(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
宇宙空間から大気圏に突入した機体が空力加熱により破壊される状態を観測する破壊状態観測装置であって、
前記機体に予め搭載された観測用の衛星と、
前記機体又は前記衛星に設けられ、前記機体が地球を周回する軌道を離脱する前に、前記機体から前記衛星を前記軌道に放出する放出機構と、を備え、
前記衛星は、前記機体を撮像する撮像装置と、
撮像により取得した画像データを記録する制御装置と、
前記画像データを地上の基地局に送信するデータ送信機と、を有し、
前記軌道上を周回しながら前記基地局の上空を複数回通る間に前記画像データを該基地局へ向けて送信する、ことを特徴とする破壊状態観測装置。
【請求項２】
宇宙空間から大気圏に突入した機体が空力加熱により破壊される状態を観測する破壊状態観測装置であって、
前記機体に予め搭載された観測用の衛星と、
前記機体又は前記衛星に設けられ、前記機体が軌道を離脱する前に、前記機体から前記衛星を前記軌道に放出する放出機構と、を備え、
前記衛星は、前記機体を撮像する撮像装置と、
撮像により取得した画像データを記録する制御装置と、
前記画像データを地上に送信するデータ送信機と、
前記撮像装置の撮像範囲を制御できる撮像範囲制御機構と、を有し、
前記撮像範囲制御機構は、予め行われた解析予測で求められた前記機体の予測位置の方向に前記撮像装置を向けることにより前記撮像範囲内に前記機体を捉え続け、
さらに前記撮像範囲制御機構は、前記撮像装置の向きを変える駆動装置又は前記衛星の全体の姿勢を変更する姿勢制御機構である、ことを特徴とする破壊状態観測装置。
【請求項３】
宇宙空間から大気圏に突入した機体が空力加熱により破壊される状態を観測する破壊状態観測方法であって、
（Ａ）前記機体に、観測用の衛星を予め搭載しておき、
（Ｂ）前記機体が地球を周回する軌道を離脱する前に、前記機体から前記衛星を前記軌道に放出し、
（Ｃ）前記衛星に設けた撮像装置により、前記機体を撮像し、
（Ｄ）前記軌道上を周回する前記衛星が地上の基地局の上空を複数回通る間に撮像により取得した画像データを該基地局へ向けて送信する、ことを特徴とする破壊状態観測方法。
【請求項４】
宇宙空間から大気圏に突入した機体が空力加熱により破壊される状態を観測する破壊状態観測方法であって、
（Ａ）前記機体に、観測用の衛星を予め搭載しておき、
（Ｂ）前記機体が軌道を離脱する前に、前記機体から前記衛星を前記軌道に放出し、
（Ｃ）前記衛星に設けた撮像装置により、前記機体を撮像し、
（Ｄ）撮像により取得した画像データを前記衛星から地上に送信し、
前記（Ｃ）の前に、予め解析予測を行い前記機体の予測位置の方向を求め、
前記（Ｃ）において、前記機体の予測位置の方向に前記撮像装置を向けることにより前記撮像装置の撮像範囲内に前記機体を捉え続け、前記機体を撮像する、ことを特徴とする破壊状態観測方法。
【請求項５】
前記（Ｃ）において前記機体を撮像する際の前記衛星と前記機体との距離を、前記（Ｂ）において前記機体が前記衛星を放出するときの速度又は方向の設定を変えることにより調整する、ことを特徴とする請求項３又は４に記載の破壊状態観測方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、宇宙空間から地表側へ向けて機体が大気圏に突入し、大気圏を通過している間にその機体が破壊される状態を観測する破壊状態観測装置と方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
宇宙空間から地表側へ向けて大気圏に突入する機体が大気圏を通過している間に破壊される状態を観測する方法としては、（１）地上または航空機からレーダ又は光学的に観測する方法、（２）別途飛行している衛星や国際宇宙ステーションから撮影する方法、（３）機体に搭載した観測装置が機体と一緒に再突入する方法がある。
【０００３】
（３）の機体に搭載した観測装置が機体と一緒に再突入する方法として、例えば特許文献１に開示された方法がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開２０１２−９１６８２号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
再突入する機体が地上に害を及ぼす可能性があるものの場合は、通常、再突入場所として、海洋上のリスクの少ない場所が選択される。また地球は陸地より海が占める面積の方が広いため、機体の再突入場所が海上となる可能性が高い。しかし、そのような再突入場所は、船舶も航空機も通らず、陸地もない場所であるからこそ再突入場所として選択されているため、地上（陸上）から再突入を観測できる可能性は低い。また航空機から観測しようすると、非常に大型の基材を航空機に搭載しなければならず、地上からその地点に行くのは大変である。
【０００６】
また再突入する機体とは別の軌道上を移動する衛星や国際宇宙ステーションから再突入する機体を観測しようとしても、衛星や国際宇宙ステーションは、機体とは別の軌道上を移動しているため、撮影のタイミングをあわせるのが非常に難しい。
別の軌道上を移動する衛星や国際宇宙ステーションから機体の再突入を観測するには、事前に厳密な検討をして、衛星や国際宇宙ステーションの近傍で機体を再突入させなければならない。例えば国際宇宙ステーションの軌道は変えられないため、機体の軌道を、再突入を観察するためだけに国際宇宙ステーションの近傍に来るようにわざわざ調整しなければならない。
【０００７】
また、どのような順番で機体が破壊されるかについては、まだ明らかになっていないため、機体が壊れる際に、機体のある一箇所が最後まで壊れないように機体を設計することができない。つまり観測装置が最後まで機体に接続し続けるように機体を設計しようとしても、どの部分が最後まで壊れないのかがまだ明らかではないため、そのように設計できない。そのため観測したい特定の破壊事象を観測する前に破壊によって受動的に観測装置が機体から外れて、機体と異なる軌道で落下してしまい、その破壊事象を観測できない可能性があった。
【０００８】
また機体から能動的に観測装置を分離する場合でも、落下途中にカメラのレンズがどの方向に向くかについてはコントロールできない。そのため、たとえ観測装置が機体と同じ軌道で落下したとしても、目的の破壊事象を観測できない可能性があった。
【０００９】
また機体と共に再突入する観測装置は、機体の破壊が終わってから観測装置が空力加熱や地面との衝突で破壊されるまでの間（例えば５分以下）しか、画像データを地上に送信できなかった。そのため観測装置が機体と共に再突入する場合には、その非常に短い時間（例えば５分）の間に送信できるだけのデータ量しか、地上に送信できなかった。また大量のデータ量を送信するためには、例えば観測装置にパラシュートを付けたり、海上に浮くための工夫をするなど、再突入した観測装置が壊れないための様々な工夫を施さなければならなかった。
【００１０】
さらに大量のデータを取得するべく観測装置を回収するためには、膨大な人手と費用が必要となる。そのため膨大な人手や費用をかけなければ、大量のデータを取得できなかった。
【００１１】
本発明は上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち本発明の目的は、大気圏を通過する機体が破壊される状態を確実に容易に観測でき、大量のデータ量を送信できる破壊状態観測装置と方法を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
本発明によれば、宇宙空間から大気圏に突入した機体が空力加熱により破壊される状態を観測する破壊状態観測装置であって、
前記機体に予め搭載された観測用の衛星と、
前記機体又は前記衛星に設けられ、前記機体が地球を周回する軌道を離脱する前に、前記機体から前記衛星を前記軌道に放出する放出機構と、を備え、
前記衛星は、前記機体を撮像する撮像装置と、
撮像により取得した画像データを記録する制御装置と、
前記画像データを地上の基地局に送信するデータ送信機と、を有し、
前記軌道上を周回しながら前記基地局の上空を複数回通る間に前記画像データを該基地局へ向けて送信する、ことを特徴とする破壊状態観測装置が提供される。
【００１３】
また宇宙空間から大気圏に突入した機体が空力加熱により破壊される状態を観測する破壊状態観測装置であって、
前記機体に予め搭載された観測用の衛星と、
前記機体又は前記衛星に設けられ、前記機体が軌道を離脱する前に、前記機体から前記衛星を前記軌道に放出する放出機構と、を備え、
前記衛星は、前記機体を撮像する撮像装置と、
撮像により取得した画像データを記録する制御装置と、
前記画像データを地上に送信するデータ送信機と、
前記撮像装置の撮像範囲を制御できる撮像範囲制御機構と、を有し、
前記撮像範囲制御機構は、予め行われた解析予測で求められた前記機体の予測位置の方向に前記撮像装置を向けることにより前記撮像範囲内に前記機体を捉え続け、
さらに前記撮像範囲制御機構は、前記撮像装置の向きを変える駆動装置又は前記衛星の全体の姿勢を変更する姿勢制御機構である、ことを特徴とする破壊状態観測装置が提供される。
【００１４】
また本発明によれば、宇宙空間から大気圏に突入した機体が空力加熱により破壊される状態を観測する破壊状態観測方法であって、
（Ａ）前記機体に、観測用の衛星を予め搭載しておき、
（Ｂ）前記機体が地球を周回する軌道を離脱する前に、前記機体から前記衛星を前記軌道に放出し、
（Ｃ）前記衛星に設けた撮像装置により、前記機体を撮像し、
（Ｄ）前記軌道上を周回する前記衛星が地上の基地局の上空を複数回通る間に撮像により取得した画像データを該基地局へ向けて送信する、ことを特徴とする破壊状態観測方法が提供される。
【００１５】
また宇宙空間から大気圏に突入した機体が空力加熱により破壊される状態を観測する破壊状態観測方法であって、
（Ａ）前記機体に、観測用の衛星を予め搭載しておき、
（Ｂ）前記機体が軌道を離脱する前に、前記機体から前記衛星を前記軌道に放出し、
（Ｃ）前記衛星に設けた撮像装置により、前記機体を撮像し、
（Ｄ）撮像により取得した画像データを前記衛星から地上に送信し、
前記（Ｃ）の前に、予め解析予測を行い前記機体の予測位置の方向を求め、
前記（Ｃ）において、前記機体の予測位置の方向に前記撮像装置を向けることにより前記撮像装置の撮像範囲内に前記機体を捉え続け、前記機体を撮像する、ことを特徴とする破壊状態観測方法が提供される。
【００１６】
また前記（Ｃ）において前記機体を撮像する際の前記衛星と前記機体との距離を、前記（Ｂ）において前記機体が前記衛星を放出するときの速度又は方向の設定を変えることにより調整する。
【発明の効果】
【００１７】
上述した本発明の装置と方法によれば、機体が軌道を離脱する前に、衛星を機体から軌道上に放出するので、自動的に機体を追尾するような軌道上に、容易に衛星を入れることができる。そのため本発明は、異なる軌道上を移動する衛星や国際宇宙ステーションとの撮影のタイミングを合わせるためのスケジューリングを必要とせず、大気圏を通過する機体が破壊される状態を容易に観測できる。
【００１８】
また撮像装置を搭載する衛星を軌道に残すため、撮像装置は空力加熱で破壊されない。そのうえ機体が軌道を離脱する前に衛星を放出することで機体の落下方向と同じ方向に延びる軌道上に衛星を放出できるので、衛星が、機体を追尾できる。それにより、撮像装置で機体の状態を捉えることができる位置に衛星を配置できるので、本発明は、大気圏通過中に機体が破壊される状態を確実に観測することができる。
【００１９】
また衛星は、機体の再突入後も軌道を離脱せず、地球の周りを回り続けるので、長期間（例えば機体の再突入から約１か月〜３か月間）にわたり、軌道上に留まることができる。それにより撮像装置が撮像した画像データが大量のデータ量であっても、複数回に分けて地上に送信することが可能である。
【００２０】
さらに衛星は、長期間にわたり地球の周りを回り続けながら大量のデータを地上に送信し、その後落下し、焼失するので、衛星を回収しなくても大量のデータを取得できる。そのため本発明の装置と方法によれば、観測装置を回収するのに必要な膨大な人手や費用をかけなくても、大量のデータを取得できる。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】本発明の破壊状態観測装置の説明図である。
【図２】本発明の衛星の説明図である。
【図３】本発明の衛星と落下する機体との位置関係の説明図である。
【図４】衛星と機体との位置関係の一例を表した図である。
【発明を実施するための形態】
【００２２】
以下、本発明の実施形態を図面に基づいて説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００２３】
図１は、本発明の破壊状態観測装置１の説明図である。図１（Ａ）は、まだ放出されていない衛星３と機体Ｆの図、図１（Ｂ）は、機体Ｆから衛星３が放出されたときの図である。図１（Ｃ）は、機体Ｆが軌道Ｖを離脱するときの図であり、図１（Ｄ）は、機体Ｆが破壊される状態を衛星３が撮像しているときの図である。図１において、図１（Ａ）から（Ｄ）にかけて時間が経過する。
【００２４】
本発明の破壊状態観測装置１は、宇宙空間Ｌから大気圏Ｊに突入した機体Ｆが空力加熱により破壊される状態を観測する装置である。
【００２５】
機体Ｆは、大気圏Ｊの通過中に破壊される宇宙機である。機体Ｆは、例えば直径が約４〜６ｍであり、長さが約８〜１２ｍの宇宙機であるが、その他の大きさの宇宙機であってもよい。
【００２６】
破壊状態観測装置１は、図１に示すように、機体Ｆに予め搭載された観測用の衛星３と、機体Ｆから衛星３を軌道Ｖに放出する放出機構５と、を備える。
【００２７】
放出機構５は、機体Ｆが軌道Ｖを離脱する前に、機体Ｆから衛星３を軌道Ｖに放出する。放出機構５は、機体Ｆと衛星３のいずれに設けられていてもよい。例えば放出機構５は、圧縮した状態で両端が機体Ｆと衛星３に接しているバネであってもよく、衛星３の後述する電源１５（図２を参照）又は機体Ｆに搭載された電源の電力により作動するシリンダ等のアクチュエータや、既知の火工品であってもよい。放出機構５が衛星３側に設けられている場合、放出機構５の放出動作は、後述する衛星３の制御装置１１（図２を参照）により制御されることが好ましい。
【００２８】
図２は、本発明の衛星３の説明図である。
衛星３は、撮像装置７、制御装置１１、データ送信機１３、電源１５を有する。衛星３は、例えば質量が１ｋｇ程度〜５０ｋｇのものであってもよく、大きさが約１０ｃｍ角〜５０ｃｍ角のものであってもよい。
【００２９】
また衛星３は、制御装置１１により撮像装置７の撮像範囲を制御できる撮像範囲制御機構１７を有していることが好ましい。それにより撮像範囲内に機体Ｆを捉え続けるように制御装置１１で撮像装置７を制御することができる。なお、地上の基地局Ｋから撮像範囲制御機構１７を制御して撮像範囲を調整してもよい。
撮像範囲制御機構１７は、予め行われた解析予測で求められた機体Ｆの予測位置の方向に撮像装置７を向けることにより、撮像範囲内に機体Ｆを捉え続ける。
【００３０】
撮像範囲制御機構１７は、例えばカメラやレーダ等の撮像装置７を動かし、その向きを変えるアクチュエータやモータ等の駆動装置であってもよい。もしくは撮像範囲制御機構１７は、衛星３の全体の姿勢を変更することで撮像装置７の撮像範囲を制御する例えばガスジェット等の姿勢制御機構であってもよい。
【００３１】
撮像装置７は、機体Ｆを撮像するカメラ又はレーダである。撮像装置７は、例えば７００ｋｍ以上前方でも１０ｍ程度が識別できる高解像度の遠隔観測用のカメラ又はレーダであることが好ましい。また撮像装置７は、広角のカメラであってもよい。またカメラは、可視光を撮像するカメラでもよく、赤外線カメラであってもよい。赤外線カメラは、衛星３の温度が機体Ｆ及びその周辺の温度より低いときに撮像装置７として使用できる。
【００３２】
制御装置１１は、撮像装置７とデータ送信機１３を制御するとともに、撮像により取得した画像データを記録する制御装置である。また衛星３が撮像範囲制御機構１７を有する場合、制御装置１１は、撮像範囲制御機構１７をも制御することが好ましい。
【００３３】
データ送信機１３は、画像データを地上に送信する送信機である。なお、地上の基地局Ｋから受信した指令で撮像範囲制御機構１７を制御する場合には、データ送信機１３は、地上からの指令を受信する受信機をも有していることが好ましい。
【００３４】
電源１５は、衛星３に搭載された電池であってもよく、衛星３の外側に取り付けられた太陽光発電電池であってもよい。またその他の電池であってもよい。電源１５は、撮像装置７、制御装置１１、及びデータ送信機１３や撮像範囲制御機構１７と接続され、その電力を撮像装置７、制御装置１１、及びデータ送信機１３や撮像範囲制御機構１７に供給する。
【００３５】
次に、本発明の破壊状態観測方法について説明する。
図３は、本発明の衛星３と落下する機体Ｆとの位置関係の説明図である。図３（Ａ）は、まだ放出されていない衛星３と機体Ｆの図、図３（Ｂ）は、機体Ｆから衛星３が放出されたときの図である。図３（Ｃ）は、機体Ｆが軌道Ｖを離脱するときの図であり、図３（Ｄ）と図３（Ｅ）は、機体Ｆが破壊される状態を衛星３が撮像しているときの図である。図３において、図３（Ａ）から（Ｅ）にかけて時間が経過する。
【００３６】
本発明の破壊状態観測方法は、宇宙空間Ｌから大気圏Ｊに突入した機体Ｆが空力加熱により破壊される状態を観測する方法である。
（ステップＳ１）機体Ｆに、観測用の衛星３を予め搭載しておく。衛星３には、例えば７００ｋｍ以上前方まで撮像できる遠隔観測用の撮像装置７を搭載することが好ましい。その状態で、機体Ｆをロケットで宇宙空間Ｌへ打ち上げ、宇宙空間Ｌで機体Ｆの任務を完了させる。
【００３７】
（ステップＳ２）次に任務を完了した機体Ｆが地球Ｅに帰還するときに、機体Ｆが軌道Ｖ上にある状態で（図３（Ａ））、機体Ｆが軌道Ｖを離脱する前に、機体Ｆから衛星３を同じ軌道Ｖ上に放出する（図３（Ｂ））。機体Ｆが軌道Ｖ上にあるときに放出機構５を駆動させ、衛星３を機体Ｆから放出することにより、容易に衛星３を軌道Ｖに乗せることができる。
【００３８】
その後、図３（Ｃ）に示すように、機体Ｆは、それがもつロケットエンジンに点火して、方向を転換し、軌道Ｖから地表側に離脱する。機体Ｆは、大気圏Ｊに突入し、地球Ｅの引力に引っ張られて落下する。衛星３は、その軌道Ｖ上における機体Ｆが落下する方向と同じ方向へ進む。このとき、軌道には、一般的に、高度が下がると速度が上がるという特性がある。そのため衛星３を放出した直後は、機体Ｆと衛星３はほぼ同じ位置にあるが（図３（Ｂ）、図３（Ｃ））、機体Ｆが落下すればする程、機体Ｆが衛星３より前方に進むようになる。それにより、機体Ｆが落下すればする程、機体Ｆと衛星３との距離Ｔが大きくなる。
【００３９】
図４は、衛星３と機体Ｆとの位置関係の一例を表した図である。図４は、横軸が経過時間であり、縦軸が距離、高度、又は角度を表している。
また図４において、線Ｐは機体Ｆの高度を表し、線Ｑは衛星３の高度を表している。線Ｒは衛星３と機体Ｆとの距離Ｔを表し、線Ｓは俯角θを表している。ここで、水平とは、衛星３を通る軌道Ｖ上の接線である局所水平Ｈ（図３（Ｄ）、（Ｅ）を参照）を意味する。また俯角θとは、水平に対して下方に機体Ｆが見える角度を意味し、具体的には図３（Ｄ）と（Ｅ）に示すように、衛星３と機体Ｆを結ぶ線と局所水平Ｈとが成す角度を意味する。
【００４０】
図４は、衛星３と機体Ｆの相対速度が０とし、機体Ｆからの衛星３の放出と同時に機体Ｆが軌道Ｖを離脱した場合を例としている。
機体Ｆの高度が約１００〜８０ｋｍ（軌道離脱から約１６００〜１７００秒後）になると、空力加熱により、機体Ｆの破壊が開始する（図４の機体Ｆの高度を参照）。
【００４１】
（ステップＳ３）図３（Ｄ）（Ｅ）と図４の線Ｓに示すように、機体Ｆは、衛星３からその進行方向の前方下方に見えた状態となる。衛星３は、撮像装置７により機体Ｆを撮像し、その画像データを制御装置１１に記憶する。
例えばステップＳ３の前に、予め解析予測を行い機体Ｆの予測位置の方向を求めておき、ステップＳ３において、機体Ｆの予測位置の方向に撮像装置７を向けることが好ましい。それにより、撮像装置７の撮像範囲内に機体Ｆを捉え続け、機体Ｆを撮像することができる。
【００４２】
例えば図４の例では、機体Ｆの破壊が始まる高度１００ｋｍ付近において、衛星３と機体Ｆとの距離Ｔ（図３（Ｄ）、（Ｅ）を参照）は５００ｋｍ程度であり、機体Ｆは、衛星３の前方下方約１０°から３０°の間に収まって見える。そのため、衛星３が軌道上を移動する間は、撮像範囲に、衛星３の軌道Ｖ上の進行方向に対して前方かつ下方（地表側）約１０°〜４０°の範囲を含めるように、撮像装置７が設置されていることが好ましい。つまり例えば撮像装置７がカメラであり、衛星３の本体の内部でカメラのレンズの向きを変えられない場合、ステップＳ２で、衛星３の進行方向に対して前方かつ下方約２０°〜３０°の方向にレンズを向けた姿勢で、衛星３を機体Ｆから軌道Ｖ上に放出することが好ましい。撮像装置７がレーダである場合も同様に、衛星３の進行方向に対して前方かつ下方約２０°〜３０°の方向にレーダの送受信機を向けた姿勢のまま、ステップＳ２で、衛星３を機体Ｆから軌道Ｖ上に放出することが好ましい。
【００４３】
それにより図４に示すように機体Ｆの破壊が始まる高度１００ｋｍ付近から機体Ｆが焼失するまで、終始、機体Ｆの破壊事象を撮像できる。
なお、本発明の破壊状態観測装置１は、進行方向に対して前方かつ下方（地表側）約１０°〜４０°の範囲を撮像範囲に含めるように、もしくは撮像範囲に必ず機体Ｆが含められるように、上述の撮像範囲制御機構１７で撮像装置７を制御してもよい。
【００４４】
撮像装置７による撮像は、機体Ｆが焼失するまで続けられる。例えば図４の例の場合、機体Ｆは、軌道離脱から約１８００〜１９００秒後に焼失する。
【００４５】
なお、ステップＳ３において機体Ｆを撮像する際の衛星３と機体Ｆとの距離Ｔは、ステップＳ２において機体Ｆが衛星３を放出するときの速度又は方向の設定を変えることにより調整できる。それにより、例えば撮像したい撮像事象によって、機体Ｆと衛星３との位置関係を調節することができる。
例えば機体Ｆから近い位置で破壊事象を観測したい場合、上述のステップＳ２で、機体Ｆから衛星３を同じ軌道Ｖ上の進行方向の前方に向けて放出すれば、その分、衛星３の移動速度を速くすることができるので、距離Ｔを短く設定できる。反対に遠くから撮像した方が破壊事象の全体が判りやすい場合には、ステップＳ２で機体Ｆから衛星３を同じ軌道Ｖ上の進行方向の後方に放出することにより、衛星３の移動速度を遅くすることができる。それにより、衛星３と機体Ｆとの距離Ｔを大きく設定でき、機体Ｆから大きく離れた位置から破壊事象を撮像できる。
【００４６】
（ステップＳ４）次いで、図２に示すように、撮像により取得した画像データを衛星３から地上に送信する。
【００４７】
撮像装置７が撮像した画像データは膨大なデータ量になるので、それを一度に地上に送信することは難しい。しかし衛星３は、例えば高度約３００ｋｍ以上にある軌道Ｖに沿って地球Ｅの周りを回りながら、長期間（例えば約１か月〜３か月）を掛けて少しずつ高度を下げ、いずれは落下し、焼失する。そのため衛星３は、軌道Ｖ上で地球Ｅの周りを何度も回りながら、地上の基地局Ｋの上空を通る度に複数回に分けて画像データを地上の基地局Ｋに向けて送信できる。それにより地上の基地局Ｋは、複数回にわたって衛星３からの画像データを受信できる。したがって本発明の破壊状態観測装置１は、機体と一緒に再突入する従来の方法に比べてはるかに長い時間、画像データを地上に送信する機会を有することができる。
【００４８】
上述した本発明の装置と方法によれば、機体Ｆが軌道Ｖを離脱する前に、衛星３を機体Ｆから軌道Ｖ上に放出するので、自動的に機体Ｆを追尾するような軌道Ｖ上に、容易に衛星３を入れることができる。そのため本発明は、異なる軌道上を移動する衛星や国際宇宙ステーションとの撮影のタイミングを合わせるためのスケジューリングを必要とせず、大気圏Ｊを通過する機体Ｆが破壊される状態を容易に観測できる。
【００４９】
また撮像装置７を搭載する衛星３を軌道Ｖに残すため、撮像装置７は空力加熱で破壊されない。そのうえ機体Ｆが軌道Ｖを離脱する前に衛星３を放出することで機体Ｆの落下方向と同じ方向に延びる軌道Ｖ上に衛星３を放出できるので、衛星３が、機体Ｆを追尾できる。それにより、撮像装置７が機体Ｆの状態を捉えることができる位置に衛星３を配置できるので、本発明は、大気圏Ｊ通過中に機体Ｆが破壊される状態を確実に観測することができる。
【００５０】
また衛星３は、機体Ｆの再突入後も軌道Ｖを離脱せず、地球Ｅの周りを回り続けるので、長期間（例えば機体Ｆの再突入から約１か月〜３か月間）にわたり、軌道Ｖ上に留まることができる。それにより撮像装置７が撮像した画像データが大量のデータ量であっても、複数回に分けて地上に送信することが可能である。
【００５１】
さらに衛星３は、長期間にわたり地球Ｅの周りを回り続けながら大量のデータを地上に送信し、その後落下し、焼失するので、衛星３を回収しなくても大量のデータを取得できる。そのため本発明の装置と方法によれば、観測装置を回収するのに必要な膨大な人手や費用をかけなくても、大量のデータを取得できる。
【００５２】
なお本発明は上述した実施の形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更を加え得ることは勿論である。
【符号の説明】
【００５３】
１  破壊状態観測装置、３  衛星、５  放出機構、
７  撮像装置、１１  制御装置、１３  データ送信機、
１５  電源、１７  撮像範囲制御機構、
Ｅ  地球、Ｆ  機体、Ｈ  局所水平、Ｊ  大気圏、
Ｋ  基地局、Ｌ  宇宙空間、
Ｐ  機体の高度を表す線、Ｑ  衛星の高度を表す線、
Ｒ  衛星と機体との距離を表す線、Ｓ  俯角を表す線、
Ｔ  距離、Ｖ  軌道、θ  俯角
【図１】
0006473004.tif 000002
【図２】
0006473004.tif 000003
【図３】
0006473004.tif 000004
【図４】
0006473004.tif 000005