(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
月の周りを飛行する人工衛星群を構成する複数の人工衛星と、
前記複数の人工衛星を制御する制御部と、
制御のための情報を入力する入力部と、
を備え、
前記制御部が、
入力された地球の設定地点から前記月および前記人工衛星を観測した時の前記月に対する前記人工衛星の２次元投影相対位置、に応じて前記人工衛星に機能を割り付け、前記機能に応じて目標軌道を設定する衛星軌道計画部と、
前記機能に基づき前記人工衛星に制御を実行させて機能の切り替えを行う衛星制御部と、
を備えた月周回衛星システム。
【請求項２】
前記衛星軌道計画部は、前記人工衛星の現在の軌道から前記目標軌道に遷移する軌道を修正情報として計算し、
前記衛星制御部は、前記機能および前記修正情報に基づき前記人工衛星に軌道制御を実行させて前記目標軌道を実現させる、請求項１に記載の月周回衛星システム。
【請求項３】
前記衛星軌道計画部は、入力された月の設定地点および入力された前記地球の設定地点の双方から前記人工衛星を観測できる前記２次元投影相対位置に対する３次元実相対位置を求める、請求項１または２に記載の月周回衛星システム。
【請求項４】
前記衛星軌道計画部は、入力された月の設定地点から前記人工衛星を観測できる４か所以上の前記２次元投影相対位置に対する３次元実相対位置を求め、および、入力された前記地球の設定地点から前記人工衛星を観測できる４か所以上の前記２次元投影相対位置に対する３次元実相対位置を求める、請求項１または２に記載の月周回衛星システム。
【請求項５】
入力される前記２次元投影相対位置が、地球の設定地点から見た月の満ち欠けの形状、及び月の満ち欠けの形状に対する人工衛星の相対的な位置関係を含み、
前記衛星軌道計画部は、入力された前記２次元投影相対位置に対する３次元実相対位置を求める、請求項１または２に記載の月周回衛星システム。
【請求項６】
前記衛星軌道計画部はさらに、前記人工衛星群の軌道周期を、地球の自転周期の１．０３倍以上から１．０５倍以下、またはその整数分の１倍に調整する、請求項１，２，３，５のいずれか１項に記載の月周回衛星システム。
【請求項７】
前記衛星軌道計画部はさらに、相対的に３０度以上、１２０度以下で配置された少なくとも２つの軌道面に、１つの軌道面あたり少なくとも１機の人工衛星を飛行させるための人工衛星の軌道制御および姿勢制御およびアンテナ制御を計画する、請求項１から６までのいずれか１項に記載の月周回衛星システム。
【請求項８】
前記衛星軌道計画部は、前記目標軌道および機能に従って得られた修正情報に基づいて、人工衛星に通信の機能を割りつけ、
前記制御部が、
前記目標軌道および機能に従って得られた修正情報に基づいて、通信の機能を割りつけた人工衛星の姿勢について、前記人工衛星に設けられた月面との通信用アンテナを前記月の設定地点に向ける計画を作成し、および、前記人工衛星に設けられた地上との通信用アンテナを地球の設定地点に向ける計画を作成するアンテナ指向計画部をさらに備えた、
請求項３に記載の月周回衛星システム。
【請求項９】
前記衛星軌道計画部は、前記目標軌道および機能に従って得られた修正情報に基づいて、人工衛星に月面上の測位の機能を割りつけ、
前記制御部が、
前記目標軌道および機能に従って得られた修正情報に基づいて、月面上の測位の機能を割りつけられた人工衛星は、前記人工衛星に設けられた測位用アンテナを前記月へ向ける計画を作成し、および、地上と月の間の測位の機能を割りつけられた人工衛星は、前記人工衛星に設けられた測位用アンテナを前記地球へ向ける計画を作成するアンテナ指向計画部をさらに備えた、
請求項４に記載の月周回衛星システム。
【請求項１０】
前記衛星軌道計画部は、前記目標軌道および機能に従って得られた修正情報に基づいて、人工衛星に人工衛星の配列のパターンを構成する機能を割りつけ、
前記目標軌道および機能に従って得られた修正情報に基づいて、パターンを構成する機能を割りつけた人工衛星の姿勢を太陽光が地上の地球の設定地点に照射されるように計画し、パターンを構成する機能が割り付けられなかった人工衛星の姿勢を太陽光が地球の設定地点に照射されないように計画する、アンテナ指向計画部をさらに備えた、
請求項５に記載の月周回衛星システム。
【請求項１１】
前記各人工衛星は、
太陽光を地上に向けて反射させる大型構造鏡と、
前記大型構造鏡を、太陽の位置、人工衛星の位置、および、太陽光の反射光を当てる地上の照射点に基づいて鏡の方向を定める鏡制御部を含む人工衛星側の制御部と、
を備えた、請求項１０に記載の月周回衛星システム。
【請求項１２】
前記大型構造鏡は、太陽光の透過率を制御する太陽光透過率制御装置を有する、請求項１１に記載の月周回衛星システム。
【請求項１３】
月の周りを飛行する人工衛星群を構成する複数の人工衛星に対し、入力された地球の設定地点から前記月および前記人工衛星を観測した時の前記月に対する前記人工衛星の２次元投影相対位置、に応じて機能を割り付け、前記機能に応じて目標軌道を設定し、前記目標軌道を用いて修正情報を得る衛星軌道計画部と、
前記修正情報を前記人工衛星に送信する送信部と、
を備えた月周回衛星システムの地上局。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、複数の人工衛星を制御し、人工衛星の群れにて所定のパターンを創成する月周回衛星システム等に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
人工衛星を利用する移動体通信において、移動体の場所に寄らず高精度の測位が行えるように、低軌道ＧＰＳ衛星から出力されるＧＰＳ信号とともに高軌道衛星からの補正データも利用する測位方法および測位装置がある(例えば、下記特許文献１参照)。【０００３】
また、人工衛星において、太陽光を地上に向けて反射させる反射鏡と送受信機とを備え、送受信機は、太陽の位置、人工衛星の位置および太陽光の反射光を当てる地上の照射点に基づいて、反射鏡の反射面の方向を定める情報を受信し、当該情報によって定められた方向に反射鏡の反射面を向けるものがある(例えば、特許文献２)。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開２００４−１５６９９９号公報(４頁３６−４３行、図１)
【特許文献２】特開２０１２−１８３８５５号公報(４頁９−２０行、図１)
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
しかしながら、特許文献１では、地球に対する人工衛星の相対位置に応じて、人工衛星を、例えば通信等のＧＰＳ測位以外の機能へ割り付けできない課題があった。【０００６】
また、特許文献２では、人工衛星または人工衛星群が飛行する軌道が、太陽同期軌道またはＤａｗｎ−Ｄｕｓｋ軌道のような地球周回軌道なので、地球周回軌道以外に人工衛星または人工衛星群が飛行する場合への適用ができない課題があった。また、地球周回軌道を飛行する人工衛星または人工衛星群において、地上への閃光のための具体的な軌道制御および姿勢制御の方法が不明確であった。【０００７】
この発明は、上記のような問題点を解決するためになされたものであり、入力された地球の地点から、月および人工衛星を観測した時に、月に対する人工衛星の相対位置に応じて機能(測位、通信等)を人工衛星に割り付け、地球の周りを公転する月の公転周期によって変化する前記相対位置を修正するための軌道計画を行う月周回衛星システム等を得ることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
この発明は、
月の周りを飛行する人工衛星群を構成する複数の人工衛星と、前記複数の人工衛星を制御する制御部と、制御のための情報を入力する入力部と、を備え、前記制御部が、入力された地球の設定地点から前記月および前記人工衛星を観測した時の前記月に対する前記人工衛星の２次元投影相対位置、に応じて前記人工衛星に機能を割り付け、前記機能に応じて目標軌道を設定する衛星軌道計画部と、前記機能に基づき前記人工衛星に制御を実行させて機能の切り替えを行う衛星制御部と、を備えた月周回衛星システム等にある。
【発明の効果】
【０００９】
この発明によれば、人工衛星の機能を、入力された地球の地点から月および人工衛星を観測した時の、月に対する人工衛星の相対位置に応じて割り付けるので、機能を果たせないいわゆる待機時間がある人工衛星の利用効率を向上させ、または地球から観測できる状態を自由にデザインできる。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】この発明の実施の形態１における月周回衛星システムの全体構成の概略的機能ブロック図である。
【図２】この発明の実施の形態１における月周回衛星システムでの相対位置の定義を説明するための図である。
【図３】この発明の実施の形態１における月周回衛星システムでの衛星軌道計画部の一部の動作を説明するための動作フローチャートである。
【図４】この発明の実施の形態１における月周回衛星システムでの衛星軌道計画部の一部および衛星制御部の機能ブロック図である。
【図５】この発明の実施の形態１における月周回衛星システムによる通信サービスの一例を説明するための図である。
【図６】この発明の実施の形態１における月周回衛星システムによる通信サービスでの地表面から見たときの月と人工衛星の見え方の一例を示す図である。
【図７】この発明の実施の形態２における月周回衛星システムの全体構成の概略的機能ブロック図である。
【図８】この発明の実施の形態２における月周回衛星システムでの衛星軌道計画部の一部の動作を説明するための動作フローチャートである。
【図９】この発明の実施の形態２における月周回衛星システムでの衛星軌道計画部の一部および衛星制御部の機能ブロック図である。
【図１０】この発明の実施の形態２における月周回衛星システムによる測位サービスの一例を示す図である。
【図１１】この発明の実施の形態２における月周回衛星システムによる測位サービスの一例を示す図である。
【図１２】この発明の実施の形態３における月周回衛星システムの全体構成の概略的機能ブロック図である。
【図１３】この発明の実施の形態３における月周回衛星システムでの衛星軌道計画部の一部の動作を説明するための動作フローチャート図である。
【図１４】この発明の実施の形態３における月周回衛星システムでの衛星軌道計画部の一部および衛星制御部の機能ブロック図である。
【図１５】この発明の実施の形態３における月周回衛星システムによるエンターテイメントサービスの一例を示す図である。
【図１６】この発明の実施の形態３における月周回衛星システムによるエンターテイメントサービスの別の例を示す図である。
【図１７】この発明の実施の形態３における月周回衛星システムによるエンターテイメントサービスでの地表面から見たときの月と人工衛星の見え方の一例を示す図である。
【図１８】この発明の実施の形態４における月周回衛星システムの衛星軌道計画部が地上局側に具備された場合の地上局の模式的な図である。
【図１９】この発明の各実施の形態における月周回衛星システムのハードウェア構成を示す図である。
【図２０】この発明の各実施の形態における月周回衛星システムの通信構成を説明するための図である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
以下、この発明による月周回衛星システム等を各実施の形態に従って図面を用いて説明する。なお、各実施の形態において、同一もしくは相当部分は同一符号で示し、また重複する説明は省略する。
【００１２】
実施の形態１．
図１は、この発明の実施の形態１おける月周回衛星システムの全体構成の概略的機能ブロック図である。月周回衛星システムは、制御部１Ａ、人工衛星１００、入力部であるユーザーインターフェース２００より構成され、さらに、制御部１Ａは、衛星軌道計画部１０Ａと衛星制御部２０Ａと、記憶部に格納された天文暦８０より構成される。
【００１３】
この発明の実施の形態１では、月を周回する人工衛星を利用して、例えば月面基地と地上との通信を実施するための構成の詳細について、以下説明する。なお、説明を明確にするために、人工衛星すべてに、地上と月との通信を媒介するための通信装置が備えられているものとする。
すなわち、図２０に概略的に示すように、例えば制御部１Ａが１つの人工衛星１１０または地上側にある場合、制御部１Ａと各人工衛星１００およびユーザーインターフェース２００は通信装置である通信部ＣＯＤを介して通信可能に接続されている。
また、各人工衛星１００は人工衛星側の制御部２Ａ、通信用アンテナ群ＣＡＮ、測位用アンテナ群ＰＡＮ、大型構造鏡ＬＭＥをそれぞれ備えている。また人工衛星１１０も制御部１Ａで制御される通信用アンテナ群ＣＡＮ、測位用アンテナ群ＰＡＮを備えている。
この発明による月周回衛星システムでは広義には、制御部１Ａ、ユーザーインターフェース２００、各人工衛星１００、さらには制御部１Ａを構成する、衛星軌道計画部１０Ａ、衛星制御部２０Ａ、記憶部８０が通信可能で、また各アンテナ、鏡等がそれぞれ制御可能で、測位、通信、閃光等の所望の制御が行えれば、配置位置に制限は特にない。
但し、システムに種々の指令、情報を入力するユーザーインターフェース２００は地上にあるものとする。
【００１４】
人工衛星１００は、月の周りを周回し、少なくとも１つの軌道面に、少なくとも１機飛行するものである。人工衛星１００は、制御部１Ａからの出力である制御のための操作量ＭＡＶに基づいて、予め設定された軌道制御と姿勢制御とアンテナ制御がなされる。
【００１５】
制御部１Ａは、衛星軌道計画部１０Ａを備える。衛星軌道計画部１０Ａは、
地球の予め設定された設定地点(ＥＰＰ)と、
月の予め設定された設定地点(ＭＰＰ)と、
月に対する人工衛星１００の相対位置(ＭＳＲＰ)と、
天文暦８０からの地球の位置(ＥＡＰ)と月の位置(ＭＯＰ)と、
基地局などで観測した計画時の衛星位置(ＰＳＰ)および計画時の衛星姿勢(ＰＳＰＵ)と、
を入力とする。そして衛星軌道計画部１０Ａは、
人工衛星１００に対して通信の機能を割り付け、すでに飛行している人工衛星１００の状態から、予め設定された衛星配置位置に移動するための目標軌道(ＴＯＲ)を計算し、通信の機能が使用可能な実現日時(ＰＤＴ)を計算する。さらに、機能(ＦＵＮ)と目標軌道(ＴＯＲ)と実現日時(ＰＤＴ)と計画時の衛星位置(ＰＳＰ)および計画時の衛星姿勢(ＰＳＰＵ)をもとに、人工衛星の配置位置指令(ＡＰＣＯ)と姿勢指令(ＰＵＣＯ)とアンテナ指向指令(ＡＤＣＯ)を計算する。そして配置位置指令(ＡＰＣＯ)と姿勢指令(ＰＵＣＯ)とアンテナ指向指令(ＡＤＣＯ)を衛星制御部２０Ａへ出力する。機能は例えば実施の形態１は通信機能、後述する実施の形態２の場合は測位機能、実施の形態３の場合は閃光機能、を例に挙げて説明している。機能(ＦＵＮ)は、目標軌道ＴＯＲ、さらに修正情報ＣＲＩＮである人工衛星の配置位置指令(ＡＰＣＯ)、姿勢指令(ＰＵＣＯ)、アンテナ指向指令(ＡＤＣＯ)に情報として含まれているものとする(以下同様)。
【００１６】
なお、本実施の形態１において、図１に記載された制御部１Ａの衛星軌道計画部１０Ａ、衛星制御部２０Ａ、天文暦８０、さらにはこれらを構成する図３、４に示された各演算機能からなる制御部分は、別々の制御回路で構成してもよく、また１つの制御回路でまとめて構成してもよい。この点に関し、これらの演算機能を実現する処理回路は、専用のハードウェアであっても、メモリに格納されるプログラムを実行するＣＰＵ(Central Processing Unit、中央処理装置、処理装置、演算装置、マイクロプロセッサ、マイクロコンピュータ、プロセッサ、ＤＳＰともいう)であっても構成可能である。
【００１７】
図１９の(ａ)はこれらの演算機能をハードウェアで構成した場合、(ｂ)はソフトウェアで構成した場合の、ハードウェア構成を概略的に示す。
上記各部の演算機能を図１９の(ａ)に示すハードウェアで構成した場合、処理回路２０００は、例えば、単一回路、複合回路、プログラム化したプロセッサ、並列プログラム化したプロセッサ、ＡＳＩＣ、ＦＰＧＡ、またはこれらを組み合わせたものが該当する。上記各部の演算機能それぞれを処理回路で実現してもよいし、各部の演算機能をまとめて処理回路で実現してもよい。
【００１８】
上記各部の演算機能を図１９の(ｂ)に示すＣＰＵで構成した場合、上記各部の演算機能は、ソフトウェア、ファームウェア、またはソフトウェアとファームウェアとの組み合わせにより実現される。ソフトウェアやファームウェアはプログラムとして記述され、メモリ３１００に格納される。処理回路であるプロセッサ３０００は、メモリ３１００に記憶されたプログラムを読み出して実行することにより、各部の演算機能を実現する。これらのプログラムは、上記各部の手順や方法をコンピュータに実行させるものであるともいえる。ここで、メモリ３１００とは、例えば、ＲＡＭ、ＲＯＭ、フラッシュメモリー、ＥＰＲＯＭ、ＥＥＰＲＯＭ等の、不揮発性または揮発性の半導体メモリや、磁気ディスク、フレキシブルディスク、光ディスク、コンパクトディスク、ミニディスク、ＤＶＤ等が該当する。
【００１９】
なお、上記各部の演算機能について、一部を専用のハードウェアで実現し、一部をソフトウェアまたはファームウェアで実現するようにしてもよい。
【００２０】
このように、処理回路は、ハードウェア、ソフトウェア、ファームウェア、またはこれらの組み合わせによって、上述の各演算機能を実現することができる。
また処理に必要な各種情報は、ハードウェア構成の場合は回路に予め設定され、またソフトウェア構成の場合にはメモリに予め記憶させておく。
【００２１】
ユーザーインターフェース２００は、例えば、ノートＰＣやスマートフォンなどのモバイル機能を備えたインターフェースであってもよいし、当然のことながらモバイル機能の無いデスクトップＰＣなどのインターフェースであってもよい。また、通信の方向性は問わない。
【００２２】
ここで、この発明の実施の形態１における相対位置ＭＳＲＰの定義を、図２を用いて説明する。
ｒEB：地球(ＥＡＲ)の設定地点(ＥＰＰ)から月(ＭＯＯ)の設定地点(ＭＰＰ)までの位置ベクトル
ｒES：地球(ＥＡＲ)の設定地点(ＥＰＰ)から人工衛星(ＳＡＴ)までの３次元位置ベクトルとしたとき、月に対する人工衛星の相対位置ＭＳＲＰを表す３次元位置ベクトルｒBSは、
ｒBS＝ｒES−ｒEB
で与えられる。
【００２３】
地球(ＥＡＲ)の設定地点(ＥＰＰ)から、月の中心である月の位置(ＭＯＰ)に向かう視線ベクトルｒEBVLを定義する。また、視線ベクトルｒEBVLが法線となる視線面(ＶＬＰ)を定義する。視線面(ＶＬＰ)は、例えば、地球の設定地点(ＥＰＰ)でカメラを構えて撮った月と人工衛星の写真の面である。このときに、この発明における相対位置(ＭＳＲＰ)は、視線面(ＶＬＰ)内に投影された月(ＶＬＰＭＯＯ)と人工衛星(ＶＬＰＳＡＴ)の間の２次元位置ベクトルｒBS(C)として定義する。すなわち、相対位置(ＭＳＲＰ)は、３次元位置ベクトルｒBSを視線面(ＶＬＰ)内に投影したときの２次元位置ベクトル(ｒBS(C))に相当する。
【００２４】
衛星軌道計画部１０Ａについて、図３の動作フローチャートおよび図４の機能ブロック図を参照して説明する。一例として、月の南極の上空を通過する３つの極軌道があって、軌道半径が月半径の３．６２倍で１つの極軌道あたり４機の人工衛星が飛行している状態を考える。そして、月面基地が、例えば、月の南極付近にあって、人工衛星が南極上空を通過するときに、順次、月面基地と地上との通信を媒介するものとする。地上と月面基地との間で途切れなく通信を行う指令が、ユーザーインターフェース２００から入力されたとする。具体的には、図３に示すように、
基地局の位置に相当する地球の設定地点(ＥＰＰ)と、
地球の設定地点(ＥＰＰ)から月および人工衛星を観測した時の、月に対する人工衛星の  相対位置ＭＳＲＰすなわち２次元位置ベクトル(ｒBS(C))とに基づいて、
地球(ＥＡＲ)の設定地点(ＥＰＰ)と月(ＭＯＯ)の設定地点(ＭＰＰ)の双方から観測できる人工衛星に、通信の機能を割り付ける(ステップＳ１０Ａ)。
すなわちステップＳ１０Ａでは、ユーザーインターフェース２００から入力された月の設定地点(ＭＰＰ)および地球の設定地点(ＥＰＰ)の双方から人工衛星を観測できる相対位置(３ＤＭＳＲＰ)すなわち３次元位置ベクトルｒBSを求める。従って衛星軌道計画部１０Ａへは、ユーザーインターフェース２００から月の設定地点(ＭＰＰ)も入力される。
ユーザーインターフェース２００からの入力される相対位置は２次元投影相対位置であるのに対し、ステップＳ１０Ａで求めるのは２次元投影相対位置に対する３次元実相対位置となる。以下同様。
【００２５】
通信の機能を割り付けた人工衛星が、実際に通信可能となる実現可能日時(地方時)(ＰＤＴＤ)を、天文暦８０からの情報である地球と月の位置(ＥＡＰ，ＭＯＰ)より求める(ステップＳ１１Ａ)。基地局に相当する地球の設定地点(ＥＰＰ)が既知なので、実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)が決まる(ステップＳ１２Ａ)。実現日時(ＰＤＴ)は実現可能日時(地方時)(ＰＤＴＤ)と実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)を含む。
【００２６】
そして、実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)における人工衛星の軌道面の方向は、特に、軌道制御を行わない場合、天体力学の一般的な手法により求めることができる(ステップＳ１３Ａ)。
【００２７】
軌道面ごとに各人工衛星１００を等間隔に配置するとき、１２機の人工衛星１００が月の南極上空を通過するパターンが決まる。各人工衛星１００が南極上空を通過する時刻を世界時で指定すれば、このときの軌道位置が、ステップＳ１４Ａから出力される実現可能日時の軌道上において期待される人工衛星の配置位置(ＥＳＡＰ)、すなわち目標軌道ＴＯＲである。
【００２８】
ここで、目標軌道(ＴＯＲ)とは、人工衛星１００が飛行している軌道面において、通信の機能を果たすための期待される人工衛星の配置位置(ＥＳＡＰ)であって、この配置位置(ＥＳＡＰ)は、予め定められた設定誤差を許容する領域である。すなわち、目標軌道(ＴＯＲ)は、実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)、すなわち終端時刻における終端状態のことである。
【００２９】
図４に示すように、人工衛星１００の軌道制御を行わない場合に、基地局などで観測した計画時の衛星位置(ＰＳＰ)および計画時の衛星姿勢(ＰＳＰＵ)から、実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)に衛星が到達する位置、すなわち実現可能日時の衛星位置(ＰＴＳＰ)および衛星姿勢(ＰＴＳＰＵ)を運動方程式に基づく数値積分、すなわち軌道伝搬を軌道伝搬演算部Ｓ１５Ａで算出し、実現日時の人工衛星１００の衛星位置(ＰＴＳＰ)および衛星姿勢(ＰＴＳＰＵ)を得る(ステップＳ１５Ａ)。なお、軌道伝播は例えば衛星位置の場合、現在日時における現在の衛星位置(ＰＳＰ)と現在日時(ＰＲＤＴ)をもとに数値積分されるが、これは現在の衛星位置(ＰＳＰ)を初期状態として、現在日時(ＰＲＤＴ)から実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)までの時間を固定した数値積分であって、実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)における衛星の位置および姿勢、すなわち衛星の終端状態は不定であることに留意する。
【００３０】
指令生成部Ｓ１６Ａは、実現日時(ＰＤＴ)の人工衛星１００の衛星位置(ＰＴＳＰ)および衛星姿勢(ＰＴＳＰＵ)と、目標軌道(ＴＯＲ)をもとに、人工衛星１００の配置位置指令(ＡＰＣＯ)と姿勢指令(ＰＵＣＯ)を生成する(ステップＳ１６Ａ)。さらに、指令生成部Ｓ１６Ａは、人工衛星１００に搭載されたアンテナを地球の設定地点(ＥＰＰ)または月の設定地点(ＭＰＰ)に向ける指向方向を有す実現日時のアンテナ指向情報(ＡＤＩＮ)を計算し、後段のアンテナ指向計画部Ｓ１７Ａにて、時々刻々のアンテナ指向指令(ＡＤＣＯ)を生成する(ステップＳ１７Ａ)。
人工衛星１００の配置位置指令(ＡＰＣＯ)と姿勢指令(ＰＵＣＯ)とアンテナ指向指令(ＡＤＣＯ)が、目標軌道(ＴＯＲ)に遷移するための修正情報(ＣＲＩＮ)に相当する。配置位置指令(ＡＰＣＯ)と姿勢指令(ＰＵＣＯ)の生成手段としては、例えば、モデル予測制御に代表される公知技術を利用できる。なお、この生成手段は、計画時の衛星位置(ＰＳＰ)の初期状態と実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)の人工衛星１００の終端状態の間を、予め設定された評価関数を最小化しながら逐次的に指令を求めるものであれば何でもよい。
【００３１】
次に、衛星制御部２０Ａを、図４で説明する。軌道制御部Ｓ２１Ａでは、人工衛星１００の配置位置指令(ＡＰＣＯ)と人工衛星１００から出力される機能の切り替え状態を示す人工衛星状態情報(ＳＡＣＮＩ)に含まれる、現在時刻の人工衛星の衛星配置位置(ＰＳＰＳ)をもとに、人工衛星１００の配置位置指令(ＡＰＣＯ)と現在時刻の人工衛星の衛星配置位置(ＰＳＰＳ)との誤差を小さくする軌道制御のための軌道制御操作量(ＯＲＭＶ)を求める(ステップＳ２１Ａ)。
同様に、姿勢制御部Ｓ２２Ａでは、人工衛星１００の姿勢指令(ＰＵＣＯ)と人工衛星１００から出力される機能の切り替え状態、すなわち現在時刻の人工衛星の衛星姿勢(ＰＳＰＵＳ)をもとに、人工衛星の姿勢指令(ＰＵＣＯ)と現在時刻の人工衛星の衛星姿勢(ＰＳＰＵＳ)との誤差を小さくする姿勢制御のための姿勢制御操作量(ＰＵＭＶ)を求める(ステップＳ２２Ａ)。
同様に、アンテナ制御部Ｓ２３Ａでは、人工衛星１００のアンテナ指向指令(ＡＤＣＯ)と人工衛星１００から出力される機能の切り替え状態、すなわち現在時刻の人工衛星のアンテナ指向(ＰＡＤＥ)をもとに、人工衛星のアンテナ指向指令(ＡＤＣＯ)と現在時刻の人工衛星のアンテナ指向(ＰＡＤＥ)との誤差を小さくするアンテナ制御のためのアンテナ制御操作量(ＡＴＭＶ)を求める(ステップＳ２３Ａ)。
軌道制御部Ｓ２１Ａと姿勢制御部Ｓ２２Ａとアンテナ制御部Ｓ２３Ａには、例えば、古典制御理論で代表されるＰＩＤ制御が利用できるが、これに限ることは無い。
【００３２】
ここで、人工衛星の軌道制御に関し、簡単な数値例を示す。一般的な軌道力学の手法により、衛星の軌道高度を変更することで軌道周期が変わり、軌道高度を変更しない場合と比べて、衛星位置を動かすことができる。例えば、軌道高度が月半径の３．６２倍のとき、およそ月周回衛星の軌道周期が半日となるので、通信を媒介する衛星は、１機の衛星あたり約１時間ずつである。 
【００３３】
また、人工衛星の姿勢制御に関し、簡単な具体例を示す。距離が遠い地球との通信には指向性の高いアンテナを用い、距離が近い月面基地との通信には指向性の低い、または指向方向を電気的に変更できるアンテナを用いるものとする。そして、人工衛星から見た地球の設定地点(ＥＰＰ)の方向に、地球との通信用のアンテナ指向軸が一致するように人工衛星の姿勢を定める。アンテナ指向軸まわりの回転角は、任意である。そこで、月面基地との通信用のアンテナ指向軸が月面基地の方向に近づくように、当該回転角を調整する。または指向方向を電気的に変更する。
【００３４】
なお、通信の機能は、月面基地の上空付近を通過する期間だけ担うものとする。それ以外の期間は、より多くの電力を発電できるように太陽電池パネルを太陽方向に向けたり、あるいは、姿勢外乱を少なくするような姿勢をとったり、あるいは、そのほかの機能を担うに適した姿勢をとったりすることができることは言うまでもない。
【００３５】
以上、実施の形態１によれば、人工衛星の通信の機能を、入力された地球の設定地点(ＥＰＰ)から月および人工衛星を観測した時の、月に対する人工衛星の相対位置(ＭＳＲＰ)に応じて割り付けるので、機能を果たせないいわゆる待機時間がある人工衛星の利用効率を向上させ、または地球から観測できる状態を自由にデザインできる。
【００３６】
ここで、この発明の実施の形態１の月周回衛星システムがなす、通信サービスの具体例として、月(ＭＯＯ)の南極付近の月面基地(ＭＢ)と地上(ＥＰＰ)との通信(ＣＯ)を人工衛星群１００ａにて行っている模式的な図を、図５に示す。図５において、塗りつぶされた衛星が通信する衛星、白抜きの衛星が通信しない衛星である。
月(ＭＯＯ)の極を通過する３つの月周回軌道面を有し、周回軌道面１つあたり４機の人工衛星が飛行している。人工衛星を丸で囲った数字１−１２で示す。ここで、衛星１が、現在、通信サービス中だとする。衛星の姿勢は、月面基地(ＭＢ)との通信用のアンテナを月に向け、地上(ＥＰＰ)との通信用のアンテナを地球に向けるように設定している。そして、約１時間後には衛星２が、現在の衛星１付近に来るので、衛星２が引き続き通信サービスを行う。以後同様にして、衛星３、衛星４、…、衛星１２のように順次通信サービスを行い、再び衛星１へ戻る。このように、人工衛星が交代しながら通信サービスを継続できる。
【００３７】
なお、月は、約２９．５日周期で地球の周りを公転している。そのため、南中時刻が１日で１時間弱遅れる。すると、翌日に同じ時刻に月を観測すると、およそ１２度だけ東に傾いた位置に月が見える。
図６の(ａ)に、地球の設定地点(ＥＰＰ)から２４時に地表面(ＥＡＲＳ)上の南の空を見上げたときの、月(ＭＯＯ)と月周回人工衛星群１００ａの見え方を示す。
図６の(ｂ)に従来の、翌日の２４時に見上げたときの月(ＭＯＯ)と月周回人工衛星群１００ａの見え方および１時の見え方を示す。
図６の(ｃ)にはこの発明における、翌日の２４時に見上げたときの月(ＭＯＯ)と月周回人工衛星群１００ａの見え方および１時の見え方を示す。
【００３８】
そこで、月(ＭＯＯ)の公転周期にともなって人工衛星１００がずれて見える分だけ、人工衛星１００の軌道周期を調整することも上述の衛星軌道計画部１０Ａの機能に含まれる。具体的には、人工衛星１００または人工衛星群１００ａの軌道周期を、地球(ＥＡＲ)の自転周期の１．０３倍から１．０５倍(すなわち１．０３倍以上、１．０５倍以下)、またはその整数分の１に調整すればよい。このようにすることで、図６の(ｃ)に示すように、翌日の１時には、その前日の２４時の月(ＭＯＯ)と月周回人工衛星群１００ａの見え方と同じようにできる。すなわち図６の(ａ)と(ｃ)では人工衛星１００の見た目の配列形状が同じになっている。すなわち、前日、さらには、翌日も、ほぼ同じ位置に月が見えたときに、通信する上で有効な人工衛星の配置位置にできる。
【００３９】
実施の形態２．
図７は、この発明の実施の形態２おける月周回衛星システムの全体構成の概略的機能ブロック図である。実施の形態２と前記実施の形態１との違いは制御部１Ｂにあり、それ以外の構成は基本的に同じである。また、制御部１Ｂ内の衛星制御部２０Ａは、実施の形態１の衛星制御部２０Ａと基本的に同じである。
【００４０】
この発明の実施の形態２では、月を周回する人工衛星を利用して、例えば月面の南極付近の測位と、地球から月に向かう途中の宇宙機の測位を実施するための構成の詳細について、以下説明する。なお、説明を明確にするために、人工衛星すべてに、ＧＰＳ(Global Positioning System)が備えられているものとする。
【００４１】
人工衛星１００は、月の周りを周回し、少なくとも１つの軌道面に、少なくとも１機飛行するものである。人工衛星１００は、制御部１Ｂからの出力である制御のための操作量ＭＡＶ(ＯＲＭＶ，ＰＵＭＶ、ＡＴＭＶ)に基づいて、設定された軌道制御と姿勢制御とアンテナ制御がなされる。
【００４２】
制御部１Ｂは、衛星軌道計画部１０Ｂを備える。衛星軌道計画部１０Ｂは、
図２に示す地球予め設定された設定地点(ＥＰＰ)と、
月の予め設定された設定地点(ＭＰＰ)と、
月に対する人工衛星１００の相対位置(ＭＳＲＰ)と、
天文暦８０からの地球の位置(ＥＡＰ)と月の位置(ＭＯＰ)と、
基地局などで観測した計画時の衛星位置(ＰＳＰ)および計画時の衛星姿勢(ＰＳＰＵ)と、
を入力とする。そして衛星軌道計画部１０Ｂは、
人工衛星１００に対して測位の機能を割り付け、すでに飛行している人工衛星１００の状態から、予め設定された衛星配置位置に移動するための目標軌道(ＴＯＲ)を計算し、また、測位の機能が使用可能な実現日時(ＰＤＴ)を形成する。さらに、機能(ＦＵＮ)と目標軌道(ＴＯＲ)と実現日時(ＰＤＴ)と計画時の衛星位置(ＰＳＰ)および計画時の衛星姿勢(ＰＳＰＵ)をもとに、人工衛星の配置位置指令(ＡＰＣＯ)と姿勢指令(ＰＵＣＯ)とアンテナ指向指令(ＡＤＣＯ)を計算する。そして配置位置指令(ＡＰＣＯ)と姿勢指令(ＰＵＣＯ)とアンテナ指向指令(ＡＤＣＯ)を衛星制御部２０Ａへ出力する。機能は実施の形態２の場合は測位機能であり、機能(ＦＵＮ)は、目標軌道ＴＯＲ、さらに修正情報ＣＲＩＮである人工衛星の配置位置指令(ＡＰＣＯ)、姿勢指令(ＰＵＣＯ)、アンテナ指向指令(ＡＤＣＯ)に情報として含まれているものとする。
なお、相対位置ＭＳＲＰは、実施の形態１で説明した定義に基づく。
【００４３】
なお、実施の形態２におけるハードウェア構成は、図１９に従って説明した実施の形態１のものと基本的に同じである。
【００４４】
衛星軌道計画部１０Ｂについて、図８の動作フローチャートおよび図９の機能ブロック図を参照して説明する。一例として、月の南極の上空を通過する３つの極軌道があって、軌道半径が月半径の３．６２倍で１つの極軌道あたり４機の人工衛星が飛行している状態を考える。そして、人工衛星で、月面の南極付近の測位と、月に向かって飛行してくる宇宙機(図２のＳＰＣ参照)の測位を行う指令が、ユーザーインターフェース２００から入力されたとする。衛星軌道計画部１０Ｂは、地球の設定地点(ＥＰＰ)と、地球の設定地点(ＥＰＰ)から月および人工衛星を観測した時の、月に対する人工衛星の相対位置ＭＳＲＰすなわち２次元位置ベクトル(ｒBS(C))を実現するような３次元位置ベクトルｒBSを求める。より具体的には、入力された月(ＭＯＯ)の設定地点(ＭＰＰ)から人工衛星を観測できる４か所以上の相対位置(３ＤＭＳＲＰ)を示す３次元位置ベクトルｒBS、および入力された地球の設定地点(ＥＰＰ)から人工衛星を観測できる４か所以上の相対位置(３ＤＭＳＲＰ)を示す３次元位置ベクトルｒBSを求め、いずれか一方の測位が可能な人工衛星に、測位の機能ＦＵＮを割り付ける(ステップＳ１０Ｂ)。
【００４５】
測位の機能を割り付けた人工衛星が、実際に測位可能となる実現可能日時(地方時)(ＰＤＴＤ)を、天文暦８０の情報である地球と月の位置(ＥＡＰ，ＭＯＰ)より求める(ステップＳ１１Ｂ)。基地局に相当する地球の設定地点(ＥＰＰ)が既知なので、実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)が決まる(ステップＳ１２Ｂ)。
【００４６】
そして、実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)における人工衛星の軌道面の方向は、特に、軌道制御を行わない場合、天体力学の一般的な手法により求めることができる(ステップＳ１３Ｂ)。
【００４７】
軌道面ごとに各人工衛星１００を等間隔に配置するとき、１２機の人工衛星１００が月の南極付近を通過するパターンが決まる。各人工衛星１００が南極付近を通過する時刻、および各人工衛星１００が地球の設定地点(ＥＰＰ)から観測できる時刻を世界時で指定すれば、このときの軌道位置が、ステップＳ１４Ｂから出力される実現可能日時の軌道上において期待される人工衛星の配置位置(ＥＳＡＰ)、すなわち目標軌道(ＴＯＲ)である。
【００４８】
ここで、目標軌道(ＴＯＲ)とは、人工衛星１００が飛行している軌道面において、測位の機能を果たすための期待される人工衛星の配置位置(ＥＳＡＰ)であって、この配置位置(ＥＳＡＰ)は、予め定められた設定誤差を許容する領域である。すなわち、目標軌道ＴＯＲは、実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)、すなわち終端時刻における終端状態のことである。
【００４９】
図９に示すように、人工衛星１００の軌道制御を行わない場合に、基地局などで観測した計画時の衛星位置(ＰＳＰ)および計画時の衛星姿勢(ＰＳＰＵ)から、実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)に衛星が到達する位置、すなわち実現可能日時の衛星位置(ＰＴＳＰ)および衛星姿勢(ＰＴＳＰＵ)を運動方程式に基づく数値積分、すなわち軌道伝搬を軌道伝搬演算部Ｓ１５Ｂで算出し、実現日時すなわち実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)の人工衛星１００の衛星位置(ＰＴＳＰ)および衛星姿勢(ＰＴＳＰＵ)を得る(ステップＳ１５Ｂ)。なお、軌道伝播は例えば衛星位置の場合、現在日時における現在の衛星位置(ＰＳＰ)と現在日時(ＰＲＤＴ)をもとに数値積分されるが、これは現在の衛星位置(ＰＳＰ)を初期状態として、現在日時(ＰＲＤＴ)から実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)までの時間を固定した数値積分であって、実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)における衛星の位置および姿勢、すなわち衛星の終端状態は不定であることに留意する。
【００５０】
指令生成部Ｓ１６Ｂは、実現日時(ＰＤＴ)の人工衛星１００の衛星位置(ＰＴＳＰ)および衛星姿勢(ＰＴＳＰＵ)と、目標軌道(ＴＯＲ)をもとに、人工衛星１００の配置位置指令(ＡＰＣＯ)と姿勢指令(ＰＵＣＯ)を生成する(ステップＳ１６Ｂ)。さらに、指令生成部Ｓ１６Ｂは、人工衛星１００に搭載されたアンテナを地球の設定地点(ＥＰＰ)または月の設定地点(ＭＰＰ)に向ける指向方向を有す実現日時のアンテナ指向情報(ＡＤＩＮ)を計算し、後段のアンテナ指向計画部Ｓ１７Ｂにて、時々刻々のアンテナ指向指令(ＡＤＣＯ)を生成する(ステップＳ１７Ｂ)。
人工衛星１００の配置位置指令(ＡＰＣＯ)と姿勢指令(ＰＵＣＯ)とアンテナ指向指令(ＡＤＣＯ)が、目標軌道(ＴＯＲ)に遷移するための修正情報(ＣＲＩＮ)に相当する。配置位置指令(ＡＰＣＯ)と姿勢指令(ＰＵＣＯ)の生成手段としては、例えば、モデル予測制御に代表される公知技術を利用できる。なお、この生成手段は、計画時の衛星位置(ＰＳＰ)の初期状態と実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)の人工衛星１００の終端状態の間を、予め設定された評価関数を最小化しながら逐次的に指令を求めるものであれば何でもよい。
衛星制御部２０Ａの動作は、図４で説明した実施の形態１のものと基本的に同じである。
【００５１】
以上、実施の形態２によれば、人工衛星の測位の機能を、入力された地球の設定地点(ＥＰＰ)から月および人工衛星を観測した時の、月に対する人工衛星の相対位置(ＭＳＲＰ)に応じて割り付けるので、機能を果たせないいわゆる待機時間がある人工衛星の利用効率を向上させ、または地球から観測できる状態を自由にデザインできる。
【００５２】
ここで、月周回衛星システムがなす、測位サービスの例として、月(ＭＯＯ)の月面基地(ＭＢ)のある南極付近での測位と、地球から月に向かって飛行している途中の宇宙機ＳＰＣの測位を人工衛星群１００ａにて行っている模式的な図を図１０，図１１に示す。図１０はサービス時点の人工衛星群１００ａの配置位置、図１１は図１０のサービス時点から３−４日後の人工衛星群１００ａの配置位置を示す。月の極を通過する３つの月周回軌道面を有し、周回軌道面１つあたり４機の人工衛星(１.１，１.２，１.３，１.４，２.１，２.２，２.３，２.４，３.１，３.２，３.３，３.４)が飛行している。例えば人工衛星１．１は第１軌道面の１号機を示す。人工衛星での測位は、基本４機で実施するので、月の南極付近を飛行する４機の人工衛星で測位し、地球から月に向かって飛行している途中の宇宙機ＳＰＣに対しては、上記４機以外で、精度低下率(ＤＯＰ：Dilution Of Precision)が最小となるような配置位置にある人工衛星４機にて測位する。このように、月面測位と同時に地球から月に向かって飛行している途中の宇宙機の測位ができる。
【００５３】
実施の形態３．
図１２は、この発明の実施の形態３おける月周回衛星システムの全体構成の概略的機能ブロック図である。実施の形態３と前記実施の形態１および２との違いは制御部１Ｃにあり、それ以外の構成は基本的に同じである。また、制御部１Ｃ内の衛星制御部２０Ａは、実施の形態１および２と基本的に同じである。
【００５４】
この発明の実施の形態３では、例えば、月を周回する人工衛星群と月の満ち欠けを利用して、地上から見たときに予め定められた設定パターンを創成するための構成の詳細について、以下説明する。
【００５５】
人工衛星は、月の周りを周回し、少なくとも１つの軌道面に、少なくとも１機飛行するものである。人工衛星は、制御部１Ｃからの出力である制御のための操作量ＭＡＶ(ＯＲＭＶ，ＰＵＭＶ、ＡＴＭＶ)に基づいて、設定された軌道制御と姿勢制御がなされる。
【００５６】
制御部１Ｃは、衛星軌道計画部１０Ｃを備える。衛星軌道計画部１０Ｃは、
図２に示す地球の予め設定された設定地点(ＥＰＰ)と、
月の予め設定された設定地点(ＭＰＰ)と、
月の満ち欠けの形状に対する人工衛星１００の相対位置(ＷＭＳＲＰ)と、
天文暦８０からの太陽の位置ＳＡＰ、地球の位置(ＥＡＰ)と月の位置(ＭＯＰ)と
基地局などで観測した計画時の衛星位置(ＰＳＰ)および計画時の衛星姿勢(ＰＳＰＵ)と、
を入力とする。そして衛星軌道計画部１０Ｃは、
人工衛星１００に対してエンターテイメントのための閃光の機能を割り付け、すでに飛行している人工衛星１００の状態から、設定された衛星配置位置に移動するための目標軌道(ＴＯＲ)を計算し、測位の機能が可能な実現日時(ＰＤＴ)を計算する。さらに、機能(ＦＵＮ)と目標軌道(ＴＯＲ)と実現日時(ＰＤＴ)と計画時の衛星位置(ＰＳＰ)および計画時の衛星姿勢(ＰＳＰＵ)をもとに、人工衛星の配置位置指令(ＡＰＣＯ)と姿勢指令(ＰＵＣＯ)とアンテナ指向指令(ＡＤＣＯ)を計算する。そして配置位置指令(ＡＰＣＯ)と姿勢指令(ＰＵＣＯ)とアンテナ指向指令(ＡＤＣＯ)を衛星制御部２０Ａへ出力する。
ここで、相対位置ＷＭＳＲＰは、実施の形態１および２における月に対する相対位置ＭＳＲＰに加えて、閃光の機能を発揮する月の形状が所定の月の満ち欠けにおけるものという月の満ち欠け情報を含む。すなわち相対位置ＷＭＳＲＰは、地球の設定地点(ＥＰＰ)から見た月の満ち欠けの形状、及び前記月の満ち欠けの形状に対する人工衛星１００の相対的な位置関係を含む。
【００５７】
なお、実施の形態３におけるハードウェア構成は、図１９に従って説明した実施の形態１または２ものと基本的に同じである。
【００５８】
衛星軌道計画部１０Ｃについて、図１３の動作フローチャートおよび図１４の機能ブロック図を参照して説明する。一例として、月の南極の上空を通過する３つの極軌道があって、軌道半径が月半径の３．６２倍で１つの極軌道あたり４機の人工衛星が飛行している状態を考える。そして、夜空に予め設定されたシンボルを創生する指令が、ユーザーインターフェース２００から入力されたとする。衛星軌道計画部１０Ｃは、ユーザーの位置に相当する地球の設定地点(ＥＰＰ)と、地球の設定地点(ＥＰＰ)から月および人工衛星を観測した時の、月の満ち欠けの形状に対する人工衛星の相対位置ＷＭＳＲＰすなわち２次元位置ベクトル(ｒBS(C))を実現する３次元位置ベクトルｒBSを求める。より具体的には、入力された地球の設定地点(ＥＰＰ)から見た月の満ち欠けの形状(ＭＷＦ)及びこの月の満ち欠けの形状に対する人工衛星の相対的な位置関係、すなわち相対位置(ＷＭＳＲＰ)２次元位置ベクトル(ｒBS(C))を実現する３次元位置ベクトルｒBSを求め、地球の設定地点(ＥＰＰ)から観測できる人工衛星に、閃光の機能を割り付ける(ステップＳ１０Ｃ)。
【００５９】
一例として、バナナ型の月とバナナ型の月の凹部側の上に並んだ２つの目(すなわち２機の人工衛星)で笑った顔を創る、というユーザーからの指令に対して、次にバナナくらいの太さの月(月齢で５日くらい)が見える日から実現可能日(ＰＤ)が決まる。 例えば、２０１７年３月１２日に指令を受けた場合、月齢カレンダによる月の満ち欠けの形状に関する情報として、次に月齢で５日の月が見えるのは２０１７年４月２日と決まる。月齢で５日の月は夕方に見えるので、実現可能日時(地方時)(ＰＤＴＤ)が２０１７年４月２日夕方、例えば２０１７年４月２日１８時に決まる(ステップＳ１１Ｃ)。
【００６０】
次に、ユーザーが地上のどこにいるかという情報を地球の設定地点(ＥＰＰ)としてユーザーインターフェース２００から入力することで、実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)が決まる(ステップＳ１２Ｃ)。例えば、ユーザーが大阪に居るのであれば、世界時に対する時差が＋９時間なので、実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)が、２０１７年４月２日９時に決まる。
【００６１】
そして、実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)における人工衛星群の軌道面の方向は、特に軌道制御を行わない場合、天体力学の一般的な手法により求めることができる(ステップＳ１３Ｃ)。 
【００６２】
例えば、２０１７年３月１２日９時(世界時)に、月面経度の東経３０ｄｅｇ、東経１５０ｄｅｇ、西経９０ｄｅｇを横切るような人工衛星の軌道半径が、月半径の３．６２倍で軌道傾斜角９０ｄｅｇの３つの円軌道から構成される月周回人工衛星群を考える。説明を明確にするために、月周回人工衛星群は、軌道外乱を受けないものとする。２０１７年４月２日９時には、人工衛星群の軌道面の方向は、入力である月に対する軌道配置位置、すなわち月の満ち欠けの形状に対する人工衛星の相対位置(ＷＭＳＲＰ)を参照して、月面経度の東経１５０ｄｅｇ、西経９０ｄｅｇ、東経３０ｄｅｇを横切る方向になる。この３つの軌道上に存在し、バナナ型の月の上に並んだ２つの目で笑った顔になるような軌道位置を選択する(ステップＳ１４Ｃ)。 この軌道位置が、ステップＳ１４Ｃから出力される実現したい人工衛星の配置位置、すなわち目標軌道ＴＯＲである。
【００６３】
ここで、目標軌道ＴＯＲとは、人工衛星が飛行している軌道面において、閃光の機能を果たすための期待される人工衛星の配置位置ＥＳＡＰであって、この配置位置ＥＳＡＰは、設定された誤差を許容する領域である。すなわち、目標軌道ＴＯＲは、実現可能日時(世界時)、すなわち終端時刻における終端状態のことである。
【００６４】
人工衛星の軌道制御を行わない場合に、基地局などで観測した計画時の衛星位置(ＰＳＰ)および計画時の衛星姿勢(ＰＳＰＵ)から、実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)に衛星が到達する位置、すなわち実現可能日時の衛星位置(ＰＴＳＰ)および衛星姿勢(ＰＴＳＰＵ)を運動方程式に基づく数値積分、すなわち軌道伝搬を軌道伝搬演算部Ｓ１５Ｃで算出し、実現日時すなわち実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)の人工衛星１００の衛星位置(ＰＴＳＰ)および衛星姿勢(ＰＴＳＰＵ)を得る(ステップＳ１５Ｃ)。なお、軌道伝播は例えば衛星位置の場合、現在日時における現在の衛星位置(ＰＳＰ)と現在日時(ＰＲＤＴ)をもとに数値積分されるが、これは現在の衛星位置(ＰＳＰ)を初期状態として、現在日時(ＰＲＤＴ)から実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)までの時間を固定した数値積分であって、実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)における衛星の位置および姿勢、すなわち衛星の終端状態は不定であることに留意する。
【００６５】
指令生成部Ｓ１６Ｃは、実現日時(ＰＤＴ)の人工衛星の衛星位置(ＰＴＳＰ)および衛星姿勢(ＰＴＳＰＵ)と、目標軌道(ＴＯＲ)をもとに、人工衛星の配置位置指令(ＡＰＣＯ)と姿勢指令(ＰＵＣＯ)を生成する(ステップＳ１６Ｃ)。さらに、指令生成部Ｓ１６Ｃは、人工衛星１００に搭載されたアンテナを地球の設定地点(ＥＰＰ)または月の設定地点(ＭＰＰ)に向ける指向方向を有す実現日時のアンテナ指向情報(ＡＤＩＮ)を計算し、後段のアンテナ指向計画部Ｓ１７Ｃにて、時々刻々のアンテナ指向指令(ＡＤＣＯ)を生成する(ステップＳ１７Ｃ)。
人工衛星の配置位置指令(ＡＰＣＯ)と姿勢指令(ＰＵＣＯ)とアンテナ指向指令(ＡＤＣＯ)が、目標軌道(ＴＯＲ)に遷移するための修正情報(ＣＲＩＮ)に相当する。配置位置指令(ＡＰＣＯ)と姿勢指令(ＰＵＣＯ)の生成手段としては、例えば、モデル予測制御に代表される公知技術を利用できる。なお、この生成手段は、計画時の衛星位置(ＰＳＰ)の初期状態と実現可能日時(世界時)(ＰＤＴＷ)の人工衛星の終端状態の間を、予め設定された評価関数を最小化しながら逐次的に指令を求めるものであれば何でもよい。
衛星制御部２０Ａの動作は、図４で説明した実施の形態１または２のものと基本的に同じである。
【００６６】
ここで、人工衛星の軌道制御に関し、簡単な数値例を示す。軌道制御を行わない場合に、計画時の衛星位置(ＰＳＰ)から、２０１７年４月２日９時に衛星が到達する位置、すなわち実現可能日時(ＰＤＴ)の衛星位置を運動方程式に基づく数値積分、すなわち軌道伝搬(軌道伝搬演算部Ｓ１５Ｃ)で算出する。
【００６７】
一般的な軌道力学の手法により、衛星の軌道半径を変更することで軌道周期が変わり、軌道半径を変更しない場合と比べて、衛星位置を動かすことができる。例えば、軌道偏差が位相で２２ｄｅｇであったとする。ユーザーインターフェース２００から要求を受けた日から実現可能日(ＰＤ)までの差である２２日間で２２ｄｅｇずらすためには、１日あたり１ｄｅｇずらせばよい。軌道高度が月半径の３．６２倍のとき、およそ月周回衛星の軌道周期が半日となるので、１軌道周期あたり０．５ｄｅｇずらせばよいことになる。 
【００６８】
１軌道周期が、位相で３６０ｄｅｇに相当するので、１軌道周期あたり０．５ｄｅｇずらすには、軌道周期を１／７２０(＝０．５／３６０)倍ずらせばよい。軌道周期は、軌道半径の１．５乗に比例するので、軌道周期を１／７２０倍ずらすには、軌道半径を１／１０８０倍ずらせばよいことになる。 すなわち、月半径の３．６２／１０８０倍、すなわち６ｋｍ程度、軌道高度を変更すればよい。
【００６９】
人工衛星の姿勢制御に関し、簡単な具体例を示す。例えば、人工衛星が「笑った顔の目」の閃光機能を担うことになった場合を考える。人工衛星から見た、太陽、地球(上述の地球の設定地点)、月の方向を計算する。次に、人工衛星から見た太陽方向と人工衛星から見た地球(上述の地球の設定地点)方向が作る角の中心線方向を計算する。そして、この中心線方向に、反射面の法線方向が一致するように衛星の姿勢を定める。これにより、太陽からの入射光が衛星鏡面(ＬＭＥ)で反射され、地球(上述の地球の設定地点)に向けられる。鏡面の法線方向まわりの回転角は、任意である。そこで、月や太陽から受ける姿勢外乱が制御の目的で都合がよくなるように、この回転角を調整する。以上の一連の処理にて、鏡面の法線方向とその周りの回転角を衛星制御部２０Ａの出力として得る。
【００７０】
あるいは、次のように考えても良い。例えば、人工衛星が「笑った顔の目」の閃光機能を担わないことになった場合を考える。人工衛星から見た、太陽、地球(地球の設定地点(ＥＰＰ))、月の方向を計算する。次に、人工衛星から見た太陽方向と人工衛星から見た地球(地球の設定地点(ＥＰＰ))方向が作る角の中心線方向を計算する。 そして、月や太陽から受ける姿勢外乱が、制御の目的で都合の良い衛星姿勢を計算する。 当該衛星姿勢における鏡面の法線方向を計算する。このときに、太陽から入射した光が鏡面で反射されるかどうか、反射される場合はどの方向に反射されるかを計算する。このとき、反射光が地上に届かなければ、地上から見て光って見えないので鏡面の法線方向を計算する必要は無い。一方、地上に届く場合は、地上から見て光って見えてしまうので、反射光が地上に届かないように鏡面の法線方向(したがって、衛星姿勢)を調整する。以上の一連の処理にて、鏡面の法線方向とその周りの回転角を衛星制御部２０Ａの出力として得る。
【００７１】
以上、実施の形態３によれば、人工衛星の測位の機能を、入力された地球の設定地点(ＥＰＰ)から月および人工衛星を観測した時の、月に対する人工衛星の相対位置(ＭＳＲＰ)に応じて割り付けるので、機能を果たせないいわゆる待機時間がある人工衛星の利用効率を向上させ、または地球から観測できる状態を自由にデザインできる。
【００７２】
すなわち、例えばユーザーインターフェース２００に入力されるユーザー要求に応じて、人工衛星群をエンターテイメントのための閃光機能として使用できる。具体的には、設定された時刻に地上から見た時に、月と人工衛星を組み合わせた予め設定されたパターンとして見せることができる。また、過大な軌道制御を実施しなくても、設定時刻に地上から見た時に、月と人工衛星群を組み合わせた予め設定されたパターンとして見せることができる。さらに、数日間にわたり地上から見た月が設定された方向に来た時に、月と人工衛星を組み合わせたパターンを見せることができ、かつ月と人工衛星群で構成されるパターンのバリエーションを増やすことができる。
【００７３】
ここで、この発明の月周回衛星システムがなす、エンターテイメントサービスの例として、月と人工衛星群のパターンのバリエーションを幾つか例示する。図１５は、バナナ型の月(ＭＯＯ)と人工衛星群１００ａ(１.１，１.２，１.３，１.４，２.１，２.２，２.３，２.４，３.１，３.２，３.３，３.４)によるパターンである。３つの月周回軌道面を有し、周回軌道面１つあたり４機の人工衛星が飛行している。例えば人工衛星１．１は第１軌道面の１号機を示す。塗りつぶされた人工衛星が反射する人工衛星、完全に白抜きの人工衛星が反射しない人工衛星である。
図１５の(ａ)(ｂ)では、バナナ型の月(ＭＯＯ)は右側に突出した三日月になっている。そして図１５の(ａ)は、バナナ型の月(ＭＯＯ)の凹面側の２機の人工衛星(１.３，３.３)が反射した太陽光を地上に照射している状態で、この場合は、地上から見て笑った顔のように見せることができる。また、図１５の(ｂ)は、バナナ型の月(ＭＯＯ)の凸面側の２機の人工衛星(１.１，３.１)が、反射した太陽光を地上に照射している状態で、この場合は、地上から見て泣いた顔のように見せることができる。
【００７４】
また別のパターン例を、図１６に示す。図１６も、図１５と同様に３つの月周回軌道面を有し、周回軌道面１つあたり４機の人工衛星１００ａ(１.１，１.２，１.３，１.４，２.１，２.２，２.３，２.４，３.１，３.２，３.３，３.４)が飛行している。塗りつぶされた人工衛星が反射する人工衛星、完全に白抜きの人工衛星が反射しない人工衛星である。各軌道面の人工衛星を数機利用することで、図１６の(ａ)のＶパターン、図１６の(ｂ)の円パターン、図１６の(ｃ)の両替商マークパターンを創成できる。
【００７５】
なお、月は、約２９．５日周期で地球の周りを公転している。そのため、南中時刻が１日で１時間弱遅れる。すると、翌日に同じ時刻に月を観測すると、およそ１２度だけ東に傾いた位置に月が見える。
図１７の(ａ)に、地球の設定地点(ＥＰＰ)から２４時に地表面(ＥＡＲＳ)上の南の空を見上げたときの、月(ＭＯＯ)と月周回人工衛星群１００ａの見え方の一例であるＶパターンを示す。
図１７の(ｂ)に従来の、翌日の２４時に見上げたときの月(ＭＯＯ)と月周回人工衛星群１００ａの見え方および１時の見え方を示す。
図１７の(ｃ)にはこの発明における、翌日の２４時に見上げたときの月(ＭＯＯ)と月周回人工衛星群１００ａの見え方および１時の見え方を示す。
【００７６】
そこで、月(ＭＯＯ)の公転周期にともなって人工衛星１００がずれて見える分だけ、人工衛星１００の軌道周期を調整することも上述の衛星軌道計画部１０Ｃの機能に含まれる。具体的には、人工衛星１００または人工衛星群１００ａの軌道周期を、地球の自転周期の１．０３倍から１．０５倍(すなわち１．０３倍以上、１．０５倍以下)、またはその整数分の１に調整すればよい。このようにすることで、図１７の(ｂ)に示すように、翌日の１時には、その前日の２４時の月(ＭＯＯ)と月周回人工衛星群１００ａの見え方と同じようにできる。すなわち図１７の(ａ)と(ｃ)では人工衛星１００の見た目の配列形状が同じになっている。すなわち、前日、さらには、翌日も、ほぼ同じ位置に月が見えたときに、地上から観測したときに有効な人工衛星の配置位置にできる。
【００７７】
なお、本実施の形態３においては、各人工衛星１００は例えば図２０に概略的に示すように、太陽光を地上に向けて反射させる大型構造鏡ＬＭＥと、太陽の位置、人工衛星の位置、および、太陽光の反射光を当てる地上の照射点、例えば地球の設定地点(ＥＰＰ)に基づいて鏡の方向を定める鏡制御指向方等を制御する鏡制御部２Ａａを含む人工衛星側の制御部２Ａを備える。
【００７８】
この構成により、設定された時刻に地上から見た時に、人工衛星を十分に明るく見せることができる。
【００７９】
さらに、大型構造鏡ＬＭＥには、太陽光を地上に向けて反射させるべく、太陽光の透過率を個別に制御できる太陽光透過率制御装置ＬＣを備えていても良い。
【００８０】
この構成により、設定された時刻に地上から見た時に、人工衛星群の明るさを調整できる。また、各々の太陽光透過率制御装置ＬＣでの透過率を制御することで制御トルクを発生させ、重力傾度トルクなど、大型構造鏡ＬＭＥに生じる外乱トルクとつりあわせて、大型構造鏡ＬＭＥの向きを保持することができる。さらに、各々の太陽光透過率制御装置ＬＣでの透過率を制御することで制御トルクを発生させ、人工衛星の姿勢、または、大型構造鏡ＬＭＥの向きを変えることができる。
【００８１】
実施の形態４．
図１８は、この発明の実施の形態４おける月周回衛星システムの衛星軌道計画部が地上局側に具備された場合の地上局の模式的な図である。実施の形態１から３では、図１，７，１２に示す衛星軌道計画部１０Ａ，１０Ｂ，１０Ｃが人工衛星側に搭載されていることを前提としたが、実施の形態４では衛星軌道計画部１０Ａ−Ｃを地上局１０００側に持たせたものである。この場合、図１，７，１２の衛星制御部２０Ａは、例えば図２０に示す人工衛星側の制御部２Ａの衛星本体制御部２Ａｂに示すように各人工衛星１００側に具備される。
【００８２】
地上局１０００は、
上述の各実施の形態と同様に、
月の周りを飛行する人工衛星群を構成する複数の人工衛星１００に対し、入力された地球の設定地点(ＥＰＰ)から月および人工衛星１００を観測した時の月に対する人工衛星１００の２次元投影相対位置(ＭＳＲＰ)、に応じて機能(ＦＵＮ)を割り付け、機能(ＦＵＮ)に応じて目標軌道(ＴＯＲ)を設定し、目標軌道(ＴＯＲ)を用いて人工衛星の配置位置指令(ＡＰＣＯ)と姿勢指令(ＰＵＣＯ)とアンテナ指向指令(ＡＤＣＯ)を含む、目標軌道(ＴＯＲ)に遷移するための修正情報(ＣＲＩＮ)を得る計算部５００と、
修正情報(ＣＲＩＮ)を人工衛星１００へ送信する送信部６００と、
で構成される。また、計算部５００は、実施の形態１から３で説明した衛星軌道計画部１０Ａ−Ｃと記憶部である天文暦８０にて構成される。衛星軌道計画部１０Ａ−Ｃは実施の形態１から３の衛星軌道計画部１０Ａ，１０Ｂ，１０Ｃの少なくとも１つの機能を有する。
【００８３】
実施の形態４におけるハードウェア構成は、図１９に従って説明した実施の形態１から３と同じである。すなわち、地上局１０００の計算部５００が、実施の形態１から３のいずれか１つの衛星軌道計画部１０Ａ，１０Ｂ，１０Ｃと同じであってもよいし、人工衛星１００側に具備された衛星制御部が実施の形態１から３のいずれか１つの衛星制御部２０Ａと同じであってもよい。
【００８４】
このような構成により、人工衛星を打上後に生じた事業主からの要望の変化に対応して、複数の人工衛星を、通信、測位、エンターテイメントの多目的用途で提供することができる。
【００８５】
なお、例えば各実施の形態１から３において、衛星軌道計画部１０Ａ，１０Ｂ、１０Ｃは総じて、相対的に３０度以上、１２０度以下で配置された少なくとも２つの軌道面に、１つの軌道面あたり少なくとも１機の人工衛星を飛行させるための人工衛星の軌道制御および姿勢制御およびアンテナ制御を計画する。
【００８６】
また、実施の形態１において、衛星軌道計画部１０Ａは、目標軌道(ＴＯＲ)および機能(ＦＵＮ)に従って得られた修正情報(ＣＲＩＮ)に基づいて、人工衛星１００に通信の機能を割りつける。そして、修正情報(ＣＲＩＮ)に基づいて、通信の機能を割りつけた人工衛星１００の姿勢について、人工衛星１００に設けられた図２０に示された人工衛星１００の通信用アンテナ群ＣＡＮの一部である月面との通信用アンテナＣＡＮを月の設定地点(ＭＰＰ)に向ける計画を作成し、および、人工衛星１００に設けられた同じく通信用アンテナ群ＣＡＮの一部である地上との通信用アンテナＣＡＮを地球の設定地点(ＥＰＰ)に向ける計画を作成する。これらのアンテナ制御の計画はアンテナ指向計画部Ｓ１７Ａにより行なわれる。
【００８７】
また、実施の形態２において、衛星軌道計画部１０Ｂは、目標軌道(ＴＯＲ)および機能(ＦＵＮ)に従って得られた修正情報(ＣＲＩＮ)に基づいて、人工衛星１００に月面上の測位の機能を割りつける。そして、修正情報(ＣＲＩＮ)に基づいて月面上の測位の機能を割りつけられた人工衛星１００は、人工衛星１００に設けられた図２０に示された人工衛星１００の測位用アンテナ群ＰＡＮの一部である測位用アンテナＰＡＮを月へ向ける計画を作成し、および、地上と月の間の測位の機能を割りつけられた人工衛星１００は、同じく測位用アンテナ群ＰＡＮの一部である測位用アンテナＰＡＮを地球へ向ける計画を作成する。これらのアンテナ制御の計画はアンテナ指向計画部Ｓ１７Ｂにより行なわれる。
【００８８】
また、実施の形態３において、衛星軌道計画部１０Ｃは、目標軌道(ＴＯＲ)および機能(ＦＵＮ)に従って得られた前記修正情報(ＣＲＩＮ)に基づいて、人工衛星１００に人工衛星の配列のパターンを構成する機能を割りつける。そして、修正情報(ＣＲＩＮ)に基づいて、パターンを構成する機能を割りつけた人工衛星１００の姿勢を太陽光が地上の地球の設定地点(ＥＰＰ)に照射されるように計画し、パターンを構成する機能が割り付けられなかった人工衛星１００の姿勢を太陽光が地球の設定地点(ＥＰＰ)に照射されないように計画する。これらのアンテナ制御の計画はアンテナ指向計画部Ｓ１７Ｃにより行なわれる。
【００８９】
なお、この発明は上記各実施の形態に限定されるものではなく、これらの可能な組合せを全て含む。
【産業上の利用の可能性】
【００９０】
この発明による月周回衛星システムおよび月周回衛星システムの地上局は、種々の形態の月周回衛星システムに適用することができる。
【符号の説明】
【００９１】
１Ａ、１Ｂ、１Ｃ  制御部、１０Ａ、１０Ｂ、１０Ｃ  衛星軌道計画部、２０Ａ  衛星制御部、１００  人工衛星、１００ａ  人工衛星群、２００  ユーザーインターフェース、６００  送信部、１０００  地上局、２０００  処理回路、３０００  プロセッサ、３１００  メモリ。
【図１】
0006716033.tif 000002
【図２】
0006716033.tif 000003
【図３】
0006716033.tif 000004
【図４】
0006716033.tif 000005
【図５】
0006716033.tif 000006
【図６】
0006716033.tif 000007
【図７】
0006716033.tif 000008
【図８】
0006716033.tif 000009
【図９】
0006716033.tif 000010
【図１０】
0006716033.tif 000011
【図１１】
0006716033.tif 000012
【図１２】
0006716033.tif 000013
【図１３】
0006716033.tif 000014
【図１４】
0006716033.tif 000015
【図１５】
0006716033.tif 000016
【図１６】
0006716033.tif 000017
【図１７】
0006716033.tif 000018
【図１８】
0006716033.tif 000019
【図１９】
0006716033.tif 000020
【図２０】
0006716033.tif 000021