつ均等にずれている（図１６参照）。これにより、近地点側から監視する人工衛星２１０と遠地点側から監視する人工衛星２１０とが交互に、地球１０１の対象地域の上空に飛来することとなる。
　各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）は、約１００分で１周回する。つまり、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）は、約１００分に１回、対象地域の上空を再訪する。そのため、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）は、日照の時間帯に複数回、対象地域を監視できる可能性がある。
　ＬＳＴ１２：００の楕円軌道では、基本的に正午１２時が最適な監視時刻である。
　正午１２時の前後では、１０時２０分頃と１３時４０分頃とに監視機会がある。但し、楕円軌道の長軸が回転するので、正午１２時の前後の監視機会では、対象地域を斜視することとなり、監視条件が悪くなる。
　そのため、３つの楕円軌道のＬＳＴを変更することによって３機の人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）が対象地域の上空に飛来する時間帯をずらすことが有効である。
＊＊＊第２実施例＊＊＊
　図１７および図１８に、互いにＬＳＴ時刻が異なる楕円軌道を各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）が周回する衛星コンステレーション２００を示す。
　人工衛星２１０Ａは、ＬＳＴ１２：００の楕円軌道を周回する。
　人工衛星２１０Ｂは、ＬＳＴ１３：３０の楕円軌道を周回する。ＬＳＴ１３：３０の楕円軌道は、軌道面のＬＳＴが１３時３０分となる楕円軌道である。
　人工衛星２１０Ｃは、ＬＳＴ１０：３０の楕円軌道を周回する。ＬＳＴ１０：３０の楕円軌道は、軌道面のＬＳＴが１０時３０分となる楕円軌道である。
　ＬＳＴ１２：００の楕円軌道の長径を、アジマス方向（経度方向、東西方向）にプラスマイナス２２．５度回転させることにより、ＬＳＴ１０：３０の楕円軌道およびＬＳＴ１３：３０の楕円軌道が構成される（図１７参照）。
　３つの楕円軌道のそれぞれの長軸は、エレベーション方向（緯度方向、南北方向）において互いに１２０度ずつ均等にずれている（図１８参照）。
　これにより、近地点側から監視する人工衛星２１０と遠地点側から監視する人工衛星２１０とが交互に、地球１０１の対象地域の真上に飛来することとなる。
　そのため、各ＬＳＴの前後の監視機会を含めると、おおよそ９時から１５時までの間、断続的に対象地域を監視することが可能である。
　各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の対地速度が速いので、長時間の継続監視はできない。しかし、各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）の１日あたりの周回数が多いので、３機の人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）によって、９回から１２回程度、対象地域を監視する機会ができる。
＊＊＊第３実施例＊＊＊
　図１９および図２０に、互いにＬＳＴ時刻が異なる楕円軌道を各人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）が周回する衛星コンステレーション２００を示す。
　人工衛星２１０Ａは、ＬＳＴ１２：００の楕円軌道を周回する。
　人工衛星２１０Ｂは、ＬＳＴ１５：００の楕円軌道を周回する。ＬＳＴ１５：００の楕円軌道は、軌道面のＬＳＴが１５時となる楕円軌道である。
　人工衛星２１０Ｃは、ＬＳＴ９：００の楕円軌道を周回する。ＬＳＴ９：００の楕円軌道は、軌道面のＬＳＴが９時となる楕円軌道である。
　ＬＳＴ１２：００の楕円軌道の長径を、アジマス方向（経度方向、東西方向）にプラスマイナス４５度回転させることにより、ＬＳＴ９：００の楕円軌道およびＬＳＴ１５：００の楕円軌道が構成される（図１９参照）。
　３つの楕円軌道のそれぞれの長軸は、エレベーション方向（緯度方向、南北方向）において互いに１２０度ずつ均等にずれている（図２０参照）。
　これにより、近地点側から監視する人工衛星２１０と遠地点側から監視する人工衛星２１０とが交互に、地球１０１の対象地域の真上に飛来することとなる。
　そのため、各ＬＳＴの前後の監視機会を含めると、おおよそ７時３０分から１６時３０分までの間、断続的に対象地域を監視することが可能である。
　３機の人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）によって、断続的ではあるものの日中の全ての時間帯において、高分解能な監視が可能となる。
＊＊＊実施の形態２の特徴＊＊＊
　実施の形態２の主な特徴について説明する。
　衛星コンステレーション２００は、地球の対象地域を監視する３機以上の衛星コンステレーション２００を備える。
　３機以上の人工衛星２１０の少なくともいずれかが、軌道面の最北端が正午１２時に太陽直下を横切る軌道を周回する。
　３機以上の人工衛星２１０のそれぞれの軌道が、太陽同期性と軌道傾斜角とを有する楕円軌道である。
　それぞれの楕円軌道の長軸が、経度方向において、隣り合う２つの楕円軌道のそれぞれの長軸と均等な角度を成す。
　３機以上の人工衛星２１０の少なくともいずれかが、軌道面のローカルサンタイムが正午１２時となる軌道を周回する。
　衛星コンステレーション２００は、３機の人工衛星（２１０Ａ～２１０Ｃ）を備える。
　１機の人工衛星２１０Ａが第１楕円軌道を周回する。第１楕円軌道の軌道面の最北端が正午１２時に太陽直下を横切る。
　２機の人工衛星の一方（２１０Ｂ）が第２楕円軌道を周回する。第２楕円軌道の長軸が緯度方向のプラス側において第１楕円軌道の長軸と規定角度を成す。
　２機の人工衛星の他方（２１０Ｃ）が第３楕円軌道を周回する。第３楕円軌道の長軸が緯度方向のマイナス側において第１楕円軌道の長軸と規定角度を成す。
　規定角度は４５度以下の角度である。
＊＊＊実施の形態２の効果＊＊＊
　人工衛星２１０Ａの楕円軌道がいわゆる極軌道に近い軌道であっても、実施の形態１と同様の効果を奏することができる。
　実施の形態３．
　衛星コンステレーション２００の運用について、主に実施の形態１および実施の形態２と異なる点を説明する。
　衛星コンステレーション２００の実現性を検証するために、１機の人工衛星２１０が製造（開発）され、製造（開発）された１機の人工衛星２１０が軌道投入される。地上設備３００は、１機の人工衛星２１０を制御する。
　そして、衛星コンステレーション２００の実現性が検証された後、３機の人工衛星２１０による衛星コンステレーション２００が運用される。地上設備３００は、３機の人工衛星２１０を制御する。
　衛星コンステレーション２００の整備途上において、１機ないし２機の人工衛星２１０が先行して整備されてもよい。地上設備３００は、１機ないし２機の人工衛星２１０を制御する。
＊＊＊実施の形態の補足＊＊＊
　実施の形態は、好ましい形態の例示であり、本発明の技術的範囲を制限することを意図するものではない。実施の形態は、部分的に実施してもよいし、他の形態と組み合わせて実施してもよい。
　１００　監視システム、１０１　地球、１０２　太陽、１０３　軌道面、２００　衛星コンステレーション、２１０　人工衛星、２１１　監視装置、２１２　監視制御装置、２１３　通信装置、２１４　推進装置、２１５　姿勢制御装置、２１６　電源装置、３００　地上設備、３１０　衛星制御装置、３２０　衛星通信装置。

Claims (15)

  1. 　地球の対象地域を監視する３機以上の人工衛星を備え、
    　前記３機以上の人工衛星のそれぞれが、太陽同期性と軌道傾斜角とを有する楕円軌道を周回し、
    　それぞれの楕円軌道の長軸が、軌道面において、隣り合う２つの楕円軌道のそれぞれの長軸と均等な角度を成す
    衛星コンステレーション。
  2. 　請求項１に記載の衛星コンステレーションを制御するための地上設備であり、
    　前記衛星コンステレーションの人工衛星毎に、人工衛星の高度と人工衛星の楕円軌道の軌道傾斜角とを調整するための調整コマンドを生成する衛星制御装置と、
    　前記衛星コンステレーションの人工衛星毎に、生成された調整コマンドを人工衛星へ送信する衛星通信装置と、を備え、
    　前記衛星コンステレーションの人工衛星毎に、人工衛星の高度と人工衛星の楕円軌道の軌道傾斜角とが調整コマンドにしたがって調整されることによって、人工衛星の楕円軌道の太陽同期性が維持され、且つ、人工衛星の楕円軌道の長軸と他の人工衛星の楕円軌道の長軸との相対角度が維持される
    地上設備。
  3. 　前記衛星制御装置は、前記衛星コンステレーションの人工衛星毎に、人工衛星の楕円軌道における人工衛星の位置を調整するために人工衛星の推進装置を制御する制御コマンドを生成し、
    　前記衛星通信装置は、前記衛星コンステレーションの人工衛星毎に、生成された制御コマンドを人工衛星へ送信し、
    　前記衛星コンステレーションの人工衛星毎に、人工衛星の楕円軌道における人工衛星の位置が制御コマンドにしたがって調整されることによって、人工衛星が他の人工衛星と連携して対象地域の監視を継続し、
    　前記衛星コンステレーションの人工衛星毎に、制御コマンドが実行された後に調整コマンドが実行される
    請求項２に記載の地上設備。
  4. 　前記衛星制御装置は、前記衛星コンステレーションの人工衛星毎に、人工衛星の速度を調整するために人工衛星の推進装置を制御する制御コマンドを生成し、
    　前記衛星通信装置は、前記衛星コンステレーションの人工衛星毎に、生成された制御コマンドを人工衛星へ送信し、
    　前記衛星コンステレーションの人工衛星毎に、人工衛星の速度が制御コマンドにしたがって調整されることによって、人工衛星に割り当てられた対象時間帯において地球の対象地域に対する人工衛星の相対位置が調整され、
    　前記衛星コンステレーションの人工衛星毎に、制御コマンドが実行された後に調整コマンドが実行される
    請求項２に記載の地上設備。
  5. 　請求項１に記載の衛星コンステレーションを制御するための地上設備であり、
    　前記衛星コンステレーションの各人工衛星は、監視方向を変更するためのポインティング機能を有し、
    　前記地上設備は、
    　前記衛星コンステレーションの人工衛星毎に、人工衛星のポインティング機能を制御するためのポインティングコマンドを生成する衛星制御装置と、
    　前記衛星コンステレーションの人工衛星毎に、生成されたポインティングコマンドを人工衛星へ送信する衛星通信装置と、を備え、
    　前記衛星コンステレーションの人工衛星毎に、人工衛星のポインティング機能がポインティングコマンドにしたがって制御されることによって、人工衛星に割り当てられた対象時間帯において人工衛星の監視方向が地球の対象地域に向けられる
    地上設備。
  6. 　請求項１に記載の衛星コンステレーションで使用される人工衛星であり、
    　監視方向を変更するためのポインティング機能を有し、
    　前記ポインティング機能を制御することによって、前記監視方向を地球の対象地域に向ける監視制御装置を備える
    人工衛星。
  7. 　請求項１に記載の衛星コンステレーションで使用される人工衛星であり、
    　分解能可変機能を有する監視装置と、
    　前記監視装置の前記分解能可変機能を制御することによって、前記監視装置の分解能を調整する監視制御装置と、
    を備える人工衛星。
  8. 　請求項１に記載の衛星コンステレーションで使用される人工衛星であり、
    　オートフォーカス機能を有する監視装置と、
    　前記監視装置の前記オートフォーカス機能を制御することによって、前記監視装置の焦点を対象地域に合わせる監視制御装置と、
    を備える人工衛星。
  9. 　請求項１に記載の衛星コンステレーションで使用される人工衛星であり、
    　前記衛星コンステレーションを制御するための地上設備と通信する通信装置を備え、
    　前記通信装置が、前記地上設備と前記人工衛星との相対距離の変動に対応するダイナミックレンジを有する
    人工衛星。
  10. 　地球の対象地域を監視する３機以上の人工衛星を備え、
    　前記３機以上の人工衛星の少なくともいずれかが、軌道面の最北端が正午１２時に太陽直下を横切る軌道を周回する
    衛星コンステレーション。
  11. 　前記３機以上の人工衛星のそれぞれの軌道が、太陽同期性と軌道傾斜角とを有する楕円軌道であり、
    　それぞれの楕円軌道の長軸が、経度方向において、隣り合う２つの楕円軌道のそれぞれの長軸と均等な角度を成す
    請求項１０に記載の衛星コンステレーション。
  12. 　前記３機以上の人工衛星の少なくともいずれかが、軌道面のローカルサンタイムが正午１２時となる軌道を周回する
    請求項１０または請求項１１に記載の衛星コンステレーション。
  13. 　前記衛星コンステレーションは、３機の人工衛星を備え、
    　１機の人工衛星が第１楕円軌道を周回し、前記第１楕円軌道の軌道面の最北端が正午１２時に太陽直下を横切り、
    　２機の人工衛星の一方が第２楕円軌道を周回し、前記第２楕円軌道の長軸が緯度方向のプラス側において前記第１楕円軌道の長軸と規定角度を成し、
    　前記２機の人工衛星の他方が第３楕円軌道を周回し、前記第３楕円軌道の長軸が緯度方向のマイナス側において前記第１楕円軌道の長軸と前記規定角度を成し、
    　前記規定角度が４５度以下の角度である
    請求項１０から請求項１２のいずれか１項に記載の衛星コンステレーション。
  14. 　請求項１または請求項１０から請求項１３のいずれか１項に記載の衛星コンステレーションに備わる人工衛星であり、軌道に投入される人工衛星。
  15. 　請求項１４に記載の人工衛星を備える衛星コンステレーションを制御するための地上設備。
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