(57)【要約】【課題】現在、低コストの小型衛星を低軌道に多数配置し、全地球的通信、観測を行うことが要望されているが、低軌道の場合、小型化とともに空気抵抗を小さくする事、空力加熱からの防御が課題となる。また、衛星の姿勢を制御する従来の装置は重量が重く、かつ衛星に有害な振動または衝撃を与えるため精確な制御が困難であるという問題があった。【解決手段】空気抵抗を低減するため衛星先端を円錐形状とし、その他の構成品をその後方に配置した。また、内部を空力加熱から守るため、外側にスライド式のシェルを設けるとともに、空気力を姿勢制御に積極的に利用するため、衛星後方側面に複数の可変フラップを備え、これを操舵することにより上下左右方向の力やモーメントを発生させる。【選択図】        図１
2008222102.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
地球上空の低軌道を周回し軌道に沿って進行する人工衛星において、
側面に前記人工衛星の姿勢を検出する姿勢検出センサを備える筐体と、
前記筐体の前方に設けられ、円錐あるいは釣り鐘状の外形状を有するノーズコーンと、
前記筐体の外側側方に取り付けられ、前記人工衛星が軌道に投入された後に前記筐体の側面が露出するように、前記人工衛星の進行方向後方にスライドするシェルと、
前記姿勢検出センサからの情報を基に前記人工衛星の姿勢を計算して姿勢を制御する制御装置と、を備えたことを特徴とする人工衛星。
【請求項２】
前記シェルの側面に複数の可変フラップを備え、
前記制御装置は、前記人工衛星が軌道に投入された後に前記可変フラップを操舵することにより前記人工衛星の重心周りに空気力を発生させて、前記人工衛星の姿勢を制御することを特徴とする請求項１に記載の人工衛星。
【請求項３】
前記筐体は側面に太陽電池を備えることを特徴とする請求項１あるいは２に記載の人工衛星。
【請求項４】
軌道上において前記人工衛星の後方に展開が可能な展開パネルと、
前記人工衛星が姿勢を変える際に、進行方向からの高速気流を避けるように前記展開パネルを機体後方に隠れるように動かすことができる展開パネル角度可変装置と、を備えたことを特徴とする請求項１乃至３のいずれかに記載の人工衛星。
【請求項５】
軌道上において衛星側方に展開・折り畳みが可能な展開パネルを備え、
衛星の高度に応じて前記展開パネルが展開折り畳みされることを特徴とする請求項１乃至３のいずれかに記載の人工衛星。
【請求項６】
前記人工衛星はロケットの先端部に搭載されて前記軌道に投入され、前記ノーズコーンは、前記ロケット打ち上げ時に前記ロケットのフェアリングの機能を有することを特徴とする請求項１乃至５のいずれかに記載の人工衛星。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は地球上空の低軌道を周回する人工衛星に関するものである。より詳細には、その軌道が低い、すなわちその近地点が地上から２００ｋｍ以下の、空気が希薄な状態で存在し、その影響を無視し得ない高度にある人工衛星及びそのシステムに適用される。
【背景技術】
【０００２】
現在、全地球的通信、観測を行うことを目的として、小型衛星を多数配置した衛星システムが要望されている。この種の衛星システムにおいては、低コスト化が必須であることから、小型かつ軽量で高信頼性を要求しない短寿命の衛星が有効であり、そのミッションは単一化が図られ、なるべく低軌道での運用が有利となる。しかしながら、高度約５００ｋｍ以上では無視されていた大気密度は高度２００ｋｍ以下の低軌道では千倍以上に増加するため、従来の立方体形状の衛星を、このような低軌道で周回させた場合は大気密度の影響による空気抵抗が大きく、飛行速度が減少し遠心力と重力のバランスが崩れ、その結果重力の影響により衛星の軌道高度の低下が顕著となる。また、その高度を維持するためには衛星本体に搭載された推進装置で、空気抵抗により軌道低下した分だけ軌道上昇させる必要があり、このために多くの燃料が必要となり、燃料タンクを小型化、軽量化することは難しく、よって空気抵抗を小さくするような衛星の小型化の実現が困難になるといった問題が顕在化していた。
【０００３】
そこで、衛星本体の空気抵抗を小さくするために、進行方向の断面積が小さくなるように細長い形状とする方法が提案されている (例えば特許文献１参照) 。
【０００４】
また、衛星の姿勢を制御する従来の手段は、ジャイロ効果または反力を利用して衛星を制御するフライホイールや、燃料式推進装置からなるが、こうした装置は重量が重く、作動の際に大量のエネルギーを消費し、かつ衛星に有害な振動または衝撃を与えるため精確な制御が困難であるという欠点がある。
【０００５】
そこで、低軌道で発生する空気力を積極的に姿勢制御に利用するため、衛星の重心を通る縦中心面に関して対称に配置された横軸の周りを回動可能な展開パネルを操舵翼として用いる方法が提案されている（例えば特許文献２）。
【０００６】
【特許文献１】特開２０００−２１１５９６号公報（第６頁、第１図）
【特許文献２】特表平８−５０９４４３号公報（第１５頁、第５図）
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
しかし、空気抵抗は主に大きな展開パネルによって生じるため、単に衛星本体の進行方向の断面積を小さくしただけでは、空気抵抗低減には不十分であった。
【０００８】
また、展開パネルによる操舵を行う場合、衛星は一般的に突起物が多数あるため外形状が複雑となり、姿勢および操舵量と空気力の間の関係が非線型となり、制御が複雑となる。また姿勢によっては風見安定がないので、空気力を打ち消すだけの姿勢制御力を発生することが困難となる場合や、展開パネルに局所振動が生じ、精確な制御が困難となるという問題があった。
【０００９】
さらに、低軌道上では、気流にさらされる展開パネルは空気との摩擦による空力加熱を受けるため熱防御対策が必要となり、重量が増加するという問題があった。
【００１０】
この発明は、係る課題を解決するために成されたものであり、すなわち衛星の空気抵抗低減と良好な姿勢制御、空力加熱の防御と小型軽量化を同時に実現させることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
この発明の人工衛星は、側面に前記周回衛星の姿勢を検出する姿勢検出センサを備える筐体と、前記筐体の前方に設けられ、円錐あるいは釣り鐘状の外形状を有するノーズコーンと、前記筐体の外側側方に取り付けられ、前記周回衛星が軌道に投入された後に前記筐体の側面が露出するように、前記周回衛星の進行方向後方にスライドするシェルと、前記姿勢検出センサからの情報を基に衛星の姿勢を計算して姿勢を制御する制御装置と、を備えるようにした。
【発明の効果】
【００１２】
この発明によれば、衛星の空気抵抗の低減と、衛星の良好な姿勢制御と、空力加熱の防御と、小型軽量化とを同時に実現可能な衛星を得ることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１３】
実施の形態１．
以下、図を用いてこの発明に係る実施の形態１について説明する。図に記載する人工衛星（以下、単に「衛星」という。）１００には、各種の機器が搭載されているが、ここではこの発明の要旨とする部分のみを説明する。
【００１４】
図１はこの発明の実施の形態１における衛星１００の構成を示すものである。図１において、衛星１００は、ノーズコーン１０と、筐体１１と、シェル１２と、複数の可変フラップ１３と、姿勢検出センサ１４と、姿勢制御装置１５を備えて構成される。筐体１１は、内部に搭載機器を収納するほか、側面に外部センサや太陽電池等の機器を配置するための構造体である。ノーズコーン１０は、衛星１００の先端に設けられ、空気抵抗を減少させるため円錐あるいは釣り鐘状の外形状を有する。また、筐体１１に高速気流が直接当たらないよう機軸方向に対し筐体１１の前方に配置される。シェル１２は、衛星打ち上げ時に筐体１１の表面を高速気流から保護するように筐体１１の側方外側（外周）に取り付けられ、衛星１００が軌道に投入された後に筐体１１の側面が露出するように後方にスライドする機能を有する。可変フラップ１３は、空気力を受けて衛星１００の姿勢を変化させるためのものであり、シェル１２の側面に複数設けられ、姿勢制御装置１５の指令を受けて角度を変えることができる。姿勢検出センサ１４は、筐体１１の内部または表面に配置され、衛星１００の姿勢を検出する機能を有する。姿勢制御装置１５は筐体１１の内部に搭載され、姿勢検出センサ１４からの情報を基に衛星１００の姿勢を計算し、目的の姿勢とのずれを修正するように可変フラップ１３の操舵量を計算する機能を有する。なお、衛星内部には、シェル１２や可変フラップ１３を駆動させるサーボや衛星に搭載された機器に電力を供給する電源などが収納されていることは言うまでもない。なお、短期間の運用として内部のバッテリーのみを使用することとすれば、太陽電池パネルの設置は不要となる。
【００１５】
なお、図１では可変フラップ１３の回転軸をシェル１２の側面に沿って配置した例を示したが、ロケットの操舵翼のようにその回転軸をシェル１２の側面に対して垂直に配置しても同様の動作を行うことができる。
【００１６】
また、図１では一例として、姿勢検出センサ１４を筐体１１の側面に配置し、地球の方向を検出する地球観測センサとしたが、ＧＰＳや加速度計、ジャイロなど、姿勢を検出できるセンサは各種あり、任意の方法で姿勢を検出できればよい。
【００１７】
また、ノーズコーン１０、シェル１２、可変フラップ１３はセラミック製とする、あるいはその表面に熱防御対策を施したものを用いる。これにより、低軌道上で空力加熱によって生じる熱を防御するとともに、打上げロケットにフェアリングを用いずに直接搭載することができ、これらフェアリング機構を省略することで打上げロケットの重量を低減することが可能となる。
【００１８】
次に、この実施の形態に係る衛星１００の打上げから軌道に投入されるまでの動作を説明する。
図２は、この発明の実施の形態１における衛星１００の打上げから軌道に投入されるまでの状態を示しており、１０１は衛星１００が打上げロケットから分離する前の状態、１０２はロケットから分離し、軌道に投入されるまでの状態、１０３はシェル展開後の状態、１０４は分離したロケットを示している。
【００１９】
図２に示すように、衛星１００は打上げ時に筐体をシェル内に収納した状態でロケット先端に搭載される（１０１）。ロケット１０４が燃焼を終了して衛星１００から切り離された後も、軌道に投入されるまでの空力加熱を大きく受ける領域を通過する間、衛星１００は筐体をシェル内に収納した状態を維持する（１０２）。その後、軌道に投入された衛星１００は中央部分で展開し、展開後の筐体部分に備えられた姿勢検出センサが稼動開始して姿勢制御を開始する（１０３）。これにより、打上げ時の空力加熱から、筐体に配置された太陽電池やセンサを保護することができる。
【００２０】
次に、この実施の形態に係る衛星１００の制御方法を説明するため、可変フラップによる姿勢制御についての動作を、より詳しく説明する。
図３は、この発明の実施の形態１における衛星１００の制御例を示しており、図３(a)は上から見た図、図３(b)は正面から見た図、図３(c)は横から見た図を示している。  
【００２１】
図３（ｃ）に示すように、まずバッテリー等の重量のある内部機器を前方に配置するなどして重心Ｇが風圧中心Ｐより前方にあるようにしておく。これにより、衛星１００は風見安定を有するので、積極的な制御を行わずともノーズコーン１０が気流方向Ｖを向く、すなわち空気抵抗の少ない姿勢を安定的に維持できる。次に衛星１００上方にある可変フラップ２１が上方に持ち上げられると、可変フラップ２１はノーズコーン１０の上方を過ぎる気流にさらされて空気力Ｆ１を受け、衛星１００は重心Ｇまわり頭上げ方向に回転する。すると衛星１００下面が気流にさらされ、衛星１００本体には空気力Ｆ２が働き、Ｆ１とＦ２の重心Ｇまわりのモーメントが釣り合う角度で姿勢が安定する。このとき衛星１００全体にはＦ１とＦ２の合力、すなわちＦ３が働く。
【００２２】
次に、衛星１００の機軸まわりの回転（ロール回転）の制御について述べる。図３（ｂ）に示すように、衛星１００側方にある可変フラップ２２を外側に動かすと、図３（ｃ）に示すように、フラップ２２には側方上向きの空気力Ｆ４が発生し、機軸まわりに回転モーメントＲが発生する。このように、衛星１００側方にある可変フラップ２２の角度を調節することでロール回転を制御できる。
【００２３】
これら可変フラップの操舵量や機体の傾きと、空気力の関係についてはあらかじめ風洞試験などで精度よく求めておくことができるので、精確な姿勢制御を行うことができる。
【００２４】
次に、衛星１００の軌道上での動作シーケンスを示す。図４は衛星１００の軌道を示す図である。衛星１００は地球１から打上げられた後、図４に示す通り、空力制御の可能な領域２の中にある近地点３を通る楕円軌道４に投入される。空力制御の可能な領域２は、空気抵抗が大きい領域でもあるため、衛星１００はＡ点からＢ点までの間を通過中、大きな空気抵抗を受ける。近地点３において速度最大、高度最小となり、最も大きな空気抵抗を受けるため、目的の制御量が得られる高度のうち、なるべく高い高度をとるように姿勢を制御することが望ましい。すなわち近地点はほぼ同様な高度をとるように制御を行うことが望ましい。近地点近傍を通過する際、大きな空気抵抗を受けてエネルギーを消費するため、遠地点５の高度は徐々に低くなる。衛星１００が空力制御の可能な領域２の外にある場合、空気力を用いた制御はできないが、この種の衛星１００はなるべく低い高度で運用することが有利であり、また複数を同時打上げることが可能なため、同一の軌道上に複数の衛星１００を配置し、空力制御の可能な領域内にあるＡ点からＢ点までの軌道上にある衛星１００のみ姿勢制御を行い、その他は運用を休止してもよい。そのように運用することで電力消費を抑制することができる。また、遠地点も空力制御の可能な領域２の内側に入るまで軌道が低下した場合は、なるべく円軌道を維持するように制御すればよい。
【００２５】
実施の形態２．
図５は実施の形態２による衛星１００を示す図である。図５において、衛星１００は、展開パネル１６と、展開パネル角度可変装置１７を備え、その他は実施の形態１と同様である。展開パネル１６は、軌道上で展開が可能な機能を有し、展開パネル角度可変装置１７を介して衛星１００後方に配置される。展開パネル角度可変装置１７は、衛星１００の姿勢が傾いた場合に、進行方向からの高速気流を避けるように展開パネル１６を機体後方に隠れるように動かすことができる。
【００２６】
実施の形態２による衛星１００では、実施の形態１と比較して空気抵抗を増加せずに展開パネルを搭載することが可能である。
【００２７】
実施の形態３．
図６は実施の形態３による衛星１００の構成を示す図である。
展開パネル１６を筐体１１の側面に備え、その他は実施の形態１と同様である。展開パネル１６は、軌道上で展開および折り畳みが可能な機能を有し、図４に示す通り、楕円軌道をとる衛星１００が、空力制御の可能な領域２の内側、すなわち空気抵抗の影響が大きい高度にいる場合には展開パネル１６を高速気流の当たらないノーズコーン１０の後方に折り畳み、空力制御が可能な領域２の外側、すなわち空気抵抗の影響が小さい高度にいる場合には展開パネル１６を展開する。
【００２８】
実施の形態３による衛星１００では、実施の形態２と比較して空気抵抗を増加せずにさらに大きな展開パネルを搭載することが可能である。
【図面の簡単な説明】
【００２９】
【図１】この発明の実施の形態１に係る衛星の構成を示す図である。
【図２】この発明の実施の形態１に係る衛星の動作を示す図である。
【図３】この発明の実施の形態１に係る衛星の制御方法を示す図である。
【図４】この発明の実施の形態１に係る衛星の軌道を示す図である。
【図５】この発明の実施の形態２に係る衛星の構成を示す図である。
【図６】この発明の実施の形態３に係る衛星の構成を示す図である。
【符号の説明】
【００３０】
１  地球、２  空力制御が可能な領域、３  近地点、４  衛星軌道、５  遠地点、１０  ノーズコーン、１１  筐体、１２ シェル、１３  可変フラップ、１４  姿勢検出センサ、１５  姿勢制御装置、１６  展開パネル、１７ 展開パネル角度可変装置、２１ 衛星上方にある可変フラップ、２２ 衛星側方にある可変フラップ、３０ 進行方向、１００  人工衛星、１０１ ロケット分離前の状態、１０２ シェル展開前の状態、１０３ シェル展開後の状態、１０４ 分離したロケット、Ｆ１ 衛星上方にある可変フラップに生じる空気力、Ｆ２ 衛星本体に生じる空気力、Ｆ３ 衛星に生じる空気力の合力、Ｆ４ 衛星側方にある可変フラップに生じる空気力、Ｇ 重心、Ｐ 風圧中心、Ｒ 機軸まわりの回転モーメント、Ｖ 気流方向
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
2008222102.tif 000006
【図５】
2008222102.tif 000007
【図６】
2008222102.tif 000008