WO2023149386A1 - 衛星制御方法 - Google Patents

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WO2023149386A1
WO2023149386A1 PCT/JP2023/002763 JP2023002763W WO2023149386A1 WO 2023149386 A1 WO2023149386 A1 WO 2023149386A1 JP 2023002763 W JP2023002763 W JP 2023002763W WO 2023149386 A1 WO2023149386 A1 WO 2023149386A1
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mission
orbit
platform
control method
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敦 田中
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ＳｋｙＤｅｅｒ株式会社
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    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
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    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements

Definitions

  • the present invention relates to a satellite control method.
  • a satellite has a platform unit that has basic functions such as a power supply system (power generation function, power control function), an attitude orbit control system (propulsion function, attitude orbit control function), and a thermal control function, and a mission unit that performs a predetermined mission. It is manufactured with integrated functions and operated in outer space. It is known that an artificial satellite that has reached its expiration date is discarded as a whole. Further, in the case of an artificial satellite orbiting a geostationary orbit, it is known to transfer the artificial satellite to an orbit called a graveyard orbit and discard it (see, for example, Patent Document 1). Further, it is known that when a satellite fails to perform a predetermined mission due to a failure in either the power supply system or the attitude orbit control system on orbit, the satellite is scrapped as a whole.
  • the present invention has been made in view of these points, and provides a satellite control method that can reduce the cost of purchasing, remanufacturing, operating, etc. of an artificial satellite by reusing or making effective use of usable parts. intended to
  • a satellite control method of the present invention for solving the above problems is a satellite control method for orbiting in a first orbit in combination with a first mission satellite, and providing power for the first mission satellite to perform a mission in the first orbit.
  • the separating step may include separating the first mission satellite from the platform satellite and injecting the first mission satellite into an orbit for entry into the atmosphere.
  • the platform satellite may be moved to another orbit different from the first orbit to separate the first mission satellite.
  • the method of the present invention in a state in which the platform satellite is coupled with the first mission satellite, the second mission satellite, or the third mission satellite different from the second mission satellite, the platform satellite, It may further comprise the step of moving to a trajectory different from the first trajectory.
  • the platform satellite has a power generator, and the first mission satellite and the second mission satellite do not have a power generator, are detachably coupled to the platform satellite, and are powered by the platform satellite.
  • the first mission satellite and/or the second mission satellite has a power supply system and/or an attitude orbit control system and is detachably coupled to the platform satellite, and the first mission satellite and/or the second mission satellite If there is a failure in the power supply system of the satellite, power may be supplied from the platform satellite.
  • the first mission satellite and/or the second mission satellite has a power supply system and/or an attitude orbit control system, and the power supply system and/or the attitude orbit control system fails on the first orbit.
  • a mission satellite and/or said second mission satellite and said platform satellite may be coupled.
  • the platform satellite may be discarded while the first mission satellite is coupled to the platform satellite.
  • the satellite control method of the present invention is such that the first mission satellite orbits in the geostationary orbit, which is the first orbit, and the power for the first mission satellite to execute a mission in the geostationary orbit is supplied to the first orbit.
  • an orbital descent step of moving a platform satellite to supply one mission satellite to a second orbit closer to the earth than the first orbit; and a separation step of separating the first mission satellite from the platform satellite in the second orbit.
  • the satellite control method of the present invention orbits in conjunction with a first mission satellite on a first orbit, and supplies power to the first mission satellite for the first mission satellite to perform a mission in the first orbit.
  • FIG. 1 is a block diagram showing the configuration of a satellite utilization system; FIG. It is a figure which shows the structure of an artificial satellite. It is a figure which shows the state which the artificial satellite is going around the geostationary orbit.
  • FIG. 4 is a diagram showing the movement of satellites according to the satellite control method of the embodiment of the present invention; It is a block diagram which shows the structure of a satellite management apparatus.
  • 1 is a flow diagram of a satellite control method;
  • FIG. FIG. 4 is a diagram showing motion of another satellite according to the satellite control method of the embodiment of the present invention;
  • FIG. 4 is a diagram showing motion of another satellite according to the satellite control method of the embodiment of the present invention;
  • FIG. 1 is a block diagram showing the configuration of the satellite utilization system S100.
  • FIG. 2 is a diagram showing the configuration of the artificial satellite 1.
  • FIG. 3 is a diagram showing a state in which the artificial satellite 1 is orbiting the geostationary orbit 101. As shown in FIG.
  • the satellite utilization system S100 of this embodiment includes an artificial satellite 1 and a satellite management device 2 on the ground.
  • the artificial satellite 1 has a platform satellite P and a mission satellite M.
  • Mission satellite M is a satellite detachably coupled to platform satellite P.
  • the satellite 1 moves between the geostationary orbit 101 (see FIG. 3), which is the first orbit, and the geostationary transfer orbit 102, which is the second orbit.
  • a geostationary orbit (GEO) 101 is a circular orbit whose altitude from the surface of the earth 10 is approximately 36,000 km above the equator.
  • a geostationary transfer orbit 102 (GTO) is an orbit into which the artificial satellite 1 is temporarily injected before the artificial satellite 1 launched from the earth 10 moves to the geostationary orbit 101 .
  • the geostationary transfer orbit 102 is an elliptical orbit whose perigee is at a lower altitude than the geostationary orbit 101 .
  • FIG. 4 is a diagram illustrating satellite motion according to the satellite control method of the embodiment of the present invention.
  • the first mission satellite M1 which has reached the expiration date, is separated from the platform satellite P, and the second mission satellite M2 launched from the earth is newly coupled to the platform satellite P.
  • a satellite control method will be described.
  • the artificial satellite 1 orbiting the geostationary orbit 101 is moved to the geostationary transfer orbit 102, which is a second orbit closer to the earth than the geostationary orbit 101 ((1 in FIG. 4). ) and (2)).
  • the first mission satellite M1 is separated from the platform satellite P of artificial satellite 1.
  • the platform satellite P is not coupled to the mission satellite M ((3) in FIG. 4).
  • a second mission satellite M2 scheduled to be coupled to the platform satellite P is launched from the ground and injected into the geostationary transfer orbit 102 ((4) in FIG. 4).
  • the platform satellite P moves toward the second mission satellite M2 on the geostationary transfer orbit 102 and couples with the second mission satellite M2 ((5) in FIG. 4).
  • the platform satellite P coupled with the second mission satellite M2 rises again toward the geostationary orbit 101 and continues orbiting on the geostationary orbit 101 ((6) in FIG. 4).
  • the mission satellite M coupled to the platform satellite P can be changed from the first mission satellite M1 to the second mission satellite M2. Instead of disposing of the entire satellite 1 when the deadline expires, only the first mission satellite M1 can be discarded, and the platform satellite P can continue to be used with the second mission satellite M2 coupled. can.
  • the artificial satellite 1 has a platform satellite P and a mission satellite M as described above.
  • Platform satellite P is the satellite to which mission satellite M is coupled.
  • the mission satellite M is a satellite that performs a predetermined mission in outer space.
  • the platform satellite P has, as shown in FIG.
  • the platform satellite P also has, for example, structural and integration parts (not shown).
  • the structural part here means a panel or the like necessary for the platform satellite P to maintain its shape.
  • the integration part means a cable, a bracket, and the like.
  • the solar array paddle 31 and the power source unit 32 are collectively called a power supply system
  • the propulsion device 34 and the attitude control device 35 are collectively called an attitude orbit control system.
  • the solar paddle 31 is a power generator that converts sunlight into electric power.
  • the solar array paddle 31 has, for example, a foldable power generation panel that is deployed in outer space.
  • the power supply unit 32 has a battery and a power control device (not shown), and the battery stores the power generated by the solar paddle 31 .
  • the power supply unit 32 supplies power to each unit of the platform satellite P.
  • the power supply unit 32 also supplies power to the mission satellite M coupled to the platform satellite P, as an example.
  • Power supply 32 also provides power to mission satellite M, for example, so that mission satellite M can continue its mission while platform satellite P is orbiting.
  • the platform satellite P supplies power to the mission satellites (first mission satellite, second mission satellite, and so on) so that the mission satellites can execute missions in predetermined orbits. (including the Nth mission satellite coupled to ).
  • the coupling mechanism 33 is a mechanism for coupling the platform satellite P and the mission satellite M.
  • the coupling mechanism 33 specifically has a mechanism for mechanically coupling with the coupling mechanism 41 of the mission satellite M. As shown in FIG.
  • the coupling mechanism 33 operates, for example, based on a control signal from the control unit 37 to switch the coupling state between the platform satellite P and the mission satellite M.
  • FIG. When the mission satellite M is separated from the platform satellite P, the coupling mechanism 33 releases the connection between the platform satellite P and the mission satellite M, thereby separating the mission satellite M from the platform satellite P.
  • the propulsion device 34 is a device that generates a propulsive force for moving the platform satellite P, such as a chemical propulsion device or an electric propulsion device.
  • Chemical propulsion devices are, by way of example, monopropellant or bipropellant thrusters.
  • the electric propulsion device is, by way of example, an ion engine or a Hall thruster engine.
  • the attitude control device 35 is a device for controlling the attitude of the platform satellite P, and has attitude sensors and actuators (not shown).
  • Attitude sensors are devices such as gyroscopes, earth sensors, sun sensors, star trackers and magnetic sensors.
  • Actuators are devices such as momentum wheels, reaction wheels and control moment gyros.
  • the attitude control device 35 has, for example, a device (not shown) that measures the relative distance between the platform satellite P and the mission satellite M flying away from the platform satellite P in outer space.
  • the attitude control device 35 also has a device for measuring the attitude of the mission satellite M, a device for specifying the state of motion of the mission satellite M, and the like.
  • the communication device 36 is, for example, a device that communicates with the communication device 44 of the mission satellite M and the satellite management device 2 on the ground.
  • the communication device 36 transmits various data related to the platform satellite P, for example, to the satellite management device 2 .
  • the communication device 36 may also transmit various data regarding the mission satellites M coupled to the platform satellite P to the satellite manager 2 .
  • the communication device 36 receives various command signals transmitted by the satellite management device 2 .
  • the communication device 36 may transmit the following information to the satellite management device 2 in order to notify the satellite management device 2 that the mission satellite M needs to be replaced.
  • the communication device 36 provides information indicating that the first mission satellite M1 coupled to the platform satellite P has failed, and information indicating that the first mission satellite M1 has expired and operation has ended. , or information indicating that the first mission satellite M1 needs to be replaced.
  • Such information may be directly transmitted by the first mission satellite M1 itself to the satellite management device 2 and/or a mission control device (not shown) on the ground different from the satellite management device 2 .
  • the control unit 37 is a computer that controls the operation of each unit of the platform satellite P.
  • the control unit 37 controls the operation of the coupling mechanism 33 to couple or separate the platform satellite P and the mission satellite M.
  • the control unit 37 also controls the coupling mechanism 33 and the propulsion device 34 to separate the mission satellite M from the platform satellite P such that, as an example, the mission satellite M moves to a fourth orbit that enters the atmosphere.
  • the controller 37 also controls the operation of the propulsion device 34 to move the platform satellite P.
  • platform satellite P moves from geostationary transfer orbit 102 to geostationary orbit 101 and from geostationary transfer orbit 102 to geostationary orbit 101 .
  • the fourth orbit is the orbit for re-entering the atmosphere of the mission satellite M separated from the platform satellite.
  • There may be.
  • a trajectory in which the separated mission satellite M enters the atmosphere over five years may be used. It does not matter how long it takes for the mission satellite M to enter the atmosphere after it is separated from the platform satellite P.
  • a mode may be adopted in which a fall area is determined and the mission satellite is controlled to plunge into the atmosphere.
  • the mission satellite M separated from the platform satellite P may be put into any orbit. It may be a trajectory.
  • the thermal control unit 38 is a control unit that controls the temperature of devices such as heaters and temperature sensors provided on the platform satellite P, and is controlled by the control unit 37, for example.
  • the mission satellite M has, as shown in FIG.
  • the mission satellite M is, for example, a satellite that performs a mission related to meteorological observation, a mission related to land observation or ocean observation, a mission related to positioning such as a global positioning system (GPS), a mission related to air traffic management, or a mission related to communication.
  • the mission satellite M like the platform satellite P, also has, for example, a structural part and an integration part (not shown).
  • a "mission” is not a temporary mission, such as transferring certain equipment, cargo, or satellites, etc. from a geostationary transfer orbit to a geostationary orbit, but a long-term orbital mission, such as a meteorological observation mission, as described above. It refers to ongoing missions.
  • connection mechanism 41 is a mechanism for connecting the platform satellite P and the mission satellite M.
  • the coupling mechanism 41 has a mechanism for mechanically coupling with the coupling mechanism 33 of the platform satellite P, for example.
  • the mission device 42 is a device for executing the mission that the mission satellite M should perform in outer space, and has various measuring instruments, for example.
  • the power distribution device 43 is a device that supplies power supplied from the platform satellite P to each device provided on the mission satellite M.
  • the communication device 44 is a device that communicates with each of the communication device 36 of the platform satellite P and the mission control device on the ground.
  • the communication device 44 for example, transmits various data obtained by the mission satellite M executing a mission to the platform satellite P and/or the mission control device on the ground.
  • the control unit 45 is a computer that controls the operation of each part of the mission satellite M. Specifically, the control unit 45 controls operations of the coupling mechanism 41, the mission device 42, the power distribution device 43, the communication device 44, the heat control unit 46, and the like.
  • the thermal control unit 46 is a control unit that controls the temperature of equipment such as a heater and a temperature sensor provided on the mission satellite M, and is controlled by the control unit 45, for example.
  • Mission satellite M may not have the capability to communicate with platform satellite P.
  • the control unit 45 controls the operation of the connection mechanism 41, but if the connection mechanism 41 does not have an operable structure, the control unit 45 controls the connection mechanism 41. do not need to be controlled. Specifically, for example, if the coupling mechanism 41 is configured by a structure (for example, a handle) to which the coupling mechanism 33 of the platform satellite P is coupled, control by the control unit 45 is unnecessary.
  • the mission satellite M does not include the solar array paddle 31, the power supply unit 32, the propulsion device 34, and the attitude control device 35.
  • the mission satellite M is configured in this way, there is an advantage that the mission satellite M can be made small and light. Furthermore, since the mission satellite M does not need to perform most of the various post-production/pre-launch tests that have been performed with the conventional technology, it is possible to reduce costs and greatly shorten the development period.
  • the mission satellite M does not have the solar array paddle 31, the power supply unit 32, the propulsion device 34, the attitude control device 35, etc., and the mission satellite M may have these devices. .
  • the mission satellite M equipped with a power supply system (solar battery paddle 31, power supply unit 32) and an attitude orbit control system (propulsion device 34, attitude control device 35) is operated in orbit by the power supply system and/or the attitude orbit control system. may have failed.
  • the platform satellite P is coupled with the second mission satellite M2 launched from the earth.
  • the mission satellite M can be made small and light as described above is advantageous in that the second mission satellite M2, which is coupled to the platform satellite P, can be launched with a smaller rocket.
  • the platform satellite P and the mission satellite M may be launched by the same rocket (not shown) or may be launched by separate rockets.
  • FIG. 5 is a block diagram showing the configuration of the satellite management device 2. As shown in FIG.
  • the satellite management device 2 is a device placed on the ground and has a communication section 21 , a storage section 22 and a control section 23 .
  • the communication unit 21 communicates with the artificial satellite 1. Specifically, the communication unit 21 receives signals transmitted from the platform satellite P of the artificial satellite 1 and transmits various command signals to the platform satellite P.
  • FIG. 1 A block diagram illustrating an exemplary computing environment in accordance with the present disclosure.
  • the storage unit 22 is a storage medium that stores various data, and includes a ROM (Read Only Memory), a RAM (Random Access Memory), a hard disk, and the like.
  • the storage unit 22 stores computer programs executed by the control unit 23 .
  • the control unit 23 has a CPU (Central Processing Unit) and the like.
  • the control unit 23 functions as a data acquisition unit 24 , a condition determination unit 25 , a signal generation unit 26 and a transmission unit 27 by executing computer programs stored in the storage unit 22 .
  • the data acquisition unit 24 receives signals transmitted from the platform satellite P via the communication unit 21 and acquires various data.
  • the condition determination unit 25 is a functional unit that determines various conditions regarding the operation of the platform satellite P and the mission satellite M.
  • the condition determining unit 25 autonomously determines operating conditions for the platform satellite P and the mission satellite M based on various parameters relating to the operation of the platform satellite P and the mission satellite M, for example.
  • the condition determining unit 25 may also determine operating conditions for the platform satellite P and the mission satellite M by accepting conditions determined by the operator.
  • condition determining unit 25 determines various conditions regarding the operation of the mission satellite M, but the condition determining unit 25 may determine only various conditions regarding the operation of the platform satellite P. good. That is, in the present invention, whether or not the satellite management device 2 controls the mission satellite M is optional.
  • the condition determination unit 25 determines the time slot for starting the movement of the platform satellite P. Specifically, the condition determining unit 25 first determines whether the platform satellite P is stationary based on the first time zone in which the second mission satellite M2 scheduled to be coupled to the platform satellite P should reach the geostationary orbit 101. A second time period to reach the transfer trajectory 102 is determined. Then, the condition determination unit 25 determines a third time period for starting the movement of the platform satellite P toward the geostationary transfer orbit 102 based on the second time period.
  • the condition determination unit 25 determines the time period before the first time period as the time period in which the platform satellite P should reach the geostationary transfer orbit 102 (second time period). Then, the condition determining unit 25 sets the time period before the second time period so that the platform satellite P reaches the geostationary transfer orbit 102 in the second time period. A time period (third time period) for starting movement toward the transfer orbit 102 is determined.
  • the platform satellite P and the second mission satellite M2 can be systematically coupled.
  • the condition determination unit 25 also determines a target position to be reached by the platform satellite P when the platform satellite P is lowered to the geostationary transfer orbit 102 .
  • the condition determining unit 25 determines the target position of the platform satellite P based on, for example, the position in the geostationary transfer orbit 102 that the second mission satellite M2 should reach. Specifically, the condition determination unit 25 determines a position that is a distance X [m] away from the second mission satellite M2 as the target position.
  • the signal generation unit 26 generates a command signal including information on various operating conditions determined by the condition determination unit 25 .
  • the signal generator 26 generates various signals related to the operations of the platform satellite P and the mission satellite M. Specifically, for example, a command signal (third command signal).
  • This command signal may contain only information that serves as a trigger for causing the platform satellite P to start a predetermined operation, or information indicating the operating conditions of predetermined equipment (for example, the coupling mechanism 33, etc.) of the platform satellite P. may contain
  • the signal generation unit 26 may also generate a command signal (fourth command signal) for moving the platform satellite P from the geostationary transfer orbit 102 to the geostationary orbit 101 .
  • This command signal may also contain only information serving as a trigger for causing the platform satellite P to start a predetermined operation, or information indicating the operating conditions of predetermined equipment (for example, the propulsion device 34, etc.) of the platform satellite P. may contain
  • the transmission unit 27 transmits the command signal generated by the signal generation unit 26 to the platform satellite P via the communication unit 21 .
  • the transmitting unit 27 may transmit, for example, a command signal for starting the movement of the platform satellite P to the geostationary transfer orbit 102 to the platform satellite P as the first command signal.
  • the first command signal may include information of the target position determined based on the position in the geostationary transfer orbit 102 that the second mission satellite M2 should reach, determined by the condition determination unit 25 .
  • the transmission unit 27 may also transmit a command signal for separating the first mission satellite M1 from the platform satellite P to the platform satellite P as a second command signal.
  • the second command signal may contain information of the operating conditions under which platform satellite P separates first mission satellite M1.
  • the transmission unit 27 also transmits the third command signal and the fourth command signal generated by the signal generation unit 26 to the platform satellite P.
  • each of the first to fourth command signals may include a plurality of commands.
  • FIG. FIG. 6 is a flow diagram of a satellite control method.
  • the platform satellite P to which the first mission satellite M1 is coupled is orbiting the geostationary orbit 101 .
  • the platform satellite P may remain positioned in a predetermined orbit and may be coupled with a mission satellite launched from the earth. .
  • Such a control method is illustrated in FIG.
  • step S1 which is an orbital descent step
  • the platform satellite P is lowered from the geostationary orbit 101 to the geostationary transfer orbit 102 .
  • the platform satellite P receives the first command signal for starting the descent of the platform satellite P transmitted by the satellite management device 2 .
  • the platform satellite P starts moving from the geostationary orbit 101 to the geostationary transfer orbit 102 when it receives this first command signal.
  • the platform satellite P moves to a target position determined based on the position on the geostationary transfer orbit 102 to be reached by the second mission satellite M2, which is included in the first command signal as an example. .
  • the second mission satellite M2 is launched by a rocket from the ground, is put into the geostationary transfer orbit 102, and is positioned at a predetermined position in the geostationary transfer orbit 102 during a predetermined time period.
  • step S2 the platform satellite P separates the first mission satellite M1.
  • the platform satellite P separates the first mission satellite M1 according to the separation operation conditions indicated by this signal.
  • platform satellite P launches first mission satellite M1 into fourth orbit.
  • the first mission satellite M1 is burned in the atmosphere and discarded.
  • step S3 which is a combining step, the platform satellite P from which the first mission satellite M1 has been separated into a single unit moves toward the second mission satellite M2 located at a predetermined position on the geostationary transfer orbit 102. do. Platform satellite P then mates with second mission satellite M2. Platform satellite P is coupled to second mission satellite M2, for example, by mechanically coupling coupling 33 of platform satellite P and coupling 41 of second mission satellite M2.
  • Power is supplied from the platform satellite P to the second mission satellite M2 coupled to the platform satellite P, thereby enabling the second mission satellite M2 to perform a predetermined mission.
  • step S4 which is an orbit raising step (orbit moving step)
  • the platform satellite P coupled with the second mission satellite M2 is raised to the geostationary orbit 101 again.
  • the platform satellite P moves to a predetermined position on the geostationary orbit 101 indicated by the positional information based on the positional information indicating the position in the geostationary orbit 101 where the second mission satellite M2 should be located.
  • the platform satellite P orbits the geostationary orbit 101 with the second mission satellite M2 coupled thereto, and the second mission satellite M2 performs a predetermined mission in the geostationary orbit 101.
  • the platform satellite P descended from the geostationary orbit 101 to the geostationary transfer orbit 102 for coupling with the second mission satellite M2 moves the first mission satellite M1 to the fourth After being injected into orbit, it couples to the next second mission satellite M2 without changing its orbit.
  • Such a method is advantageous in comparison with, for example, platform satellite P moving from geostationary orbit 101 to graveyard orbit and then descending to geostationary transfer orbit 102 for disposal of first mission satellite M1. It requires less fuel for the movement of satellite P and is efficient. In addition, space disposal (to graveyard orbit) can be eliminated.
  • the mission satellite M does not have a power generator or the like, and is detachably coupled to the platform satellite P so that power is supplied from the platform satellite P. Therefore, the mission satellite M can be made small, light, and easy.
  • This embodiment is not limited to the specific aspects described above, and may be modified as follows, for example.
  • the geostationary orbit 101 and the geostationary transfer orbit 102 are illustrated above as the first orbit and the second orbit, the first orbit and the second orbit may be other arbitrary orbits.
  • the first trajectory and the second trajectory may be the same trajectory.
  • the platform satellite P may move the second mission satellite M2 not to the geostationary orbit 101 but to a third orbit different from the first orbit and the second orbit.
  • the third orbit may be, for example, a middle orbit or a quasi-zenith orbit.
  • the satellite launched from the ground is exemplified to move to the first orbit after being injected into the second orbit, but the satellite may be injected directly into the first orbit.
  • the first mission satellite M1 may be separated in the first orbit and then coupled with the second mission satellite M2 without the platform satellite P moving to the second orbit ( See Figure 7).
  • the second mission satellite M2 may be directly injected into the first orbit, or may be injected into the first orbit via the second orbit.
  • the platform satellite P coupled with the second mission satellite M2 may continue to orbit the first orbit, or may be moved to another orbit different from the first orbit.
  • Other trajectories may be, for example, the third trajectory.
  • the first mission satellite M1 is rammed into the atmosphere, but the platform satellite P does not ram the first mission satellite M1 into the atmosphere. Satellite M1 may be separated. Platform satellite P may separate first mission satellite M1, for example, in a graveyard orbit.
  • the graveyard orbit is, for example, an orbit higher than the geostationary orbit by about 200 km to 300 km.
  • each satellite is controlled such that, for example, the satellite management device 2 selects one platform satellite P from among a plurality of platform satellites P and couples the selected platform satellite P with the second mission satellite M2.
  • ⁇ Modification> Method of introducing platform satellite P and mission satellite M into orbit
  • the platform satellite P and the mission satellite M were launched by the same or separate rockets.
  • the introduction of the platform satellite P and the mission satellite M into the geostationary orbit 101 or the geostationary transfer orbit 102 may be carried out by any procedure.
  • the following satellite introduction steps may be used. .
  • this satellite introduction step as an example, after launching the platform satellite P and the first mission satellite M1 by the same or different rockets in a state in which they are not coupled with each other, the platform satellite P and the It is coupled with the first mission satellite M1. Then, the platform satellite P coupled with the first mission satellite M1 is raised from the geostationary transfer orbit 102 to the geostationary orbit 101 .
  • the platform satellite P and the mission satellite M launched by the rocket the platform satellite P is first separated from the rocket and put into the geostationary transfer orbit 102, and then the mission satellite M is separated from the rocket and put into the geostationary transfer orbit 102.
  • the mission satellite M may be launched by a rocket and go around a predetermined orbit to perform a mission. After that, if the power supply system and/or the attitude orbit control system of the mission satellite M fails and a predetermined mission cannot be performed, the platform satellite P is launched by a rocket and the platform satellite P and the mission satellite M are coupled. good. (See Figure 8)
  • the first mission satellite M1 and/or the second mission satellite M2 are coupled to the platform satellite P orbiting the first orbit, but as shown in FIG. has a power supply system and/or an attitude orbit control system, and may be configured to be able to perform a mission independently without receiving power supply from the platform satellite P.
  • the mission satellite M is configured to be detachably coupled to the platform satellite P, and if a failure occurs in the power supply system and/or the attitude start-up control system of the mission satellite M, coupling with the platform satellite P will occur. It may be configured to allow In this case, it can be said that the state in which the mission satellite M and the platform satellite P are combined corresponds to the state (1) in FIG. 4 or the first state in FIG.
  • the step of separating the first mission satellite M1 in (3) of FIG. 4 and FIG. 7 is performed after such a combining step.
  • the mission satellite M and the platform satellite P may be discarded in a combined state.
  • the power supply system of the mission satellite M fails, power may be supplied from the connected platform satellite P.
  • the coupled platform satellite P may be configured to perform attitude orbit control.
  • the platform satellite P moves from the geostationary orbit 101 to the geostationary transfer orbit 102 to separate the first mission satellite M1.
  • the first mission satellite M1 may be replaced by other conditions other than the expiration of the service life. For example, when the platform satellite P detects a failure of the first mission satellite M1 and receives a command signal to separate the first mission satellite M1 from the satellite management device 2, the platform satellite P separates the first mission satellite M1, It may be coupled with a second mission satellite M2 launched from the ground.
  • the platform satellite P separates the first mission satellite M1, and then the second mission satellite M2 joins the platform satellite P.
  • the platform satellite P may move together with the mission satellite M to another orbit such as the fourth orbit.
  • the platform satellite P has a mission satellite M (for example, a first mission satellite M1, a second mission satellite M2, or a third mission satellite different from the second mission satellite). ) are coupled, the platform satellite P may be moved to another orbit, such as the fourth orbit.
  • the third mission satellite may be any mission satellite M that is coupled to the platform satellite P after the second mission satellite M2 has been separated from the platform satellite P, for example.
  • the satellite management device 2 may control the satellites in the following manner. First, the satellite management device 2 selects, from among the plurality of platform satellites P orbiting the geostationary orbit 101, the second platform satellite P2 that can be coupled to the mission satellite M separated from the first platform satellite P1. A movement instruction command signal is transmitted to the 2-platform satellite P2 to move it to a predetermined position where it can be coupled to the mission satellite M. The satellite management device 2 transmits a separation instruction command signal for separating the mission satellite M to the failed first platform satellite P1.
  • the second platform satellite P2 receives the movement instruction command signal from the satellite management device 2 and moves toward the mission satellite M separated from the first platform satellite P1.
  • the first platform satellite P1 receives a separation instruction command signal from the satellite management device 2 and separates the mission satellite M.
  • the second platform satellite P2 is coupled to the mission satellite M so that the mission satellite M can continue to be used in the geostationary orbit 101 .
  • the present application discloses the following inventions: 1. an orbital descent step of moving a platform satellite orbiting in a first orbit coupled with a first mission satellite to a second orbit closer to the earth than the first orbit; a separation step of separating the first mission satellite; a coupling step of coupling the second mission satellite inserted into the second orbit and the platform satellite; an orbit moving step of moving to one orbit or a third orbit different from the first orbit and the second orbit.
  • the separating step may include separating the first mission satellite from the platform satellite and injecting the first mission satellite into an orbit for entry into the atmosphere.
  • the above satellite control method further includes a time zone determination step of determining a time zone during which the platform satellite should reach the second orbit, wherein the time zone determination step includes determining a time zone during which the second mission satellite reaches the first orbit. determining a second time period for the platform satellite to reach the second orbit based on a first time period for the platform satellite to reach the second orbit; determining a third time period to initiate movement toward second orbit, wherein said orbital descent step causes said platform satellite to begin movement toward said second orbit during said third time period. may include steps.
  • the step of lowering the orbit may include moving the platform satellite to a predetermined position on the second orbit determined based on a position on the second orbit to be reached by the second mission satellite.
  • the first orbit is a geostationary orbit
  • the second orbit is a geostationary transfer orbit
  • the orbit descending step initiates movement of the platform satellite to the geostationary transfer orbit, as transmitted by a satellite manager on the ground.
  • the platform satellite may initiate movement from the geostationary orbit to the geostationary transfer orbit when the platform satellite receives a first command signal to.
  • the orbit moving step moves the platform satellite coupled with the second mission satellite to a predetermined position on the first orbit based on position information indicating the position where the second mission satellite should be positioned on the first orbit.
  • a step of moving may be included.
  • the first orbit is a geostationary orbit
  • the second orbit is a geostationary transfer orbit
  • the separating step includes a first mission satellite transmitted by a satellite management device on the ground for separating the first mission satellite from the platform satellite.
  • the platform satellite may detach the first mission satellite based on two command signals.
  • the combining step comprises combining the platform satellite with the second mission satellite based on a third command signal transmitted by a satellite management device on the ground for combining the second mission satellite and the platform satellite. may contain.
  • the first orbit is a geostationary orbit
  • the second orbit is a geostationary transfer orbit
  • the orbit movement step moves the platform satellite from the geostationary transfer orbit to the geostationary orbit transmitted by a satellite management device on the ground. moving said platform satellite to said geostationary orbit based on a fourth command signal to cause said platform satellite to move to said geostationary orbit;
  • the platform satellite in a state where the platform satellite is coupled with the second mission satellite or a third mission satellite different from the second mission satellite, the platform satellite is put into an orbit for entering the atmosphere. It may further have a step of moving.
  • the platform satellite has a power generator, and the first mission satellite and the second mission satellite do not have a power generator, are detachably coupled to the platform satellite, and are powered by the platform satellite.
  • the above satellite control method includes launching the platform satellite and the first mission satellite into the second orbit by the same or different rockets in a state in which they are not coupled with each other, and then launching the platform satellite and the first mission satellite into the second orbit.
  • the method may further include a satellite introduction step of combining with one mission satellite and moving the platform satellite and the first mission satellite from the second orbit to the first orbit.
  • a notification step may be further included in which the platform satellite or the first mission satellite transmits at least one of information indicating that an exchange is required to a satellite management device on the ground.
  • Satellite management device 10 Earth 21 Communication unit 22 Storage unit 23 Control unit 24 Data acquisition unit 25 Condition determination unit 26 Signal generation unit 27 Transmission unit 31 Solar paddle 32 Power supply unit 33 Coupling mechanism 34 Propulsion device 35 Attitude control device 36 communication device 37 control unit 41 coupling mechanism 42 mission device 43 power distribution device 44 communication device 45 control unit 101 geostationary orbit 102 geostationary transfer orbit M mission satellite M1 first mission satellite M2 second mission satellite P platform satellite P1 first platform satellite P2 2nd platform satellite S100 Satellite utilization system

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Abstract

人工衛星の購入／再製作／運用等のコストを抑えることができる衛星制御方法を提供する。本発明の衛星制御方法は、第１軌道上を第１ミッション衛星Ｍ１と結合して周回し、前記第１ミッション衛星が前記静止軌道においてミッションを実行するための電力を前記第１ミッション衛星に対して供給するプラットフォーム衛星Ｐから前記第１ミッション衛星Ｍ１を分離させる分離ステップと、前記第１軌道に投入された第２ミッション衛星Ｍ２と前記プラットフォーム衛星Ｐとを結合させる結合ステップと、前記第２ミッション衛星Ｍ２と結合した前記プラットフォーム衛星Ｐを前記第１軌道において周回させるか、又は、前記第１軌道とは異なる他の軌道に移動させる結合後ステップとを有する。

Description

衛星制御方法
　本発明は、衛星制御方法に関する。
従来、人工衛星は電源系（発電機能、電力制御機能）、姿勢軌道制御系（推進機能、姿勢軌道制御機能）、熱制御機能などの基本的機能を有するプラットフォーム部と、所定のミッションを行うミッション機能とが一体となって製造され、宇宙空間で運用される。そして、使用期限が到来した人工衛星は一体のまま全体を廃棄することが知られている。また、静止軌道を周回している人工衛星の場合、人工衛星を墓場軌道と呼ばれる軌道に移送して廃棄することが知られている（例えば、特許文献１を参照）。また、人工衛星は軌道上で電源系、姿勢軌道制御系のいずれかに故障が発生して所定のミッションを行えなくなると、人工衛星は一体のまま全体を廃棄することが知られている。
米国特許第１０５１３３５２号
　従来の技術では、人工衛星の使用期限が到来した場合に、例えば人工衛星の制御部、推進装置、電源部などはまだ利用可能であるにも関わらず人工衛星全体が廃棄されるため、人工衛星の購入コスト及び運用等のコストが高いという問題があった。
　あるいは、軌道上で電源系、姿勢軌道制御系のいずれかに故障が発生して所定のミッションを行えなくなった場合に、ミッション機能がまだ利用可能であるにも関わらず人工衛星全体が廃棄されるため、人工衛星の再製作のコストが高いという問題があった。
　そこで、本発明はこれらの点に鑑みてなされたものであり、使用可能部分の再利用、あるいは有効利用により人工衛星の購入／再製作／運用等のコストを抑えることができる衛星制御方法を提供することを目的とする。
　上記課題を解決するための本発明の衛星制御方法は、第１軌道上を第１ミッション衛星と結合して周回し、前記第１ミッション衛星が前記第１軌道上においてミッションを実行するための電力を前記第１ミッション衛星に対して供給するプラットフォーム衛星から前記第１ミッション衛星を分離させる分離ステップと、前記第１軌道に投入された第２ミッション衛星と前記プラットフォーム衛星とを結合させる結合ステップと、前記第２ミッション衛星と結合した前記プラットフォーム衛星を前記第１軌道において周回させるか、又は、前記第１軌道とは異なる他の軌道に移動させる結合後ステップと、を有する。
　前記分離ステップは、前記第１ミッション衛星を前記プラットフォーム衛星から分離して前記第１ミッション衛星を大気圏へ突入させるための軌道に投入するステップを含んでもよい。
　前記分離ステップでは、前記プラットフォーム衛星を前記第１軌道と異なる他の軌道に移動させ、前記第１ミッション衛星を分離させてもよい。
　本発明の方法は、前記プラットフォーム衛星に前記第１ミッション衛星、又は、前記第２ミッション衛星、又は、前記第２ミッション衛星とは異なる第３ミッション衛星が結合された状態で、前記プラットフォーム衛星を、前記第１軌道とは異なる軌道に移動させるステップをさらに有してもよい。
　前記プラットフォーム衛星は、発電装置を有し、前記第１ミッション衛星及び前記第２ミッション衛星は発電装置を有さず、前記プラットフォーム衛星に対して着脱自在に結合され、前記プラットフォーム衛星から電力が供給されてもよい。
　前記第１ミッション衛星及び／又は前記第２ミッション衛星は電源系及び／又は姿勢軌道制御系を有するとともに前記プラットフォーム衛星に対して着脱自在に結合され、前記第１ミッション衛星及び／又は前記第２ミッション衛星における電源系に故障がある場合は、前記プラットフォーム衛星から電力が供給されるよう構成してもよい。
　前記第１ミッション衛星及び／又は前記第２ミッション衛星は電源系及び／又は姿勢軌道制御系を有するとともに、前記第１軌道上で電源系及び／又は姿勢軌道制御系に故障が発生した前記第１ミッション衛星及び／又は前記第２ミッション衛星と前記プラットフォーム衛星とを結合させるよう構成してもよい。
　前記プラットフォーム衛星に前記第１ミッション衛星が結合された状態で、前記プラットフォーム衛星を廃棄してもよい。
　また、本発明の衛星制御方法は、第１軌道である静止軌道上を第１ミッション衛星と結合して周回し、前記第１ミッション衛星が前記静止軌道においてミッションを実行するための電力を前記第１ミッション衛星に対して供給するプラットフォーム衛星を、前記第１軌道よりも地球に近い第２軌道に移動させる軌道降下ステップと、前記第２軌道において前記プラットフォーム衛星から前記第１ミッション衛星を分離させる分離ステップと、前記第２軌道に投入された第２ミッション衛星と前記プラットフォーム衛星とを結合させる結合ステップと、前記第２ミッション衛星と結合した前記プラットフォーム衛星を前記第１軌道、又は、前記第１軌道及び前記第２軌道とは異なる第３軌道に移動させる軌道移動ステップと、を有する。
　さらに、本発明の衛星制御方法は、第１軌道上を第１ミッション衛星と結合して周回し、前記第１ミッション衛星が前記第１軌道においてミッションを実行するための電力を前記第１ミッション衛星に対して供給するプラットフォーム衛星を、前記第１軌道よりも地球に近い第２軌道に移動させる軌道降下ステップと、前記第２軌道において前記プラットフォーム衛星から前記第１ミッション衛星を分離させる分離ステップと、前記第２軌道に投入された第２ミッション衛星と前記プラットフォーム衛星とを結合させる結合ステップと、前記第２ミッション衛星と結合した前記プラットフォーム衛星を前記第１軌道、又は、前記第１軌道及び前記第２軌道とは異なる第３軌道に移動させる軌道移動ステップと、を有する。
　本発明によれば、人工衛星の購入／再製作／運用等のコストを抑えることができる衛星制御方法を提供できるという効果を奏する。
衛星利用システムの構成を示すブロック図である。 人工衛星の構成を示す図である。 人工衛星が静止軌道を周回している状態を示す図である。 本発明の実施形態の衛星制御方法にしたがった衛星の動きを示す図である。 衛星管理装置の構成を示すブロック図である。 衛星制御方法のフロー図である。 本発明の実施形態の衛星制御方法にしたがった他の衛星の動きを示す図である。 本発明の実施形態の衛星制御方法にしたがった他の衛星の動きを示す図である。
　以下、本発明の実施の形態について図面を参照しながら説明する。実施の形態及び図面において同一又は対応する要素には同一又は対応する符号を付し、重複する説明は適宜に省略又は簡略化する。図１は、衛星利用システムＳ１００の構成を示すブロック図である。図２は、人工衛星１の構成を示す図である。図３は、人工衛星１が静止軌道１０１を周回している状態を示す図である。
　本実施形態の衛星利用システムＳ１００は、人工衛星１と、地上の衛星管理装置２とを備える。人工衛星１は、プラットフォーム衛星Ｐとミッション衛星Ｍとを有する。ミッション衛星Ｍは、プラットフォーム衛星Ｐに対して分離可能に結合する衛星である。
　以下の説明では、人工衛星１が、第１軌道である静止軌道１０１（図３参照）と、第２軌道である静止トランスファー軌道１０２との間を移動することを例示する。静止軌道１０１（Ｇｅｏｓｔａｔｉｏｎａｒｙ　Ｏｒｂｉｔ、ＧＥＯ）は、地球１０の地表からの高度が赤道上約３６，０００ｋｍの円軌道である。静止トランスファー軌道１０２（ＧＴＯ：Ｇｅｏｓｔａｔｉｏｎａｒｙ　Ｔｒａｎｓｆｅｒ　Ｏｒｂｉｔ）は、地球１０から打ち上げられた人工衛星１が静止軌道１０１に移動する前に、人工衛星１が一時的に投入される軌道である。静止トランスファー軌道１０２は、静止軌道１０１よりも近地点が低高度の楕円軌道である。
［本実施形態の衛星制御方法の概要］
　衛星利用システムＳ１００の詳細を説明する前に、図４を参照して本実施形態の衛星制御方法の概要を説明する。図４は、本発明の実施形態の衛星制御方法にしたがった衛星の動きを示す図である。以下では、例えば使用期限が到来した第１ミッション衛星Ｍ１がプラットフォーム衛星Ｐから分離され、地球から打ち上げられた第２ミッション衛星Ｍ２が新たにプラットフォーム衛星Ｐに結合されることを例として本実施形態の衛星制御方法について説明する。
　本実施形態の衛星制御方法では、まず、静止軌道１０１を周回している人工衛星１を、静止軌道１０１よりも地球に近い第２軌道である静止トランスファー軌道１０２に移動させる（図４の（１）及び（２））。
　次いで、人工衛星１のプラットフォーム衛星Ｐから第１ミッション衛星Ｍ１を分離する。これにより、プラットフォーム衛星Ｐはミッション衛星Ｍが結合されていない状態となる（図４の（３））。プラットフォーム衛星Ｐに結合される予定の第２ミッション衛星Ｍ２は、地上から打ち上げられ、静止トランスファー軌道１０２に投入される（図４の（４））。
　次いで、プラットフォーム衛星Ｐは、静止トランスファー軌道１０２上を第２ミッション衛星Ｍ２に向かって移動し、第２ミッション衛星Ｍ２と結合する（図４の（５））。
　その後、第２ミッション衛星Ｍ２が結合したプラットフォーム衛星Ｐは、再び静止軌道１０１に向かって上昇し、静止軌道１０１上での周回を続ける（図４の（６））。
　以上のような衛星制御方法によれば、プラットフォーム衛星Ｐに対して結合されるミッション衛星Ｍを第１ミッション衛星Ｍ１から第２ミッション衛星Ｍ２に変更可能であるため、例えば第１ミッション衛星Ｍ１の使用期限が到来した時点で人工衛星１の全体を廃棄するのではなく、第１ミッション衛星Ｍ１のみを廃棄し、プラットフォーム衛星Ｐは、第２ミッション衛星Ｍ２が結合した状態で継続して使用することができる。
［衛星利用システムＳ１００の詳細な構成］
　人工衛星１は、前述のとおり、プラットフォーム衛星Ｐとミッション衛星Ｍとを有する。プラットフォーム衛星Ｐは、ミッション衛星Ｍが結合される衛星である。ミッション衛星Ｍは、宇宙空間において所定のミッションを行う衛星である。
（プラットフォーム衛星Ｐ）
　プラットフォーム衛星Ｐは、図１に示すように、太陽電池パドル３１、電源部３２、連結機構３３、推進装置３４、姿勢制御装置３５、通信装置３６、制御部３７、及び熱制御部３８を有する。プラットフォーム衛星Ｐは、さらに、例えば構造部及びインテグレーション部（不図示）を有している。ここでいう構造部とは、プラットフォーム衛星Ｐがその形状を維持するために必要なパネル等のことをいう。また、インテグレーション部とは、ケーブルやブラケット等のことをいう。さらに、太陽電池パドル３１、電源部３２をまとめて電源系、推進装置３４、姿勢制御装置３５をまとめて姿勢軌道制御系と呼ぶ。
　太陽電池パドル３１は、太陽光を電力に変換する発電装置である。太陽電池パドル３１は、例えば宇宙空間で展開される折り畳み式の発電パネルを有している。
　電源部３２は、バッテリ及び電力制御装置（不図示）を有し、バッテリは太陽電池パドル３１が発電した電力を蓄電する。電源部３２は、プラットフォーム衛星Ｐの各部に電力を供給する。電源部３２は、一例として、プラットフォーム衛星Ｐに結合されたミッション衛星Ｍに対しても電力を供給する。電源部３２は、例えば、プラットフォーム衛星Ｐが軌道を周回している間、ミッション衛星Ｍがそのミッションを継続できるよう、ミッション衛星Ｍに対しても電力を供給する。このような電源部３２が設けられていることにより、プラットフォーム衛星Ｐは、ミッション衛星が所定の軌道においてミッションを実行するための電力をミッション衛星（第１ミッション衛星、第２ミッション衛星、及びそれ以降に結合される第Ｎミッション衛星を含む）に対して供給する衛星として機能する。
　連結機構３３は、プラットフォーム衛星Ｐとミッション衛星Ｍとを結合させるための機構である。連結機構３３は、具体的には、ミッション衛星Ｍの連結機構４１と機械的に結合する機構を有している。連結機構３３は、例えば制御部３７からの制御信号に基づいて動作し、プラットフォーム衛星Ｐとミッション衛星Ｍとの結合状態を切り替える。プラットフォーム衛星Ｐからミッション衛星Ｍを分離する際、連結機構３３がプラットフォーム衛星Ｐとミッション衛星Ｍとの結合を解除することで、ミッション衛星Ｍがプラットフォーム衛星Ｐから分離される。
　推進装置３４は、プラットフォーム衛星Ｐを移動させるための推進力を発生させる装置であり、例えば化学推進装置又は電気推進装置である。化学推進装置は、一例として、一液又は二液の燃料を用いたスラスタである。電気推進装置は、一例として、イオンエンジン又はホールスラスタエンジンである。
　姿勢制御装置３５は、プラットフォーム衛星Ｐの姿勢を制御するための装置であり、姿勢センサ及びアクチュエータ（不図示）等を有する。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・トラッカ及び磁気センサといった機器である。アクチュエータは、モーメンタムホイール、リアクションホイール及びコントロール・モーメント・ジャイロといった機器である。
　姿勢制御装置３５は、例えば、宇宙空間において、プラットフォーム衛星Ｐと、プラットフォーム衛星Ｐから離れて飛行しているミッション衛星Ｍとの相対距離を計測する機器（不図示）を有している。また、姿勢制御装置３５は、ミッション衛星Ｍの姿勢を計測する機器、及び、ミッション衛星Ｍの運動状態を特定する機器等も有している。
　通信装置３６は、一例としてミッション衛星Ｍの通信装置４４及び地上の衛星管理装置２のそれぞれと通信する装置である。通信装置３６は、衛星管理装置２へ、例えばプラットフォーム衛星Ｐに関する各種のデータを送信する。通信装置３６は、また、衛星管理装置２へ、プラットフォーム衛星Ｐに結合されているミッション衛星Ｍに関する各種のデータを送信してもよい。通信装置３６は、衛星管理装置２が送信した各種のコマンド信号を受信する。
　通信装置３６は、例えば、衛星管理装置２に対してミッション衛星Ｍの交換が必要なことを通知するために、下記の情報を衛星管理装置２に送信してもよい。具体的には、通信装置３６は、プラットフォーム衛星Ｐに結合している第１ミッション衛星Ｍ１が故障したことを示す情報、第１ミッション衛星Ｍ１の使用期限が到来し運用が終了したことを示す情報、又は第１ミッション衛星Ｍ１の交換が必要であることを示す情報のうち少なくともいずれかを衛星管理装置２に送信する。なお、こうした情報は、第１ミッション衛星Ｍ１自体が、衛星管理装置２及び／又は衛星管理装置２とは異なる地上のミッション制御装置（不図示）へ直接送信してもよい。
　制御部３７は、プラットフォーム衛星Ｐの各部の動作を制御するコンピュータである。例えば、制御部３７は、連結機構３３の動作を制御し、プラットフォーム衛星Ｐとミッション衛星Ｍを結合又は分離させる。制御部３７は、また、連結機構３３及び推進装置３４を制御し、一例としてミッション衛星Ｍが大気圏に突入する第４軌道に移動するように、ミッション衛星Ｍをプラットフォーム衛星Ｐから分離させる。制御部３７は、また、推進装置３４の動作を制御しプラットフォーム衛星Ｐを移動させる。本実施形態では、プラットフォーム衛星Ｐは、静止トランスファー軌道１０２から静止軌道１０１へと移動し、また、静止トランスファー軌道１０２から静止軌道１０１へと移動する。
　なお、第４軌道とは、プラットフォーム衛星から分離されたミッション衛星Ｍを大気圏へ突入させるための軌道のことをいい、ミッション衛星Ｍが最終的に大気圏に突入する軌道であればどのような軌道であってもよい。例えば、分離されたミッション衛星Ｍが５年かけて大気圏へ突入する軌道でもよい。ミッション衛星Ｍがプラットフォーム衛星Ｐから分離されてから大気圏に突入するまでの時間の長短は問わない。落下区域を定めてミッション衛星を制御して大気圏へ突入させる様態であってもよい。なお、プラットフォーム衛星Ｐから分離されたミッション衛星Ｍは、どのような軌道に対して投入されてもよく、その軌道は、一例で第２軌道、又は第１軌道及び第２軌道とは異なる第３軌道であってもよい。
　熱制御部３８は、ヒータと温度センサといったプラットフォーム衛星Ｐに備えられた機器の温度を制御する制御部であり、例えば制御部３７によって制御される。
（ミッション衛星Ｍ）
　ミッション衛星Ｍは、図１に示すように、連結機構４１、ミッション装置４２、電力分配装置４３、通信装置４４、制御部４５及び熱制御部４６を有する。ミッション衛星Ｍは、例えば、気象観測に関するミッション、陸域観測又は海洋観測に関するミッション、全地球測位システム（ＧＰＳ：Ｇｌｏｂａｌ　Ｐｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇ　Ｓｙｓｔｅｍ）など測位に関するミッション、航空交通管理に関するミッション又は通信に関するミッションなどを行う衛星である。ミッション衛星Ｍも、プラットフォーム衛星Ｐと同様、例えば構造部及びインテグレーション部（不図示）を有している。本出願において「ミッション」とは、例えば静止トランスファー軌道から静止軌道へ所定の機器、貨物又は衛星等を移送するといった一時的なミッションではなく、上記のとおり例えば気象観測に関するミッションなど軌道上で長期にわたって継続的に行われるミッションのことをいう。
　連結機構４１は、プラットフォーム衛星Ｐとミッション衛星Ｍとを結合させるための機構である。連結機構４１は、例えば、プラットフォーム衛星Ｐの連結機構３３と機械的に結合する機構を有している。
　ミッション装置４２は、ミッション衛星Ｍが宇宙空間で行うべきミッションを実行するための装置であり、例えば種々の計測機器等を有している。電力分配装置４３は、プラットフォーム衛星Ｐから供給された電力をミッション衛星Ｍに備えられた各機器に供給する装置である。
　通信装置４４は、プラットフォーム衛星Ｐの通信装置３６及び地上のミッション制御装置のそれぞれと通信する装置である。通信装置４４は、例えば、ミッション衛星Ｍがミッションを実行することによって取得した各種データをプラットフォーム衛星Ｐ及び／又は地上のミッション制御装置に送信する。
　制御部４５はミッション衛星Ｍの各部の動作を制御するコンピュータである。制御部４５は、具体的には、連結機構４１、ミッション装置４２、電力分配装置４３、通信装置４４、及び熱制御部４６等の動作を制御する。熱制御部４６は、ヒータと温度センサといったミッション衛星Ｍに備えられた機器の温度を制御する制御部であり、例えば制御部４５によって制御される。
　なお、本実施形態では、通信装置４４と通信装置３６とが通信することを例示しているが、本発明は必ずしもこれに限定されるものではない。ミッション衛星Ｍは、プラットフォーム衛星Ｐと通信する機能を備えていなくてもよい。本実施形態では、制御部４５が連結機構４１の動作を制御することを例示しているが、連結機構４１が動作可能な構造体を有していない場合には、制御部４５は連結機構４１を制御する必要はない。具体的には、例えば、連結機構４１がプラットフォーム衛星Ｐの連結機構３３が結合される構造部（一例でハンドル）によって構成されている場合、制御部４５による制御は不要である。
　ミッション衛星Ｍは、本実施形態ではプラットフォーム衛星Ｐとは異なり、太陽電池パドル３１、電源部３２、推進装置３４、及び姿勢制御装置３５を備えていない。ミッション衛星Ｍがこのように構成されている場合、ミッション衛星Ｍを小型軽量に作製できるという利点ある。さらに、ミッション衛星Ｍは、従来の技術では実施していた製作後／打上げ前の各種試験の内大部分を実施する必要がないため、コスト削減と開発期間の大幅な短縮が可能となる。
　なお、ミッション衛星Ｍが太陽電池パドル３１、電源部３２、推進装置３４、姿勢制御装置３５等を備えていないことは本発明で必須ではなく、ミッション衛星Ｍはこれらの機器を備えていてもよい。
　また、電源系（太陽電池パドル３１、電源部３２）、姿勢軌道制御系（推進装置３４、姿勢制御装置３５）を備えているミッション衛星Ｍが、軌道上で電源系及び／又は姿勢軌道制御系に故障が発生していてもよい。
　本実施形態の衛星利用システムＳ１００では、例えば第１ミッション衛星Ｍ１の使用終了後、プラットフォーム衛星Ｐに対して、地球から打ち上げられた第２ミッション衛星Ｍ２が結合される。ミッション衛星Ｍが上記のように小型かつ軽量に作製できることは、プラットフォーム衛星Ｐに結合される第２ミッション衛星Ｍ２をより小型のロケットで打ち上げることができる点で有利である。
　なお、プラットフォーム衛星Ｐ及びミッション衛星Ｍを打ち上げる際には、プラットフォーム衛星Ｐ及びミッション衛星Ｍは同一のロケット（不図示）によって打ち上げられてもよいし、別々のロケットによって打ち上げられてもよい。
（衛星管理装置２）
　図５は、衛星管理装置２の構成を示すブロック図である。衛星管理装置２は、地上に配置された装置であって、通信部２１、記憶部２２、及び制御部２３を有する。
　通信部２１は、人工衛星１と通信を行う。通信部２１は、具体的には、人工衛星１のプラットフォーム衛星Ｐから送信された信号を受信するとともに、各種のコマンド信号をプラットフォーム衛星Ｐへ送信する。
　記憶部２２は、各種のデータを記憶する記憶媒体であり、ＲＯＭ（Ｒｅａｄ　Ｏｎｌｙ　Ｍｅｍｏｒｙ）、ＲＡＭ（Ｒａｎｄｏｍ　Ａｃｃｅｓｓ　Ｍｅｍｏｒｙ）、及びハードディスク等を有する。記憶部２２は、制御部２３が実行するコンピュータプログラムを記憶する。
　制御部２３は、ＣＰＵ（Ｃｅｎｔｒａｌ　Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ　Ｕｎｉｔ）等を有する。制御部２３は、記憶部２２が記憶するコンピュータプログラムを実行することにより、データ取得部２４、条件決定部２５、信号生成部２６、及び送信部２７として機能する。
　データ取得部２４は、通信部２１を介して、プラットフォーム衛星Ｐから送信された信号を受信して各種データを取得する。
　条件決定部２５は、プラットフォーム衛星Ｐ及びミッション衛星Ｍの動作に関する各種の条件を決定する機能部である。条件決定部２５は、例えば、プラットフォーム衛星Ｐ及びミッション衛星Ｍの動作に関する各種パラメータに基づいて自律的にプラットフォーム衛星Ｐ及びミッション衛星Ｍの動作条件を決定する。条件決定部２５は、また、オペレータが決定した条件を受け付けてプラットフォーム衛星Ｐ及びミッション衛星Ｍの動作条件を決定してもよい。
　なお、ここでは条件決定部２５がミッション衛星Ｍの動作に関する各種の条件を決定することを例示するが、条件決定部２５はプラットフォーム衛星Ｐの動作に関する各種の条件のみを決定するものであってもよい。すなわち、本発明においては衛星管理装置２がミッション衛星Ｍの制御を行うか否かは任意である。
（時間帯を決定する処理）
　プラットフォーム衛星Ｐに第２ミッション衛星Ｍ２を結合させるためプラットフォーム衛星Ｐを静止軌道１０１から静止トランスファー軌道１０２へ移動させる場合（図４）、どの時間帯に、プラットフォーム衛星Ｐを静止軌道１０１から静止トランスファー軌道１０２に向けて移動を開始させるかを決定する必要がある。
　そこで、条件決定部２５は、プラットフォーム衛星Ｐの移動を開始させる時間帯を決定する。具体的には、条件決定部２５は、まず、プラットフォーム衛星Ｐに対して結合される予定の第２ミッション衛星Ｍ２が静止軌道１０１に到達するべき第１時間帯に基づいて、プラットフォーム衛星Ｐが静止トランスファー軌道１０２に到達するべき第２時間帯を決定する。そして、条件決定部２５は、その第２時間帯に基づいて、プラットフォーム衛星Ｐを静止トランスファー軌道１０２に向けて移動を開始させる第３時間帯を決定する。
　具体例として、例えば、第２ミッション衛星Ｍ２を静止軌道１０１に第１時間帯である「２０２２年４月１日」までに到達させる必要があるとする。条件決定部２５は、その第１時間帯よりも前の時間帯を、プラットフォーム衛星Ｐが静止トランスファー軌道１０２に到達するべき時間帯と決定する（第２時間帯）。そして、その第２時間帯に静止トランスファー軌道１０２にプラットフォーム衛星Ｐが到達するように、条件決定部２５は、第２時間帯よりもさらに前の時間帯を、プラットフォーム衛星Ｐが静止軌道１０１から静止トランスファー軌道１０２に向けて移動を開始する時間帯（第３時間帯）と決定する。
　条件決定部２５がこのように決定した時間帯にしたがってプラットフォーム衛星Ｐを移動させることで、プラットフォーム衛星Ｐと第２ミッション衛星Ｍ２とを計画的に結合させることができる。
（位置を決定する処理）
　条件決定部２５は、また、プラットフォーム衛星Ｐを静止トランスファー軌道１０２に降下させる際にプラットフォーム衛星Ｐを到達させるべき目標位置を決定する。条件決定部２５は、例えば、第２ミッション衛星Ｍ２を到達させるべき静止トランスファー軌道１０２における位置に基づいてプラットフォーム衛星Ｐの目標位置を決定する。具体的には、条件決定部２５は、第２ミッション衛星Ｍ２から距離Ｘ［ｍ］だけ離れた位置を目標位置として決定する。
　信号生成部２６は、条件決定部２５が決定した各種の動作条件の情報を含むコマンド信号を生成する。信号生成部２６は、プラットフォーム衛星Ｐ及びミッション衛星Ｍの動作に関する各種信号を生成するが、具体的には例えば、第２ミッション衛星Ｍ２とプラットフォーム衛星Ｐとを結合させるためのコマンド信号（第３コマンド信号）を生成してもよい。このコマンド信号は、プラットフォーム衛星Ｐに所定の動作を開始させるためのトリガとなる情報のみを含んでいてもよいし、プラットフォーム衛星Ｐの所定の機器（例えば連結機構３３等）の動作条件を示す情報を含んでいてもよい。
　また、信号生成部２６は、プラットフォーム衛星Ｐを静止トランスファー軌道１０２から静止軌道１０１へ移動させるためのコマンド信号（第４コマンド信号）を生成してもよい。このコマンド信号も、プラットフォーム衛星Ｐに所定の動作を開始させるためのトリガとなる情報のみを含んでいてもよいし、プラットフォーム衛星Ｐの所定の機器（例えば推進装置３４等）の動作条件を示す情報を含んでいてもよい。
　送信部２７は、信号生成部２６が生成したコマンド信号を通信部２１を介してプラットフォーム衛星Ｐに送信する。送信部２７は、例えば、プラットフォーム衛星Ｐの静止トランスファー軌道１０２への移動を開始させるためのコマンド信号を第１コマンド信号としてプラットフォーム衛星Ｐに送信してもよい。第１コマンド信号は、条件決定部２５が決定した、第２ミッション衛星Ｍ２を到達させるべき静止トランスファー軌道１０２における位置に基づいて決定された上記目標位置の情報を含んでいてもよい。
　送信部２７は、また、プラットフォーム衛星Ｐから第１ミッション衛星Ｍ１を分離させるためのコマンド信号を第２コマンド信号としてプラットフォーム衛星Ｐに送信してもよい。第２コマンド信号は、プラットフォーム衛星Ｐが第１ミッション衛星Ｍ１を分離する動作条件の情報を含んでいてもよい。
　送信部２７は、信号生成部２６が生成した第３コマンド信号及び第４コマンド信号もプラットフォーム衛星Ｐに送信する。なお、第１コマンド信号から第４コマンド信号はそれぞれ複数のコマンドを含んでいてもよい。
（衛星制御方法の一例）
　上述のように構成された衛星利用システムＳ１００における衛星制御方法の一例について図４及び図６を参照して説明する。図６は、衛星制御方法のフロー図である。図４の初期状態（図４の（１））では、第１ミッション衛星Ｍ１が結合されたプラットフォーム衛星Ｐが静止軌道１０１上を周回している。なお、プラットフォーム衛星Ｐが静止軌道１０１から静止トランスファー軌道１０２に移動して、新しいミッション衛星と結合するのではなく、所定の軌道に位置したまま、地球から打ち上げられたミッション衛星と結合してもよい。このような制御方法を図７に例示する。
　まず、軌道降下ステップであるステップＳ１において、プラットフォーム衛星Ｐを静止軌道１０１から静止トランスファー軌道１０２に降下させる。具体的には、プラットフォーム衛星Ｐは、衛星管理装置２が送信したプラットフォーム衛星Ｐの降下を開始させるための第１コマンド信号を受信する。プラットフォーム衛星Ｐは、この第１コマンド信号を受信した場合に、静止軌道１０１から静止トランスファー軌道１０２への移動を開始する。
　なお、「コマンド信号を受信した場合に移動を開始する」とは、必ずしもコマンド信号を受信した時点ですぐにプラットフォーム衛星Ｐが移動を開始することに限定されず、コマンド信号が示す所定の時間帯にプラットフォーム衛星Ｐが移動を開始することを含む。
　プラットフォーム衛星Ｐは、静止トランスファー軌道１０２に到達後、一例として第１コマンド信号に含まれた、第２ミッション衛星Ｍ２を到達させるべき静止トランスファー軌道１０２における位置に基づいて決定された目標位置まで移動する。
　第２ミッション衛星Ｍ２は、地上からロケットで打ち上げられて静止トランスファー軌道１０２に投入され、所定の時間帯に静止トランスファー軌道１０２の所定の位置に位置している。
　次いで、分離ステップであるステップＳ２において、プラットフォーム衛星Ｐは第１ミッション衛星Ｍ１を分離する。プラットフォーム衛星Ｐは、例えば、衛星管理装置２から送信された第１ミッション衛星を分離させるための第２コマンド信号に基づき、この信号が示す分離動作の条件にしたがって第１ミッション衛星Ｍ１を分離させる。一例として、プラットフォーム衛星Ｐは、第４軌道に第１ミッション衛星Ｍ１を投入する。これにより第１ミッション衛星Ｍ１は大気圏で燃焼して廃棄される。
　次いで、結合ステップであるステップＳ３において、第１ミッション衛星Ｍ１が分離され単体となったプラットフォーム衛星Ｐは、静止トランスファー軌道１０２上の所定の位置に位置している第２ミッション衛星Ｍ２に向けて移動する。その後、プラットフォーム衛星Ｐは第２ミッション衛星Ｍ２と結合する。プラットフォーム衛星Ｐは、例えば、プラットフォーム衛星Ｐの連結機構３３と第２ミッション衛星Ｍ２の連結機構４１とを機械的に連結させることにより、第２ミッション衛星Ｍ２と結合する。
　プラットフォーム衛星Ｐに結合された第２ミッション衛星Ｍ２に対しては、プラットフォーム衛星Ｐから電力が供給され、これにより、第２ミッション衛星Ｍ２は所定のミッションを実行可能となる。
　次いで、軌道上昇ステップ（軌道移動ステップ）であるステップＳ４において、第２ミッション衛星Ｍ２が結合されたプラットフォーム衛星Ｐを、静止軌道１０１まで再び上昇させる。具体的には、プラットフォーム衛星Ｐは、静止軌道１０１において第２ミッション衛星Ｍ２が位置するべき位置を示す位置情報に基づき、その位置情報が示す静止軌道１０１上の所定の位置まで移動する。その後、プラットフォーム衛星Ｐは、第２ミッション衛星Ｍ２が結合された状態で静止軌道１０１を周回し、第２ミッション衛星Ｍ２は静止軌道１０１において所定のミッションを実行する。
（本実施形態の作用効果）
　以上説明した本実施形態の衛星制御方法によれば、例えば第１ミッション衛星Ｍ１の使用期限が到来した時点で人工衛星１全体を廃棄するのではなく、第１ミッション衛星Ｍ１のみを廃棄し、プラットフォーム衛星Ｐについては、第２ミッション衛星Ｍ２が結合した状態で継続して使用することができる。つまり、プラットフォーム衛星Ｐはミッション衛星Ｍを交換して長期にわたって使用できるため、結果として、人工衛星１の購入／運用等のコストを抑えることができる。また、人工衛星１全体が廃棄されるわけではないので、廃棄物の量も低減する。
　本実施形態の衛星制御方法では、第２ミッション衛星Ｍ２との結合のために静止軌道１０１から静止トランスファー軌道１０２へ降下したプラットフォーム衛星Ｐが、静止トランスファー軌道１０２において、第１ミッション衛星Ｍ１を第４軌道に投入した後、軌道を変えることなく次の第２ミッション衛星Ｍ２に結合する。このような方法は、例えば、第１ミッション衛星Ｍ１の廃棄のためにプラットフォーム衛星Ｐが静止軌道１０１から墓場軌道へ移動し、その後、静止トランスファー軌道１０２に降下するような動作と比較して、プラットフォーム衛星Ｐの移動のための燃料が少なくて済み、効率的である。その上、宇宙空間での（墓場軌道への）廃棄をなくすことができる。
　また、本実施形態では、ミッション衛星Ｍは発電装置等を有さず、プラットフォーム衛星Ｐに対して着脱自在に結合されてプラットフォーム衛星Ｐから電力が供給される構成である。したがって、ミッション衛星Ｍを小型軽量、かつ容易に作成することができる。
（第１の実施形態の変形例）
　本実施形態は上述した具体的な態様に限定されず、例えば次のように変形されてもよい。例えば、上記では、第１軌道及び第２軌道として静止軌道１０１及び静止トランスファー軌道１０２を例示したが、第１軌道及び第２軌道は他の任意の軌道であってもよい。第１軌道及び第２軌道が同一軌道であってもよい。
　また、プラットフォーム衛星Ｐは、第２ミッション衛星Ｍ２を静止軌道１０１ではなく、第１軌道及び第２軌道とは異なる第３軌道に移動させてもよい。ここで、第３軌道は、一例として中軌道や準天頂軌道であってもよい。なお、上記実施形態では、地上から打ち上げられた衛星が第２軌道に投入された後に第１軌道の移動することを例示したが、衛星は第１軌道に直接投入されてもよい。また、本発明の一形態においては、プラットフォーム衛星Ｐが第２軌道に移動することなく、第１軌道で第１ミッション衛星Ｍ１を分離し、次いで、第２ミッション衛星Ｍ２と結合してもよい（図７参照）。ここで、第２ミッション衛星Ｍ２は、第１軌道に直接投入されてもよいし、第２軌道を経由して第１軌道に投入されてもよい。また、結合後ステップとして、第２ミッション衛星Ｍ２と結合したプラットフォーム衛星Ｐを、そのまま第１軌道を周回し続けさせてもよいし、第１軌道とは異なる他の軌道に移動させてもよい。他の軌道は、例えば第３軌道などであってもよい。
　上記では、第１ミッション衛星Ｍ１を大気圏に突入させることを例示したが、プラットフォーム衛星Ｐは第１ミッション衛星Ｍ１を大気圏に突入させるのではなく、静止トランスファー軌道１０２とは異なる軌道上で第１ミッション衛星Ｍ１を分離してもよい。プラットフォーム衛星Ｐは例えば墓場軌道で第１ミッション衛星Ｍ１を分離してもよい。墓場軌道は、例えば、静止軌道よりも２００ｋｍから３００ｋｍほど高高度の軌道である。
　上記では単一のプラットフォーム衛星Ｐが静止軌道１０１及び静止トランスファー軌道１０２を周回することを例示したが、ロケットによって打ち上げられた複数のプラットフォーム衛星Ｐが静止軌道１０１上を周回していてもよい。
　この場合、例えば衛星管理装置２が複数のプラットフォーム衛星Ｐの中から１つのプラットフォーム衛星Ｐを選択し、選択されたプラットフォーム衛星Ｐに対して第２ミッション衛星Ｍ２を結合させるように各衛星が制御されてもよい。
＜変形例＞
（プラットフォーム衛星Ｐ及びミッション衛星Ｍの軌道への導入方法）
　上記実施形態では、プラットフォーム衛星Ｐとミッション衛星Ｍとが同一又は別々のロケットで打ち上げられることを説明した。本発明においてはプラットフォーム衛星Ｐ及びミッション衛星Ｍの静止軌道１０１又は静止トランスファー軌道１０２への導入はどのような手順で実施されてもよいが、例えば次のような衛星導入ステップが利用されてもよい。
　具体的には、この衛星導入ステップでは、一例として、同一又は別々のロケットによりプラットフォーム衛星Ｐ及び第１ミッション衛星Ｍ１を互いに結合されていない状態で投入した後、静止トランスファー軌道１０２においてプラットフォーム衛星Ｐと第１ミッション衛星Ｍ１とを結合させる。そして、第１ミッション衛星Ｍ１と結合したプラットフォーム衛星Ｐを静止トランスファー軌道１０２から静止軌道１０１へ上昇させる。
　ロケットで打ち上げられるプラットフォーム衛星Ｐ及びミッション衛星Ｍのうち、最初にプラットフォーム衛星Ｐがロケットから分離されて静止トランスファー軌道１０２に投入され、その後、ミッション衛星Ｍがロケットから分離されて静止トランスファー軌道１０２に投入されてもよい。
（ミッション衛星Ｍへのプラットフォーム衛星Ｐの結合）
　最初にミッション衛星Ｍがロケットで打ち上げられ、所定の軌道を周回してミッションを行ってもよい。その後、ミッション衛星Ｍの電源系及び／又は姿勢軌道制御系が故障して所定のミッションを行えなくなった場合に、プラットフォーム衛星Ｐがロケットで打ち上げられ、プラットフォーム衛星Ｐとミッション衛星Ｍを結合させてもよい。（図８参照）
　つまり、図４及び図７においては、第１ミッション衛星Ｍ１及び／又は第２ミッション衛星Ｍ２を第１軌道を周回するプラットフォーム衛星Ｐに結合させているが、図８に示すように、ミッション衛星Ｍが電源系及び／又は姿勢軌道制御系を有しており、プラットフォーム衛星Ｐから電力供給を受けずとも単独でミッションを遂行できる構成としてもよい。その際、ミッション衛星Ｍは、プラットフォーム衛星Ｐと着脱自在に結合されるよう構成されており、ミッション衛星Ｍの電源系及び／又は姿勢起動制御系に故障が発生した場合に、プラットフォーム衛星Ｐと結合させる構成としてもよい。この場合、ミッション衛星Ｍとプラットフォーム衛星Ｐとを結合させた状態が、図４の（１）の状態や図７の最初の状態に相当すると言える。つまり、図４の（３）や図７における第１ミッション衛星Ｍ１を分離するステップは、このような結合ステップの後に行われる。  または、ミッション衛星Ｍとプラットフォーム衛星Ｐとを結合させた状態で廃棄してもよい。  そして、ミッション衛星Ｍの電源系が故障している場合には、結合させたプラットフォーム衛星Ｐから電力を供給する構成としてもよい。あるいは、ミッション衛星Ｍの姿勢軌道制御系が故障している場合には、結合させたプラットフォーム衛星Ｐが姿勢軌道制御を行うよう構成してもよい。
　このようにすることで、電源系及び／又は姿勢軌道制御系を有するミッション衛星が、軌道上で電源系、姿勢軌道制御系のいずれかに故障が発生して所定のミッションを行えなくなった場合であっても、プラットフォーム衛星の電源系及び／又は姿勢軌道制御系を活用し、まだ利用可能なミッション機能を活用して、ミッションを継続することができる。したがって、従来技術における、ミッション機能がまだ利用可能であるにも関わらず人工衛星全体が廃棄されるため、人工衛星の再製作のコストが高いという課題を解決することができる。
（ミッション衛星Ｍの交換）
　上記実施形態では、第１ミッション衛星Ｍ１の使用期限が到来した場合に、プラットフォーム衛星Ｐが静止軌道１０１から静止トランスファー軌道１０２へ移動して第１ミッション衛星Ｍ１を分離することを説明した。第１ミッション衛星Ｍ１は、使用期限の到来以外の他の条件を契機として交換されてもよい。例えば、プラットフォーム衛星Ｐは、第１ミッション衛星Ｍ１の故障を検出し、衛星管理装置２から第１ミッション衛星Ｍ１を分離するためのコマンド信号を受信した場合に、第１ミッション衛星Ｍ１を分離し、地上から打ち上げられた第２ミッション衛星Ｍ２と結合してもよい。
　上記実施形態では、プラットフォーム衛星Ｐが第１ミッション衛星Ｍ１を分離し、その後、第２ミッション衛星Ｍ２がプラットフォーム衛星Ｐに結合することを説明した。プラットフォーム衛星Ｐは、ミッション衛星Ｍを例えば第４軌道などの別の軌道に投入する以外にも、ミッション衛星Ｍと一体となって第４軌道などの別の軌道に移動してもよい。つまり、本発明の衛星制御方法の一例では、プラットフォーム衛星Ｐにミッション衛星Ｍ（例えば、第１ミッション衛星Ｍ１、又は、第２ミッション衛星Ｍ２、又は、第２のミッション衛星とは異なる第３ミッション衛星）が結合された状態で、プラットフォーム衛星Ｐを、第４軌道などの別の軌道に移動させてもよい。なお、第３ミッション衛星は、例えば第２ミッション衛星Ｍ２がプラットフォーム衛星Ｐから分離された後にプラットフォーム衛星Ｐに結合される任意のミッション衛星Ｍであってもよい。
（プラットフォーム衛星Ｐの交換）
　人工衛星１の運用中にプラットフォーム衛星Ｐが故障（例えば、通信装置以外の機器の故障）することが想定される。この場合、衛星管理装置２は、次のような方法で衛星を制御してもよい。まず、衛星管理装置２は、静止軌道１０１を周回している複数のプラットフォーム衛星Ｐのうち、第１プラットフォーム衛星Ｐ１から分離されるミッション衛星Ｍに結合可能な第２プラットフォーム衛星Ｐ２を選択し、第２プラットフォーム衛星Ｐ２に対して、ミッション衛星Ｍに結合可能な所定の位置まで移動させるための移動指示コマンド信号を送信する。衛星管理装置２は、故障した第１プラットフォーム衛星Ｐ１に対して、ミッション衛星Ｍを分離させるための分離指示コマンド信号を送信する。
　第２プラットフォーム衛星Ｐ２は、衛星管理装置２から移動指示コマンド信号を受信し、第１プラットフォーム衛星Ｐ１から分離されるミッション衛星Ｍに向かって移動する。次に、第１プラットフォーム衛星Ｐ１は、衛星管理装置２から分離指示コマンド信号を受信し、ミッション衛星Ｍを分離させる。その後、第２プラットフォーム衛星Ｐ２がミッション衛星Ｍに結合することで、ミッション衛星Ｍを静止軌道１０１上で継続して使用できる。
　以上、本発明を実施の形態を用いて説明したが、本発明の技術的範囲は上記実施の形態に記載の範囲には限定されず、その要旨の範囲内で種々の変形及び変更が可能である。例えば、装置の全部又は一部は、任意の単位で機能的又は物理的に分散・統合して構成することができる。また、複数の実施の形態の任意の組み合わせによって生じる新たな実施の形態も、本発明の実施の形態に含まれる。組み合わせによって生じる新たな実施の形態の効果は、もとの実施の形態の効果を併せ持つ。
（付記）
　本出願は、下記の発明を開示する：
１．第１軌道上を第１ミッション衛星と結合して周回しているプラットフォーム衛星を、前記第１軌道よりも地球に近い第２軌道に移動させる軌道降下ステップと、前記第２軌道において前記プラットフォーム衛星から前記第１ミッション衛星を分離させる分離ステップと、前記第２軌道に投入された第２ミッション衛星と前記プラットフォーム衛星とを結合させる結合ステップと、前記第２ミッション衛星と結合した前記プラットフォーム衛星を前記第１軌道、又は、前記第１軌道及び前記第２軌道とは異なる第３軌道に移動させる軌道移動ステップと、を有する衛星制御方法。
２．前記分離ステップは、前記第１ミッション衛星を前記プラットフォーム衛星から分離して前記第１ミッション衛星を大気圏へ突入させるための軌道に投入するステップを含んでもよい。
３．上記衛星制御方法は、前記プラットフォーム衛星が前記第２軌道上に到達するべき時間帯を決定する時間帯決定ステップをさらに有し、前記時間帯決定ステップは、前記第２ミッション衛星が前記第１軌道に到達するべき第１時間帯に基づいて、前記プラットフォーム衛星が前記第２軌道上に到達するべき第２時間帯を決定するステップと、前記第２時間帯に基づいて、前記プラットフォーム衛星を前記第２軌道に向けて移動を開始させる第３時間帯を決定するステップと、を含み、前記軌道降下ステップは、前記第３時間帯に、前記プラットフォーム衛星を前記第２軌道に向けて移動を開始させるステップを含んでもよい。
４．前記軌道降下ステップは、前記第２ミッション衛星を到達させるべき前記第２軌道における位置に基づいて決定された前記第２軌道上の所定の位置まで前記プラットフォーム衛星を移動させるステップを含んでもよい。
５．前記第１軌道が静止軌道であり、前記第２軌道が静止トランスファー軌道であり、前記軌道降下ステップでは、地上の衛星管理装置が送信した、前記プラットフォーム衛星の前記静止トランスファー軌道への移動を開始させるための第１コマンド信号を前記プラットフォーム衛星が受信した場合に、前記プラットフォーム衛星が前記静止軌道から前記静止トランスファー軌道への移動を開始してもよい。
６．前記軌道移動ステップは、前記第１軌道において前記第２ミッション衛星が位置するべき位置を示す位置情報に基づき、前記第２ミッション衛星と結合した前記プラットフォーム衛星を前記第１軌道上の所定の位置まで移動させるステップを含んでもよい。
７．前記第１軌道が静止軌道であり、前記第２軌道が静止トランスファー軌道であり、前記分離ステップは、地上の衛星管理装置が送信した、前記プラットフォーム衛星から前記第１ミッション衛星を分離させるための第２コマンド信号に基づき、前記プラットフォーム衛星が前記第１ミッション衛星を分離することを含んでもよい。
８．前記結合ステップは、地上の衛星管理装置が送信した、前記第２ミッション衛星と前記プラットフォーム衛星とを結合させるための第３コマンド信号に基づき、前記プラットフォーム衛星が前記第２ミッション衛星と結合するステップを含んでもよい。
９．前記第１軌道が静止軌道であり、前記第２軌道が静止トランスファー軌道であり、前記軌道移動ステップは、地上の衛星管理装置が送信した、前記プラットフォーム衛星を前記静止トランスファー軌道から前記静止軌道へ移動させるための第４コマンド信号に基づき、前記プラットフォーム衛星が前記静止軌道へ移動するステップを含んでもよい。
１０．上記衛星制御方法は、前記プラットフォーム衛星に前記第２ミッション衛星、又は、前記第２ミッション衛星とは異なる第３ミッション衛星が結合された状態で、前記プラットフォーム衛星を、大気圏へ突入させるための軌道に移動させるステップをさらに有してもよい。
１１．前記プラットフォーム衛星は、発電装置を有し、前記第１ミッション衛星及び前記第２ミッション衛星は発電装置を有さず、前記プラットフォーム衛星に対して着脱自在に結合され、前記プラットフォーム衛星から電力が供給されてもよい。
１２．上記衛星制御方法は、前記第２軌道に、同一又は別々のロケットにより前記プラットフォーム衛星及び前記第１ミッション衛星を互いに結合されていない状態で投入した後、前記第２軌道において前記プラットフォーム衛星と前記第１ミッション衛星とを結合させ、前記プラットフォーム衛星及び前記第１ミッション衛星を前記第２軌道から前記第１軌道へ移動させる衛星導入ステップをさらに有してもよい。
１３．上記衛星制御方法は、前記軌道降下ステップよりも前に、前記第１ミッション衛星が故障したことを示す情報、前記第１ミッション衛星の運用が終了したことを示す情報、又は前記第１ミッション衛星の交換が必要であることを示す情報のうち少なくともいずれかを前記プラットフォーム衛星又は前記第１ミッション衛星が地上の衛星管理装置に送信する通知ステップをさらに有してもよい。
１　　　　人工衛星
２　　　　衛星管理装置
１０　　　地球
２１　　　通信部
２２　　　記憶部
２３　　　制御部
２４　　　データ取得部
２５　　　条件決定部
２６　　　信号生成部
２７　　　送信部
３１　　　太陽電池パドル
３２　　　電源部
３３　　　連結機構
３４　　　推進装置
３５　　　姿勢制御装置
３６　　　通信装置
３７　　　制御部
４１　　　連結機構
４２　　　ミッション装置
４３　　　電力分配装置
４４　　　通信装置
４５　　　制御部
１０１　　静止軌道
１０２　　静止トランスファー軌道
Ｍ　　　　ミッション衛星
Ｍ１　　　第１ミッション衛星
Ｍ２　　　第２ミッション衛星
Ｐ　　　　プラットフォーム衛星
Ｐ１　　　第１プラットフォーム衛星
Ｐ２　　　第２プラットフォーム衛星
Ｓ１００　衛星利用システム

 

Claims (10)

  1. 　第１軌道上を第１ミッション衛星と結合して周回し、前記第１ミッション衛星が前記第１軌道上においてミッションを実行するための電力を前記第１ミッション衛星に対して供給するプラットフォーム衛星から前記第１ミッション衛星を分離させる分離ステップと、
    　前記第１軌道に投入された第２ミッション衛星と前記プラットフォーム衛星とを結合させる結合ステップと、
    　前記第２ミッション衛星と結合した前記プラットフォーム衛星を前記第１軌道において周回させるか、又は、前記第１軌道とは異なる他の軌道に移動させる結合後ステップと、
    　を有する、衛星制御方法。
  2. 　前記分離ステップは、
    　前記第１ミッション衛星を前記プラットフォーム衛星から分離して前記第１ミッション衛星を大気圏へ突入させるための軌道に投入するステップを含む、
    　請求項１に記載の衛星制御方法。
  3. 　前記分離ステップでは、前記プラットフォーム衛星を前記第１軌道と異なる他の軌道に移動させ、前記第１ミッション衛星を分離させる、
    　請求項１又は２に記載の衛星制御方法。
  4. 　前記プラットフォーム衛星に前記第１ミッション衛星、又は、前記第２ミッション衛星、又は、前記第２ミッション衛星とは異なる第３ミッション衛星が結合された状態で、前記プラットフォーム衛星を、前記第１軌道とは異なる軌道に移動させるステップをさらに有する、
    　請求項１又は２に記載の衛星制御方法。
  5. 　前記プラットフォーム衛星は、発電装置を有し、
    　前記第１ミッション衛星及び前記第２ミッション衛星は発電装置を有さず、前記プラットフォーム衛星に対して着脱自在に結合され、前記プラットフォーム衛星から電力が供給される、
    　請求項１又は２に記載の衛星制御方法。
  6. 　前記第１ミッション衛星及び／又は前記第２ミッション衛星は電源系及び／又は姿勢軌道制御系を有するとともに前記プラットフォーム衛星に対して着脱自在に結合され、前記第１ミッション衛星及び／又は前記第２ミッション衛星における電源系に故障がある場合は、前記プラットフォーム衛星から電力が供給される、
    　請求項１又は２に記載の制御方法。
  7. 　前記第１ミッション衛星及び／又は前記第２ミッション衛星は電源系及び／又は姿勢軌道制御系を有するとともに、
    　前記第１軌道上で電源系及び／又は姿勢軌道制御系に故障が発生した前記第１ミッション衛星及び／又は前記第２ミッション衛星と前記プラットフォーム衛星とを結合させる、
    　請求項１又は２に記載の衛星制御方法。
  8. 　前記プラットフォーム衛星に前記第１ミッション衛星が結合された状態で、前記プラットフォーム衛星を廃棄する、
    　請求項１又は２に記載の衛星制御方法。
  9. 　第１軌道である静止軌道上を第１ミッション衛星と結合して周回し、前記第１ミッション衛星が前記静止軌道においてミッションを実行するための電力を前記第１ミッション衛星に対して供給するプラットフォーム衛星を、前記第１軌道よりも地球に近い第２軌道に移動させる軌道降下ステップと、
    　前記第２軌道において前記プラットフォーム衛星から前記第１ミッション衛星を分離させる分離ステップと、
    　前記第２軌道に投入された第２ミッション衛星と前記プラットフォーム衛星とを結合させる結合ステップと、
    　前記第２ミッション衛星と結合した前記プラットフォーム衛星を前記第１軌道、又は、前記第１軌道及び前記第２軌道とは異なる第３軌道に移動させる軌道移動ステップと、
    　を有する、衛星制御方法。
  10. 　第１軌道上を第１ミッション衛星と結合して周回し、前記第１ミッション衛星が前記第１軌道においてミッションを実行するための電力を前記第１ミッション衛星に対して供給するプラットフォーム衛星を、前記第１軌道よりも地球に近い第２軌道に移動させる軌道降下ステップと、
    　前記第２軌道において前記プラットフォーム衛星から前記第１ミッション衛星を分離させる分離ステップと、
    　前記第２軌道に投入された第２ミッション衛星と前記プラットフォーム衛星とを結合させる結合ステップと、
    　前記第２ミッション衛星と結合した前記プラットフォーム衛星を前記第１軌道、又は、前記第１軌道及び前記第２軌道とは異なる第３軌道に移動させる軌道移動ステップと、
    　を有する、衛星制御方法。

     
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