WO2020240824A1 - 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション、および地上装置 - Google Patents

衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション、および地上装置 Download PDF

Info

Publication number
WO2020240824A1
WO2020240824A1 PCT/JP2019/021739 JP2019021739W WO2020240824A1 WO 2020240824 A1 WO2020240824 A1 WO 2020240824A1 JP 2019021739 W JP2019021739 W JP 2019021739W WO 2020240824 A1 WO2020240824 A1 WO 2020240824A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
orbital
satellite
satellite constellation
planes
altitude
Prior art date
Application number
PCT/JP2019/021739
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
久幸 迎
Original Assignee
三菱電機株式会社
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 三菱電機株式会社 filed Critical 三菱電機株式会社
Priority to PCT/JP2019/021739 priority Critical patent/WO2020240824A1/ja
Priority to US17/603,342 priority patent/US11878817B2/en
Priority to EP19931208.3A priority patent/EP3978371B1/en
Priority to JP2021521732A priority patent/JP7068763B2/ja
Publication of WO2020240824A1 publication Critical patent/WO2020240824A1/ja

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • 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
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • B64G1/2427—Transfer orbits
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B64G1/1007—Communications satellites
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • 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
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B64G1/1085—Swarms and constellations
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • 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
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • B64G1/2423—Sun-synchronous orbits

Definitions

  • the present invention relates to a satellite constellation formation system, a satellite constellation formation method, a satellite constellation, and a ground device.
  • it relates to a satellite constellation formation system, a satellite constellation formation method, a satellite constellation, and a ground device that avoids the risk of satellite collision.
  • Patent Document 1 discloses a technique for forming a satellite constellation composed of a plurality of satellites in the same circular orbit.
  • the orbital altitudes of different orbital planes are generally the same. There is a risk of collision at intersections on orbital planes with the same orbital altitude and different normal angles. The collision risk of satellite constellations with many intersections is very high. Further, when the orbital altitude is changed for each orbital plane, the angle formed between the orbital planes changes relatively with the passage of time. In addition, when the orbital altitude is changed for each orbital plane, the satellite ground speed differs for each orbital plane, so that the communication partner between adjacent altitudes shifts during long-term operation. As a result, there is a problem that it is necessary to switch the communication partner.
  • An object of the present invention is to maintain a relative angle between orbital planes while avoiding collision risk in satellite constellation.
  • the satellite constellation formation system is a satellite constellation composed of satellite groups and the satellite groups cooperate to provide services, and a plurality of satellites fly at the same orbit altitude on each orbital surface.
  • a satellite constellation formation system that forms a satellite constellation with the orbital plane of A satellite constellation in which the orbital altitudes of the orbital planes of the plurality of orbital planes are different from each other, and the relative altitude differences of adjacent orbital planes in the plurality of orbital planes are arranged in order to form a satellite constellation.
  • Equipped with a satellite constellation forming part to form The satellite constellation forming part While maintaining the relative altitude difference between the adjacent race planes on the plurality of race planes in a sinusoidal shape, the race heights of the race planes of the plurality of race planes are sequentially changed.
  • the satellite constellation forming unit determines the orbital altitude of each orbital surface of the plurality of orbital surfaces while maintaining the relative altitude difference of the adjacent orbital surfaces in the plurality of orbital surfaces in a sinusoidal shape. Change in order. Therefore, according to the satellite constellation formation system according to the present invention, it is possible to maintain the relative angle between the orbital planes while avoiding the collision risk, and it is possible to prevent the communication partner from shifting between adjacent altitudes due to long-term operation. , It has the effect of suppressing the switching of communication partners.
  • FIG. 1 An example of realizing a communication service over the entire globe of the earth in cooperation with multiple satellites on the ground.
  • the block diagram of the satellite constellation formation system which concerns on Embodiment 1.
  • FIG. The block diagram of the satellite which concerns on Embodiment 1.
  • An example of a satellite constellation formed by the satellite constellation forming system according to the first embodiment An example of a satellite constellation formed by the satellite constellation forming system according to the first embodiment.
  • the schematic diagram which shows the specific example of the satellite constellation which concerns on Embodiment 1.
  • the flow chart which shows the operation of the satellite constellation formation system which concerns on Embodiment 1.
  • FIG. The figure which shows the fluctuation of the orbital altitude of the orbital plane which concerns on Embodiment 1.
  • FIG. The figure which shows the fluctuation of the orbital altitude of the orbital plane which concerns on Embodiment 1.
  • FIG. The figure which shows an example of the satellite constellation formation method which concerns on Embodiment 2.
  • FIG. 1 is a diagram showing an example in which a plurality of satellites cooperate with each other to realize a communication service over the entire globe of the earth 70.
  • FIG. 1 shows a satellite constellation 20 that realizes a communication service all over the world.
  • the communication service range for the ground overlaps with the communication service range of the succeeding satellite. Therefore, according to such a plurality of satellites, it is possible to provide a communication service to a specific point on the ground while a plurality of satellites on the same orbital plane alternate in a time-division manner.
  • communication services can be provided on a single orbital plane only in the vicinity directly below the satellite orbit.
  • another orbital plane whose orbital plane rotates in the east-west direction is adjacent to the earth, and communication services by a plurality of satellites on the orbital plane are also provided at the same time.
  • the adjacent orbital planes By providing the adjacent orbital planes in this way, it is possible to cover the communication services on the ground between the adjacent orbitals.
  • communication services to the ground can be provided all over the globe. Seen from a specific point on the ground, individual satellites fly away in a short amount of time.
  • a plurality of satellites in orbit provide communication services while alternating in a time-division manner, it is possible to continuously provide communication services to any point on the ground. At that time, each satellite sends and receives necessary signals and information by using a communication method between satellites in order to share communication services with the successor satellite.
  • FIG. 2 is a diagram showing an example in which a plurality of satellites having a single orbital plane realize an earth observation service.
  • FIG. 2 shows a satellite constellation 20 that realizes an earth observation service.
  • satellites equipped with an earth observation device which is a radio wave sensor such as an optical sensor or a synthetic aperture radar, fly on the same orbital surface at the same altitude.
  • an earth observation device which is a radio wave sensor such as an optical sensor or a synthetic aperture radar
  • the satellite constellation formation system 100 forms a satellite constellation 20 having a plurality of orbital surfaces 21. Further, a plurality of satellites 30 fly at the same orbital altitude on each orbital surface 21 of the plurality of orbital surfaces 21.
  • the satellite constellation 20 formed by the satellite constellation formation system 100 according to the present embodiment will be briefly described.
  • the satellite constellation 20 according to the present embodiment is composed of a satellite group 300 composed of a plurality of satellites 30 on each orbital surface 21.
  • the satellite group 300 cooperates to provide a service.
  • the satellite constellation 20 refers to a satellite constellation composed of one satellite group by a communication business service company as shown in FIG.
  • the satellite constellation 20 specifically refers to a satellite constellation composed of one satellite group by an observation business service company as shown in FIG.
  • FIG. 3 and 4 are schematic views showing an example of satellite constellation 20 according to the present embodiment.
  • the orbital planes 21 of the plurality of orbital planes in the satellite constellation 20 are present on different planes from each other.
  • FIG. 3 shows an example in which the orbital inclination angles of the orbital surfaces 21 of the plurality of orbital surfaces are approximately 90 degrees, but the orbital surfaces are off. That is, the plurality of raceway surfaces 21 intersect with each other.
  • the orbital planes intersect mainly in the vicinity of the polar region.
  • 20 or more satellites may be flying as a plurality of satellites on each orbital surface 21.
  • the satellite constellation 20 of FIG. 3 may have 20 or more orbital planes 21 as an example.
  • the orbital altitudes of the orbital planes 21 of the plurality of orbital planes are different from each other.
  • each orbital surface 21 may have an orbital inclination angle at which the orbital periods of the orbital surfaces 21 of the plurality of orbital surfaces are equal to each other.
  • the satellite constellation 20 according to the present embodiment has a sinusoidal shape when the relative altitude differences of adjacent orbital planes in a plurality of orbital planes are arranged in order.
  • the satellite constellation 20 sequentially changes the orbital altitude of each orbital surface 21 of the plurality of orbital surfaces while maintaining the relative altitude difference of the adjacent orbital surfaces on the plurality of orbital surfaces in a sinusoidal shape. Let me.
  • the configuration of the satellite constellation 20 according to the present embodiment will be described in detail later.
  • FIG. 5 is an example of a plurality of satellites 30 flying on one of the orbital surfaces 21 of the satellite constellation 20 according to the present embodiment.
  • a plurality of satellites 30 flying at the same altitude on the same orbital plane fly at relatively the same speed while maintaining the relative phase on the orbital plane. Therefore, a plurality of satellites 30 flying at the same altitude on the same orbital plane do not collide.
  • FIG. 6 is a configuration diagram of the satellite constellation formation system 100 according to the present embodiment.
  • the satellite constellation formation system 100 includes a computer.
  • FIG. 6 shows the configuration of one computer, in reality, each satellite 30 of the plurality of satellites constituting the satellite constellation 20 and the ground equipment 500 communicating with the satellite 30 are equipped with a computer. Be done. Then, the computers provided in each of the satellites 30 of the plurality of satellites and the ground equipment 500 communicating with the satellites 30 cooperate to realize the function of the satellite constellation formation system 100 according to the present embodiment.
  • an example of a computer configuration that realizes the functions of the satellite constellation formation system 100 will be described.
  • the satellite constellation formation system 100 includes a satellite 30 and a ground facility 500.
  • the satellite 30 includes a satellite communication device 32 that communicates with the communication device 950 of the ground equipment 500.
  • FIG. 6 illustrates the satellite communication device 32 among the configurations included in the satellite 30.
  • the satellite constellation formation system 100 includes a processor 910 and other hardware such as a memory 921, an auxiliary storage device 922, an input interface 930, an output interface 940, and a communication device 950.
  • the processor 910 is connected to other hardware via a signal line and controls these other hardware.
  • the satellite constellation forming system 100 includes a satellite constellation forming unit 110 as a functional element.
  • the function of the satellite constellation forming unit 110 is realized by hardware or software.
  • the orbital altitudes of the orbital planes 21 of the plurality of orbital planes are different from each other.
  • the satellite constellation 20 becomes a sinusoidal shape when the relative altitude differences of adjacent orbital planes in a plurality of orbital planes are arranged in order. Further, the satellite constellation forming unit 110 sequentially changes the orbital altitudes of the orbital surfaces 21 of the plurality of orbital surfaces while maintaining the relative altitude differences of the adjacent orbital surfaces on the plurality of orbital surfaces in a sinusoidal shape.
  • the satellite constellation 20 may further have orbital inclination angles at which the orbital periods 21 of the orbital surfaces 21 of the plurality of orbital surfaces are equal to each other.
  • the satellite constellation forming unit 110 sets the number of orbital altitudes obtained by adding 1 to the number of orbital planes of the plurality of orbital planes. Then, the satellite constellation forming unit 110 changes the orbital altitudes of the orbital planes 21 of the plurality of orbital planes so as to sequentially fill the empty orbital altitudes in which the satellites are not flying. By this function, the satellite constellation forming unit 110 sequentially changes the orbital altitude of each orbital surface 21 of the plurality of orbital surfaces.
  • Processor 910 is a device that executes a satellite constellation formation program.
  • the satellite constellation forming program is a program that realizes the function of the satellite constellation forming unit 110.
  • the processor 910 is an IC (Integrated Circuit) that performs arithmetic processing. Specific examples of the processor 910 are a CPU, a DSP (Digital Signal Processor), and a GPU (Graphics Processing Unit).
  • the memory 921 is a storage device that temporarily stores data.
  • a specific example of the memory 921 is a SRAM (Static Random Access Memory) or a DRAM (Dynamic Random Access Memory).
  • the auxiliary storage device 922 is a storage device that stores data.
  • a specific example of the auxiliary storage device 922 is an HDD.
  • the auxiliary storage device 922 may be a portable storage medium such as an SD (registered trademark) memory card, CF, NAND flash, flexible disk, optical disk, compact disc, Blu-ray (registered trademark) disk, or DVD.
  • HDD is an abbreviation for Hard Disk Drive.
  • SD® is an abbreviation for Secure Digital.
  • CF is an abbreviation for CompactFlash®.
  • DVD is an abbreviation for Digital Versaille Disc.
  • the input interface 930 is a port connected to an input device such as a mouse, keyboard, or touch panel. Specifically, the input interface 930 is a USB (Universal Serial Bus) terminal. The input interface 930 may be a port connected to a LAN (Local Area Network).
  • the output interface 940 is a port to which a cable of an output device such as a display is connected. Specifically, the output interface 940 is a USB terminal or an HDMI (registered trademark) (High Definition Interface Interface) terminal. Specifically, the display is an LCD (Liquid Crystal Display).
  • the communication device 950 has a receiver and a transmitter. Specifically, the communication device 950 is a communication chip or a NIC (Network Interface Card). The satellite constellation formation system 100 communicates with the ground equipment 500 and the satellite 30 via the communication device 950.
  • NIC Network Interface Card
  • the satellite constellation formation program is read into the processor 910 and executed by the processor 910.
  • the memory 921 not only the satellite constellation formation program but also the OS (Operating System) is stored.
  • the processor 910 executes the satellite constellation formation program while executing the OS.
  • the satellite constellation formation program and the OS may be stored in the auxiliary storage device.
  • the satellite constellation formation program and the OS stored in the auxiliary storage device are loaded into the memory 921 and executed by the processor 910. A part or all of the satellite constellation formation program may be incorporated in the OS.
  • the satellite constellation formation system 100 may include a plurality of processors that replace the processor 910. These multiple processors share the execution of the satellite constellation formation program.
  • Each processor like the processor 910, is a device that executes a satellite constellation formation program.
  • Data, information, signal values and variable values used, processed or output by the satellite constellation formation program are stored in the memory 921, the auxiliary storage device 922, or the register or cache memory in the processor 910.
  • the "part" of the satellite constellation forming unit 110 may be read as “processing", “procedure” or “process”. Further, the “process” of the satellite constellation formation process may be read as “program”, “program product”, or "computer-readable storage medium on which the program is recorded”.
  • the satellite constellation formation program causes a computer to execute each process, each procedure or each process in which the "part" of the satellite constellation formation unit is read as “process", “procedure” or “process”.
  • the satellite constellation formation method is a method performed by the satellite constellation formation system 100 executing a satellite constellation formation program.
  • the satellite constellation formation program may be provided stored in a computer-readable recording medium or storage medium.
  • the satellite constellation formation program may be provided as a program product.
  • FIG. 7 is a configuration diagram of the satellite 30 according to the present embodiment.
  • the satellite 30 includes a satellite control device 31, a satellite communication device 32, a propulsion device 33, an attitude control device 34, and a power supply device 35.
  • FIG. 7 describes a satellite control device 31, a satellite communication device 32, a propulsion device 33, an attitude control device 34, and a power supply device 35.
  • the satellite control device 31 is a computer that controls the propulsion device 33 and the attitude control device 34, and includes a processing circuit. Specifically, the satellite control device 31 controls the propulsion device 33 and the attitude control device 34 according to various commands transmitted from the ground equipment 500.
  • the satellite communication device 32 is a device that communicates with the ground equipment 500.
  • the satellite communication device 32 transmits various data related to its own satellite to the ground equipment 500. Further, the satellite communication device 32 receives various commands transmitted from the ground equipment 500.
  • the propulsion device 33 is a device that gives a propulsive force to the satellite 30, and changes the speed of the satellite 30. Specifically, the propulsion device 33 is an electric propulsion device. Specifically, the propulsion device 33 is an ion engine or a Hall thruster.
  • the attitude control device 34 is a device for controlling attitude elements such as the attitude of the satellite 30, the angular velocity of the satellite 30, and the line-of-sight direction (Line Of Right). The attitude control device 34 changes each attitude element in a desired direction. Alternatively, the attitude control device 34 maintains each attitude element in a desired direction.
  • the attitude control device 34 includes an attitude sensor, an actuator, and a controller.
  • Attitude sensors are devices such as gyroscopes, earth sensors, sun sensors, star trackers, thrusters and magnetic sensors.
  • Actuators are devices such as 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 500.
  • the power supply device 35 includes devices such as a solar cell, a battery, and a power control device, and supplies power to each device mounted on the satellite 30.
  • the processing circuit may be dedicated hardware or a processor that executes a program stored in memory. In the processing circuit, 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 specifically 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.
  • FIG. 8 is a configuration diagram of the ground equipment 500 according to the present embodiment.
  • the ground equipment 500 programmatically controls a large number of satellites in all orbital planes.
  • the ground equipment 500 is an example of a ground device.
  • the ground device is composed of a ground station such as a ground antenna device, a communication device connected to the ground antenna device, or a computer, and ground equipment as a server or a terminal connected to the ground station via a network. Further, the ground device may include a communication device mounted on a moving body such as an aircraft, a self-propelled vehicle, or a mobile terminal.
  • the ground equipment 500 forms a satellite constellation 20 by communicating with each satellite 30.
  • the ground equipment 500 is provided in the satellite constellation formation system 100.
  • the ground equipment 500 includes a processor 910 and other hardware such as a memory 921, an auxiliary storage device 922, an input interface 930, an output interface 940, and a communication device 950.
  • the processor 910 is connected to other hardware via a signal line and controls these other hardware.
  • the hardware of the ground equipment 500 is the same as that described in the satellite constellation formation system 100 of FIG. 6 and 7 have described the hardware provided in the ground equipment 500. However, hardware having similar functionality may be provided in systems, satellites, equipment, or equipment other than satellite 30 and ground equipment.
  • the ground equipment 500 includes a trajectory control command generation unit 510 and an analysis prediction unit 520 as functional elements.
  • the functions of the trajectory control command generation unit 510 and the analysis prediction unit 520 are realized by hardware or software.
  • the communication device 950 transmits / receives a signal for tracking and controlling each satellite 30 of the satellite group 300 constituting the satellite constellation 20. Further, the communication device 950 transmits an orbit control command 51 to each satellite 30.
  • the analysis prediction unit 520 analyzes and predicts the orbit of the satellite 30.
  • the orbit control command generation unit 510 generates an orbit control command 51 to be transmitted to the satellite 30.
  • the orbit control command generation unit 510 is a satellite constellation in which the orbital altitudes of the orbital surfaces 21 of the plurality of orbital surfaces are different from each other, and the relative altitude differences of the adjacent orbital surfaces on the plurality of orbital surfaces are sequentially changed.
  • An orbit control command 51 for forming a satellite constellation 20 that becomes a sinusoidal shape when arranged side by side is generated.
  • the orbit control command 51 further changes the orbital altitude of each orbital surface 21 of the plurality of orbital surfaces in order while maintaining the relative altitude difference between the adjacent orbital surfaces on the plurality of orbital surfaces in a sinusoidal shape.
  • the orbit control command 51 further generates an orbit control command 51 for forming a satellite constellation 20 in which each orbital surface has an orbital inclination angle at which the orbital periods 21 of the plurality of orbital surfaces are equal to each other. You may.
  • the orbit control command generation unit 510 and the analysis prediction unit 520 realize the functions of the satellite constellation formation unit 110. That is, the orbit control command generation unit 510 and the analysis prediction unit 520 are examples of the satellite constellation formation unit 110.
  • FIG. 9 is a diagram showing a functional configuration example of the satellite constellation formation system 100 according to the present embodiment.
  • the satellite 30 further includes a satellite constellation forming unit 110b that forms the satellite constellation 20. Then, the satellite constellation forming unit 110b of each satellite 30 of the plurality of satellites and the satellite constellation forming unit 110 provided in each of the ground equipment 500 cooperate with each other to form the satellite constellation forming system according to the present embodiment. Achieve 100 functions.
  • the satellite constellation forming unit 110b of the satellite 30 may be provided in the satellite control device 31.
  • FIG. 10 is a diagram showing an example of a satellite constellation 20 formed by the satellite constellation formation system 100 according to the present embodiment.
  • FIG. 11 is a diagram showing an example of a satellite constellation 20 formed by the satellite constellation formation system 100 according to the present embodiment.
  • the orbital inclination angles of the orbital surfaces 21 of the plurality of orbital surfaces are about 90 degrees, and the orbital surfaces 21 of the plurality of orbital surfaces are present on different surfaces.
  • the orbital inclination angles of the orbital surfaces 21 of the plurality of orbital surfaces are not about 90 degrees, and the orbital surfaces 21 of the plurality of orbital surfaces are present on different surfaces.
  • the orbital altitudes of the orbital planes 21 of the plurality of orbital planes are different from each other.
  • the satellite constellation 20 has a sinusoidal shape when the relative altitude differences of adjacent orbital planes in a plurality of orbital planes are arranged in order. Further, in the satellite constellation 20, each orbital surface 21 has an orbital inclination angle at which the orbital periods of the orbital surfaces 21 of the plurality of orbital surfaces are equal to each other.
  • any two orbital planes intersect at a point near the polar region.
  • any two orbital planes intersect at points other than the polar region.
  • the intersections of a plurality of orbital surfaces whose orbit inclination angles are inclined more than 90 degrees depart from the polar region according to the orbit inclination angles.
  • the orbital surfaces may intersect at various positions including the vicinity of the equator. For this reason, the places where collisions may occur are diversified.
  • the satellite constellation forming unit 110 forms the satellite constellation 20 in which the relative altitude difference between the adjacent orbital planes in the plurality of orbital planes is sinusoidal.
  • FIG. 12 is a diagram showing an example of relative altitude differences between a plurality of raceway surfaces according to the present embodiment.
  • FIG. 12 shows the relative altitude difference of each orbital plane in the satellite constellation 20 having 17 orbital planes.
  • the vertical axis indicates that the altitude of the orbital surface 1 is high and the altitude decreases in descending order, and does not indicate the distance.
  • the difference in orbital altitude between the adjacent orbital surface 1 and the orbital surface 2 and the difference in the orbital altitude between the orbital surface 2 and the orbital surface 3 are plotted with the orbital surface 1 as a reference. It shows that it becomes a sinusoidal shape.
  • the distance of handover by intersatellite communication becomes long, and the drive angle range for matching the communication antennas with each other becomes wide, which is a disadvantage.
  • the satellite constellation 20 according to the present embodiment since the altitude difference between adjacent orbits is limited, the relative difference gradually changes. Therefore, the handover that contributes to the mission cooperation with the neighboring satellites becomes easy.
  • the image quality of the optical sensor of an earth observation satellite depends on the satellite altitude, the small difference in altitude between adjacent orbits has the effect of obtaining a high-quality image with no inconsistency between image scenes. is there.
  • a satellite constellation equipped with an optical sensor that can acquire an image of the ground surface and capture a wider area than the adjacent orbital distance above the equator, it will be possible to acquire an image of the entire globe.
  • the resolution and observation width of the optical sensor depend on the orbital altitude. Therefore, in a satellite constellation that employs an optical sensor with the same specifications, the highest resolution and the smallest observation width are obtained when the image is taken under the condition of the lowest orbital altitude. Therefore, if the observation width of the optical sensor over the equator and at the lowest orbit altitude is larger than the distance between adjacent orbits, it is possible to comprehensively image the ground surface including the sky above the equator.
  • the altitudes of adjacent orbits are significantly different, discontinuity with a difference in resolution is likely to become apparent at the joints of images.
  • the altitude difference between adjacent orbits is limited, there is an effect that the joints of images are not conspicuous and global image data with good image quality can be acquired.
  • the larger the difference in satellite altitude the faster the relative movement speed of the ground service area. Therefore, in the satellite constellation formation system according to the present embodiment, the relative movement amount of the adjacent service area can be minimized, so that data transfer to a succeeding satellite called handover in communication becomes easy and error is suppressed. It has the effect of being easy to do.
  • FIG. 13 is a diagram showing an orbital plane satisfying the condition of the sun-synchronous orbit.
  • the orbital inclinations of the orbital surfaces 21 of the plurality of orbital surfaces are different from each other, and the orbital periods of the orbital surfaces 21 of the plurality of orbital surfaces are equal to each other. It forms a satellite constellation 20 whose orbital planes have angles.
  • each orbital surface of the plurality of orbital surfaces is a sun-synchronous orbit as shown in FIG.
  • the orbital inclination angles of the orbital planes 21 included in the satellite constellation 20 are different from each other, and the orbital periods of the orbital planes 21 of the plurality of orbital planes are equal to each other.
  • the satellite constellation forming unit 110 uses parameters to set orbit inclination angles at which the orbital altitudes of the orbital surfaces 21 are different from each other and the orbital periods of the orbital surfaces 21 of the plurality of orbital surfaces are equal to each other. It forms a satellite constellation 20 with a surface.
  • FIG. 14 is a schematic diagram showing a specific example of the satellite constellation 20 according to the present embodiment.
  • the orbital planes synchronized with the sun have the same orbital period even if the orbital altitudes are different.
  • the following is an example of multiple orbital planes with different orbital altitudes and sun-synchronous orbits. Since the constraint conditions for sun synchronization are generally determined by the correlation between the orbital altitude and the orbital inclination angle, a sun-synchronous orbit can be formed by appropriately setting the orbital inclination angle according to the orbital altitude.
  • orbital planes of the above six types of orbital altitudes are set in LST as follows, orbital planes having different angles in the latitude direction by approximately 30 ° from each other are formed, and the relative angles between the orbital planes are always maintained. Will be done. That is, six orbital planes having the same orbital period are formed.
  • each orbital surface has an orbital inclination angle at which the orbital altitudes of the orbital surfaces 21 of the plurality of orbital surfaces are different from each other and the rotations of the orbital surfaces 21 of the plurality of orbital surfaces are synchronized.
  • the orbital altitudes of 1000 km, 1100 km, 1200 km, 1300 km, 1400 km, and 1500 km have been described as examples.
  • the relative altitude differences of the adjacent orbital planes are arranged in order to form a sinusoidal shape.
  • the operation of the satellite constellation formation system 100 according to the present embodiment will be described with reference to FIG.
  • the operation procedure of the satellite constellation formation system 100 corresponds to the satellite constellation formation method.
  • the program that realizes the operation of the satellite constellation formation system 100 corresponds to the satellite constellation formation program.
  • step S101 the satellite constellation forming unit 110 generates a parameter for forming the satellite constellation 20.
  • the orbital altitudes of the orbital surfaces 21 of the satellite constellation 20 are different from each other, and the satellite constellation 20 has a sinusoidal shape when the relative altitude differences of the adjacent orbital surfaces in the plurality of orbital surfaces are arranged in order.
  • the satellite constellation forming unit 110 is a parameter for sequentially changing the orbital altitude of each orbital surface 21 of the plurality of orbital surfaces while maintaining the relative altitude difference of the adjacent orbital surfaces on the plurality of orbital surfaces in a sinusoidal shape. To generate.
  • the satellite constellation forming unit 110 sets the number of orbital altitudes obtained by adding 1 to the number of orbital planes of the plurality of orbital planes.
  • the satellite constellation forming unit 110 changes the orbital altitude of each orbital surface 21 in order by changing the orbital altitude of each orbital surface 21 so as to fill the empty orbital altitude in which the satellite is not flying in order.
  • the orbit control command generation unit 510 of the ground equipment 500 generates an orbit control command 51 to be transmitted to each satellite 30 in order to form the above satellite constellation 20.
  • the orbit control command generation unit 510 sets the number of orbital altitudes obtained by adding 1 to the number of orbital planes of the plurality of orbital planes, and fills the empty orbital heights in which the satellite is not flying in order. An orbit control command 51 for changing the orbit altitude of each orbit surface 21 is generated.
  • step S102 the satellite constellation forming unit 110 delivers the parameters for forming the satellite constellation 20 to each satellite 30.
  • the communication device 950 of the ground equipment 500 transmits the orbit control command 51 generated for forming the satellite constellation 20 to each satellite 30.
  • step S103 the satellite 30 controls its orbit and attitude according to the parameters delivered from the satellite constellation forming unit 110.
  • the satellite communication device 32 of the satellite 30 receives the orbit control command 51 transmitted from the ground equipment 500 and transmits it to the satellite control device 31.
  • the satellite control device 31 of the satellite 30 controls the propulsion device 33 and the attitude control device 34 based on the orbit control command 51.
  • the satellite constellation 20 is formed by controlling the orbit of each satellite 30 according to the orbit control command 51.
  • each orbital surface 21 has an orbital inclination angle at which the orbital periods of the orbital surfaces 21 are equal to each other. That is, in the satellite constellation 20 according to the present embodiment, the orbital inclination angles of the orbital surfaces 21 are maintained on average as a result so that the orbital periods of the orbital surfaces 21 are equal to each other.
  • FIGS. 16 to 19 are diagrams showing fluctuations in the orbital altitude of the orbital surface 21 according to the present embodiment.
  • a method of sequentially changing the orbital altitude 23 of each orbital surface 21 while maintaining the relative altitude difference between adjacent orbital surfaces on a plurality of orbital surfaces in a sinusoidal shape will be described with reference to FIGS. 16 to 19.
  • N + 1 different altitudes of N + 1 are assumed in advance with respect to the number of orbital planes N (N is a natural number), and the orbital altitudes of the orbital planes 21 are changed so as to fill the empty altitudes in order. ..
  • N is a natural number
  • the orbital altitudes of the orbital planes 21 are changed so as to fill the empty altitudes in order. ..
  • the altitude is overtaken only on one orbital plane, there is a collision risk only at the intersection of the two orbital planes, so that it is easy to change the altitude safely at the right timing.
  • the empty slot has an altitude of 10.
  • the lower part of FIG. 16 shows how the satellite at altitude 12 changed the satellite altitude to altitude 10, which is an empty slot. Then, altitude 12 becomes an empty slot, and the satellite at altitude 14 changes the satellite altitude to altitude 12, which is an empty slot.
  • the empty slot has an altitude of 14.
  • the lower part of FIG. 17 shows how the satellite at altitude 16 changed the satellite altitude to altitude 14, which is an empty slot. Then, the altitude 16 becomes an empty slot, and the satellite at the altitude 17 changes the satellite altitude to the altitude 16 which is an empty slot. At this time, there is no overtaking of the orbital surface.
  • the empty slot has an altitude of 17.
  • the lower part of FIG. 18 shows how the satellite at altitude 15 changed the satellite altitude to altitude 15, which is an empty slot. Then, altitude 15 becomes an empty slot, and the satellite at altitude 13 changes the satellite altitude to altitude 15, which is an empty slot.
  • the passage timing of satellites by adjusting the distance between adjacent satellites in advance.
  • the specific contents of the timing adjustment will be described later in the second to fourth embodiments.
  • the satellites in each orbital plane fly at approximately equal intervals, so even if many satellites are changed in altitude at the same time, all satellites It is also easy to avoid collisions and overtake the orbital altitude.
  • the altitude may be changed one by one in order, and the relative distance between the satellites in the same orbital plane may be finely adjusted after the altitude change is completed.
  • a minute misalignment occurs. For example, if it is possible to operate with an altitude difference of 100 m at adjacent altitudes, a displacement of one satellite will occur in about 66 days. Therefore, if the altitude is changed in a sinusoidal manner over about 4 months, the displacement of the position due to the difference in satellite ground speed in the adjacent orbit will be canceled and the operation will be permanent.
  • the altitude is changed in a sinusoidal manner over about 2 months, if the satellite constellation formation system 100 is composed of about 30 orbital planes, it will take 2 days. It is sufficient to change the orbital altitude once every time. When changing the altitude one by one, the altitude may be changed every 1.5 hours on average.
  • the altitude will increase if the propulsion device 33 is operated to the speed increasing side, and the altitude will be decreased if the propulsion device 33 is operated to the deceleration side.
  • the start timing of the altitude change is delayed every 1.5 hours, and the completion of the change to the predetermined orbit is delayed.
  • the ground speeds of satellites flying at nearby altitudes are almost the same, satellites on two orbital planes flying out of phase so as not to collide at the intersection will not collide.
  • each satellite may exchange information with adjacent orbiting satellites.
  • the ground speeds of satellites are different, and the lower the orbital altitude, the faster the ground speed. Therefore, it becomes difficult to exchange information between adjacent orbits with the passage of time.
  • each satellite can be operated by switching between sending and receiving information with a succeeding satellite in an adjacent orbit. In order not to cause information loss at the time of this switching, each satellite needs to stop the information exchange at the time of switching and restart the information exchange again after switching to the succeeding satellite. Therefore, in a mega constellation where many satellites need to be switched, the effect of service suspension is large.
  • the service can be continued while avoiding collisions without interrupting the exchange of information between orbits having different altitudes.
  • the orbital altitude is different for each different orbital plane, there is no risk of collision in the steady operation state. Further, since the altitude is changed while maintaining the sine wave by finely adjusting the orbit inclination angle, there is no risk of relative angle fluctuation between the orbital surfaces due to the difference in altitude. Alternatively, even if an error occurs in the transient state, fine adjustment can be easily performed.
  • the relative orbital altitude is fluctuated in a sinusoidal shape, even if a certain time lag becomes large, the relative relationship will change in the direction of the lag becoming smaller, and the lag will be eliminated in the long run. Therefore, according to the satellite constellation formation system according to the present embodiment, it is not necessary to switch the satellites that exchange information, and the service can be continued permanently.
  • the relative altitude difference is set small in the satellite constellation according to the present embodiment, the frequency of altitude fluctuations can be reduced.
  • the function of the satellite constellation forming unit 110 is realized by software.
  • the function of the satellite constellation forming unit 110 may be realized by hardware.
  • the satellite constellation formation system 100 includes an electronic circuit instead of the processor 910.
  • the electronic circuit is a dedicated electronic circuit that realizes the function of the satellite constellation forming unit 110.
  • the electronic circuit is specifically a single circuit, a composite circuit, a programmed processor, a parallel programmed processor, a logic IC, a GA, an ASIC, or an FPGA.
  • GA is an abbreviation for Gate Array.
  • the function of the satellite constellation forming unit 110 may be realized by one electronic circuit, or may be distributed and realized by a plurality of electronic circuits. As another modification, some functions of the satellite constellation forming unit 110 may be realized by an electronic circuit, and the remaining functions may be realized by software.
  • Each of the processor and the electronic circuit is also called a processing circuit. That is, in the satellite constellation forming system 100, the function of the satellite constellation forming unit 110 is realized by the processing circuit.
  • Embodiment 2 points to be added to the first embodiment will be mainly described.
  • the same components as those in the first embodiment may be designated by the same reference numerals, and the description thereof may be omitted.
  • the operation procedure of the satellite constellation formation system 100 corresponds to the satellite constellation formation method. Further, the program that realizes the operation of the satellite constellation formation system 100 corresponds to the satellite constellation formation program.
  • the satellite constellation 20 includes two orbital surfaces 21 having different normal directions and in which the same number of satellites fly. Further, a point near the intersection of the two orbital surfaces on each orbital surface 21 of the two orbital surfaces is defined as a point near the intersection Pc. The point near the intersection of the two orbital surfaces Pc is a point near the point where the two orbital surfaces intersect.
  • the satellite constellation forming unit 110 forms the satellite constellation 20 so that the satellite passage timing through which the satellite 30 flying on each orbital surface 21 passes is shifted at the point Pc near the intersection of each orbital surface 21 of the two orbital surfaces. ..
  • the satellite constellation forming unit 110 gradually fluctuates the orbital altitude of at least one of the two orbital surfaces 21 while maintaining the state in which the satellite passage timing is deviated from the state in which the satellite passage timing is deviated. Let me.
  • the orbit control command generation unit 510 of the ground equipment 500 shifts the satellite passage timing through which the satellite 30 flying on each orbital surface 21 passes at the point Pc near the intersection of each orbital surface 21 of the two orbital surfaces.
  • the orbit control command 51 that forms the satellite constellation 20 is generated as described above.
  • the orbit control command generation unit 510 gradually changes the orbital altitude of at least one of the two orbital surfaces 21 while maintaining the state in which the satellite passage timing is deviated from the state in which the satellite passage timing is deviated.
  • the orbit control command 51 to be generated is generated.
  • the communication device 950 of the ground equipment 500 transmits an orbit control command 51 to each satellite 30.
  • FIG. 20 is a diagram showing an example of a satellite constellation formation method according to the present embodiment.
  • FIG. 20 shows a state in which the orbital altitudes of the two orbital surfaces 21a and 21b are different from each other, and the satellite passage timings of the satellites 30a and 30b are deviated at the intersection points Pc on the orbital surfaces 21a and 21b. ..
  • the satellite constellation forming unit 110 gradually matches the orbital altitudes of the two orbital surfaces 21a and 21b while maintaining the state in which the satellite passage timings are deviated.
  • the satellite constellation forming unit 110 maintains the state in which the satellite passage timing is deviated from the state in which the satellite passage timing is deviated at the point Pc near the intersection on each orbital surface, and the orbit of one of the two orbital surfaces. Make the orbital altitude of one surface overtake the orbital altitude of the other orbital surface.
  • the satellite constellation forming unit 110 causes a satellite on one orbital surface to overtake the orbital altitude on the other orbital surface between the intersection point Pc on each orbital surface 21 and the next intersection point Pc.
  • FIG. 21 is a diagram showing overtaking of an adjacent orbital plane by the satellite 30b according to the present embodiment.
  • FIG. 21 shows how the satellite 30b on the orbital surface 21b overtakes the orbital surface 21a.
  • the satellite 30b on the orbital surface 21b overtakes the orbital surface 21a in R from the intersection vicinity point Pc1 to the next intersection vicinity point Pc2.
  • the satellite constellation forming method of the satellite constellation forming system there are a plurality of orbital surfaces on which a large number of satellite groups fly, the angles formed by the normal lines are different from each other, and the same number of orbital surfaces have different altitudes.
  • the satellite passing timings are maintained at two points at the intersections of the two orbital planes while maintaining a state of being shifted.
  • the satellites on one orbital surface gradually overtake the satellites on the other orbital surface.
  • the satellite constellation forming method according to the present embodiment there is an effect that the collision risk can be avoided when the orbital altitude is overtaken in the middle stage of constructing the satellite constellation with different orbital altitudes. .. Further, according to the satellite constellation forming method according to the present embodiment, there is an effect that the orbital altitude can be changed while continuing the service in which a plurality of satellites cooperate.
  • the satellite constellation formation system 100 according to the present embodiment uses the satellite constellation formation method according to the present embodiment, and the satellite in the middle of the deorbit overtakes the satellite flying at the orbital altitude of the adjacent orbital plane on the ground. Control the Deorbit satellite to fall into. Therefore, according to the deorbit method by the satellite constellation formation system according to the present embodiment, there is an effect that the satellite can be reliably deorbited while avoiding a collision.
  • the debris recovery satellite captures a satellite that cannot be debris by itself by an external capture means, overtakes a satellite flying at an orbital altitude on an adjacent orbital plane, and falls to the ground.
  • the collection method will be described.
  • the satellite constellation formation system 100 according to the present embodiment uses the satellite constellation formation method according to the present embodiment to adjacent debris recovery satellites that have captured satellites that cannot be deorbited by themselves by an external capture means. It is controlled to overtake satellites flying at the orbital altitude of the orbital surface and fall to the ground. Therefore, according to the debris collection method by the satellite constellation formation system according to the present embodiment, there is an effect that the debris collection satellite can surely collect and remove the debris while avoiding the collision.
  • Embodiment 3 In this embodiment, points to be added to the first and second embodiments will be mainly described. In addition, the same reference numerals may be given to the same configurations as those of the first and second embodiments, and the description thereof may be omitted.
  • FIG. 22 is a diagram illustrating the adjustment of satellite altitude.
  • FIG. 23 is a diagram illustrating the adjustment of the track inclination angle.
  • the orbit control command generation unit 510 generates an orbit control command 51 for adjusting the altitude of each satellite 30. Further, the orbit control command generation unit 510 generates an orbit control command 51 for adjusting the orbit inclination angle of each satellite 30. Then, the communication device 950 of the ground equipment 500 transmits the orbit control command 51 to each satellite 30.
  • the satellite control device 31 receives the orbit control command 51 via the satellite communication device 32.
  • the satellite control device 31 adjusts the satellite altitude and the orbit inclination angle according to the orbit control command 51. Specifically, the satellite control device 31 controls the propulsion device 33 according to the orbit control command 51.
  • the propulsion device 33 can adjust the satellite altitude and the orbit inclination angle.
  • the orbit control command generation unit 510 is an example of the satellite constellation formation unit 110.
  • the orbit control command 51 is an example of a parameter generated by the satellite constellation forming unit 110.
  • the black circle in the earth 70 represents the North Pole.
  • the altitude of the satellite 30 rises. Then, as the altitude of the satellite 30 rises, the ground speed of the satellite 30 slows down.
  • the flight speed of the satellite 30 decreases. Then, when the altitude of the satellite 30 decreases, the ground speed of the satellite 30 increases.
  • the propulsion device 33 generates thrust in the direction orthogonal to the orbit plane at the point (division point) where the satellite 30 crosses the equator, the orbit inclination angle is effectively finely adjusted. be able to.
  • FIG. 24 is a diagram showing an example of the satellite constellation 20 according to the present embodiment.
  • the satellite constellation formation system 100 forms a satellite constellation 20 having a plurality of orbital surfaces 21 having different normal directions.
  • a plurality of satellites 30 fly on each orbital surface 21 as an orbital satellite group 210.
  • Each satellite of the orbital satellite group 210 is provided with a propulsion device 33 that changes the speed of each satellite of the orbital satellite group 210.
  • FIG. 24 shows a state in which a plurality of satellites 30 are flying as an orbital satellite group 210, using one orbital surface 21 as an example. Similarly, the orbital satellite group 210 is flying on each orbital surface 21.
  • each satellite 30 of the orbiting satellite group 210 has been described with reference to FIG.
  • the satellite constellation forming unit 110 operates the propulsion device 33 of each satellite of the orbital satellite group 210 synchronously for each orbital surface of the plurality of orbital surfaces. Further, the satellite constellation forming unit 110 performs an operation of accelerating the speed of the first time T1 and then decelerating the first time T1 for each satellite of the orbital satellite group 210 of the orbital surface 21 of the plurality of orbital surfaces. Repeat the acceleration / deceleration process.
  • the satellite constellation forming unit 110 performs acceleration / deceleration processing on each satellite of the orbital satellite group 210 on the orbital surface 21 of 1, and also on each satellite of the orbital satellite group 210 on the orbital surface adjacent to the orbital surface of 1. On the other hand, starting the acceleration / deceleration process after the delay of the second time T2 from the time when the acceleration / deceleration process is started for one orbital surface is repeated for each satellite on the plurality of orbital surfaces.
  • the satellite constellation forming unit 110 sets the first time T1 and the second time T2 so that the altitude profiles of the orbital altitudes in which the relative altitude differences of the adjacent orbital planes in the plurality of orbital planes are arranged in order form a sinusoidal shape. ..
  • the satellite constellation forming unit 110 calculates the value obtained by dividing twice the first time T1 by the number N of the plurality of orbital surfaces as the second time T2.
  • the satellite constellation formation system 100 forms a satellite constellation 20 having N-plane orbital planes 21 having different normal directions.
  • the plurality of satellites 30 flying on the same orbital surface are orbital satellites 210.
  • the satellite constellation forming unit 110 By the satellite constellation forming unit 110, a plurality of satellites 30 forming the same orbital plane operate the propulsion device 33 in synchronization.
  • the satellite constellation 20 is composed of the first orbital plane, the second orbital plane, the third orbital plane, ..., The orbital plane of the N plane of the Nth orbital plane.
  • the satellite constellation forming unit 110 repeats the operation of accelerating the speed of the satellite 30 in the first orbital plane and then decelerating the satellite 30 in the first time T1. In addition, the satellite constellation forming unit 110 increases the satellites on the second orbital plane adjacent to the first orbital plane in the same manner as the operation on the first orbital plane after a delay of the second time with respect to the first orbital plane. Repeat speed and deceleration.
  • the satellite constellation forming unit 110 sets the first time T1 and the second time T2 so that the altitude profiles of the orbital altitudes in which the relative altitude differences of the adjacent orbital planes on the N-plane orbital planes 21 are arranged in order form a substantially sine wave. To do.
  • the altitude profile is specifically shown in FIG. 12 or FIGS. 16-19.
  • the propulsion device 33 of the satellite 30 on the first orbital surface repeats the acceleration / deceleration process of operating in the T1 deceleration direction for the first hour after operating in the T1 acceleration direction for about the first hour. Further, the propulsion device 33 of the satellite 30 on the second orbital plane adjacent to the first orbital plane has a T1 ⁇ 2 / N time delay with respect to the adjacent first orbital plane, followed by a T1 acceleration direction for about the first hour. After that, the acceleration / deceleration process that operates in the T1 deceleration direction for the first hour is repeated.
  • the propulsion device 33 of the satellite 30 on the third orbital plane adjacent to the second orbital plane has a T1 ⁇ 2 / N time delay with respect to the second orbital plane 21 in the T1 acceleration direction for about the first hour. After that, the acceleration / deceleration process that operates in the T1 deceleration direction for the first hour is repeated. In this way, the same operation is repeated up to the Nth orbital plane.
  • the first time T1 and the second time T2 are set so that the altitude profiles from the first orbital plane to the Nth orbital plane form a substantially sine wave.
  • T2 T1 ⁇ 2 / N is set, the altitude profile of the orbital plane of the N plane forms a substantially sine wave.
  • the altitudes of the orbital planes of the N planes are dispersed, and the orbital planes of different altitudes do not have intersections, so that there is no risk of satellite collision.
  • the orbital planes having the same altitude have intersections, but there is a possibility of matching only one orbital plane at the maximum, and it is easy to avoid collision by shifting the satellite passage timing at the intersections.
  • the relative angles formed by the orbital surfaces gradually change.
  • the altitude relations are switched in a sinusoidal manner, the average relative angle is maintained as a result. Therefore, according to the satellite constellation formation system 100 according to the present embodiment, it is not necessary to intentionally maintain the relative angle of the orbital plane by adjusting the optimum orbital inclination angle for each orbital altitude.
  • the orbital planes having different orbital altitudes have different satellite ground speeds, the relative positional relationship with the satellites flying in adjacent orbits gradually changes.
  • the altitude relations are switched in a sinusoidal manner, and as a result, the average relative positional relation is maintained. Therefore, according to the satellite constellation formation system 100 according to the present embodiment, the service can be continued without switching the communication target with the satellite in the adjacent orbit.
  • the relative positional relationship can be controlled without depending on the orbital position accuracy and the measurement accuracy of each satellite. Therefore, according to the satellite constellation formation system 100 according to the present embodiment, collision can be avoided without separating a large distance including an error component and a margin for collision avoidance. Since the relative altitude difference may be small, there is an effect that the propellant can be saved and the speed of changing the altitude can be slowly taken. As a result, according to the satellite constellation formation system 100 according to the present embodiment, it is possible to program-control a large number of satellites on all orbital surfaces, which can be realized as an automated system.
  • Embodiment 4 points to be added to the third embodiment will be mainly described.
  • the same reference numerals may be given to the same configurations as those of the first to third embodiments, and the description thereof may be omitted.
  • the communication device 950 of the ground equipment 500 transmits and receives a signal for tracking and controlling each satellite of the orbital satellite group 210 of each orbital surface 21 of the plurality of orbital surfaces constituting the satellite constellation 20.
  • the orbit control command generation unit 510 of the ground equipment 500 generates an orbit control command 51 for synchronously operating the propulsion devices of each satellite of the orbit satellite group 210 for each orbit surface of the plurality of orbit planes.
  • the orbit control command 51 is an acceleration / deceleration process in which each satellite of the orbital satellite group on one of the plurality of orbital surfaces repeats the operation of increasing the speed of the first time T1 and then decelerating the first time T1. To be carried out.
  • the orbit control command 51 is issued after a delay of 2 hours T2 from the time when the acceleration / deceleration processing for the 1 orbit plane is started for each satellite of the orbit satellite group 210 on the orbit plane adjacent to the 1 orbit plane. , Start acceleration / deceleration processing. Then, the orbit control command generation unit 510 generates an orbit control command 51 that causes each satellite on a plurality of orbital surfaces to repeat the above processing.
  • the communication device 950 of the ground equipment 500 transmits an orbit control command 51 to each satellite of the orbit satellite group 210 on each orbital surface of the plurality of orbital surfaces.
  • the ground equipment 500 programmatically controls a large number of satellites in all orbital planes. Specifically, it is as follows.
  • the ground equipment 500 measures the orbital position of all satellites 30 depending on the time transition.
  • a positioning satellite signal receiving device mounted on the satellite 30 may be used to measure the position in orbit depending on the time transition.
  • a GPS (Global Positioning System) receiver is mounted on each satellite, and the time and position information are transmitted to the ground as telemetry data. If this trend is monitored, the position on the orbit that depends on the time transition will be measured as a result.
  • range measurement from the ground may be used.
  • the satellite orbital period may be measured to analyze and grasp the satellite ground speed or orbital altitude.
  • the ground equipment 500 is put into orbit so that a plurality of satellites on the same orbital surface are inserted into orbits at approximately equal intervals, and then the satellites fly at the same altitude and the same orbit inclination angle. As a result, multiple satellites in the same orbital plane fly synchronously and maintain the same phase angle.
  • the ground equipment 500 transmits an instruction to operate the propulsion device to the satellite 30 on the condition that the satellite passing timings do not match at the intersection of the two orbital planes when the altitudes of the orbital planes are switched.
  • the orbit control command generation unit 510 of the ground equipment 500 operates the propulsion device 33 on the condition that the satellite passing timings do not match at the intersection of the two orbital surfaces when the altitudes of the orbital surfaces are switched. Command 51 is transmitted to satellite 30.
  • the ground equipment 500 measures the relative angle in the azimuth direction, which depends on the time transition of the plurality of orbital planes.
  • the flight position of the orbital surface may be monitored according to the time transition.
  • the relative angle of the raceway surface changes at a time interval of about T1
  • the orbit control command generation unit 510 of the ground equipment 500 finely adjusts the orbit altitude by adjusting the thrust of the propulsion device 33 of the satellite 30, so that the relative angles of the orbit planes become uniform.
  • the orbit control command 51 is transmitted to the satellite 30.
  • the ground equipment 500 can be automated, and labor can be saved.
  • the ground equipment 500 monitors the relative positional relationship of the satellite groups in the same orbital plane, the relative relationship between the orbital planes, and the transition of altitude. Then, the ground equipment 500 gradually reduces the output of the propulsion device while maintaining the condition that collision does not occur, so that the altitude difference between the highest altitude and the lowest altitude in the different orbital planes is reduced, and the orbital plane.
  • the relative angle change and the difference in satellite ground speed are reduced. Therefore, according to the satellite constellation formation system 100 according to the present embodiment, there is a margin for slowly performing a sinusoidal altitude change, the collision risk itself can be reduced, and the amount of propellant consumption can be reduced.
  • each part of the satellite constellation formation system has been described as an independent functional block.
  • the configuration of the satellite constellation formation system does not have to be the configuration as in the above-described embodiment.
  • the functional block of the satellite constellation formation system may have any configuration as long as it can realize the functions described in the above-described embodiment.
  • the satellite constellation formation system may be a single device or a system composed of a plurality of devices.
  • a plurality of parts of the first to fourth embodiments may be combined and implemented. Alternatively, one part of these embodiments may be implemented.
  • these embodiments may be implemented in any combination as a whole or partially. That is, in the first to fourth embodiments, it is possible to freely combine the embodiments, modify any component of each embodiment, or omit any component in each embodiment.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Radio Relay Systems (AREA)

Abstract

衛星コンステレーション形成システムは、各軌道面（２１）に複数の衛星が同じ軌道高度で飛行する複数の軌道面を有する衛星コンステレーション（２０）を形成する。衛星コンステレーション形成部は、複数の軌道面の各軌道面（２１）の軌道高度が互いに異なる衛星コンステレーション（２０）を形成する。さらに、衛星コンステレーション（２０）は、複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を順に並べると正弦波状となる。衛星コンステレーション形成部は、複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を正弦波状に保ちつつ、複数の軌道面の各軌道面の軌道高度（２３）を順番に変動させる。

Description

衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション、および地上装置
　本発明は、衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション、および地上装置に関する。特に、衛星の衝突リスクを回避する衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション、および地上装置に関する。
　近年、数百から数千機に及ぶ大規模な衛星コンステレーションが提唱されている。また、ＳＴＭ（宇宙交通管制）においては、複数の衛星コンステレーションが共存することによる衝突リスクを回避するための国際的なルール作りの必要性が高まっている。
　特許文献１には、同一の円軌道に複数の衛星から成る衛星コンステレーションを形成する技術が開示されている。
特開２０１７－１１４１５９号公報
　衛星コンステレーションでは、異なる軌道面の軌道高度は全て同一とすることが一般的である。軌道高度が等しく、法線のなす角度が互いに異なる軌道面では、交点において衝突リスクがある。交点が多数存在する衛星コンステレーションの衝突リスクは非常に高くなる。
　また、軌道面毎に軌道高度を変えた場合、軌道面間の成す角度が時間推移に伴い相対的に変化する。また、軌道面毎に軌道高度を変更した場合、軌道面毎に衛星対地速度に差が出るため、長期間運用する内に隣接高度間の通信相手がずれていってしまう。これにより、通信相手の切替が必要になるという課題がある。
　本発明は、衛星コンステレーションにおいて、衝突リスクを回避しつつ、軌道面間の相対角度を維持することを目的とする。
　本発明に係る衛星コンステレーション形成システムは、衛星群により構成され、前記衛星群が連携してサービスを提供する衛星コンステレーションであって、各軌道面に複数の衛星が同じ軌道高度で飛行する複数の軌道面を有する衛星コンステレーションを形成する衛星コンステレーション形成システムにおいて、
　前記複数の軌道面の各軌道面の軌道高度が互いに異なる前記衛星コンステレーションであって、前記複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を順に並べると正弦波状となる前記衛星コンステレーションを形成する衛星コンステレーション形成部を備え、
　　前記衛星コンステレーション形成部は、
　前記複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を正弦波状に保ちつつ、前記複数の軌道面の各軌道面の軌道高度を順番に変動させる。
　本発明に係る衛星コンステレーション形成システムでは、衛星コンステレーション形成部が、複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を正弦波状に保ちつつ、複数の軌道面の各軌道面の軌道高度を順番に変動させる。よって、本発明に係る衛星コンステレーション形成システムによれば、衝突リスクを回避しつつ、軌道面間の相対角度を維持することができ、長期間運用による隣接高度間の通信相手のずれを防止でき、通信相手の切替を抑制できるという効果がある。
地上に対し、複数衛星が連携して地球の全球に亘り通信サービスを実現する例。 単一軌道面の複数衛星が地球観測サービスを実現する例。 実施の形態１に係る衛星コンステレーションの例を示す模式図。 実施の形態１に係る衛星コンステレーションの例を示す模式図。 実施の形態１に係る衛星コンステレーションの軌道面の１つを飛行する複数の衛星の例。 実施の形態１に係る衛星コンステレーション形成システムの構成図。 実施の形態１に係る衛星の構成図。 実施の形態１に係る地上設備の構成図。 実施の形態１に係る衛星コンステレーション形成システムの機能構成例。 実施の形態１に係る衛星コンステレーション形成システムにより形成される衛星コンステレーションの例。 実施の形態１に係る衛星コンステレーション形成システムにより形成される衛星コンステレーションの例。 実施の形態１に係る複数の軌道面の相対高度差の一例を表す図。 太陽同期軌道の条件を満たす軌道面を示す図。 実施の形態１に係る衛星コンステレーションの具体例を示す模式図。 実施の形態１に係る衛星コンステレーション形成システムの動作を示すフロー図。 実施の形態１に係る軌道面の軌道高度の変動を示す図。 実施の形態１に係る軌道面の軌道高度の変動を示す図。 実施の形態１に係る軌道面の軌道高度の変動を示す図。 実施の形態１に係る軌道面の軌道高度の変動を示す図。 実施の形態２に係る衛星コンステレーション形成方式の一例を示す図。 実施の形態２に係る衛星による隣接軌道面の追い越しを示す図。 実施の形態３に係る衛星高度の調整について説明する図。 実施の形態３に係る軌道傾斜角の調整について説明する図。 実施の形態３に係る衛星コンステレーションの例を示す図。
　以下、本発明の実施の形態について、図を用いて説明する。なお、各図中、同一または相当する部分には、同一符号を付している。実施の形態の説明において、同一または相当する部分については、説明を適宜省略または簡略化する。また、以下の図面では各構成の大きさの関係が実際のものとは異なる場合がある。また、実施の形態の説明において、「上」、「下」、「左」、「右」、「前」、「後」、「表」、「裏」といった方向あるいは位置が示されている場合がある。それらの表記は、説明の便宜上、そのように記載しているだけであって、装置、器具、あるいは部品といった構成の配置および向きを限定するものではない。
　実施の形態１．
　図１は、地上に対し、複数衛星が連携して地球７０の全球に亘り通信サービスを実現する例を示す図である。
　図１は、全球に亘り通信サービスを実現する衛星コンステレーション２０を示している。
　同一軌道面を同一高度で飛行している複数の衛星の各衛星では、地上に対する通信サービス範囲が後続衛星の通信サービス範囲とオーバーラップしている。よって、このような複数の衛星によれば、地上の特定地点に対して、同一軌道面上の複数の衛星が時分割的に交互に交代しながら通信サービスを提供することができる。
　しかしながら、単一軌道面で通信サービスを提供できるのは衛星軌道直下付近に限定される。そこで、地球に対して軌道面が東西方向に回転した別の軌道面を隣接させ、その軌道面上の複数の衛星による通信サービスも同時に実施する。このように隣接軌道面を設けることにより、隣接軌道間の地上に対する通信サービスを面的に網羅することが可能となる。同様に、地球の周りに多数の軌道面を概ね均等配置すれば、全球に亘り地上に対する通信サービスが可能となる。地上の特定地点から見れば、個々の衛星は短い時間で飛び去ってしまう。しかし、軌道上複数の衛星が時分割的に交互に交代しながら通信サービスを提供すれば、地上の任意の地点に対して連続的に通信サービスを提供することが可能となる。その際、個々の衛星は、後継衛星と通信サービスを分担するために、衛星間の通信方式を用いて、必要な信号および情報を授受する。
　低軌道を周回する衛星コンステレーションで通信サービスを実現する場合、全衛星のサービス領域が全球を網羅し、任意の地上ユーザの通信サービスを、次々に飛来する衛星が信号および情報を引継ぎながら分担して継続する。これにより、結果的に地上ユーザに連続的な通信サービスを提供できる。個々の衛星は、衛星と地上間の通信機能に加えて、衛星間の通信機能を具備することにより、近傍を通過する衛星同士で信号および情報を引継ぐことが可能となる。通信サービスのミッション連携に資する信号および情報の引継ぎを以後ハンドオーバーと称する。
　衛星コンステレーションでは、異なる軌道面の軌道高度は全て同一とすることが一般的である。同一の軌道高度を飛行する衛星の対地速度は同様なので、地上に対するサービス範囲は個々の衛星のサービス範囲同士の相対位置関係を維持しながら衛星対地速度に応じて移動することになる。同一軌道面の後続衛星、あるいは、隣接軌道面の衛星におけるサービス範囲が、網羅的に地表をカバーしていれば、地上の任意の地点から見て、常にサービス範囲が維持される結果となる。
　図２は、単一軌道面の複数衛星が地球観測サービスを実現する例を示す図である。
　図２は、地球観測サービスを実現する衛星コンステレーション２０を示している。図２の衛星コンステレーションは、光学センサあるいは合成開口レーダといった電波センサである地球観測装置を具備した衛星が同一軌道面を同一高度で飛行する。このように、地上の撮像範囲が時間遅れで後続衛星がオーバーラップする衛星群では、地上の特定地点に対して軌道上複数の衛星が時分割的に交互に交代しながら地上画像を撮像することにより地球観測サービスを提供する。しかしながら単一軌道面でサービス提供できるのは衛星軌道直下付近に限定される。これに対して地球に対して軌道面が東西方向に回転した別の軌道面を隣接させて、同様の複数衛星によるサービスを同時に実施すれば、隣接軌道間の地上サービスを面的に網羅することが可能となる。同様にして地球の周りに多数の軌道面を概ね均等配置すれば、全球に亘り網羅的に地球観測サービスが可能となる。地上の特定地点から見れば、個々の衛星は短い時間で飛び去ってしまうが、軌道上複数の衛星が時分割的に交互に交代しながらサービス提供すれば、地上の任意の地点に対していつでも地球観測サービスを提供することが可能となる。
＊＊＊構成の説明＊＊＊
　本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００は、複数の軌道面２１を有する衛星コンステレーション２０を形成する。また、複数の軌道面２１の各軌道面２１には、複数の衛星３０が同じ軌道高度で飛行する。
　ここで、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００により形成される衛星コンステレーション２０について簡単に説明する。
　本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０は、各軌道面２１の複数の衛星３０からなる衛星群３００により構成される。本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０は、衛星群３００が連携してサービスを提供する。衛星コンステレーション２０とは、具体的には、図１に示すような通信事業サービス会社による１つの衛星群から成る衛星コンステレーションを指す。また、衛星コンステレーション２０とは、具体的には、図２に示すような観測事業サービス会社による１つの衛星群から成る衛星コンステレーションを指す。
　図３および図４は、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０の例を示す模式図である。
　図３では、衛星コンステレーション２０における複数の軌道面の各軌道面２１は、互いに異なる面に存在する。図３では、複数の軌道面の各軌道面２１の軌道傾斜角は略９０度となっているが、軌道面はずれている例を示している。すなわち、複数の軌道面２１は互いに交差している。図３では、主に、極域近傍において軌道面が交差する。一例として、各軌道面２１には、複数の衛星として２０機以上の衛星が飛行していてもよい。また、図３の衛星コンステレーション２０は、一例として、２０面以上の軌道面２１を有していてもよい。
　図４に示す衛星コンステレーション２０では、複数の軌道面の各軌道面２１の軌道傾斜角が約９０度ではなく、かつ、複数の軌道面の各軌道面２１が互いに異なる面に存在する例を示している。図４では、主に、極域以外において軌道面が交差する。
　本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０は、複数の軌道面の各軌道面２１の軌道高度が互いに異なる。さらに、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０は、複数の軌道面の各軌道面２１の公転周期が互いに等しくなる軌道傾斜角を各軌道面２１が有するとしてもよい。
　また、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０は、複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を順に並べると正弦波状となる。さらに、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０は、複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を正弦波状に保ちつつ、複数の軌道面の各軌道面２１の軌道高度を順番に変動させる。
　なお、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０の構成については、後で詳しく説明する。
　図５は、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０の軌道面２１の１つを飛行する複数の衛星３０の例である。
　同一軌道面において同一高度を飛行する複数の衛星３０は、相対的に同じ速度で軌道面における相対位相を維持しながら飛行する。よって、同一軌道面において同一高度を飛行する複数の衛星３０は、衝突することはない。
　図６は、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００の構成図である。
　衛星コンステレーション形成システム１００は、コンピュータを備える。図６では、１つのコンピュータの構成を示しているが、実際には、衛星コンステレーション２０を構成する複数の衛星の各衛星３０、および、衛星３０と通信する地上設備５００の各々にコンピュータが備えられる。そして、複数の衛星の各衛星３０、および、衛星３０と通信する地上設備５００の各々に備えられたコンピュータが連携して、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００の機能を実現する。以下において、衛星コンステレーション形成システム１００の機能を実現するコンピュータの構成の一例について説明する。
　衛星コンステレーション形成システム１００は、衛星３０と地上設備５００を備える。衛星３０は、地上設備５００の通信装置９５０と通信する衛星通信装置３２を備える。図６では、衛星３０が備える構成のうち衛星通信装置３２を図示している。
　衛星コンステレーション形成システム１００は、プロセッサ９１０を備えるとともに、メモリ９２１、補助記憶装置９２２、入力インタフェース９３０、出力インタフェース９４０、および通信装置９５０といった他のハードウェアを備える。プロセッサ９１０は、信号線を介して他のハードウェアと接続され、これら他のハードウェアを制御する。
　衛星コンステレーション形成システム１００は、機能要素として、衛星コンステレーション形成部１１０を備える。衛星コンステレーション形成部１１０の機能は、ハードウェアあるいはソフトウェアにより実現される。
　衛星コンステレーション形成部１１０は、複数の軌道面の各軌道面２１の軌道高度が互いに異なる。この衛星コンステレーション２０は、さらに、複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を順に並べると正弦波状となる。また、衛星コンステレーション形成部１１０は、複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を正弦波状に保ちつつ、複数の軌道面の各軌道面２１の軌道高度を順番に変動させる。なお、衛星コンステレーション２０は、さらに、複数の軌道面の各軌道面２１の公転周期が互いに等しくなる軌道傾斜角を各軌道面２１が有するとしてもよい。
　具体的には、衛星コンステレーション形成部１１０は、複数の軌道面の軌道面数に１を加算した数の軌道高度を設定する。そして、衛星コンステレーション形成部１１０は、衛星が飛行していない空きの軌道高度を順番に埋めるように複数の軌道面の各軌道面２１の軌道高度を変更する。この機能により、衛星コンステレーション形成部１１０は、複数の軌道面の各軌道面２１の軌道高度を順番に変動させる。
　プロセッサ９１０は、衛星コンステレーション形成プログラムを実行する装置である。衛星コンステレーション形成プログラムは、衛星コンステレーション形成部１１０の機能を実現するプログラムである。
　プロセッサ９１０は、演算処理を行うＩＣ（Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ　Ｃｉｒｃｕｉｔ）である。プロセッサ９１０の具体例は、ＣＰＵ、ＤＳＰ（Ｄｉｇｉｔａｌ　Ｓｉｇｎａｌ　Ｐｒｏｃｅｓｓｏｒ）、ＧＰＵ（Ｇｒａｐｈｉｃｓ　Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ　Ｕｎｉｔ）である。
　メモリ９２１は、データを一時的に記憶する記憶装置である。メモリ９２１の具体例は、ＳＲＡＭ（Ｓｔａｔｉｃ　Ｒａｎｄｏｍ　Ａｃｃｅｓｓ　Ｍｅｍｏｒｙ）、あるいはＤＲＡＭ（Ｄｙｎａｍｉｃ　Ｒａｎｄｏｍ　Ａｃｃｅｓｓ　Ｍｅｍｏｒｙ）である。
　補助記憶装置９２２は、データを保管する記憶装置である。補助記憶装置９２２の具体例は、ＨＤＤである。また、補助記憶装置９２２は、ＳＤ（登録商標）メモリカード、ＣＦ、ＮＡＮＤフラッシュ、フレキシブルディスク、光ディスク、コンパクトディスク、ブルーレイ（登録商標）ディスク、ＤＶＤといった可搬記憶媒体であってもよい。なお、ＨＤＤは、Ｈａｒｄ　Ｄｉｓｋ　Ｄｒｉｖｅの略語である。ＳＤ（登録商標）は、Ｓｅｃｕｒｅ　Ｄｉｇｉｔａｌの略語である。ＣＦは、ＣｏｍｐａｃｔＦｌａｓｈ（登録商標）の略語である。ＤＶＤは、Ｄｉｇｉｔａｌ　Ｖｅｒｓａｔｉｌｅ　Ｄｉｓｋの略語である。
　入力インタフェース９３０は、マウス、キーボード、あるいはタッチパネルといった入力装置と接続されるポートである。入力インタフェース９３０は、具体的には、ＵＳＢ（Ｕｎｉｖｅｒｓａｌ　Ｓｅｒｉａｌ　Ｂｕｓ）端子である。なお、入力インタフェース９３０は、ＬＡＮ（Ｌｏｃａｌ　Ａｒｅａ　Ｎｅｔｗｏｒｋ）と接続されるポートであってもよい。
　出力インタフェース９４０は、ディスプレイといった出力機器のケーブルが接続されるポートである。出力インタフェース９４０は、具体的には、ＵＳＢ端子またはＨＤＭＩ（登録商標）（Ｈｉｇｈ　Ｄｅｆｉｎｉｔｉｏｎ　Ｍｕｌｔｉｍｅｄｉａ　Ｉｎｔｅｒｆａｃｅ）端子である。ディスプレイは、具体的には、ＬＣＤ（Ｌｉｑｕｉｄ　Ｃｒｙｓｔａｌ　Ｄｉｓｐｌａｙ）である。
　通信装置９５０は、レシーバとトランスミッタを有する。通信装置９５０は、具体的には、通信チップまたはＮＩＣ（Ｎｅｔｗｏｒｋ　Ｉｎｔｅｒｆａｃｅ　Ｃａｒｄ）である。衛星コンステレーション形成システム１００は、通信装置９５０を介して、地上設備５００と衛星３０の通信を行う。
　衛星コンステレーション形成プログラムは、プロセッサ９１０に読み込まれ、プロセッサ９１０によって実行される。メモリ９２１には、衛星コンステレーション形成プログラムだけでなく、ＯＳ（Ｏｐｅｒａｔｉｎｇ　Ｓｙｓｔｅｍ）も記憶されている。プロセッサ９１０は、ＯＳを実行しながら、衛星コンステレーション形成プログラムを実行する。衛星コンステレーション形成プログラムおよびＯＳは、補助記憶装置に記憶されていてもよい。補助記憶装置に記憶されている衛星コンステレーション形成プログラムおよびＯＳは、メモリ９２１にロードされ、プロセッサ９１０によって実行される。なお、衛星コンステレーション形成プログラムの一部または全部がＯＳに組み込まれていてもよい。
　衛星コンステレーション形成システム１００は、プロセッサ９１０を代替する複数のプロセッサを備えていてもよい。これら複数のプロセッサは、衛星コンステレーション形成プログラムの実行を分担する。それぞれのプロセッサは、プロセッサ９１０と同じように、衛星コンステレーション形成プログラムを実行する装置である。
　衛星コンステレーション形成プログラムにより利用、処理または出力されるデータ、情報、信号値および変数値は、メモリ９２１、補助記憶装置９２２、または、プロセッサ９１０内のレジスタあるいはキャッシュメモリに記憶される。
　衛星コンステレーション形成部１１０の「部」を「処理」、「手順」あるいは「工程」に読み替えてもよい。また衛星コンステレーション形成処理の「処理」を「プログラム」、「プログラムプロダクト」または「プログラムを記録したコンピュータ読取可能な記憶媒体」に読み替えてもよい。
　衛星コンステレーション形成プログラムは、上記の衛星コンステレーション形成部の「部」を「処理」、「手順」あるいは「工程」に読み替えた各処理、各手順あるいは各工程を、コンピュータに実行させる。また、衛星コンステレーション形成方法は、衛星コンステレーション形成システム１００が衛星コンステレーション形成プログラムを実行することにより行われる方法である。
　衛星コンステレーション形成プログラムは、コンピュータ読取可能な記録媒体あるいは記憶媒体に格納されて提供されてもよい。また、衛星コンステレーション形成プログラムは、プログラムプロダクトとして提供されてもよい。
　図７は、本実施の形態に係る衛星３０の構成図である。
　衛星３０は、衛星制御装置３１と衛星通信装置３２と推進装置３３と姿勢制御装置３４と電源装置３５とを備える。その他、各種の機能を実現する構成要素を備えるが、図７では、衛星制御装置３１と衛星通信装置３２と推進装置３３と姿勢制御装置３４と電源装置３５について説明する。
　衛星制御装置３１は、推進装置３３と姿勢制御装置３４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、衛星制御装置３１は、地上設備５００から送信される各種コマンドにしたがって、推進装置３３と姿勢制御装置３４とを制御する。
　衛星通信装置３２は、地上設備５００と通信する装置である。具体的には、衛星通信装置３２は、自衛星に関する各種データを地上設備５００へ送信する。また、衛星通信装置３２は、地上設備５００から送信される各種コマンドを受信する。
　推進装置３３は、衛星３０に推進力を与える装置であり、衛星３０の速度を変化させる。具体的には、推進装置３３は電気推進機である。具体的には、推進装置３３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３４は、衛星３０の姿勢と衛星３０の角速度と視線方向（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３４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３４は、各姿勢要素を所望の方向に維持する。姿勢制御装置３４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といった装置である。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・ジャイロといった装置である。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５００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３５は、太陽電池、バッテリおよび電力制御装置といった機器を備え、衛星３０に搭載される各機器に電力を供給する。
　衛星制御装置３１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、具体的には、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。
　図８は、本実施の形態に係る地上設備５００の構成図である。
　地上設備５００は、全ての軌道面の多数衛星をプログラム制御する。地上設備５００は、地上装置の例である。地上装置は、地上アンテナ装置、地上アンテナ装置に接続された通信装置、あるいは電子計算機といった地上局と、地上局にネットワークで接続されたサーバあるいは端末としての地上設備から構成される。また、地上装置には航空機、自走車両、あるいは移動端末といった移動体に搭載された通信装置を含んでも良い。
　地上設備５００は、各衛星３０と通信することによって衛星コンステレーション２０を形成する。地上設備５００は、衛星コンステレーション形成システム１００に備えられる。地上設備５００は、プロセッサ９１０を備えるとともに、メモリ９２１、補助記憶装置９２２、入力インタフェース９３０、出力インタフェース９４０、および通信装置９５０といった他のハードウェアを備える。プロセッサ９１０は、信号線を介して他のハードウェアと接続され、これら他のハードウェアを制御する。地上設備５００のハードウェアについては、図６の衛星コンステレーション形成システム１００で説明したものと同様である。図６および図７では、地上設備５００に備えられるハードウェアについて説明した。しかし、同様の機能を有するハードウェアは、衛星３０および地上設備以外の、システム、衛星、装置、あるいは設備に備えられていてもよい。
　地上設備５００は、機能要素として、軌道制御コマンド生成部５１０と、解析予測部５２０を備える。軌道制御コマンド生成部５１０および解析予測部５２０の機能は、ハードウェアあるいはソフトウェアにより実現される。
　通信装置９５０は、衛星コンステレーション２０を構成する衛星群３００の各衛星３０を追跡管制する信号を送受信する。また、通信装置９５０は、軌道制御コマンド５１を各衛星３０に送信する。
　解析予測部５２０は、衛星３０の軌道を解析予測する。
　軌道制御コマンド生成部５１０は、衛星３０に送信する軌道制御コマンド５１を生成する。具体的には、軌道制御コマンド生成部５１０は、複数の軌道面の各軌道面２１の軌道高度が互いに異なる衛星コンステレーションであって、複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を順に並べると正弦波状となる衛星コンステレーション２０を形成するための軌道制御コマンド５１を生成する。軌道制御コマンド５１は、さらに、複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を正弦波状に保ちつつ、複数の軌道面の各軌道面２１の軌道高度を順番に変動させる。また、軌道制御コマンド５１は、さらに、複数の軌道面の各軌道面２１の公転周期が互いに等しくなる軌道傾斜角を各軌道面が有する衛星コンステレーション２０を形成するための軌道制御コマンド５１を生成してもよい。
　このように、軌道制御コマンド生成部５１０および解析予測部５２０は、衛星コンステレーション形成部１１０の機能を実現する。すなわち、軌道制御コマンド生成部５１０および解析予測部５２０は、衛星コンステレーション形成部１１０の例である。
　図９は、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００の機能構成例を示す図である。
　衛星３０は、さらに、衛星コンステレーション２０を形成する衛星コンステレーション形成部１１０ｂを備える。そして、複数の衛星の各衛星３０の衛星コンステレーション形成部１１０ｂと、地上設備５００の各々に備えられた衛星コンステレーション形成部１１０とが連携して、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００の機能を実現する。なお、衛星３０の衛星コンステレーション形成部１１０ｂは、衛星制御装置３１に備えられていてもよい。
＊＊＊本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０の説明＊＊＊
　図１０は、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００により形成される衛星コンステレーション２０の例を示す図である。図１１は、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００により形成される衛星コンステレーション２０の例を示す図である。
　図１０に示す衛星コンステレーション２０では、複数の軌道面の各軌道面２１の軌道傾斜角が約９０度であり、かつ、複数の軌道面の各軌道面２１が互いに異なる面に存在する。
　図１１に示す衛星コンステレーション２０では、複数の軌道面の各軌道面２１の軌道傾斜角が約９０度ではなく、かつ、複数の軌道面の各軌道面２１が互いに異なる面に存在する。
　また、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０は、複数の軌道面の各軌道面２１の軌道高度が互いに異なる。さらに、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０は、複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を順に並べると正弦波状となっている。また、衛星コンステレーション２０は、複数の軌道面の各軌道面２１の公転周期が互いに等しくなる軌道傾斜角を各軌道面２１が有している。
　図１０の衛星コンステレーション２０では、任意の２つの軌道面が極域近傍の地点で交差する。また、図１１の衛星コンステレーション２０では、任意の２つの軌道面が極域以外の地点で交差する。図１１に示すように、軌道傾斜角が９０度よりも傾斜している複数の軌道面の交点は軌道傾斜角に応じて極域から離れていく。また、軌道面の組合せによって赤道近傍を含む多様な位置で軌道面が交差する可能性がある。このため、衝突の発生する可能性のある場所が多様化する。
　また、本実施の形態では、衛星コンステレーション形成部１１０は、複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差が正弦波状となる衛星コンステレーション２０を形成する。
　図１２は、本実施の形態に係る複数の軌道面の相対高度差の一例を表す図である。
　図１２では、１７個の軌道面を有する衛星コンステレーション２０における各軌道面の相対高度差を表している。縦軸は、軌道面１の高度が高く、降順で高度が低くなることを表しており、距離を示すものではない。図１２では、軌道面１を基準とした場合に、隣接する軌道面１と軌道面２との軌道高度の差、軌道面２と軌道面３との軌道高度の差、というようにプロットしていくと、正弦波状となることを示している。
　隣接する軌道面の高度が著しく異なると、衛星間通信によるハンドオーバーの距離が遠方になり、かつ、通信用アンテナを相互に見合うための駆動角度範囲も広くなり、デメリットとなる。これに対して、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０によれば、隣接する軌道間の高度差を限定しているので、相対差が徐々に変化する。よって、近傍衛星とのミッション連携に資するハンドオーバーが容易になる。
　また、地球観測衛星では、光学センサの画像品質が衛星高度に依存するため、隣接する軌道間の高度差が小さいことにより、画像シーン間の不整合のない高品質の画像が得られるという効果がある。
　地表面の画像を取得し、赤道上空の隣接軌道距離よりも広域の撮像が可能な光学センサを搭載した衛星コンステレーションによれば、全球をくまなく画像取得可能となる。光学センサの分解能と観測幅は軌道高度に依存する。よって、同じ仕様の光学センサを採用する衛星コンステレーションでは、軌道高度の最も低い条件で撮像する場合が最も高分解能で、観測幅は最小となる。したがって、赤道上空で軌道高度が最低の条件における光学センサの観測幅が、隣接軌道間距離よりも大きければ、赤道上空を含めて網羅的に地表面の撮像が可能となる。
　隣接軌道の高度が著しく異なると、画像のつなぎ目で分解能相違の伴う不連続性が顕在化しやすい。しかし、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システムでは、隣接軌道間の高度差を限定しているので、画像のつなぎ目が目立たず画像品質のよい全球画像データが取得できるという効果がある。また、衛星高度の差が大きいほど、対地サービス領域の相対移動速度が速くなる特徴がある。このため、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システムでは、隣接サービス領域の相対移動量を最小限にできるので、通信におけるハンドオーバーと呼ばれる後続衛星へのデータ引き継ぎが容易になり、エラーを抑制しやすいという効果がある。
　図１３は、太陽同期軌道の条件を満たす軌道面を示す図である。
　本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成部１１０は、複数の軌道面の各軌道面２１の軌道高度が互いに異なり、かつ、複数の軌道面の各軌道面２１の公転周期が互いに等しくなる軌道傾斜角を各軌道面が有する衛星コンステレーション２０を形成する。具体的には、複数の軌道面の各軌道面は、図１３に示すような太陽同期軌道である。
　衛星コンステレーション形成システム１００は、衛星コンステレーション２０が備える各軌道面２１の軌道高度が互いに異なり、かつ、複数の軌道面の各軌道面２１の公転周期が互いに等しくなる軌道傾斜角を各軌道面が有するようにパラメータを設定する。
　そして、衛星コンステレーション形成部１１０は、パラメータを用いて、各軌道面２１の軌道高度が互いに異なり、かつ、複数の軌道面の各軌道面２１の公転周期が互いに等しくなる軌道傾斜角を各軌道面が有する衛星コンステレーション２０を形成する。
　図１４は、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０の具体例を示す模式図である。
　太陽同期する軌道面同士は軌道高度が異なっていても公転周期が等しくなる。以下に、軌道高度が異なり、太陽同期軌道となる複数軌道面の例を示す。太陽同期するための制約条件は概ね軌道高度と軌道傾斜角の相関関係で決まるので、軌道高度に応じて軌道傾斜角を適切に設定すれば、太陽同期軌道を形成できる。
軌道高度１０００ｋｍ：軌道傾斜角約９９．５°
軌道高度１１００ｋｍ：軌道傾斜角約９９．９°
軌道高度１２００ｋｍ：軌道傾斜角約１００．４°
軌道高度１３００ｋｍ：軌道傾斜角約１００．９°
軌道高度１４００ｋｍ：軌道傾斜角約１０１．４°
軌道高度１５００ｋｍ：軌道傾斜角約１０２．０°
　例えば、上記６種類の軌道高度の軌道面をＬＳＴで以下のように設定すれば、互いに概略３０°ずつ緯度方向に角度が異なる軌道面群が構成され、この軌道面間の相対角度は常に維持される。すなわち、公転周期が等しい６つの軌道面が形成される。
軌道高度１０００ｋｍの太陽同期軌道面：ＬＳＴ０６：００
軌道高度１１００ｋｍの太陽同期軌道面：ＬＳＴ０８：００
軌道高度１２００ｋｍの太陽同期軌道面：ＬＳＴ１０：００
軌道高度１３００ｋｍの太陽同期軌道面：ＬＳＴ１２：００
軌道高度１４００ｋｍの太陽同期軌道面：ＬＳＴ１４：００
軌道高度１５００ｋｍの太陽同期軌道面：ＬＳＴ１６：００
　ここでは、公転周期が等しくなる典型的な例として太陽同期軌道を例示したが、太陽非同期軌道であっても、同様に公転周期が等しくなる複数の軌道高度の選定が可能である。すなわち、衛星コンステレーション形成部１１０は、複数の軌道面の各軌道面２１の軌道高度が互いに異なり、かつ、複数の軌道面の各軌道面２１の回転が同期する軌道傾斜角を各軌道面が有する衛星コンステレーション２０を形成する。
　なお、図１４では、説明を簡単にするために、軌道高度１０００ｋｍ，１１００ｋｍ，１２００ｋｍ，１３００ｋｍ，１４００ｋｍ，１５００ｋｍを例に説明した。しかし、本実施の形態では、これらの軌道高度を有する軌道面を含む衛星コンステレーション２０において、隣接する軌道面の相対高度差を順に並べると正弦波状となっているものとする。
＊＊＊動作の説明＊＊＊
　図１５を用いて、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００の動作について説明する。衛星コンステレーション形成システム１００の動作手順は、衛星コンステレーション形成方法に相当する。また、衛星コンステレーション形成システム１００の動作を実現するプログラムは、衛星コンステレーション形成プログラムに相当する。
　ステップＳ１０１において、衛星コンステレーション形成部１１０は、衛星コンステレーション２０を形成するためのパラメータを生成する。衛星コンステレーション２０は、各軌道面２１の軌道高度が互いに異なり、複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を順に並べると正弦波状となる。また、衛星コンステレーション形成部１１０は、複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を正弦波状に保ちつつ、複数の軌道面の各軌道面２１の軌道高度を順番に変動させるためのパラメータを生成する。具体的には、衛星コンステレーション形成部１１０は、複数の軌道面の軌道面数に１を加算した数の軌道高度を設定する。衛星コンステレーション形成部１１０は、衛星が飛行していない空きの軌道高度を順番に埋めるように各軌道面２１の軌道高度を変更させることにより、各軌道面２１の軌道高度を順番に変動させる。
　より具体的には、地上設備５００の軌道制御コマンド生成部５１０が、上記の衛星コンステレーション２０を形成するために各衛星３０に送信する軌道制御コマンド５１を生成する。軌道制御コマンド生成部５１０は、複数の軌道面の軌道面数に１を加算した数の軌道高度を設定し、衛星が飛行していない空きの軌道高度を順番に埋めるように複数の軌道面の各軌道面２１の軌道高度を変更させる軌道制御コマンド５１を生成する。
　ステップＳ１０２において、衛星コンステレーション形成部１１０は、衛星コンステレーション２０を形成するためのパラメータを各衛星３０に送達する。
　具体的には、地上設備５００の通信装置９５０が、上記の衛星コンステレーション２０を形成するために生成した軌道制御コマンド５１を、各衛星３０に送信する。
　ステップＳ１０３おいて、衛星３０は、衛星コンステレーション形成部１１０から送達されたパラメータにしたがって、軌道および姿勢を制御する。具体的には、衛星３０の衛星通信装置３２は、地上設備５００から送信された軌道制御コマンド５１を受信し、衛星制御装置３１に送信する。衛星３０の衛星制御装置３１は、軌道制御コマンド５１に基づいて、推進装置３３および姿勢制御装置３４を制御する。各衛星３０が軌道制御コマンド５１にしたがって軌道を制御することにより、衛星コンステレーション２０が形成される。
　以上の処理により、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０は、各軌道面２１の公転周期が互いに等しくなる軌道傾斜角を各軌道面２１が有する。すなわち、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０では、各軌道面２１の軌道傾斜角が各軌道面２１の公転周期が互いに等しくなるように結果的に平均的に維持される。
　図１６から図１９は、本実施の形態に係る軌道面２１の軌道高度の変動を示す図である。
　図１６から図１９を用いて、複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を正弦波状に保ちつつ、各軌道面２１の軌道高度２３を順番に変動させる方式について説明する。
　衛星コンステレーション形成システム１００では、軌道面数Ｎ（Ｎは自然数）に対して、予めＮ＋１の異なる高度を想定し、空きの高度を順番に埋めていくように軌道面２１の軌道高度を変更する。このとき、１軌道面だけ高度の追い越しが発生するものの、２軌道面の交点だけしか衝突リスクはないので、タイミングを見計らって安全に高度変更することが容易に可能となる。
　図１６から図１９は、軌道面数がＮ＝１６の例である。よって、Ｎ＋１＝１７通りの異なる軌道高度が設定されている。１７通りの高度に対して、１高度分が空きスロットとなる。空きスロットの高度とその他の１６高度が、正弦波状に並ぶように軌道面に順番に割り当てられている。つまり、衛星コンステレーション２０では、１７通りの高度の相対高度差が正弦波状になるように設定されている。
　図１６の上段では、空きスロットは高度１０である。図１６の下段では、高度１２の衛星が空きスロットである高度１０に衛星高度を変更した様子を示している。そして高度１２が空きスロットとなり、高度１４の衛星が空きスロットである高度１２に衛星高度を変更する。
　図１７の上段では、空きスロットは高度１４である。図１７の下段では、高度１６の衛星が空きスロットである高度１４に衛星高度を変更した様子を示している。そして高度１６が空きスロットとなり、高度１７の衛星が空きスロットである高度１６に衛星高度を変更する。このとき軌道面の追い越しは無い。
　図１８の上段では、空きスロットは高度１７である。図１８の下段では、高度１５の衛星が空きスロットである高度１５に衛星高度を変更した様子を示している。そして高度１５が空きスロットとなり、高度１３の衛星が空きスロットである高度１５に衛星高度を変更する。
　高度を変更する際は、空きスロットに対して隣の高度を飛翔する軌道面の衛星が空きスロットの高度に移動する。
　このとき、軌道高度が追い越される軌道面が１面のみ存在するが、軌道面同士の交点は２点に限定されるので、高度変更の際に偶然この２点の交点で衝突することがないよう、衛星の通過タイミングを見計らって高度変更することは容易である。軌道高度を変更する側が、増速ないし減速して軌道高度を変更しても、交点において衝突しないことを予め予測解析して確認してから軌道変更を実施する。予測解析の結果で衝突リスクがある場合は、予め隣接衛星間隔を調整することで、衛星の通過タイミングを見計らうことが可能である。なお、タイミング調整についての具体的な内容については、実施の形態２から４で後述する。
　また、それぞれの軌道面に多数機の衛星が飛翔するメガコンステレーションにおいて、それぞれの軌道面の衛星は互いに概ね等間隔で飛翔しているので、多数機を同時に高度変更しても、すべての衛星を衝突回避して軌道高度の追い越しをすることも容易である。もちろん１機ずつ順番に高度変更し、高度変更完了後に同一軌道面内の衛星の相対間隔を微調整してもよい。
　また、高度変更する際に衛星間情報授受を継続することは容易である。具体的には、通信サービスの場合に通信ミッションを継続したまま高度変更を実施することができる。
　次に、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００において、正弦波状に高度変更を実施する具体的な例を示す。
　衛星対地速度は軌道高度が低いほど大きいので、同一軌道面内の衛星が１機分ずれるまでの時間は低軌道高度ほど短くなる。具体的には、衛星高度５５０ｋｍの１日当たりの周回数は１５周で、衛星高度８８０ｋｍの１日当たりの周回数は１４周である。概算すると高度差１ｋｍ当たり０．００３周回分のずれが１日に発生する。すなわち、０．００３周＝１周／（８８０－５５０）ｋｍである。角度換算すると、０．００３×３６０＝１．１度／ｋｍとなる。
　１軌道面に５０機ずつ運用する場合、前後の衛星間のなす角度は、３６０／５０＝７．２度であり、約６．６日（＝７．２／１．１）で衛星１機分の位置ずれが発生する。例えば、隣接高度で１００ｍの高度差をつけて運用できるとすれば、約６６日で衛星１機分の位置ずれが発生する。従って約４ヶ月かけて正弦波状に高度を変化させれば、隣接軌道における衛星対地速度差に伴う位置のずれはキャンセルして、永続的に運用が可能となる。
　時間遅れといったその他の誤差要因も勘案して、約２ヶ月かけて正弦波状に高度を変えることにした場合、約３０面の軌道面で構成される衛星コンステレーション形成システム１００であれば、２日に１回の割合で軌道高度を変えればよいことになる。１面ずつ高度を変更する場合は平均的に１．５時間毎に高度変更をすればよい。
　衛星３０の高度変更は、推進装置３３を増速側に動作すれば高度が上り、減速側に動作すれば高度が下がる。しかし、現実的には１．５時間で１００ｍの高度変更を実現するのは困難である。よって、高度変更の開始タイミングが１．５時間毎におとずれ、所定の軌道への変更完了はそれよりも遅延することになる。但し近傍高度を飛行する衛星の対地速度はほぼ等しいので、交点において衝突しないように位相をずらして飛翔している２軌道面の衛星が衝突することはない。
＊＊＊本実施の形態の効果の説明＊＊＊
　複数衛星が連携してサービスする目的で、各衛星が、隣接軌道衛星との情報授受をする場合がある。互いに軌道高度の異なる軌道面では、衛星の対地速度が異なり、かつ、軌道高度が低いほど対地速度が速いために、時間経過に伴い隣接軌道間の情報授受が困難になる。また、各衛星は、隣接軌道の後続衛星と情報授受を切り替えて運用することはできる。この切替時に情報欠損を発生させないために、各衛星は、切替時に情報授受を停止し、後続衛星への切替後に再度情報授受を再開する必要がある。よって、多数の衛星が切替を必要とするメガコンステレーションではサービス停止の影響が大きい。
　また、切替時に後続衛星と情報授受するための情報伝送環境を確立するには手間がかかる。具体的には、衛星間光通信の場合、極めて高い指向精度で双方の衛星が搭載する伝送機器の指向方向を一致させるまで、情報伝送ができない。
　本実施の形態に係る衛星コンステレーションでは、複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を順に並べると正弦波状となり、時間推移と共に軌道面毎の衛星高度を正弦波状に順番に変動させる。よって、本実施の形態に係る衛星コンステレーションによれば、高度の異なる軌道間の情報授受を中断することなく、衝突回避しながらサービスを継続することができる。
　また、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システムでは、異なる軌道面毎に軌道高度が異なるので、定常運用状態において衝突するリスクがない。また、軌道傾斜角を微調整することにより、正弦波を保ちつつ高度変更を行っているため、高度が異なることに起因する軌道面間の相対角度変動が発生するリスクもない。あるいは過渡状態において誤差が発生しても、容易に微調整が可能である。
　隣接軌道の衛星間で情報授受する際に、軌道高度の相違による衛星対地速度の相違により、相対位置の移動が発生する。しかし、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システムでは、隣接軌道同士の相違が最小限になるよう、軌道高度を正弦波状に設定することで、ずれ量が小さく、ずれが発生するまでの時間も十分長い。
　また、相対的な軌道高度を正弦波状に変動させているので、ある時期ずれが大きくなっても、いずれずれが小さくなる方向に相対関係が変わり、長期的に見ればずれが解消される。よって、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システムによれば、情報授受する衛星の切換が不要となり、永続的にサービスを継続できる。
　衛星高度差が小さいほどずれが発生する速度が遅くなるので、本実施の形態に係る衛星コンステレーションにおいて、相対高度差を小さく設定すれば、高度変動をする頻度を減らすことができる。
　また、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システムでは、高度変更に際して、最大１軌道面との高度追い越しが発生する可能性がある。しかし、互いの交点は２点に限定されるので、偶然この２点で衝突がないよう高度変更のタイミングを見計らうことは容易であり、衝突回避しながら安全に高度変更できるという効果がある。
＊＊＊他の構成＊＊＊
　本実施の形態では、衛星コンステレーション形成部１１０の機能がソフトウェアで実現される。変形例として、衛星コンステレーション形成部１１０の機能がハードウェアで実現されてもよい。
　衛星コンステレーション形成システム１００は、プロセッサ９１０に替えて電子回路を備える。
　電子回路は、衛星コンステレーション形成部１１０の機能を実現する専用の電子回路である。
　電子回路は、具体的には、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、ロジックＩＣ、ＧＡ、ＡＳＩＣ、または、ＦＰＧＡである。ＧＡは、Ｇａｔｅ　Ａｒｒａｙの略語である。
　衛星コンステレーション形成部１１０の機能は、１つの電子回路で実現されてもよいし、複数の電子回路に分散して実現されてもよい。
　別の変形例として、衛星コンステレーション形成部１１０の一部の機能が電子回路で実現され、残りの機能がソフトウェアで実現されてもよい。
　プロセッサと電子回路の各々は、プロセッシングサーキットリとも呼ばれる。つまり、衛星コンステレーション形成システム１００において、衛星コンステレーション形成部１１０の機能は、プロセッシングサーキットリにより実現される。
　実施の形態２．
　本実施の形態では、主に、実施の形態１に追加する点について説明する。なお、実施の形態１と同様の構成には同一の符号を付し、その説明を省略する場合がある。
＊＊＊構成の説明＊＊＊
　本実施の形態では、衛星コンステレーション形成システム１００が、衝突を回避しつつ、軌道面２１の軌道高度を変動させる方式について説明する。
　なお、衛星コンステレーション形成システム１００、衛星コンステレーション２０、地上設備５００、および衛星３０の構成は実施の形態１と同様である。
＊＊＊動作の説明＊＊＊
　衛星コンステレーション形成システム１００の動作手順は、衛星コンステレーション形成方法に相当する。また、衛星コンステレーション形成システム１００の動作を実現するプログラムは、衛星コンステレーション形成プログラムに相当する。
　本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０は、法線の向きが異なる２つの軌道面２１であって同数の衛星が飛行する２つの軌道面２１を含む。また、２つの軌道面の各軌道面２１における２つの軌道面の交点近傍の点を交点近傍点Ｐｃとする。２つの軌道面の交点近傍点Ｐｃとは、２つの軌道面が交差する点の近傍点である。
　衛星コンステレーション形成部１１０は、２つの軌道面の各軌道面２１の交点近傍点Ｐｃにおいて、各軌道面２１を飛行する衛星３０が通過する衛星通過タイミングがずれるように衛星コンステレーション２０を形成する。衛星コンステレーション形成部１１０は、衛星通過タイミングがずれている状態から、衛星通過タイミングがずれている状態を維持しながら、２つの軌道面２１の少なくともいずれかの軌道面の軌道高度を徐々に変動させる。
　具体的には、地上設備５００の軌道制御コマンド生成部５１０は、２つの軌道面の各軌道面２１の交点近傍点Ｐｃにおいて、各軌道面２１を飛行する衛星３０が通過する衛星通過タイミングがずれるように衛星コンステレーション２０を形成する軌道制御コマンド５１を生成する。軌道制御コマンド生成部５１０は、衛星通過タイミングがずれている状態から、衛星通過タイミングがずれている状態を維持しながら、２つの軌道面２１の少なくともいずれかの軌道面の軌道高度を徐々に変動させる軌道制御コマンド５１を生成する。地上設備５００の通信装置９５０は、軌道制御コマンド５１を各衛星３０に送信する。
　図２０は、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成方式の一例を示す図である。
　図２０では、２つの軌道面２１ａ，２１ｂの軌道高度が互いに異なり、かつ、各軌道面２１ａ，２１ｂにおける交点近傍点Ｐｃにおいて、衛星３０ａ，３０ｂの衛星通過タイミングがずれている状態を示している。衛星コンステレーション形成部１１０は、衛星通過タイミングがずれている状態を維持しながら、２つの軌道面２１ａ，２１ｂの軌道高度を徐々に一致させる。
　法線のなす角度が異なる軌道面で同一高度の衛星群を飛行させると、交点において衝突するリスクがある。また、多数の衛星群をそれぞれの軌道面に整備した後に、追加衛星を軌道投入する場合に、衝突リスクが高い。
　そこで、本実施の形態では、予め同数の衛星をほぼ均等配置で隊列飛行させ、徐々に軌道高度を近づける。徐々に軌道高度を近づけることにより、近傍高度の衛星群はほぼ対地速度が等しくなる。よって、予め位相をずらして隊列飛行する衛星群同士は、衝突することなく軌道高度を変更することができる。
　また、衛星コンステレーション形成部１１０は、各軌道面における交点近傍点Ｐｃにおいて衛星通過タイミングがずれている状態から、衛星通過タイミングがずれている状態を維持しながら、２つの軌道面の一方の軌道面の軌道高度に他方の軌道面の軌道高度を追い越させる。衛星コンステレーション形成部１１０は、各軌道面２１の交点近傍点Ｐｃから次の交点近傍点Ｐｃまでの間に、一方の軌道面の衛星に他方の軌道面の軌道高度を追い越させる。
　図２１は、本実施の形態に係る衛星３０ｂによる隣接軌道面の追い越しを示す図である。
　図２１では、軌道面２１ｂの衛星３０ｂが、軌道面２１ａを追い越す様子を示している。軌道面２１ｂの衛星３０ｂは、交点近傍点Ｐｃ１から、次の交点近傍点Ｐｃ２までの間Ｒで、軌道面２１ａを追い越す。
　法線のなす角度が異なる複数の軌道面において、衛星高度の追い越しを変更する場合に、２軌道面の交点近傍２点において衝突するリスクがある。この２点以外には衝突するリスクがないので、交点近傍点を通過後から次の交点近傍点までの間に軌道高度の追い越しをすれば、衝突なく軌道高度を変更できる。
＊＊＊本実施の形態の効果の説明＊＊＊
　本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システムの衛星コンステレーション形成方法では、多数機の衛星群が飛行する軌道面を複数有し、互いに法線のなす角度が異なり高度が等しい軌道面に同数の衛星を具備する衛星コンステレーションを形成する。そして、衛星コンステレーション形成方法では、互いに相対角度を有する軌道面の衛星群を予め異なる軌道高度で構築した後に、２軌道面の交点近傍２点において、衛星通過タイミングをずらした状態を維持しながら、衛星高度を徐々に一致させる。よって、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成方法によれば、同一軌道高度を飛行する複数の軌道面の衛星群を衝突リスクなく構築できるという効果がある。
　本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システムの衛星コンステレーション形成方法では、多数機の衛星群が飛行する軌道面を複数有し、互いに法線のなす角度が異なり、高度も異なる軌道面に同数の衛星を具備する衛星コンステレーションを形成する。そして、衛星コンステレーション形成方法では、互いに相対角度を有する軌道面の衛星群を予め異なる軌道高度で構築した後に、２軌道面の交点２点において、衛星通過タイミングをずらした状態を維持しながら、一方の軌道面の衛星高度を他方の軌道面の衛星が徐々に追い越す。よって、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成方法によれば、異なる軌道高度の衛星コンステレーションを構築する途中段階において、軌道高度の追い越しを実現する際に、衝突リスクを回避できるという効果がある。また、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成方法によれば、複数衛星が連携するサービスを継続しながら軌道高度を変更できるという効果がある。
＊＊＊他の構成＊＊＊
＜デオービット方法＞
　本実施の形態に係る衛星コンステレーションにおいて、いずれかの衛星がデオービットする際のデオービット方法について説明する。本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００は、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成方法を用いて、デオービット途中の衛星が、隣接軌道面の軌道高度を飛翔する衛星を追い越して地上へ落下するようにデオービット衛星を制御する。よって、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システムによるデオービット方法によれば、衝突を回避しつつ、確実に衛星をデオービットさせることができるという効果がある。
＜デブリ回収方法＞
　本実施の形態に係る衛星コンステレーションにおいて、デブリ回収衛星が、自力でデオービットできない衛星を外的な捕獲手段により捕獲し、隣接軌道面の軌道高度を飛翔する衛星を追い越して地上へ落下するデブリ回収方法について説明する。本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００は、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成方法を用いて、自力でデオービットできない衛星を外的な捕獲手段により捕獲したデブリ回収衛星を、隣接軌道面の軌道高度を飛翔する衛星を追い越して地上へ落下するように制御する。よって、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システムによるデブリ回収方法によれば、衝突を回避しつつ、確実にデブリ回収衛星にデブリを回収および除去させることができるという効果がある。
　実施の形態３．
　本実施の形態では、主に、実施の形態１および２に追加する点について説明する。なお、実施の形態１および２と同様の構成には同一の符号を付し、その説明を省略する場合がある。
＊＊＊構成の説明＊＊＊
　本実施の形態では、衛星コンステレーション形成システム１００が、衝突を回避しつつ、軌道面２１の軌道高度を変動させる具体的な方式について説明する。
　なお、衛星コンステレーション形成システム１００、衛星コンステレーション２０、地上設備５００、および衛星３０の構成は実施の形態１と同様である。
　図２２は、衛星高度の調整について説明する図である。
　図２３は、軌道傾斜角の調整について説明する図である。
　軌道制御コマンド生成部５１０は、各衛星３０の高度を調整するための軌道制御コマンド５１を生成する。また、軌道制御コマンド生成部５１０は、各衛星３０の軌道傾斜角を調整するための軌道制御コマンド５１を生成する。そして、地上設備５００の通信装置９５０は、軌道制御コマンド５１を各衛星３０へ送信する。
　各衛星３０において、衛星制御装置３１は、衛星通信装置３２を介して軌道制御コマンド５１を受信する。衛星制御装置３１は、軌道制御コマンド５１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、衛星制御装置３１は、軌道制御コマンド５１にしたがって推進装置３３を制御する。推進装置３３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。上述したように、軌道制御コマンド生成部５１０は、衛星コンステレーション形成部１１０の例である。また、軌道制御コマンド５１は、衛星コンステレーション形成部１１０が生成するパラメータの例である。
　図２２において、地球７０の中に記された黒丸は北極点を表している。
　衛星３０の飛行速度が増速すると、衛星３０の高度が上昇する。そして、衛星３０の高度が上昇すると、衛星３０の対地速度が減速する。
　衛星３０の飛行速度が減速すると、衛星３０の高度が下降する。そして、衛星３０の高度が下降すると、衛星３０の対地速度が増速する。
　また、図２３に示すように、衛星３０が赤道上空を横切る地点（分点）において推進装置３３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。
＊＊＊機能の説明＊＊＊
　図２４は、本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０の例を示す図である。
　衛星コンステレーション形成システム１００は、法線の向きが互いに異なる複数の軌道面２１を有する衛星コンステレーション２０を形成する。各軌道面２１に複数の衛星３０が軌道衛星群２１０として飛翔する。軌道衛星群２１０の各衛星は軌道衛星群２１０の各衛星の速度を変化させる推進装置３３を備えている。図２４では、１つの軌道面２１を例として、複数の衛星３０が軌道衛星群２１０として飛翔している様子を示している。なお、各軌道面２１においても同様に軌道衛星群２１０が飛翔している。
　軌道衛星群２１０の各衛星３０の構成は、図７で説明した。
　本実施の形態では、衛星コンステレーション形成部１１０は、複数の軌道面の軌道面毎に、軌道衛星群２１０の各衛星の推進装置３３を同期して動作させる。
　また、衛星コンステレーション形成部１１０は、複数の軌道面のうち１の軌道面２１の軌道衛星群２１０の各衛星に対し、第１時間Ｔ１の増速した後に第１時間Ｔ１の減速する動作を繰り返す増減速処理を実施する。衛星コンステレーション形成部１１０は、１の軌道面２１の軌道衛星群２１０の各衛星に対し、増減速処理を実施するとともに、１の軌道面に隣接する軌道面の軌道衛星群２１０の各衛星に対し、１の軌道面に対し増減速処理を開始した時点から第２時間Ｔ２の遅延の後に、増減速処理を開始することを複数の軌道面の各衛星に対して繰り返す。
　衛星コンステレーション形成部１１０は、複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を順に並べた軌道高度の高度プロファイルが正弦波状を成すように第１時間Ｔ１と第２時間Ｔ２とを設定する。
　衛星コンステレーション形成部１１０は、第１時間Ｔ１の２倍を複数の軌道面の数Ｎで割った値を第２時間Ｔ２として算出する。
＊＊＊動作の説明＊＊＊
　本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００の動作について説明する。
　本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００は、法線方向が互いに異なるＮ面の軌道面２１を有する衛星コンステレーション２０を形成する。同一の軌道面を飛翔する複数の衛星３０は軌道衛星群２１０である。
　衛星コンステレーション形成部１１０により、同一の軌道面を構成する複数の衛星３０は同期して推進装置３３を動作させる。
　本実施の形態に係る衛星コンステレーション２０は、第１軌道面、第２軌道面、第３軌道面、・・・、第Ｎ軌道面のＮ面の軌道面から構成されるものとする。
　衛星コンステレーション形成部１１０は、第１軌道面の衛星３０について、第１時間Ｔ１の増速の後に第１時間Ｔ１の減速をする動作を繰り返す。また、衛星コンステレーション形成部１１０は、第１軌道面に隣接する第２軌道面の衛星について、第１軌道面に対して第２時間の遅延の後に、第１軌道面に対する動作と同様の増速と減速を繰り返す。衛星コンステレーション形成部１１０は、Ｎ面の軌道面２１における隣接する軌道面の相対高度差を順に並べた軌道高度の高度プロファイルが概略正弦波をなすよう第１時間Ｔ１と第２時間Ｔ２を設定する。高度プロファイルは、具体的には、図１２、あるいは、図１６から図１９に示すものである。
　第１軌道面の衛星３０の推進装置３３は、約第１時間Ｔ１増速方向に動作した後に第１時間Ｔ１減速方向に動作する増減速処理を繰り返す。また、第１軌道面に隣接する第２軌道面の衛星３０の推進装置３３は、隣接する第１軌道面に対してＴ１×２／Ｎ時間の遅延の後に、約第１時間Ｔ１増速方向に動作した後に第１時間Ｔ１減速方向に動作する増減速処理を繰り返す。同様に、第２軌道面に隣接する第３軌道面の衛星３０の推進装置３３は、第２軌道面２１に対してＴ１×２／Ｎ時間の遅延の後に、約第１時間Ｔ１増速方向に動作した後に第１時間Ｔ１減速方向に動作する増減速処理を繰り返す。このように同様の動作を、第Ｎ軌道面まで繰り返す。
　本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００では、第１軌道面から第Ｎ軌道面の高度プロファイルが概略正弦波をなすよう第１時間Ｔ１と第２時間Ｔ２とが設定されている。本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００では、概ねＴ２＝Ｔ１×２／Ｎに設定すれば、Ｎ面の軌道面による高度プロファイルが概略正弦波を成す。
＊＊＊本実施の形態の効果の説明＊＊＊
　本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００によれば、Ｎ面の軌道面の高度が分散しており、異なる高度の軌道面同士は交点を持たないので、衛星の衝突リスクがない。高度が一致する軌道面同士は交点を有するが、一致する可能性があるのはそれぞれ最大１軌道面のみであり、交点において衛星通過タイミングをずらすことにより衝突を回避することは容易である。
　軌道高度の異なる軌道面同士はアジマス方向に回転速度が異なるため、軌道面のなす相対角度が徐々に変化する。しかし、正弦波状に高度の高低関係が入れ替わるので、結果としては平均的な相対角度は維持される。したがって、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００によれば、軌道高度毎に最適な軌道傾斜角を調整して故意に軌道面の相対角度を維持する必要がない。
　また、軌道高度の異なる軌道面同士は衛星対地速度が異なるため、隣接軌道を飛翔する衛星との相対位置関係が徐々に変化する。しかし、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００では、正弦波状に高度の高低関係が入れ替わるので、結果としては平均的な相対位置関係が維持される。したがって、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００によれば、隣接軌道の衛星との通信対象を切替えることなく、サービスを継続できる。
　本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００では、個々の衛星の軌道位置精度と計測精度に依存せずに相対的な位置関係を制御できる。よって、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００によれば、衝突回避のために誤差成分とマージンを含めた大きな距離を離さなくても、衝突を回避できる。相対高度差が小さくてもよいために、推薬が節約でき、高度変更させる速度もゆっくり時間をかけられるという効果がある。この結果として、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００によれば、全ての軌道面の多数衛星をプログラム制御することが可能となり、自動化システムとして実現可能となる。
　実施の形態４．
　本実施の形態では、主に、実施の形態３に追加する点について説明する。なお、実施の形態１から３と同様の構成には同一の符号を付し、その説明を省略する場合がある。
＊＊＊構成の説明＊＊＊
　本実施の形態では、衛星コンステレーション形成システム１００が、実施の形態３で説明した衛星コンステレーション２０を形成するための地上設備５００について説明する。
　なお、衛星コンステレーション形成システム１００、衛星コンステレーション２０、地上設備５００、および衛星３０の構成は実施の形態１と同様である。
＊＊＊機能の説明＊＊＊
　地上設備５００の通信装置９５０は、衛星コンステレーション２０を構成する複数の軌道面の各軌道面２１の軌道衛星群２１０の各衛星を追跡管制する信号を送受信する。
　地上設備５００の軌道制御コマンド生成部５１０は、複数の軌道面の軌道面毎に、軌道衛星群２１０の各衛星の推進装置を同期して動作させる軌道制御コマンド５１を生成する。また、軌道制御コマンド５１は、複数の軌道面のうち１の軌道面の軌道衛星群の各衛星に対し、第１時間Ｔ１の増速した後に第１時間Ｔ１の減速する動作を繰り返す増減速処理を実施させる。また、軌道制御コマンド５１は、１の軌道面に隣接する軌道面の軌道衛星群２１０の各衛星に対し、１の軌道面に対し増減速処理を開始した時点から第２時間Ｔ２の遅延の後に、増減速処理を開始させる。そして、軌道制御コマンド生成部５１０は、複数の軌道面の各衛星に対して、上記の処理を繰り返えさせる軌道制御コマンド５１を生成する。
　地上設備５００の通信装置９５０は、軌道制御コマンド５１を複数の軌道面の各軌道面の軌道衛星群２１０の各衛星に送信する。
　＊＊＊動作の説明＊＊＊
　実施の形態１で説明したように、地上設備５００は、全ての軌道面の多数衛星をプログラム制御する。具体的には、以下の通りである。
　地上設備５００は、全ての衛星３０について、時間推移に依存する軌道上位置を計測する。計測手段として衛星３０に搭載された測位衛星信号受信装置を使って、時間推移に依存する軌道上位置を計測してもよい。具体的には、ＧＰＳ（Ｇｌｏｂａｌ　Ｐｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇ　Ｓｙｓｔｅｍ）受信機を各衛星に搭載し、時刻と位置情報をテレメトリデータとして地上に送信する。このトレンドをモニタすれば、結果的に時間推移に依存する軌道上位置を計測することになる。
あるいは、地上からのレンジング計測を用いてもよい。また衛星軌道周期を計測して衛星対地速度あるいは軌道高度を解析把握してもよい。
　地上設備５００は、同一軌道面の複数の衛星が概略等間隔となるよう軌道投入した後に、同一高度、および、同一軌道傾斜角で飛翔させる。この結果として同一軌道面の複数の衛星は同期して同じ位相角を維持して飛翔する。
　地上設備５００は、軌道面の高度が入れ替わる際の２軌道面の交点において、衛星通過タイミングが一致しないことを条件として推進装置を動作させる指示を衛星３０に送信する。異なる軌道の高度が入れ替わる場合は、同一の軌道面を等間隔で飛翔する複数の衛星同士の間を、隣接する軌道面を同数の衛星が等間隔で飛翔しており、かつ、位相が異なれば、互いに衝突することなく衛星高度の入れ替えが可能となる。
　具体的には、地上設備５００の軌道制御コマンド生成部５１０が、軌道面の高度が入れ替わる際の２軌道面の交点において、衛星通過タイミングが一致しないことを条件として推進装置３３を動作させる軌道制御コマンド５１を衛星３０に送信する。
　地上設備５００は、複数軌道面の時間推移に依存するアジマス方向の相対角度を計測する。計測手段としては当該軌道面の飛翔位置を時間推移に応じてモニタすればよい。
　Ｔ１程度の時間インターバルでは軌道面の相対角度は変化するが、十分長い時間の平均値を比較すれば、軌道面間角度が均等であるか否か判断できる。よって、不均等であれば衛星３０の推進装置３３の推力を調整することにより、軌道高度を微調整して、軌道面の相対角度が均一になるよう軌道面の複数の衛星に指示を与える。
　具体的には、地上設備５００の軌道制御コマンド生成部５１０が、衛星３０の推進装置３３の推力を調整することにより、軌道高度を微調整して、軌道面の相対角度が均一になるように軌道制御コマンド５１を衛星３０に送信する。
　また、個別衛星の故障といった要因に起因して、複数の衛星の中で同期から外れた挙動を検知した場合、アラームを地上設備が発して、当該衛星に限定して人為的な対策を講じる。
＊＊＊本実施の形態の効果の説明＊＊＊
　本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００によれば、地上設備５００の自動化が可能となり、省力化ができる。また、地上設備５００は、同一軌道面内の衛星群の相対位置関係と、軌道面間の相対関係、および高度の推移をモニタする。そして、地上設備５００は、衝突が発生しない条件を維持しながら、徐々に推進装置の出力を低減していくことにより、異なる軌道面の中の最高高度と最低高度の高度差が縮まり、軌道面の相対角度変化も衛星対地速度の相違も減る。よって、本実施の形態に係る衛星コンステレーション形成システム１００によれば、正弦波状の高度変化を緩慢に実施できる余裕が生まれ、衝突リスク自体が減らせると共に、推薬消費量を削減可能となる。
　以上の実施の形態１から４では、衛星コンステレーション形成システムの各部を独立した機能ブロックとして説明した。しかし、衛星コンステレーション形成システムの構成は、上述した実施の形態のような構成でなくてもよい。衛星コンステレーション形成システムの機能ブロックは、上述した実施の形態で説明した機能を実現することができれば、どのような構成でもよい。また、衛星コンステレーション形成システムは、１つの装置でも、複数の装置から構成されたシステムでもよい。
　また、実施の形態１から４のうち、複数の部分を組み合わせて実施しても構わない。あるいは、これらの実施の形態のうち、１つの部分を実施しても構わない。その他、これらの実施の形態を、全体としてあるいは部分的に、どのように組み合わせて実施しても構わない。
　すなわち、実施の形態１から４では、各実施の形態の自由な組み合わせ、あるいは各実施の形態の任意の構成要素の変形、もしくは各実施の形態において任意の構成要素の省略が可能である。
　なお、上述した実施の形態は、本質的に好ましい例示であって、本発明の範囲、本発明の適用物の範囲、および本発明の用途の範囲を制限することを意図するものではない。上述した実施の形態は、必要に応じて種々の変更が可能である。
　２０　衛星コンステレーション、２１，２１ａ，２１ｂ　軌道面、３０，３０ａ，３０ｂ　衛星、３１　衛星制御装置、３２　衛星通信装置、３３　推進装置、３４　姿勢制御装置、３５　電源装置、５１　軌道制御コマンド、７０　地球、１００　衛星コンステレーション形成システム、１１０　衛星コンステレーション形成部、２１０　軌道衛星群、３００　衛星群、５００　地上設備、５１０　軌道制御コマンド生成部、５２０　解析予測部、９１０　プロセッサ、９２１　メモリ、９２２　補助記憶装置、９３０　入力インタフェース、９４０　出力インタフェース、９５０　通信装置。

Claims (10)

  1. 　衛星群により構成され、前記衛星群が連携してサービスを提供する衛星コンステレーションであって、各軌道面に複数の衛星が同じ軌道高度で飛行する複数の軌道面を有する衛星コンステレーションを形成する衛星コンステレーション形成システムにおいて、
    　前記複数の軌道面の各軌道面の軌道高度が互いに異なる前記衛星コンステレーションであって、前記複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を順に並べると正弦波状となる前記衛星コンステレーションを形成する衛星コンステレーション形成部を備え、
    　前記衛星コンステレーション形成部は、
    　前記複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を正弦波状に保ちつつ、前記複数の軌道面の各軌道面の軌道高度を順番に変動させる衛星コンステレーション形成システム。
  2. 　前記衛星コンステレーション形成部は、
    　前記複数の軌道面の各軌道面の軌道高度が互いに異なり、かつ、前記複数の軌道面の各軌道面の公転周期が互いに等しくなる軌道傾斜角を各軌道面が有する前記衛星コンステレーションを形成する請求項１に記載の衛星コンステレーション形成システム。
  3. 　前記衛星コンステレーション形成部は、
    　前記複数の軌道面の軌道面数に１を加算した数の軌道高度を設定し、衛星が飛行していない空きの軌道高度を順番に埋めるように前記複数の軌道面の各軌道面の軌道高度を変更することにより、前記複数の軌道面の各軌道面の軌道高度を順番に変動させる請求項１または請求項２に記載の衛星コンステレーション形成システム。
  4. 　衛星群により構成され、前記衛星群が連携してサービスを提供する衛星コンステレーションであって、各軌道面に複数の衛星が同じ軌道高度で飛行する複数の軌道面を有する衛星コンステレーションを形成する衛星コンステレーション形成システムの衛星コンステレーション形成方法において、
    　衛星コンステレーション形成部が、
    　前記複数の軌道面の各軌道面の軌道高度が互いに異なる前記衛星コンステレーションであって、前記複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を順に並べると正弦波状となる前記衛星コンステレーションを形成し、
    　前記複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を正弦波状に保ちつつ、前記複数の軌道面の各軌道面の軌道高度を順番に変動させる衛星コンステレーション形成方法。
  5. 　前記衛星コンステレーション形成部は、
    　前記複数の軌道面の各軌道面の軌道高度が互いに異なり、かつ、前記複数の軌道面の各軌道面の公転周期が互いに等しくなる軌道傾斜角を各軌道面が有する前記衛星コンステレーションを形成する請求項４に記載の衛星コンステレーション形成方法。
  6. 　前記衛星コンステレーション形成部は、
    　前記複数の軌道面の軌道面数に１を加算した数の軌道高度を設定し、衛星が飛行していない空きの軌道高度を順番に埋めるように前記複数の軌道面の各軌道面の軌道高度を変更することにより、前記複数の軌道面の各軌道面の軌道高度を順番に変動させる請求項４または請求項５に記載の衛星コンステレーション形成方法。
  7. 　衛星群により構成され、前記衛星群が連携してサービスを提供する衛星コンステレーションであって、各軌道面に複数の衛星が同じ軌道高度で飛行する複数の軌道面を有する衛星コンステレーションにおいて、
    　前記複数の軌道面の各軌道面の軌道高度が互いに異なり、かつ、前記複数の軌道面の各軌道面の公転周期が互いに等しくなる軌道傾斜角を各軌道面が有し、前記複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を順に並べると正弦波状となり、前記複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を正弦波状に保ちつつ、前記複数の軌道面の各軌道面の軌道高度が順番に変動する衛星コンステレーション。
  8. 　衛星群により構成され、前記衛星群が連携してサービスを提供する衛星コンステレーションであって、各軌道面に複数の衛星が同じ軌道高度で飛行する複数の軌道面を有する衛星コンステレーションを形成する衛星コンステレーション形成システムの地上装置において、
    　前記衛星コンステレーションを構成する前記衛星群の各衛星を追跡管制する信号を送受信する通信装置と、
    　前記複数の軌道面の各軌道面の軌道高度が互いに異なる前記衛星コンステレーションであって、前記複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を順に並べると正弦波状となる前記衛星コンステレーションを形成するための軌道制御コマンドを生成する軌道制御コマンド生成部と
    を備え、
    　前記軌道制御コマンド生成部は、
    　前記複数の軌道面における隣接する軌道面の相対高度差を正弦波状に保ちつつ、前記複数の軌道面の各軌道面の軌道高度を順番に変動させる前記軌道制御コマンドを生成し、
    　前記通信装置は、
    　前記軌道制御コマンドを各衛星に送信する地上装置。
  9. 　前記軌道制御コマンド生成部は、
    　前記複数の軌道面の各軌道面の軌道高度が互いに異なり、かつ、前記複数の軌道面の各軌道面の公転周期が互いに等しくなる軌道傾斜角を各軌道面が有する前記衛星コンステレーションを形成するための軌道制御コマンドを生成する請求項８に記載の地上装置。
  10. 　前記軌道制御コマンド生成部は、
    　前記複数の軌道面の軌道面数に１を加算した数の軌道高度を設定し、衛星が飛行していない空きの軌道高度を順番に埋めるように前記複数の軌道面の各軌道面の軌道高度を変更することにより、前記複数の軌道面の各軌道面の軌道高度を順番に変動させる前記軌道制御コマンドを生成する請求項８または請求項９に記載の地上装置。
PCT/JP2019/021739 2019-05-31 2019-05-31 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション、および地上装置 WO2020240824A1 (ja)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/JP2019/021739 WO2020240824A1 (ja) 2019-05-31 2019-05-31 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション、および地上装置
US17/603,342 US11878817B2 (en) 2019-05-31 2019-05-31 Satellite constellation forming system, satellite constellation forming method, satellite constellation, and ground device
EP19931208.3A EP3978371B1 (en) 2019-05-31 2019-05-31 Satellite constellation forming system, satellite constellation formimg method
JP2021521732A JP7068763B2 (ja) 2019-05-31 2019-05-31 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション、および地上装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/JP2019/021739 WO2020240824A1 (ja) 2019-05-31 2019-05-31 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション、および地上装置

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2020240824A1 true WO2020240824A1 (ja) 2020-12-03

Family

ID=73553696

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2019/021739 WO2020240824A1 (ja) 2019-05-31 2019-05-31 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション、および地上装置

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11878817B2 (ja)
EP (1) EP3978371B1 (ja)
JP (1) JP7068763B2 (ja)
WO (1) WO2020240824A1 (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112769466A (zh) * 2020-12-22 2021-05-07 火眼位置数智科技服务有限公司 低轨卫星星座构型保持方法

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPWO2006049303A1 (ja) * 2004-11-08 2008-05-29 株式会社サカエ シース管のグラウト充填検査方法及びその装置
WO2021230167A1 (ja) * 2020-05-12 2021-11-18 三菱電機株式会社 宇宙交通管理システム、宇宙交通管理装置、宇宙交通管理方法、衝突回避支援事業装置、衛星コンステレーション事業装置、メガコンステレーション事業装置、宇宙物体事業装置、宇宙状況監視事業装置、および、ｏａｄｒ
CN117508648B (zh) * 2024-01-05 2024-04-26 北京航天驭星科技有限公司 同一轨道面星座卫星的轨控方法、装置、设备和介质

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001335000A (ja) * 2000-05-25 2001-12-04 Communication Research Laboratory 人工衛星の緊急用軌道離脱装置
JP2010533290A (ja) * 2007-07-10 2010-10-21 アストリウム エスアーエス 地上の使用者の位置決めシステム
US20150197350A1 (en) * 2014-01-10 2015-07-16 The Boeing Company Methods and apparatus for controlling a plurality of satellites using node-synchronous eccentricity control
JP2016508911A (ja) * 2012-12-20 2016-03-24 タレス アレーニア スペース イタリア ソチエタ ペル アツィオーニ コン ユニコ ソシオ 地球観測宇宙ミッション用の革新的な軌道設計
JP2017513765A (ja) * 2014-04-24 2017-06-01 サフラン エアークラフト エンジンズ 人工衛星配置を展開するための方法
JP2017114159A (ja) 2015-12-21 2017-06-29 株式会社Ｉｈｉエアロスペース 衛星コンステレーションの形成方法と形成装置
CN107506893A (zh) * 2017-07-17 2017-12-22 中国人民解放军装备学院 一种太阳同步轨道航天器安全管理策略
US20180022474A1 (en) * 2016-07-20 2018-01-25 Worldvu Satellites Limited Constellation Configuration for Constellations having a Large Number of LEO Satellites

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5813634A (en) * 1995-10-23 1998-09-29 Motorola, Inc. Method for replacing failing satellites in a satellite communication system
JP2004255978A (ja) 2003-02-25 2004-09-16 Mitsubishi Electric Corp 情報処理装置及び軌道制御装置及び人工衛星及び通信装置及び通信方法
US20140240497A1 (en) 2012-06-21 2014-08-28 Mordechai Shefer Constellation of Surveillance Satellites
US9991950B2 (en) 2015-07-24 2018-06-05 Worldvu Satellites Limited Communication-satellite system with enhanced capacity in designated locations

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001335000A (ja) * 2000-05-25 2001-12-04 Communication Research Laboratory 人工衛星の緊急用軌道離脱装置
JP2010533290A (ja) * 2007-07-10 2010-10-21 アストリウム エスアーエス 地上の使用者の位置決めシステム
JP2016508911A (ja) * 2012-12-20 2016-03-24 タレス アレーニア スペース イタリア ソチエタ ペル アツィオーニ コン ユニコ ソシオ 地球観測宇宙ミッション用の革新的な軌道設計
US20150197350A1 (en) * 2014-01-10 2015-07-16 The Boeing Company Methods and apparatus for controlling a plurality of satellites using node-synchronous eccentricity control
JP2017513765A (ja) * 2014-04-24 2017-06-01 サフラン エアークラフト エンジンズ 人工衛星配置を展開するための方法
JP2017114159A (ja) 2015-12-21 2017-06-29 株式会社Ｉｈｉエアロスペース 衛星コンステレーションの形成方法と形成装置
US20180022474A1 (en) * 2016-07-20 2018-01-25 Worldvu Satellites Limited Constellation Configuration for Constellations having a Large Number of LEO Satellites
CN107506893A (zh) * 2017-07-17 2017-12-22 中国人民解放军装备学院 一种太阳同步轨道航天器安全管理策略

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP3978371A4

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112769466A (zh) * 2020-12-22 2021-05-07 火眼位置数智科技服务有限公司 低轨卫星星座构型保持方法

Also Published As

Publication number Publication date
EP3978371A1 (en) 2022-04-06
US20220204186A1 (en) 2022-06-30
EP3978371A4 (en) 2022-06-08
US11878817B2 (en) 2024-01-23
EP3978371B1 (en) 2023-04-19
JPWO2020240824A1 (ja) 2021-10-14
JP7068763B2 (ja) 2022-05-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP7068763B2 (ja) 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション、および地上装置
JP7270814B2 (ja) 衛星コンステレーション形成システム、および、衛星コンステレーション形成方法
JP7499901B2 (ja) メガコンステレーション事業装置、衛星コンステレーション、衛星、および地上設備
JP7023389B2 (ja) 監視制御装置、人工衛星および監視システム
US20230137711A1 (en) Space situational awareness business device, space traffic business device, space traffic management system, and observation satellite
JP7068765B2 (ja) 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション形成プログラム、および地上装置
JP7068764B2 (ja) 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション、デオービット方法、デブリ回収方法、および地上装置
JP2021054167A (ja) 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション形成プログラム、および、地上装置
WO2020256024A1 (ja) 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション、および地上設備
JP7233602B2 (ja) 衛星コンステレーション形成システム、衛星コンステレーション形成方法、衛星コンステレーション形成プログラム、地上設備、および事業装置
US11888519B1 (en) Optical communication satellite cross-connect

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 19931208

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2021521732

Country of ref document: JP

Kind code of ref document: A

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2019931208

Country of ref document: EP

Effective date: 20220103