(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
複数の静止衛星を、所定経度範囲上空に保持すると共に各静止衛星に対して予め定めた軌道の所定変動範囲内に保持するように位置制御する静止衛星の位置制御システムにおいて、
複数の静止衛星を各軌道の変動範囲内で位置補正する平均的な方向に対応した基準方向を決定する基準方向決定手段と、
基準方向決定手段にて決定された基準方向においてより先に位置する静止衛星の位置制御がより先に行われるように各静止衛星の位置制御実施の順序を決定する制御実施順序決定手段とを備え、
各静止衛星に対して予め定めた軌道を所定の２次元空間に展開される離心率ベクトルで表し、各静止衛星に対応する離心率ベクトルを相互に重なることのない所定変動範囲内に保持するように各静止衛星の位置制御を行うようにし、
上記制御実施順序決定手段は、決定された基準方向において離心率ベクトルの変動範囲がより先に位置する静止衛星の位置制御がより先に行われるように各静止衛星の位置制御実施の順序を決定する離心率ベクトル順序決定手段を有し、
上記離心率ベクトル順序決定手段は、決定された基準方向の制御方向単位ベクトルと、各静止衛星に対応した離心率ベクトルの変動範囲の方向を特定する単位ベクトルとの内積を演算する内積演算手段と、
該内積演算手段にて演算される内積の大きい順に静止衛星の位置制御実施順序を決定する順序決定手段と
を有する静止衛星の位置制御システム。
【請求項２】
請求項１記載の静止衛星の位置制御システムにおいて、
上記基準方向決定手段は、太陽の位置に基づいて当該基準方向を決定する第一の手段を有する静止衛星の位置制御システム。
【請求項３】
請求項１記載の静止衛星の位置制御システムにおいて、
上記基準方向決定手段は、各静止衛星に対応する軌道の変動範囲内での位置補正方向に基づいて当該基準方向を決定する第二の手段を有する静止衛星の位置制御システム。
【請求項４】
請求項３記載の静止衛星の位置制御システムにおいて、
上記第二の手段は、各静止衛星の対応する軌道の変動範囲内での位置補正方向の合成方向を演算する合成方向演算手段を備え、その演算された合成方向に基づいて基準方向を決定するようにした静止衛星の位置制御システム。
【請求項５】
複数の静止衛星を、所定経度範囲上空に保持すると共に各静止衛星に対して予め定めた軌道の所定変動範囲内に保持するように位置制御する静止衛星の位置制御システムでの処理をコンピュータに行わせるためのプログラムを格納した記憶媒体において、
複数の静止衛星を各軌道の変動範囲内で位置補正する平均的な方向に対応した基準方向を決定する基準方向決定手順と、
基準方向決定手段にて決定された基準方向においてより先に位置する静止衛星の位置制御がより先に行われるように各静止衛星の位置制御実施の順序を決定する制御実施順序決定手順とを備え、
各静止衛星に対して予め定めた軌道を所定の２次元空間に展開される離心率ベクトルで表し、各静止衛星に対応する離心率ベクトルを相互に重なることのない所定変動範囲内に保持するように各静止衛星の位置制御を行うようにし、
上記制御実施順序決定手段は、決定された基準方向において離心率ベクトルの変動範囲がより先に位置する静止衛星の位置制御がより先に行われるように各静止衛星の位置制御実施の順序を決定する離心率ベクトル順序決定手段を有し、
上記離心率ベクトル順序決定手段は、決定された基準方向の制御方向単位ベクトルと、各静止衛星に対応した離心率ベクトルの変動範囲の方向を特定する単位ベクトルとの内積を演算する内積演算手段と、
該内積演算手段にて演算される内積の大きい順に静止衛星の位置制御実施順序を決定する順序決定手段とを有するプログラムを格納した記憶媒体。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、静止衛星の位置制御システムに係り、地球の所定経度上空に複数の静止衛星を相互の距離を一定値以上に保持しつつその位置を制御するようにした静止衛星の位置制御システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】
放送衛星や通信衛星等の静止衛星については、地球の所定経度上空にて静止するように地球の自転にあわせてその速度及び位置制御がなされる。更に、各静止衛星の故障時のバックアップ等の必要性や、地球上の同一の経度地点で多種の静止衛星の利用を可能にすることを考慮すると、複数の静止衛星が所定経度上空にて静止するようにそれぞれの位置制御を行わなければならない。
【０００３】
このように、複数の静止衛星を所定経度上空にて静止させるような位置制御は、従来、次のようになされている。
例えば、図１に示すように、軌道Ｏを飛行する複数の静止衛星が所定経度Ａの前後±ΔＡ（例えば、±０．１度）の保持範囲Ｅｃ内で衝突しないように、各静止衛星に対してその位置制御領域が割り当てられている。例えば、２台の静止衛星の位置制御を考えた場合、経度Ａから＋ΔＡの角度範囲を位置制御範囲として１台の静止衛星に割り当て、経度Ａから−ΔＡの角度範囲を位置制御範囲として他の１台の静止衛星に割り当てる。従って、この場合、１台の静止衛星が経度Ａと経度（Ａ＋ΔＡ）の範囲に位置制御され、他の一台の静止衛星が経度Ａと経度（Ａ−ΔＡ）の範囲に位置制御される。このような位置制御方式を経度分離方式という。この経度分離方式に従った場合、各静止衛星は本来経度Ａの上空に位置制御されるべきものあるので、保持範囲±ΔＡをあまり大きくすることできない。従って、静止衛星の数が多くなると、経度分離方式だけでは、各静止衛星の安全な位置制御が保証できなくなる。
【０００４】
そこで、更に、各静止衛星の軌道を分離することによって各静止衛星を比較的離れた状態にて所定経度の保持範囲内に位置制御することができる。例えば、図２に示すように、２つの静止衛星ＳＡＴ１、ＳＡＴ２の軌道をＯ1 とＯ2 にそれぞれ分離することによって、各静止衛星の同じ経度αにおける制御位置ＰSAT1及びＰSAT2を離すことができる。
【０００５】
上記各静止衛星の軌道を特定するためのパラメータとして離心率ベクトルｅ＿（＿はベクトルを表す。以下同様）を用いることができる。この離心率ベクトルｅ＿は、楕円軌道の偏平の度合いを表す離心率を大きさとして持ち、地球の位置ＰE から楕円軌道の長径に沿って当該楕円軌道に向かう方向のベクトルである。円の離心率は「０」であり、楕円の短径がゼロの場合に離心率が「１」であることから、離心率ベクトルｅ＿の絶対値は、「０」と「１」の間の値となる。図２に示される例の場合、軌道Ｏ1 が離心率ベクトルｅ1 ＿で表され、軌道Ｏ2 が離心率ベクトルｅ2 ＿で表される。このように各静止衛星の軌道に対応した離心率ベクトルを分離して位置制御する方式を離心率分離方式という。
【０００６】
このような離心率分離方式での位置制御を行っても、各軌道が同一平面上にある場合、軌道が交差する位置では、静止衛星が衝突してしまう。そこで、このような事態を防止するために、各軌道の傾斜角度をかえて各軌道が三次元的に交差しなようにする。この各軌道の傾斜角度を表すパラメータとして角度の大きさと方向を表す傾斜角度ベクトルが用いられる。このように各静止衛星の軌道の傾斜角度を分離して位置制御する方式を傾斜角度分離方式という。
【０００７】
多数の静止衛星を同一の経度における保持範囲内に保持するために、所定周期毎（例えば、７日間毎）に、上述したような経度分離方式、離心率分離方式及び傾斜角度分離方式を組み合わせて各静止衛星の位置制御がなされる。
ところで、静止衛星は、地球引力の変化、太陽輻射圧等の外因によりその軌道が変動する。この軌道の変動は例えば、各静止衛星の離心率ベクトルｅ＿の変動として現れる。
【０００８】
例えば、図３に示すように、各静止衛星の離心率ベクトルが所定の変数η、ξで定義される２次元空間η−ξに展開される。この例では、４台の静止衛星ＳＡＴ１、ＳＡＴ２、ＳＡＴ３、ＳＡＴ４の各軌道が離心率ベクトルｅ1 ＿、ｅ2 ＿、ｅ3 ＿、ｅ4 ＿にて定義されている。また、理想的には固定されるべき各離率ベクトルｅ1 ＿、ｅ2 ＿、ｅ3 ＿、ｅ4 ＿が上述したような外因によって変動する場合の許容される変動範囲Ｅ１、Ｅ２、Ｅ３、Ｅ４が設定されている。この離心率ベクトルの許容される変動範囲は、静止衛星の軌道の許容される変動範囲に対応する。
【０００９】
従来、複数の静止衛星の位置制御は、予め定めた順番に従って行われている。例えば、図３に示す例の場合、各静止衛星の離心率ベクトルが点線に示すように変動範囲の周辺部に位置するような状況では、静止衛星ＳＡＴ１、ＳＡＴ２、ＳＡＴ３、ＳＡ４の順番に、各離心率ベクトルが変動範囲の中央位置に戻るように各静止衛星ＳＡＴ１、ＳＡＴ２、ＳＡＴ３、ＳＡＴ４の推進力の大きさ及び方向を制御して軌道修正（位置制御）を行っている。
【００１０】
各静止衛星の位置制御における離心率ベクトルの変動の様子は、具体的には、図４のシミュレーション結果に示される。図４において、各静止衛星の軌道に対応した離心率ベクトルは弧を描くように変動範囲の周辺部にずれてゆき、それを位置制御によって直線的に変動範囲の中央部に戻している。このような動作を周期的に繰り返して各離心率ベクトルをある一定の変動範囲内に保持している。即ち、各静止衛星の軌道がある一定の変動範囲内に保持される。
【００１１】
【発明が解決しようとする課題】
上述したように複数の静止衛星の位置制御を予め定めた順番に従って行うと、２つの静止衛星を一時的に近づけてしまう場合がある。例えば、図３に示す例の場合、静止衛星ＳＡＴ１、ＳＡＴ２、ＳＡＴ３、ＳＡＴ４の順番で位置制御を行うので、静止衛星ＳＡＴ３の離心率ベクトルを変動範囲Ｅ３の周辺部から中央部にに戻すと、その時点で、その離心率ベクトルが静止衛星ＳＡＴ４の離心率ベクトル（破線で示す）に一時的に近づく。即ち、静止衛星ＳＡＴ３とＳＡＴ４が一時的に近づく。そして、その後、静止衛星ＳＡＴ４の離心率ベクトルを変動範囲Ｅ４の周辺部から中央部に戻すように静止衛星ＳＡＴ４の位置制御を行うと、静止衛星ＳＡＴ４が静止衛星ＳＡＴ３から遠ざかる。
【００１２】
各静止衛星の軌道を定義する離心率ベクトルがその変動範囲内に保持されている状態では、各静止衛星が衝突する危険性は特にない（そのように変動範囲は決められる）。しかし、上記静止衛星ＳＡＴ３、ＳＡＴ４の例のように、変動範囲内であっても、離心率ベクトルが一時的に近づく場合は、位置制御のマージンが減ることに加え、地上局と各静止衛星との通信の干渉の点においても不利である。従って、各離心率ベクトルを変動範囲内に保持すると共に、各離心率ベクトル（各静止衛星の軌道）ができるだけ近づかないようにすることが好ましい。
【００１３】
また、各静止衛星の軌道が変動する主な要因は、太陽輻射圧であることが一般的に知られている。地球の公転位置で決まる方向と大きさの太陽輻射圧が複数の静止衛星に対して同様に作用する。従って、各静止衛星の軌道を特定する離心率ベクトルは、前述したように、地球の公転（１年で１回転）に同期して、即ち、太陽方向の変化に同期して、それぞれ同じ方向に円弧を描くように変動する（図４参照）。このような状況では、例えば、２つの静止衛星の位置制御を上述したように常に一定の順番で行うと、それら２つの静止衛星は、図３に示す静止衛星ＳＡＴ１とＳＡＴ２のように、一時的に離れた後に適正な位置に近づくように位置制御される状況と、図３に示す静止衛星ＳＡＴ３とＳＡＴ４のように、一時的に近づいた後に適正な位置に遠ざかるように位置制御される状況とを周期的に繰り返すようになる。即ち、２つの静止衛星の最接近距離ΔＲは、例えば、図５のシミュレーション結果に示すようになる。図５において、１年間を通して２つの静止衛星の位置制御を行う毎に最接近距離ΔＲの減少方向のピークが発生する状況Ｑ１と、２つの静止衛星の位置制御を行う毎に最接近距離ΔＲの増加方向のピークが発生する状況Ｑ２とが周期的に繰り返される。
【００１４】
そこで、本発明の第一の課題は、複数の静止衛星に対して同様に太陽輻射圧等の外力が作用する状況において、各静止衛星の相互の距離をできるだけ大きく保持しつつその位置を適正な範囲に制御できるようにした静止衛星の位置制御システムを提供することである。
また、本発明の第二の課題は、上記のような静止衛星の位置制御システムでの処理をコンピュータに行わせるためのプログラムを格納した記憶媒体を提供することである。
【００１５】
【課題を解決するための手段】
上記本発明の第一の課題を解決するため、本発明は、請求項１に記載されるように、複数の静止衛星を、所定経度範囲上空に保持すると共に各静止衛星に対して予め定めた軌道の所定変動範囲内に保持するように位置制御する静止衛星の位置制御システムにおいて、複数の静止衛星を各軌道の変動範囲内で位置補正する平均的な方向に対応した基準方向を決定する基準方向決定手段と、基準方向決定手段にて決定された基準方向においてより先に位置する静止衛星の位置制御がより先に行われるように各静止衛星の位置制御実施の順序を決定する制御実施順序決定手段とを備え、各静止衛星に対して予め定めた軌道を所定の２次元空間に展開される離心率ベクトルで表し、各静止衛星に対応する離心率ベクトルを相互に重なることのない所定変動範囲内に保持するように各静止衛星の位置制御を行うようにし、上記制御実施順序決定手段は、決定された基準方向において離心率ベクトルの変動範囲がより先に位置する静止衛星の位置制御がより先に行われるように各静止衛星の位置制御実施の順序を決定する離心率ベクトル順序決定手段を有し、上記離心率ベクトル順序決定手段は、決定された基準方向の制御方向単位ベクトルと、各静止衛星に対応した離心率ベクトルの変動範囲の方向を特定する単位ベクトルとの内積を演算する内積演算手段と、該内積演算手段にて演算される内積の大きい順に静止衛星の位置制御実施順序を決定する順序決定手段とを有するように構成される。
【００１６】
太陽輻射圧のように、複数の静止衛星に対して同様に外力が作用する場合、それら複数の静止衛星の軌道は、略同じ方向にずれてゆく。そして、各静止衛星の軌道は、そのような外力に抗して略同じような方向に位置補正される。このような状況において、各静止衛星を位置補正する平均的な方向に対応した基準方向においてより先に位置する静止衛星の位置制御がより先に行われるように各静止衛星の位置制御実施順序が決定される。
【００１７】
このように決定された順序に従って位置制御が実施されると、基準方向においてより先に位置する静止衛星の位置補正より当該静止衛星が概ね基準方向に移動すると、この基準方向においてより後方に位置する静止衛星から一時的に離れる。その後、当該後方に位置する静止衛星の位置補正により当該後方静止衛星が概ね基準方向に移動されると、先に位置制御された静止衛星に対して通常の距離範囲まで近づく。従って、２つの静止衛星が一時的に通常の距離範囲以下に接近することを回避することができる。
【００１８】
上記基準方向に対応する各静止衛星を位置補正する平均的な方向は、各静止衛星が位置補正により概ね移動する方向であり、例えば、位置制御のシミュレーション等により得られる結果に基づいて決められた演算手法（合成手法）に従って各位置補正方向から決めることができる。
本発明は、各静止衛星の軌道を特定する離心率ベクトルを用いて演算を容易に行うという観点から上記のように構成できる。上記静止衛星の位置制御システムでは、各静止衛星の位置が離心率ベクトルに対応することになる。また、本発明は離心率ベクトルを用いて容易に制御実施順序を決定することができるという観点から上記のように構成できる。
このような静止衛星の位置制御システムでは、上記内積は、各静止衛星に対応した制御方向単位ベクトルの上記基準方向への射影を表す。従って、その内積が大きいほど、決定された基準方向において離心率ベクトルの変動範囲がより先に位置することを表すことになる。
太陽輻射圧の影響を主な要因とした場合に、基準方向を決定するための処理が容易に行えるとう観点から、本発明は、請求項２に記載されるように、上記システムにおいて、上記基準方向決定手段は、太陽の位置に基づいて当該基準方向を決定する第一の手段を有するように構成することができる。
【００１９】
また、太陽輻射圧以外に各静止衛星に対して同様に影響を与える外力を考慮する場合に、基準方向を決定するための処理が容易に行えるという観点から、本発明は、請求項３に記載されるように、上記システムにおいて、上記基準方向決定手段は、各静止衛星に対応する軌道の変動範囲内での位置補正方向に基づいて当該基準方向を決定する第二の手段を有するように構成することができる。
【００２０】
このような静止衛星の位置制御システムでは、各静止衛星に対応する軌道の変動範囲内での位置補正方向は太陽輻射圧以外の外力の影響も加味されている。従って、複数の静止衛星の位置補正方向から得られた基準方向は太陽輻射圧及びそれ以外の外力に抗して概ね制御すべき方向に対応することになる。
上記基準方向を決定する第二の手段は、例えば、請求項４に記載されるように、各静止衛星の対応する軌道の変動範囲内での位置補正方向の合成方向を演算する合成方向演算手段を備え、その演算された合成方向に基づいて基準方向を決定するように構成することができる。
【００２３】
また、上記本発明の第二の課題を解決するため、本発明は、請求項５に記載されるように、複数の静止衛星を、所定経度範囲上空に保持すると共に各静止衛星に対して予め定めた軌道の所定変動範囲内に保持するように位置制御する静止衛星の位置制御システムでの処理をコンピュータに行わせるためのプログラムを格納した記憶媒体において、複数の静止衛星を各軌道の変動範囲内で位置補正する平均的な方向に対応した基準方向を決定する基準方向決定手順と、基準方向決定手段にて決定された基準方向においてより先に位置する静止衛星の位置制御がより先に行われるように各静止衛星の位置制御実施の順序を決定する制御実施順序決定手順とを備え、各静止衛星に対して予め定めた軌道を所定の２次元空間に展開される離心率ベクトルで表し、各静止衛星に対応する離心率ベクトルを相互に重なることのない所定変動範囲内に保持するように各静止衛星の位置制御を行うようにし、上記制御実施順序決定手段は、決定された基準方向において離心率ベクトルの変動範囲がより先に位置する静止衛星の位置制御がより先に行われるように各静止衛星の位置制御実施の順序を決定する離心率ベクトル順序決定手段を有し、上記離心率ベクトル順序決定手段は、決定された基準方向の制御方向単位ベクトルと、各静止衛星に対応した離心率ベクトルの変動範囲の方向を特定する単位ベクトルとの内積を演算する内積演算手段と、該内積演算手段にて演算される内積の大きい順に静止衛星の位置制御実施順序を決定する順序決定手段とを有するプログラムを格納した記憶媒体として構成される。
【００２４】
上記記憶媒体は、ＣＤ−ＲＯＭ、光磁気ディスク（ＭＯ）、磁気テープ、その他、コンピュータが読み取り可能な任意の媒体とすることができる。
【００２５】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を図面に基づいて説明する。
本発明の実施の一形態に係る静止衛星の位置制御システムは、基本的に図６に示すように構成されている。図６において、本発明に係る静止衛星の位置制御システムとしての追跡管制システム１００が地上局に設置されている。この地上局には、更に、アンテナ３００及びこのアンテナ３００を介して上空の静止衛星５００との通信を行うアンテナ制御装置２００が設置されている。
【００２６】
追跡管制システム１００は、コンピュータシステムにて構築され、測距処理ユニット１０１、軌道決定処理ユニット１０２、軌道制御ユニット１１０、コマンド作成ユニット１０３、コマンド送信処理ユニット１０４及びデータベース１２０を有している。上記各ユニット１０１、１０２、１０３、１０４、１１０は、コンピュータシステムにおける所謂中央演算処理ユニット（ＣＰＵ）の機能として実現され、データベース１２０は、ハードディスク装置等の補助記憶装置にて実現される。
【００２７】
アンテナ３００を介してアンテナ制御装置２００は、静止衛星５００からのテレメトリデータを受信し、その受信テレメトリデータが追跡管制システム１００に提供される。この追跡管制システム１００においては、測距データ処理ユニット１０１が入力されたテレメトリデータを処理して静止衛星５００の位置決定に使用するための測距データ（工学値）に変換する。軌道決定処理ユニット１０２は、測距データ処理ユニット１０１からの測距データを用いて静止衛星５００の位置を表す位置情報演算する。軌道決定処理ユニット１０２にて演算された位置情報が軌道制御ユニット１１０に提供される。
【００２８】
上空には複数の静止衛星が飛行しており、上記のようなアンテナ制御装置２００でのテレメトリデータの受信処理及び測距データ処理ユニット１０１及び軌道決定処理ユニット１０２での各処理が、各静止衛星について時分割にて実行される。その結果、各静止衛星についての位置情報が軌道制御ユニット１１０に順次提供され、これらの位置情報に基づいて、軌道制御ユニット１１０は、従来と同様の経度分離方式、離心率分離方式及び傾斜角度分離方式に従って、各静止衛星の位置制御情報（制御計画値）を作成する。即ち、各静止衛星について、経度（日本の場合、東経１１０度付近）、軌道を特定する離心率ベクトル及び軌道の傾きを表す傾斜角度がそれぞれ所定の変動範囲内に保持されるような、位置制御情報が作成される。この位置制御情報は、制御すべき時刻（日時）、方向及び大きさの情報を含む。
【００２９】
上記データベース１２０には、地球に対する太陽の位置に関する情報及び、その輻射圧情報が格納されている。軌道制御ユニット１１０は、上述したような位置制御情報の他、データベース１２０からの太陽位置に基づいて各静止衛星の制御実施順序を決定する。この制御実施順序の決定処理の詳細については後述する。また、データベース１２０からの輻射圧情報に基づいて静止衛星を位置制御によって保持すべき範囲（離心率ベクトルの変動範囲）や制御の大きさが決定される。
【００３０】
軌道制御ユニット１１０は、決定された制御実施順序に従って、対応する静止衛星の位置制御情報をコマンド作成処理ユニット１０３に提供する。このコマンド作成処理ユニット１０３は、位置制御情報をコマンドとして送信するパラメータに変換する。そして、コマンド送信処理ユニット１０４がコマンド作成処理ユニット１０３からのパラメータに基づいて送信すべきコマンドデータ列を生成する。そして、アンテナ制御装置２００が、コマンド送信処理ユニット１０４にて生成された位置制御情報に関するコマンドデータ列をアンテナ３００を介して対応する静止衛星５００に対して送信する。そして、このように地上局から送信される位置制御情報を受信した各静止衛星５００は、その位置制御情報に基づいて推進力の大きさ及び方向を指定された時期に制御して、その軌道修正を行う。
【００３１】
上記のような静止衛星の追跡管制システム１００において、ＣＤ−ＲＯＭ、光磁気ディスク（ＭＯ）、磁気テープ等の記憶媒体で提供されるプログラムが内部メモリにインストールされ、そのプログラムに従って制御実施順序の決定処理を実行することによって、軌道制御ユニット１１０における制御実施順序を決定する機能が実現される。この制御実施順序の決定処理は、例えば、図７に示す手順に従って実行される
図７において、まず、位置制御すべき静止衛星の制御実施順序の初期設定がなされる（Ｓ１）。これは、任意に設定することができる。例えば、図８に示すように、８台の静止衛星ＳＡＴ１、ＳＡＴ２、ＳＡＴ３、ＳＡＴ４、ＳＡＴ５、ＳＡＴ６、ＳＡＴ７、ＳＡＴ８を、その軌道を特定する各離心率ベクトルが所定変動範囲（保持円）Ｅ１、Ｅ２、Ｅ３、Ｅ４、Ｅ５、Ｅ６、Ｅ７、Ｅ８に保持されるように、位置制御する場合、例えば、静止衛星ＳＡＴ１、ＳＡＴ２、ＳＡＴ３、ＳＡＴ４、ＳＡＴ５、ＳＡＴ６、ＳＡＴ７、ＳＡＴ８の順番にその制御実施順序が初期設定される。以下、この８台の静止衛星の位置制御を行う場合を例に、制御実施順序の決定処理について説明を進める。
【００３２】
上記のように制御実施順序の初期設定がなされた後、太陽輻射圧による影響から順番を決定するモード（太陽同期モード）が選択されているか否かが判定される（Ｓ２）。この太陽同期モードでの処理を行う場合には、ユーザが予めその設定処理を行う。ここで、太陽同期モードの設定がなされていると判定された場合、データベース１２０から読み出された太陽の位置に関する情報基づいて太陽位置赤経方向の単位ベクトルｓ＿が求められる（Ｓ３）。太陽輻射圧を受けてずれてゆく各静止衛星の軌道を表す離心率ベクトルｅ＿は、太陽の方向に対して時計方向に略９０°の方向に制御すべきであることが一般に知られている。従って、上記のように太陽位置赤経方向の単位ベクトルｓ＿が求まると、その単位ベクトルｓ＿を用いて、各離心率ベクトルを制御すべき平均的な方向を表す単位ベクトルｕv ＿が、
【００３３】
【数１】
0003647657.tif 000002
【００３４】
に従って演算される（Ｓ４）。即ち、図８に示すように、８個の静止衛星に対応した各離心率ベクトルは、概ね単位ベクトルｕv ＿で特定される方向に制御されることになる。この単位ベクトルｕv ＿は、上述のように、各静止衛星が影響を受ける太陽輻射圧の方向（太陽の方向に対応する）に依存する。
図８に示すように、離心率ベクトルが展開される２次元空間η−ξにおいて、原点（地球位置に対応）から各離心率ベクトルの保持円Ｅ１、Ｅ２、Ｅ３、Ｅ４、Ｅ５、Ｅ６、Ｅ７、Ｅ８の中心に向かう方向の単位ベクトルｕe1＿、ｕe2＿、ｕe3＿、ｕe4＿、ｕe5＿、ｕe6＿、ｕe7＿、ｕe8＿が定義される。この各単位ベクトルは、各離心率ベクトルが制御される得る範囲（変動範囲）の概ねの方向を示している。そして、上記のように演算された各離心率ベクトルの制御されるべき平均的な方向の単位ベクトルｕv ＿と各離心率ベクトルの保持円の中心に向かう単位ベクトルｕe1＿、ｕe2＿、ｕe3＿、ｕe4＿、ｕe5＿、ｕe6＿、ｕe7＿、ｕe8＿との内積Ｐｉ＝（ｕv ＿・ｕe ｉ）（ｉ＝１〜８）が演算される（Ｓ５）。このように演算された各内積Ｐｉの大きい順に静止衛星の制御実施順序を決定し、上記初期設定の制御実施順序を更新（並べ替え）する（Ｓ６）。
【００３５】
この内積Ｐｉは、制御すべき方向（ｕv ＿）に対する各離心率ベクトルの保持円Ｅｉの中心に向かう単位ベクトルｕe ｉの射影である。内積Ｐｉが大きいということは、離心率ベクトルの保持円Ｅｉが当該制御されるべき方向においてより先にあることを意味する。このより先にある保持円内において概ねその制御されるべき方向（ｕv ＿）に離心率ベクトルを制御すると、この制御された離心率ベクトルは、制御すべき方向（ｕv ＿）においてより後方にある保持円内に保持されるべき他の離心率ベクトルから一時的に離れることになる。従って、この内積Ｐｉの大きい順に静止衛星の位置制御を行うと、各離心率ベクトルが、一時的に接近する状況（図３における静止衛星ＳＡＴ３、ＳＡＴ４の状態）を回避することができる。このように、各離心率ベクトルの一時的な接近を回避できるということは、静止衛星の一時的な接近を回避できることを意味する。
【００３６】
上記の処理は、太陽同期モードの設定がなされている場合であったが、この太陽同期モードが設定されていない場合（ステップＳ２で、”Ｎ”）、各静止衛星に対して同様に作用する外力に抗した位置制御がなされるか否かの判定が行われる。具体的には、まず、各静止衛星に対応した離心率ベクトルの制御方向の単位ベクトルｕv ｉ＿が演算される（Ｓ７、Ｓ８）。これは、離心率ベクトルの制御方向は常に保持円の中心に向かうものとして演算される。各静止衛星に対応した離心率ベクトルの制御方向の単位ベクトルｕv １＿、ｕv ２＿、ｕv ３＿、ｕv ４＿、ｕv ５＿、ｕv ６＿、ｕv ７＿、ｕv ８＿が求まると、それらの平均ベクトルｗv ＿が、
ｗv ＿＝Σi=1,8 （ｕv ｉ＿／８）
に従って演算される（Ｓ９）。ここで、各静止衛星に対応した離心率ベクトルの制御方向が全くランダムであれば、この平均ベクトルｗv ＿は略ゼロ（ｗv ＿＝０）になる。このような場合、各静止衛星の制御の実施順序には有意性がないといえる。従って、この制御の実施順序に有意性があると見なし得るための上記平均ベクトルｗv ＿の下限値ｗo を予め設定しておき、上記のように演算された平均ベクトルの絶対値｜ｗv ＿｜が当該下限値ｗ0 より大きいか否かが判定される（Ｓ１０）。なお、上記下限値ｗ0 は、例えば、０．５程度の値に設定される。
【００３７】
ここで、上記平均ベクトルの絶対値｜ｗv ｜が下限値ｗ0 より大きいと判定されると、この平均ベクトルｗv ＿から、上記各静止衛星に対応した離心率ベクトルを制御すべき概ねの方向を表す単位ベクトルｕv ＿が、
ｕv ＿＝ｗv ＿／｜ｗv ＿｜
に従って演算される（Ｓ１１）。このように演算された単位ベクトルｕv ＿で決まる方向を各離心率ベクトルの制御すべき概ねの方向として、太陽同期モードの場合と同様に、この単位ベクトルｕv ＿と各離心率ベクトルの保持円の中心方向を表す単位ベクトルｕe ｉとの内積Ｐｉが演算され（Ｓ５）、その内積Ｐｉの大きい順に静止衛星の制御実施順序が決定される（Ｓ６）。
【００３８】
なお、上記平均ベクトルｗv ＿が下限値ｗ0 以下である場合、各静止衛星の制御方向が比較的ばらばらであるとして、制御順序を決める有意性がないので、初期設定された順序にて最終決定される。
上記のように、太陽同期モードでない場合は、各静止衛星に対応した離心率ベクトルの制御すべき方向を合成（ｗv ＿）することによって、各離心率ベクトルの制御すべき大まかな方向（ｕv ＿）が演算される。そして、その方向（ｕv ＿）において保持円がより先に位置する離心率ベクトルに対応する静止衛星から順に当該離心率ベクトルが保持円の中心方向に移動するように静止衛星の位置制御がされるようになる。各静止衛星の位置制御を行う際に、順次位置制御される複数の静止衛星が一時的に接近する事態の発生を極力避けることができるようになる。
【００３９】
なお、上記太陽同期モードでない場合の処理は、太陽輻射圧の他に各静止衛星に共通的に作用する外力が存在する場合により効果的である。
上述したような処理に従った場合における２つの静止衛星の最接近距離ΔＲについてのシミュレーション結果は、例えば、図９に示すようになる。上述したように離心率ベクトルが他の離心率ベクトルから一時的に離れるように各静止衛星の位置制御が行われるようになるので、図９に示すように、１年を通して２つの静止衛星の位置制御を行う毎に、最接近距離ΔＲの減少方向のピークの発生がなくなり（図５参照）、常に、最接近距離ΔＲの増加方向のピークが発生するような状況となる。
【００４０】
上記例において、図７に示すステップＳ３及びＳ４での処理が基準方向決定手段に対応し、また、ステップＳ７乃至Ｓ１１での処理が基準方向決定手段に対応する。
また、図７に示すステップＳ５での処理が制御実施順序決定手段に対応する。
【００４１】
【発明の効果】
以上、説明したように、請求項１乃至４記載の本発明によれば、各静止衛星を概ね位置補正すべき方向に対応した基準方向においてより先に位置する静止衛星の位置制御をより先に実施するようにその位置制御順序を決定するようにしたので、各静止衛星の相互の距離をできるだけ大きく保持しつつその位置を適正な範囲に制御できるようになる。
【００４２】
また、請求項５記載の本発明によれば、上記のような静止衛星の位置制御システムでの処理をコンピュータに行わせるためのプログラムを格納した記憶媒体を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】経度分離方式の原理を説明するための図である。
【図２】離心率分離方式の原理を説明するための図である。
【図３】離心率分離方式に用いられる離心率ベクトルを示す図である。
【図４】各静止衛星の軌道に対応した離心率ベクトルの変化を示す図である。
【図５】従来の位置制御システムにて位置制御される２つの静止衛星の最接近距離の変動のシミュレーション結果を示す図である。
【図６】本発明の実施例に係る静止衛星の位置制御システムを示すブロック図である。
【図７】図６に示すシステムにて実行される静止衛星の位置制御実施順序を決定する処理の手順を示すフローチャートである。
【図８】各静止衛星の位置を表す離心率ベクトルの変動範囲（保持円）及び制御方向の例を示す図である。
【図９】図６に示すシステムにて位置制御がなされる２つの静止衛星の最接近距離の変動のシミュレーション結果を示す図である。
【符号の説明】
１００  追跡管制システム
１０１  測距データ処理ユニット
１０２  軌道決定処理ユニット
１０３  コマンド作成処理ユニット
１０４  コマンド送信処理ユニット
１１０  軌道制御ユニット
１２０  データベース
２００  アンテナ制御装置
３００  アンテナ
５００  静止衛星
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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