WO2022249428A1 - 測距機能を備える衛星減速装置 - Google Patents

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WO2022249428A1
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貴敬 鈴木
俊行 安藤
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三菱電機株式会社
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G3/00—Observing or tracking cosmonautic vehicles

Definitions

  • the technology disclosed herein relates to a satellite deceleration device having a ranging function.
  • a satellite deceleration device is a device that decelerates a target satellite by applying power from afar. The purpose of slowing down the satellite is to plunge it into the atmosphere and burn it up.
  • Patent Document 1 As a conventional technique for annihilating space debris in the earth's atmosphere, there is known a space debris annihilation apparatus that includes an electron beam generator and an electric field generator (for example, Patent Document 1).
  • a space debris incineration apparatus illustrated in Patent Document 1 is used by being mounted on an artificial satellite.
  • a space debris incinerator irradiates an electron beam toward space debris. Space debris receives an electron beam and becomes negatively charged.
  • the electric field generator of the space debris annihilator generates a negative electric field. Space debris receives electrostatic force from a negative electric field, changes its trajectory due to electrostatic repulsion, and finally enters the atmosphere and burns up.
  • the space debris destruction apparatus is a timing calculation for calculating the beam irradiation timing for irradiating an electron beam and the electric field generation timing for generating an electric field based on space debris orbit information and artificial satellite orbit information. has a department. Further, the space debris extermination apparatus according to Patent Document 1 calculates the beam irradiation direction of the electron beam based on the orbital information of the space debris and the orbital information of the artificial satellite, and changes the direction of the electrostatic force of the electric field to the direction of the electric field. It has a direction calculation unit that calculates as
  • the space debris destruction apparatus illustrated in Patent Document 1 is based on the premise that the trajectory of space debris can be accurately obtained as described above.
  • Translating space debris into satellites means that satellite decelerators need to accurately obtain the orbits of the satellites.
  • Satellite orbital information is generally described in a format called Two Line Elements (TLE). Satellite orbit information increases in error over time if it is not updated. Also, satellite orbit information is not accurate without frequent updates, especially for erratically moving satellites. That is, the conventional technology has a problem that it is difficult to decelerate a satellite whose orbital information is not accurate.
  • a satellite deceleration device having a ranging function includes a pulse light source, a second light output unit that outputs light output from the pulse light source to space, and a target satellite that is output from the second light output unit. a second optical detector that converts the reflected light reflected by the second optical detector into an electrical signal; and the distance to the target satellite from the time difference between the trigger signal from the pulse light source and the electrical signal from the second optical detector. and a first signal processor for calculating.
  • the satellite deceleration device with the ranging function according to the technology disclosed herein has the above configuration, it is possible to confirm the orbit change effect of beam ablation based on actual measurement values. As a result, the satellite deceleration device having the ranging function according to the technology disclosed herein can reliably decelerate even a satellite whose orbital information is not accurate.
  • FIG. 1 is a configuration diagram showing a configuration example of a satellite deceleration device having a ranging function according to Embodiment 1.
  • FIG. FIG. 2 is a configuration diagram showing a configuration example of the phase error detection section 5 of the satellite deceleration device having the ranging function according to the first embodiment.
  • FIG. 3 is a schematic diagram of the light output unit 6 according to the first embodiment.
  • FIG. 4A is a schematic diagram of a satellite deceleration device having a ranging function according to Embodiment 1 capturing a target satellite by spiral search.
  • FIG. 4B is a flow chart showing an operation example of the second signal processing section 9 according to the first embodiment.
  • FIG. 5A is a schematic diagram showing the irradiation operation of the satellite deceleration device having the ranging function according to Embodiment 1.
  • FIG. 5B is a first flowchart showing an operation example of the first signal processing section 8 according to the first embodiment.
  • FIG. 6 is a flow chart 2 showing an operation example of the first signal processing section 8 according to the first embodiment.
  • FIG. 7 is a flow chart 3 showing an operation example of the first signal processing section 8 according to the first embodiment.
  • target satellite a target satellite whose distance is to be measured
  • space debris those that are slowed down and burned up in the atmosphere are called “space debris” or simply “debris.”
  • FIG. 1 is a configuration diagram showing a configuration example of a satellite deceleration device having a ranging function according to Embodiment 1.
  • the satellite deceleration device having the ranging function according to the first embodiment includes a reference light source section 1, a signal distribution section 2, an element unit section 3, an optical amplification section 4, and a phase error detection section 5. , an optical output unit 6 , an optical receiving unit 7 , a first signal processing section 8 , a second signal processing section 9 , and a pulse light source 39 .
  • the first signal processing unit 8 may be connected to the information output interface 12, for example.
  • the second signal processing unit 9 may be connected to the satellite orbit input interface 10 and the gimbal 11, for example.
  • the signal distribution unit 2 includes an optical demultiplexer 21 and a signal distribution coupler 22 .
  • the element unit section 3 according to Embodiment 1 includes a phase modulator 23, an optical amplifier 24, and a beam splitter 25.
  • phase error detection unit 5 will become clear from the explanation along with FIG. 2 below.
  • the light output unit 6 includes a first light output section 26 and a second light output section 27 .
  • the optical receiver unit 7 includes an optical receiver 28, an optical demultiplexer 29, a first photodetector 30, and a second photodetector 31.
  • the reference light source unit 1 outputs light for irradiating the satellite and causing plasma ablation.
  • the output light may be a single wavelength reference light.
  • the reference light source unit 1 may be, for example, a laser light source.
  • the optical demultiplexer 21 of the signal distribution unit 2 splits the light output from the reference light source unit 1 into signal light and local oscillation light (hereinafter referred to as "local light").
  • the optical demultiplexer 21 may be, for example, a 1 ⁇ 2 polarization-maintaining filter coupler.
  • the signal distribution coupler 22 distributes the signal light branched by the optical demultiplexer 21 into a plurality of signal lights.
  • the number of signal distributions of the signal distribution coupler 22 should be the same as the number of the element unit sections 3 .
  • the distributed signal lights are output to different element unit sections 3, respectively.
  • the signal distribution unit 2 has an optical demultiplexer 21 and a signal distribution coupler 22 .
  • the signal distribution unit 2 separates the reference light output from the reference light source unit 1 into a plurality of signal lights and a single local light.
  • phase modulator 23 phase-modulates the light output from the signal distribution coupler 22 and input to the element unit section 3 .
  • Phase modulator 23 may be, for example, an LN modulator or an AO modulator.
  • the optical amplifier 24 amplifies the light phase-modulated by the phase modulator 23 .
  • Optical amplifier 24 may be, for example, a semiconductor optical amplifier (SOA).
  • SOA semiconductor optical amplifier
  • the beam splitter 25 splits the input light into two. One of the two split lights is output to the phase error detector 5 . The other of the two-branched light is output to the light output unit 6 .
  • the optical amplifier 4 amplifies local light output from the optical demultiplexer 21 .
  • the optical amplifier section 4 may be, for example, an erbium-doped optical fiber amplifier (EDFA).
  • EDFA erbium-doped optical fiber amplifier
  • FIG. 2 is a configuration diagram showing a configuration example of the phase error detection unit 5 of the satellite deceleration device having the ranging function according to the first embodiment.
  • the phase error detector 5 includes a coupler 32, a photodetector 33, a reference signal generator 34, a phase shifter 35, a phase comparator 36, a loop filter 37, and a VCO 38. include.
  • Coupler 32 multiplexes the light output from the element unit section 3 and the light output from the optical amplification section 4 .
  • Coupler 32 may be, for example, a 1 ⁇ 2 polarization-maintaining filter coupler.
  • the photodetector 33 converts the light output from the coupler 32 into an electrical signal. Specifically, the photodetector 33 performs heterodyne detection on the light output from the element unit section 3 and the light output from the optical amplification section 4 to detect a beat signal. Photodetector 33 may be, for example, a photodiode.
  • the reference signal generation source 34 generates an electrical signal.
  • the electrical signal generated by reference signal source 34 is output to phase shifter 35 as a reference signal.
  • Reference signal source 34 may be, for example, a signal generator.
  • the phase shifter 35 shifts the phase of the electrical signal generated by the reference signal source 34 .
  • the phase shifter 35 also performs phase adjustment according to the control signal output from the second signal processing section 9 .
  • the phase comparator 36 compares the electrical signal whose phase has been adjusted by the phase shifter 35 and the beat signal detected by the photodetector 33 to detect the phase difference.
  • the phase difference detected here is referred to as a phase error signal for convenience.
  • a loop filter 37 smoothes the phase error signal detected by the phase comparator 36 .
  • the VCO 38 generates a signal for matching the frequency of the beat signal with the frequency of the electrical signal whose phase is adjusted by the phase shifter 35 according to the phase error signal smoothed by the loop filter 37 .
  • the signal generated here is output to the phase modulator 23 of the element unit section 3 .
  • FIG. 3 is a schematic diagram of the light output unit 6 according to Embodiment 1.
  • the light output unit 6 has a plurality of light output ends arranged in an array and outputs light toward the target satellite.
  • the light output unit 6 has a plurality of first light output sections 26 and at least one second light output section 27 .
  • the number of first light output sections 26 is equal to the number of element unit sections 3 .
  • the first light output section 26 outputs the light output from the element unit section 3 to space.
  • the light output to the space by the first light output section 26 is the light output from the phase error detection section 5 to the element unit section 3 .
  • the second light output unit 27 outputs the light output from the pulse light source 39 to space.
  • the pulsed light source 39 outputs pulsed light with a wavelength different from that of the light output from the reference light source section 1 .
  • the light receiving unit 28 receives reflected light reflected by the target satellite.
  • the received reflected light is output to the optical demultiplexing section 29 .
  • the optical receiver 28 may be, for example, a large telescope.
  • the optical demultiplexing unit 29 separates the optical path on the output side so as to change the output destination according to the wavelength of the input light.
  • the reflected light output from the first light output section 26 and reflected by the target satellite is output to the first light detection section 30 .
  • the reflected light output from the second light output section 27 and reflected by the target satellite is output to the second light detection section 31 .
  • the optical splitter 29 may be, for example, a dichroic mirror.
  • the first photodetector 30 converts the reflected light output from the optical demultiplexer 29 into an electrical signal. This electrical signal is output to the second signal processing section 9 as a signal for initial acquisition.
  • the first photodetector 30 may be, for example, a CCD image sensor.
  • the second photodetector 31 converts the reflected light output from the optical demultiplexer 29 into an electrical signal. This electrical signal is output to the first signal processing section 8 as a signal for satellite ranging.
  • the second photodetector 31 may be, for example, a photon counting detector.
  • the first signal processing unit 8 calculates the distance to the target satellite from the time difference between the trigger signal from the pulse light source 39 and the electrical signal from the second light detection unit 31.
  • the calculated distance information about the target satellite is output to the satellite orbit input interface 10 as real-time satellite orbit information.
  • the first signal processing unit 8 also generates a control signal for controlling the orbital position of its own station based on the calculated distance information.
  • the control signal generated here is output to the information output interface 12 .
  • the second signal processing unit 9 uses the satellite position information obtained from the first signal processing unit 8 and the second light detection unit 31 and the public satellite orbit information output from the satellite orbit input interface 10. , to generate beam direction control signals.
  • the generated irradiation direction control signal is output to the gimbal 11 and the phase shifter 35, respectively.
  • the irradiation direction control signal output to the gimbal 11 is used for coarse tracking. Also, the irradiation direction control signal output to the phase shifter 35 is used for fine tracking.
  • the satellite orbit input interface 10 receives public satellite orbit information from the outside. As described above, public satellite orbit information is expressed in, for example, the TLE format. Public satellite orbit information is output to the second signal processing unit 9 .
  • the gimbal 11 controls the azimuth and elevation of the telescope on which the light output unit 6 is mounted based on the control signal from the second signal processing section 9, and scans the output light.
  • azimuth and elevation are one of methods of expressing the position of the satellite as seen from the observer.
  • Azimuth is the azimuth angle of the satellite.
  • Elevation is the elevation angle of the satellite.
  • the information output interface 12 outputs a control signal to the drive mechanism of the own station based on the control signal for controlling the track position of the own station output from the first signal processing unit 8 .
  • the driving mechanism of the local station may be, for example, an engine.
  • FIG. 4A is a schematic diagram of a satellite deceleration device having a ranging function according to Embodiment 1 capturing a target satellite by spiral search.
  • FIG. 4B is a flow chart showing an operation example of the second signal processing section 9 according to the first embodiment.
  • FIG. 5A is a schematic diagram showing the irradiation operation of the satellite deceleration device having the ranging function according to Embodiment 1.
  • FIG. 5B is a flowchart 1 showing an operation example of the first signal processing section 8 according to the first embodiment.
  • the satellite deceleration device having the ranging function according to Embodiment 1 performs initial acquisition of the target satellite by, for example, spiral scanning.
  • Spiral scanning can be achieved by scanning the beams by controlling the gimbal 11 and controlling the relative phases of each beam.
  • the range over which the beam is scanned may be an indefinite range. If the target satellite exists within an indefinite range, the irradiated beam is reflected by the target satellite, and the reflected light arrives.
  • the first photodetector 30 acquires the reflected light. As described above, the first photodetector 30 converts the reflected light output from the optical demultiplexer 29 into an electrical signal. The converted electrical signal is output to the second signal processing section 9 as the position information of the target satellite.
  • the processing steps of the second signal processing unit 9 include a step of acquiring the position information of the target satellite sent from the first photodetector unit 30 (ST41), a step of comparing the satellite orbit information from 10 (ST42); a step of determining whether or not pointing correction is necessary (ST43); and a step of controlling the phase shifter 35 and the gimbal 11 (ST44). have.
  • the second signal processing section 9 When it is determined in ST43 that pointing correction is unnecessary, the second signal processing section 9 continues to control the gimbal 11 based on public satellite orbit information. When it is determined in ST43 that pointing correction is necessary, the second signal processing section 9 outputs control signals for the phase shifter 35 and the gimbal 11 to perform initial acquisition and tracking.
  • the satellite deceleration device having the ranging function according to Embodiment 1 is capable of phase control of each beam in addition to mechanical control of the gimbal 11 as described above. Phase control of each beam enables directivity angle control by electronic scanning, and has the effect of realizing high-speed scanning.
  • the satellite deceleration device having the ranging function outputs a ranging pulse laser and a satellite deceleration beam from the optical output unit 6 .
  • the wavelength of the pulsed laser for distance measurement is ⁇ 0 .
  • the wavelength of the satellite deceleration beam is ⁇ 1 . That is, the pulse laser for range finding and the beam for satellite deceleration have different wavelengths.
  • the satellite deceleration beam is directed toward the debris and decelerates the debris by plasma ablation.
  • the pulsed laser for ranging is reflected by the target satellite and received by the optical receiving unit 7 .
  • the optical receiving unit 7 may be co-located with the optical output unit 6 .
  • the first signal processing unit 8 calculates the distance to the satellite from the time difference between the trigger signal of the pulse laser and the arrival of reflected light from the satellite.
  • the technique of measuring the distance to an object using the time of flight of light in this way is called the Time of Flight technique (hereinafter "ToF technique").
  • the processing steps of the first signal processing unit 8 include a step of acquiring a pulse laser trigger signal (ST51), a step of acquiring reflected light from the target satellite (ST52), and a target It has a step of calculating the distance to the satellite (ST53) and a step of outputting the position information (ST54).
  • the satellite deceleration device with the ranging function according to Embodiment 1 Since the satellite deceleration device with the ranging function according to Embodiment 1 has the above configuration, it has the effect of continuing to acquire orbit information even after the target satellite changes its orbit.
  • the satellite deceleration device having the ranging function according to Embodiment 1 may have the optical output unit 6 placed on the ground, or may have a station provided on an orbiting satellite and placed there.
  • the satellite deceleration device having the ranging function according to the first embodiment can approach debris based on the ranging result and efficiently perform ablation if a station is provided on an orbiting satellite.
  • FIG. 6 is a second flowchart showing an operation example of the first signal processing section 8 according to the first embodiment.
  • Formula (1) shown below expresses the conditions for developing ablation.
  • Ep is the pulse energy
  • ⁇ is the wavelength
  • M2 is the beam quality
  • D is the output beam diameter
  • L is the distance from the satellite
  • Fth is the ablation threshold.
  • Orbit change by plasma ablation must satisfy the conditional expression (1) that the beam irradiated to the satellite causes ablation.
  • pulse energy (E p ), wavelength ( ⁇ ), beam quality (M 2 ), and output beam diameter (D) are determined by component specifications. Therefore, the distance (L) to the satellite becomes a variable parameter for the occurrence of ablation.
  • a satellite deceleration device having a ranging function according to the technology disclosed herein calculates the distance (L) to the satellite using the ranging function, and checks whether or not the ablation occurrence condition is satisfied.
  • the satellite deceleration device having the range finding function according to the technology of the present disclosure may be programmed to start beam irradiation (when "none" is set in step ST61 in FIG. selected).
  • the satellite deceleration device with the ranging function according to the technology of the present disclosure may be programmed to approach the target satellite (if "yes" in step ST61 in FIG. 6 is selected).
  • the approach to the target satellite may be realized, for example, by sending a control signal from the first signal processing section 8 to the information output interface 12 and operating a driving mechanism such as an engine based on the control signal (ST62 in FIG. 6). steps shown).
  • FIG. 7 is a third flowchart showing an operation example of the first signal processing section 8 according to the first embodiment.
  • FIG. 7 shows the action of the first signal processing section 8 when verifying the trajectory change effect due to ablation in particular.
  • Equation (2) expresses the relationship between the velocity of the satellite and the orbit radius.
  • ⁇ r represents the change in the orbit radius
  • ⁇ v represents the change in the velocity of the satellite.
  • the unit of ⁇ r is [km]
  • the unit of ⁇ v is [m/s].
  • a satellite deceleration device having a ranging function according to the technology disclosed herein inputs orbit information after deceleration obtained by ranging to the first signal processing unit 8, and is given by the input measured value and equation (2). It may be programmed to compare with the calculated value (step indicated by ST71 in FIG. 7). Further, the satellite deceleration device having the ranging function according to the technology disclosed herein may be programmed to calculate error information from the actual measurement value and the calculated value compared in ST71 (step indicated by ST72 in FIG. 7). By being programmed in this manner, the satellite deceleration device having the ranging function according to the technology of the present disclosure can confirm the orbit change effect of beam ablation based on actual measurements.
  • the satellite deceleration device with the ranging function according to Embodiment 1 has the above configuration, it is possible to confirm the orbit change effect of beam ablation based on actual measurement values. As a result, the satellite deceleration device having the ranging function according to the first embodiment can reliably decelerate even a satellite whose orbital information is not accurate.
  • the disclosed technology can be applied to space debris extermination equipment and has industrial applicability.
  • 1 reference light source section 1 reference light source section, 2 signal distribution section, 3 element unit section, 4 optical amplification section, 5 phase error detection section, 6 optical output unit, 7 optical reception unit, 8 first signal processing section, 9 second signal processing section, 10 satellite orbit input interface, 11 gimbal, 12 information output interface, 21 optical splitter, 22 signal distribution coupler, 23 phase modulator, 24 optical amplifier, 25 beam splitter, 26 first optical output unit, 27 second optical Output section, 28 optical receiver, 29 optical demultiplexer, 30 first photodetector, 31 second photodetector, 32 coupler, 33 photodetector, 34 reference signal source, 35 phase shifter, 36 phase comparator device, 37 loop filter, 38 VCO, 39 pulse light source.

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Abstract

本開示技術に係る測距機能を備える衛星減速装置は、パルス光源（３９）と、前記パルス光源（３９）から出力された光を空間へ出力する第二光出力部（２７）と、前記第二光出力部（２７）から出力され対象衛星で反射された反射光を電気信号に変換する第二光検出部（３１）と、前記パルス光源（３９）からのトリガ信号と前記第二光検出部（３１）からの前記電気信号との時間差から、前記対象衛星までの距離を算出する第一信号処理部（８）と、を含む。

Description

測距機能を備える衛星減速装置
　本開示技術は、測距機能を備える衛星減速装置に関する。
　衛星減速装置とは、遠方より動力を与えることにより対象の衛星を減速させる装置である。衛星を減速させる目的は、衛星を大気圏に突入させ焼滅させることである。
　スペースデブリを地球の大気圏で焼滅させる従来技術として、電子ビーム発生装置と電場発生装置とを備えたスペースデブリ焼滅装置が知られている（例えば特許文献１）。特許文献１に例示されるスペースデブリ焼滅装置は、人工衛星に搭載して利用されている。
　スペースデブリ焼滅装置は、スペースデブリに向けて電子ビームを照射する。スペースデブリは、電子ビームを受けて負に帯電する。スペースデブリ焼滅装置の電場発生装置は、負の電場を発生させる。スペースデブリは負の電場からの静電力を受けて、静電反発作用により軌道を変更し、最終的に大気圏へ突入し焼滅する。
　特許文献１に係るスペースデブリ焼滅装置は、スペースデブリの軌道情報と人工衛星の軌道情報とに基づいて、電子ビームを照射するビーム照射タイミングと電場を発生させる電場発生タイミングとを算出するタイミング算出部を備えている。また特許文献１に係るスペースデブリ焼滅装置は、スペースデブリの軌道情報と人工衛星の軌道情報とに基づいて、電子ビームを照射するビーム照射方向を算出し、電場の静電力の向きを電場方向として算出する方向算出部を備えている。
特開２０１２－７１７２１号公報
　特許文献１に例示されるスペースデブリ焼滅装置は、上記のとおりスペースデブリの軌道を精確に入手できることを前提としている。スペースデブリを衛星に置き換えて言えば、衛星減速装置は衛星の軌道を精確に入手する必要があることを意味する。
　衛星軌道情報は、一般に２行軌道要素（ＴＬＥ、Ｔｗｏ　Ｌｉｎｅ　Ｅｌｅｍｅｎｔｓ）と呼ばれるフォーマットで記述される。衛星軌道情報は、更新がされなければ時間とともに誤差が増大する。また衛星軌道情報は、特に不規則な動きをする衛星については、頻繁な更新をしなければ精確ではない。すなわち従来技術は、軌道情報が精確ではない衛星に対して、減速が困難となる、という課題を有する。
　本開示技術に係る測距機能を備える衛星減速装置は、パルス光源と、前記パルス光源から出力された光を空間へ出力する第二光出力部と、前記第二光出力部から出力され対象衛星で反射された反射光を電気信号に変換する第二光検出部と、前記パルス光源からのトリガ信号と前記第二光検出部からの前記電気信号との時間差から、前記対象衛星までの距離を算出する第一信号処理部と、を含む。
　本開示技術に係る測距機能を備える衛星減速装置は上記構成を備えるため、実測値に基づいたビームアブレーションの軌道変更効果を確認できる。このことにより本開示技術に係る測距機能を備える衛星減速装置は、軌道情報が精確ではない衛星に対しても、確実に減速させることができる、という効果を奏する。
図１は、実施の形態１に係る測距機能を備える衛星減速装置の構成例を示す構成図である。 図２は、実施の形態１に係る測距機能を備える衛星減速装置の位相誤差検出部５の構成例を示す構成図である。 図３は、実施の形態１に係る光出力ユニット６の模式図である。 図４Ａは、実施の形態１に係る測距機能を備える衛星減速装置がスパイラルサーチにより対象衛星を補足する模式図である。図４Ｂは、実施の形態１に係る第二信号処理部９の作用例を示すフローチャートである。 図５Ａは、実施の形態１に係る測距機能を備える衛星減速装置の照射動作を示した模式図である。図５Ｂは、実施の形態１に係る第一信号処理部８の作用例を示すフローチャートその１である。 図６は、実施の形態１に係る第一信号処理部８の作用例を示すフローチャートその２である。 図７は、実施の形態１に係る第一信号処理部８の作用例を示すフローチャートその３である。
　本開示技術において、距離を測定する対象の衛星は「対象衛星」と称される。また、対象衛星のうち、減速させて大気圏で焼滅させるものは「スペースデブリ」又は単に「デブリ」と称される。
　本開示技術に係る測距機能を備える衛星減速装置の特徴及び動作原理は、以下の実施の形態ごとの図を用いた説明により明らかになる。
実施の形態１．
　図１は、実施の形態１に係る測距機能を備える衛星減速装置の構成例を示す構成図である。図１が示すとおり実施の形態１に係る測距機能を備える衛星減速装置は、基準光源部１と、信号分配部２と、素子ユニット部３と、光増幅部４と、位相誤差検出部５と、光出力ユニット６と、光受信ユニット７と、第一信号処理部８と、第二信号処理部９と、パルス光源３９と、を含む。
　第一信号処理部８は、例えば情報出力インターフェース１２と接続されていてよい。
　第二信号処理部９は、例えば、衛星軌道入力インターフェース１０と、ジンバル１１と、が接続されていてよい。
　図１が示すとおり実施の形態１に係る信号分配部２は、光分波器２１と、信号分配用カプラ２２と、を含む。
　図１が示すとおり実施の形態１に係る素子ユニット部３は、位相変調器２３と、光増幅器２４と、ビームスプリッタ２５と、を含む。
　位相誤差検出部５は、後述の図２に沿った説明により明らかになる。
　図１が示すとおり実施の形態１に係る光出力ユニット６は、第一光出力部２６と、第二光出力部２７と、を含む。
　図１が示すとおり実施の形態１に係る光受信ユニット７は、光受信部２８と、光分波部２９と、第一光検出部３０と、第二光検出部３１と、を含む。
　基準光源部１は、衛星に照射されプラズマアブレーションを発現するための光を出力する。出力される光は、単一波長の基準光であってよい。基準光源部１は、例えばレーザ光源であってよい。
　信号分配部２の光分波器２１は、基準光源部１から出力された光を、信号光と局部発振光（以降「局発光」と称する）とに分岐する。光分波器２１は、例えば１×２偏波保持フィルターカプラであってよい。
　信号分配用カプラ２２は、光分波器２１により分岐された信号光を複数の信号光に分配する。信号分配用カプラ２２の信号分配数は、素子ユニット部３の数と同じにするとよい。分配された信号光は、それぞれ異なる素子ユニット部３へ出力される。
　信号分配部２は、光分波器２１と、信号分配用カプラ２２と、を有する。信号分配部２は、基準光源部１から出力された基準光を、複数の信号光と単一の局発光とに分離する。
　位相変調器２３は、信号分配用カプラ２２から出力され素子ユニット部３へ入力された光を位相変調する。位相変調器２３は、例えばＬＮ変調器又はＡＯ変調器であってよい。
　光増幅器２４は、位相変調器２３によって位相変調された光を増幅する。光増幅器２４は、例えば半導体光増幅器（ＳＯＡ）であってよい。
　ビームスプリッタ２５は、入力された光を二分岐する。二分岐された光の一方は、位相誤差検出部５へ出力される。二分岐された光のもう一方は、光出力ユニット６へ出力される。
　光増幅部４は、光分波器２１から出力された局発光を増幅する。光増幅部４は、例えばエルビウムドープ光ファイバ増幅器（ＥＤＦＡ）であってよい。
　図２は、実施の形態１に係る測距機能を備える衛星減速装置の位相誤差検出部５の構成例を示す構成図である。図２が示すとおり位相誤差検出部５は、カプラ３２と、光検出器３３と、基準信号発生源３４と、移相器３５と、位相比較器３６と、ループフィルタ３７と、ＶＣＯ３８と、を含む。
　カプラ３２は、素子ユニット部３から出力された光と、光増幅部４から出力された光と、を合波する。カプラ３２は、例えば１×２偏波保持フィルターカプラであってよい。
　光検出器３３は、カプラ３２から出力された光を電気信号に変換する。具体的に光検出器３３は、素子ユニット部３から出力された光と光増幅部４から出力された光とに対して、ヘテロダイン検波を行いビート信号を検出する。光検出器３３は、例えばフォトダイオードであってよい。
　基準信号発生源３４は、電気信号を発生する。基準信号発生源３４により発生される電気信号は、基準信号として移相器３５へ出力される。基準信号発生源３４は、例えばシグナルジェネレータであってよい。
　移相器３５は、基準信号発生源３４により発生された電気信号の位相をシフトする。また移相器３５は、第二信号処理部９から出力された制御信号に応じて、位相調整を行う。
　位相比較器３６は、移相器３５により位相が調整された電気信号と、光検出器３３により検出されたビート信号と、を比較し、位相差を検出する。ここで検出された位相差は、便宜上、位相誤差信号と称する。
　ループフィルタ３７は、位相比較器３６により検出された位相誤差信号を平滑化する。
　ＶＣＯ３８は、ループフィルタ３７により平滑化された位相誤差信号に応じて、ビート信号の周波数を移相器３５により位相が調整された電気信号の周波数と一致させるための信号を生成する。ここで生成される信号は、素子ユニット部３の位相変調器２３へ出力される。
　図３は、実施の形態１に係る光出力ユニット６の模式図である。図３が示すとおり光出力ユニット６は、アレイ状に配置された複数の光出力端を有し、対象衛星に向けて光を出力する。具体的に光出力ユニット６は、複数の第一光出力部２６と、少なくとも一つの第二光出力部２７と、を有する。第一光出力部２６の個数は、素子ユニット部３の個数と等しい。
　第一光出力部２６は、素子ユニット部３から出力された光を空間へ出力する。第一光出力部２６が空間へ出力する光は、位相誤差検出部５から素子ユニット部３へ出力された光である。
　第二光出力部２７は、パルス光源３９から出力された光を空間へ出力する。
　パルス光源３９は、基準光源部１から出力される光とは異なる波長のパルス光を出力する。
　光受信部２８は、対象衛星で反射された反射光を受信する。受信される反射光は、光分波部２９へ出力される。光受信部２８は、例えば大型望遠鏡であってよい。
　光分波部２９は、入力された光の波長に応じて出力先を変えるよう、出力側の光路を分離する。第一光出力部２６から出力され対象衛星で反射された反射光は第一光検出部３０へ出力する。第二光出力部２７から出力され対象衛星で反射された反射光は第二光検出部３１へ出力する。光分波部２９は、例えばダイクロイックミラーであってよい。
　第一光検出部３０は、光分波部２９から出力された反射光を電気信号に変換する。この電気信号は、初期捕捉用の信号として、第二信号処理部９へ出力される。第一光検出部３０は、例えばＣＣＤイメージセンサであってよい。
　第二光検出部３１は、光分波部２９から出力された反射光を電気信号に変換する。この電気信号は、衛星測距用の信号として、第一信号処理部８へ出力される。第二光検出部３１は、例えばフォトンカウンティング検出器であってよい。
　第一信号処理部８は、パルス光源３９からのトリガ信号と第二光検出部３１からの電気信号との時間差から、対象衛星までの距離を算出する。算出された対象衛星についての距離情報は、リアルタイムの衛星軌道情報として、衛星軌道入力インターフェース１０へ出力される。また第一信号処理部８は、算出された距離情報に基づいて、自局の軌道位置を制御するための制御信号を生成する。ここで生成された制御信号は、情報出力インターフェース１２へ出力される。
　第二信号処理部９は、第一信号処理部８と第二光検出部３１とから得られる衛星の位置情報、及び衛星軌道入力インターフェース１０により出力される公（おおやけ）の衛星軌道情報により、ビームの照射方向制御信号を生成する。生成される照射方向制御信号は、ジンバル１１と移相器３５と、それぞれへ出力される。ジンバル１１へ出力された照射方向制御信号は、粗追尾用として使用される。また移相器３５へ出力された照射方向制御信号は、精追尾用として使用される。
　衛星軌道入力インターフェース１０は、外部から公の衛星軌道情報を受け取る。前述のとおり公の衛星軌道情報は、例えばＴＬＥのフォーマットで表現されている。公の衛星軌道情報は、第二信号処理部９へ出力される。
　ジンバル１１は、第二信号処理部９からの制御信号に基づいて、光出力ユニット６を搭載している望遠鏡のアジマスとエレベーションとを制御し、出力光の走査を行う。ここで、アジマスとエレベーションとは、観測者から見た衛星の位置の表現方法の一つである。アジマスは、衛星の方位角である。エレベーションは衛星の仰角である。
　情報出力インターフェース１２は、第一信号処理部８より出力された自局の軌道位置を制御するための制御信号に基づいて、自局の駆動機構へ制御信号を出力する。自局の駆動機構は、例えばエンジンであってよい。
　実施の形態１に係る第一信号処理部８及び第二信号処理部９の作用は、以下の図４及び図５に沿った説明により明らかになる。図４Ａは、実施の形態１に係る測距機能を備える衛星減速装置がスパイラルサーチにより対象衛星を捕捉する模式図である。図４Ｂは、実施の形態１に係る第二信号処理部９の作用例を示すフローチャートである。図５Ａは、実施の形態１に係る測距機能を備える衛星減速装置の照射動作を示した模式図である。また図５Ｂは、実施の形態１に係る第一信号処理部８の作用例を示すフローチャートその１である。
　図４Ａが示すように実施の形態１に係る測距機能を備える衛星減速装置は、例えばスパイラルスキャンによって対象衛星の初期捕捉を行う。スパイラルスキャンは、ジンバル１１の制御及び各ビームの相対位相制御によりビームを走査し、実現できる。ビームを走査する範囲は、不定範囲であってよい。不定範囲に対象衛星が存在すれば、照射されたビームは対象衛星に反射し、反射光が到来する。第一光検出部３０は、反射光を取得する。前述のとおり第一光検出部３０は、光分波部２９から出力された反射光を電気信号に変換する。変換された電気信号は、対象衛星の位置情報として第二信号処理部９へ出力される。
　図４Ｂが示すように第二信号処理部９の処理工程は、第一光検出部３０より送られた対象衛星の位置情報を取得するステップ（ＳＴ４１）と、取得した位置情報と衛星軌道入力インターフェース１０からの衛星軌道情報とを比較するステップ（ＳＴ４２）と、ポインティング補正が必要か否かを判断するステップ（ＳＴ４３）と、移相器３５とジンバル１１とを制御するステップ（ＳＴ４４）と、を有する。
　ＳＴ４３でポインティング補正が不要と判断された場合に第二信号処理部９は、公の衛星軌道情報に基づくジンバル１１の制御を継続する。ＳＴ４３でポインティング補正が必要と判断された場合に第二信号処理部９は、移相器３５及びジンバル１１の制御信号を出力し、初期捕捉及び追尾を行う。
　実施の形態１に係る測距機能を備える衛星減速装置は、上記のとおりジンバル１１の機械制御のほか、各ビームの位相制御が可能である。各ビームの位相制御は電子走査による指向角制御を可能とし、高速なスキャンを実現できる、という効果を奏する。
　図５Ａが示すように実施の形態１に係る測距機能を備える衛星減速装置は、光出力ユニット６より測距用パルスレーザと、衛星減速用のビームと、を出力する。測距用パルスレーザの波長は、λ０とする。衛星減速用のビームの波長は、λ１とする。すなわち測距用パルスレーザと衛星減速用のビームとは、波長が異なる。
　衛星減速用のビームは、デブリに向けて照射されプラズマアブレーションによりデブリを減速させる。
　一方、測距用のパルスレーザは、対象衛星で反射し、光受信ユニット７で受信される。光受信ユニット７は、光出力ユニット６と同局に配置されてよい。前述のとおり第一信号処理部８は、パルスレーザのトリガ信号と衛星からの反射光到来のタイミングの時間差により衛星との距離を算出する。このように光の飛行時間を利用して物体との距離を測定する技術は、Ｔｉｍｅ　ｏｆ　Ｆｌｉｇｈｔ技術（以降「ＴｏＦ技術」）と称される。
　図５Ｂが示すとおり第一信号処理部８の処理工程は、パルスレーザのトリガ信号を取得するステップ（ＳＴ５１）と、対象衛星からの反射光を取得するステップ（ＳＴ５２）と、Ｔｉｍｅ　ｏｆ　Ｆｌｉｇｈｔにより対象衛星までの距離を算出するステップ（ＳＴ５３）と、位置情報を出力するステップ（ＳＴ５４）と、を有する。
　実施の形態１に係る測距機能を備える衛星減速装置は上記構成を備えるため、対象衛星が軌道変更をした後も軌道情報を取得し続けられる、という効果を奏する。
　実施の形態１に係る測距機能を備える衛星減速装置は、光出力ユニット６を地上に配置されてもよいし、軌道衛星に局を設けてそこに配置されてもよい。実施の形態１に係る測距機能を備える衛星減速装置は、軌道衛星に局を設けて配置すれば、測距の結果に基づいてデブリに接近し、効率的にアブレーションを実施することができる。
　図６は、実施の形態１に係る第一信号処理部８の作用例を示すフローチャートその２である。本開示技術に係るアブレーション発現に必要な条件演算とアブレーションによる軌道変更の効果は、以下の図６に沿った説明により明らかになる。
　以下に示す式（１）は、アブレーションを発現させる条件を表している。
Figure JPOXMLDOC01-appb-I000001
ここでＥｐはパルスエネルギーを、λは波長を、Ｍ２はビーム品質を、Ｄは出力ビーム径を、Ｌは衛星との距離を、Ｆｔｈはアブレーション発現閾値を、それぞれ表す。プラズマアブレーションによる軌道変更は、衛星に照射されるビームがアブレーションを発現させる条件式（１）を満たしている必要がある。
　式（１）において、パルスエネルギー（Ｅｐ）と、波長（λ）と、ビーム品質（Ｍ２）と、出力ビーム径（Ｄ）とは、構成機器の仕様によって決定される。よって、衛星との距離（Ｌ）が、アブレーション発現のための変数パラメータとなる。
　本開示技術に係る測距機能を備える衛星減速装置は、測距機能により衛星との距離（Ｌ）を算出し、アブレーション発現条件を満たしているか否かを確認する。アブレーション発現条件が満たされているとき、本開示技術に係る測距機能を備える衛星減速装置は、ビーム照射を開始するようにプログラムされてよい（図６のＳＴ６１で示されるステップで「なし」が選択された場合）。アブレーション発現条件が満たされていないとき、本開示技術に係る測距機能を備える衛星減速装置は、対象衛星に接近するようにプログラムされてよい（図６のＳＴ６１で示されるステップで「あり」が選択された場合）。対象衛星への接近は、例えば第一信号処理部８から情報出力インターフェース１２へ制御信号を送り、その制御信号に基づいてエンジン等の駆動機構を動かすことによって実現されてよい（図６のＳＴ６２で示されるステップ）。
　図７は、実施の形態１に係る第一信号処理部８の作用例を示すフローチャートその３である。図７は、特にアブレーションによる軌道変更効果を検証するときの第一信号処理部８の作用を示している。
　以下に示す式（２）は、衛星の速度と周回軌道半径との関係を表している。
Figure JPOXMLDOC01-appb-I000002
ここでΔｒは周回軌道半径の変化を、Δｖは衛星が速度の変化を、それぞれ表す。またΔｒの単位は［ｋｍ］であり、Δｖの単位は［ｍ／ｓ］である。
　本開示技術に係る測距機能を備える衛星減速装置は、測距によって得られた減速後の軌道情報を第一信号処理部８へ入力し、入力された実測値と式（２）で与えられる計算値とを比較するようプログラムされてよい（図７のＳＴ７１で示されるステップ）。また本開示技術に係る測距機能を備える衛星減速装置は、ＳＴ７１で比較した実測値と計算値とから誤差情報を算出するようにプログラムされてよい（図７のＳＴ７２で示されるステップ）。このようにプログラムされることにより、本開示技術に係る測距機能を備える衛星減速装置は、実測値に基づいたビームアブレーションの軌道変更効果を確認できる。
　実施の形態１に係る測距機能を備える衛星減速装置は上記構成を備えるため、実測値に基づいたビームアブレーションの軌道変更効果を確認できる。このことにより実施の形態１に係る測距機能を備える衛星減速装置は、軌道情報が精確ではない衛星に対しても、確実に減速させることができる、という効果を奏する。
　本開示技術はスペースデブリ焼滅装置に適用でき、産業上の利用可能性を有する。
　１　基準光源部、　２　信号分配部、　３　素子ユニット部、　４　光増幅部、　５　位相誤差検出部、　６　光出力ユニット、　７　光受信ユニット、　８　第一信号処理部、　９　第二信号処理部、　１０　衛星軌道入力インターフェース、　１１　ジンバル、　１２　情報出力インターフェース、　２１　光分波器、　２２　信号分配用カプラ、　２３　位相変調器、　２４　光増幅器、　２５　ビームスプリッタ、　２６　第一光出力部、　２７　第二光出力部、　２８　光受信部、　２９　光分波部、　３０　第一光検出部、　３１　第二光検出部、　３２　カプラ、　３３　光検出器、　３４　基準信号発生源、　３５　移相器、　３６　位相比較器、　３７　ループフィルタ、　３８　ＶＣＯ、　３９　パルス光源。

Claims (2)

  1. 　パルス光源と、
    　前記パルス光源から出力された光を空間へ出力する第二光出力部と、
    　前記第二光出力部から出力され対象衛星で反射された反射光を電気信号に変換する第二光検出部と、
    　前記パルス光源からのトリガ信号と前記第二光検出部からの前記電気信号との時間差から、前記対象衛星までの距離を算出する第一信号処理部と、
    を含む測距機能を備える衛星減速装置。
  2. 　さらに光出力ユニットと、を含み
    　前記光出力ユニットは、アレイ状に配置された複数の光出力端を有し、
    　前記光出力端のうち一部は衛星減速用の第一光出力部であって、もう一部は前記第二光出力部である請求項１に記載の測距機能を備える衛星減速装置。
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Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2020152744A1 (ja) * 2019-01-21 2020-07-30 スカパーＪｓａｔ株式会社 宇宙機、制御システム

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3943374A1 (de) * 1989-12-30 1991-07-04 Deutsche Forsch Luft Raumfahrt Verfahren und einrichtung zum entfernen von weltraumtruemmern
JPH09318743A (ja) * 1996-05-30 1997-12-12 Toshiba Corp 距離測定装置
JP2010127818A (ja) * 2008-11-28 2010-06-10 Mitsubishi Electric Corp レーザー照射装置
CN102781781B (zh) * 2009-11-25 2015-04-08 普罗斯空气空间公司 不稳定空间碎片的稳定
JP6233606B2 (ja) * 2015-08-04 2017-11-22 日本電気株式会社 目標識別レーザ観測システム
US20170067996A1 (en) * 2015-09-04 2017-03-09 U.S.A. As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Ground-based laser ranging system for identification and tracking of orbital debris

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2020152744A1 (ja) * 2019-01-21 2020-07-30 スカパーＪｓａｔ株式会社 宇宙機、制御システム

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