(57)【要約】【課題】大面積の構造を有する宇宙機を制御して、静止軌道の過密化の軽減に寄与することの可能な人工衛星の軌道制御方法を提供する。また、反射鏡とエネルギー生成伝送部とを回転ジョイントのような機械的手段により結合する必要のない宇宙エネルギー利用システムを提供する。【解決手段】人工衛星に生じる太陽輻射圧力を利用して人工衛星の非ケプラー周回軌道を実現する、人工衛星の軌道制御方法。また、太陽からの光を受け、受けた太陽光を反射する反射鏡、及び該反射鏡で反射された太陽光を受け、受けた太陽光を利用してエネルギーを生成し、生成したエネルギーを地球に向けて伝送するエネルギー生成伝送部を有する宇宙エネルギー利用システムであって、該反射鏡と該エネルギー生成伝送部とが離間して別の軌道にある宇宙構造物である、前記宇宙エネルギー利用システム。【選択図】          図２
2005041268.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
人工衛星に生じる太陽輻射圧力を利用して、人工衛星の非ケプラー周回軌道を実現することを特徴とする、人工衛星の軌道制御方法。
【請求項２】
前記人工衛星が、ケプラー軌道にある他の人工衛星との間で、前記人工衛星の軌道の進行方向に対して平行な位置関係を保つように制御を行う、請求項１記載の人工衛星の制御方法。
【請求項３】
前記人工衛星が反射鏡を有し、前記他の人工衛星が受光部を有し、該反射鏡で反射された光が該受光部に集光される、請求項２記載の人工衛星の軌道制御方法。
【請求項４】
太陽からの光を受け、受けた太陽光を反射する反射鏡、及び該反射鏡で反射された太陽光を受け、受けた太陽光を利用してエネルギーを生成し、生成したエネルギーを地球に向けて伝送するエネルギー生成伝送部を有する宇宙エネルギー利用システムであって、該反射鏡と該エネルギー生成伝送部とが離間して別の軌道にある宇宙構造物であることを特徴とする、前記宇宙エネルギー利用システム。
【請求項５】
前記反射鏡が非ケプラー周回軌道にある人工衛星を構成し、前記エネルギー生成伝送部がケプラー軌道にある人工衛星を構成する、請求項４記載の宇宙エネルギー利用システム。
【請求項６】
前記反射鏡に生じる重力傾斜力と太陽輻射圧力とが等しい、請求項４または５に記載の宇宙エネルギー利用システム。
【請求項７】
前記エネルギー生成伝送部から伝送されるエネルギーが、マイクロ波エネルギーまたはレーザー光エネルギーのいずれかである、請求項４〜６のいずれか１項に記載の宇宙エネルギー利用システム。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、人工衛星の軌道を制御する方法、特に、大きな面積の構造を有する宇宙機を制御するのに有用な人工衛星の軌道制御方法に関するものである。
本発明はまた、そのように制御された軌道で利用可能な宇宙エネルギー利用システム、特に、反射鏡とエネルギー生成伝送部とが機械的に結合されていない宇宙エネルギー利用システムに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
従来の人工衛星は、ケプラー軌道（重力中心となる天体（通常は地球）を焦点とする二次曲線を描く軌道であって、軌道面内に必ずその天体を含むもの。）、特に静止軌道（地球を重力中心とする、２４時間の周期を有するケプラー軌道）を利用するものが多かった。このため現在では、人工衛星の数の増加に伴う静止軌道の過密化が問題となっている。
【０００３】
一方、静止軌道にある衛星を利用する技術として、従来のいわゆる宇宙エネルギー利用システムがある。ここで「宇宙エネルギー利用システム」とは、宇宙空間において太陽エネルギーを集め、集めたエネルギーを地上に伝送するシステムの総称である。宇宙エネルギー利用システムにおいてエネルギーを地上に伝送する方法として、これまでにマイクロ波を利用する方法とレーザー光を利用する方法の２通りの方法が提案されており、エネルギー伝送方法としてマイクロ波を利用する方法を採用している宇宙エネルギー利用システムを「太陽発電衛星システム」と呼んでいる。以下、本願明細書において「エネルギー生成伝送部」とは、宇宙エネルギー利用システムにおいて、反射あるいは集光された太陽光をエネルギーに変換し、地上に送り届ける機能を有する部分を意味する。したがって、従来技術の場合、マイクロ波を利用するエネルギー伝送方法において使用される発電及び送電部、及びレーザー光を利用するエネルギー伝送方法において使用されるレーザー発振・送信部が、それぞれ本件発明における「エネルギー生成伝送部」に相当することとなる。
これまで、日本国内では、太陽エネルギーを集める手段として大型の反射鏡を採用し、この反射鏡を用いてエネルギー生成伝送部に太陽光を反射させるシステムが提案されており、これによって高効率の宇宙エネルギー利用システムを実現させることができると考えられている。このようなシステムとしては、たとえば、図１に示す「ＮＡＳＤＡリファレンスシステム」と呼ばれるものがある。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
前記静止軌道の過密化を軽減する方法としては、人工衛星に予めスラスタ等の軌道制御用手段を搭載しておき、このスラスタ等により発生させた推力を利用して、人工衛星を静止軌道以外の軌道におく方法などが考えられる。
しかしながら、このような方法に代えて、あるいはこのような方法と併用することにより、静止軌道の過密化をさらに軽減することのできる人工衛星の軌道制御方法が求められているのが実情である。
【０００５】
したがって、本発明は、特に大面積の構造を有する宇宙機を制御して、静止軌道の過密化の軽減に寄与することの可能な人工衛星の軌道制御方法を提供することを、その第１の目的とする。
【０００６】
一方、通常静止軌道上にある従来の宇宙エネルギー利用システムは、図１に示すような構成を有するものである。図中、左側に示されているシステムは、エネルギーを地上に伝送する方法としてマイクロ波を利用する方法を採用した場合のものであり、右側に示されているシステムはレーザー光を利用する方法を採用した場合のものである。
このような従来の宇宙エネルギー利用システムでは、エネルギー生成伝送部の受光面に定常的に太陽光を届けることができるよう、反射鏡（１次ミラー）が採用されている。この反射鏡は常に太陽を指向しており、受けた太陽光を垂直に反射するものである。エネルギーを地上に伝送する方法としてマイクロ波を利用する方法を採用した場合、さらに２次ミラーを使用して、反射鏡からの反射光を発送電部に届ける。
従来の宇宙エネルギー利用システムにおいて、上記のような光の経路を達成するためには、反射鏡とエネルギー生成伝送部との間に回転ジョイント機構を採用する必要があった。回転ジョイントはその上下両端において大重量の構造物を支持することとなり、さらに回転ジョイントにその機能を果たさせるためには、反射鏡とエネルギー生成伝送部及との間を回転ジョイント以外の部分で結合しておくことはできない。したがって、この回転ジョイントは、構造上極めて高い荷重が集中する場所となってしまう。また、最低次の固有振動モードはこの回転ジョイントを軸とするねじり振動であり、運用中の宇宙エネルギー利用システムには、以下に詳述する太陽輻射圧力や重力傾斜力が軌道周期で働くため、この最低次の固有周波数は軌道周波数よりも十分に高い値とならなければならない。これらの強度及び剛性に対する要請を満たすためには、直径数百メートルにも及ぶ巨大な回転ジョイントを採用する必要があり、現実的とはいえない。
【０００７】
したがって、本発明はまた、反射鏡とエネルギー生成伝送部とを回転ジョイントのような機械的手段により結合する必要のない宇宙エネルギー利用システムを提供することを、その第２の目的とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
本発明者らは、上記課題を解決すべく鋭意研究した結果、特に大面積の構造を有する宇宙機に入力する太陽輻射圧力を利用して人工衛星の軌道を制御することにより、上記第１の課題を解決し得ることを見いだした。
【０００９】
本発明者らはまた、反射鏡とエネルギー生成伝送部とを離間させ、別の軌道にある宇宙構造物とすることにより、上記第２の課題を解決し得ることを見いだした。
【００１０】
すなわち、本発明は、第１に、人工衛星に生じる太陽輻射圧力を利用して、人工衛星の非ケプラー周回軌道を実現することを特徴とする、人工衛星の軌道制御方法を提供する。
あるケプラー軌道上にある人工衛星に軌道面に対して垂直に太陽輻射圧力が入力すると、軌道面に対して垂直な方向に人工衛星がずれる。一方、軌道面に対して垂直な方向にずれた人工衛星には、ケプラー軌道に戻る方向にずれに比例した加速度が生じる。本願明細書では、この加速度による見かけの力を「重力傾斜力」と呼ぶこととする。そして、このずれがある大きさの時に軌道面に垂直な方向で太陽輻射圧力と重力傾斜力がつりあい、そこに元のケプラー軌道に対して平行な新たな軌道が生じることとなる。この軌道は、その軌道面内に重力中心を含まないためケプラー軌道ではないが、元のケプラー軌道と平行した周回軌道となる。本願明細書では、このような軌道を「非ケプラー周回軌道」と呼ぶこととする。
また、前記人工衛星が、ケプラー軌道にある他の人工衛星との間で、前記人工衛星の軌道の進行方向に対して平行な位置関係を保つように制御を行ってよい。
さらに、前記人工衛星が反射鏡を有し、前記他の人工衛星が受光部を有し、該反射鏡で反射された光が該受光部に集光されるように構成される場合において、上記人工衛星の軌道制御を行ってよい。
本発明はまた、第２に、太陽からの光を受け、受けた太陽光を反射する反射鏡、及び該反射鏡で反射された太陽光を受け、受けた太陽光を利用してエネルギーを生成し、生成したエネルギーを地球に向けて伝送するエネルギー生成伝送部を有する宇宙エネルギー利用システムであって、該反射鏡と該エネルギー生成伝送部とが離間して別の軌道にある宇宙構造物であることを特徴とする、前記宇宙エネルギー利用システムを提供する。
前記反射鏡が非ケプラー周回軌道にある人工衛星を構成し、前記エネルギー生成伝送部がケプラー軌道にある人工衛星を構成するものであってよい。
また、前記反射鏡に生じる重力傾斜力と太陽輻射圧力とが等しくてもよい。
さらに、前記エネルギー生成伝送部から伝送されるエネルギーは、マイクロ波エネルギーまたはレーザー光エネルギーのいずれかであってよい。
【００１１】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態について説明する。
【００１２】
［本発明による人工衛星の軌道制御方法］
図２は、本発明による太陽輻射圧力を利用した非ケプラー周回軌道の制御方法の概念図である。
本発明の軌道制御方法により実現される軌道は、大きな面積の構造を有する宇宙機に入力する太陽輻射圧力を利用して得られるものであり、特定のケプラー軌道に対してその軌道面から垂直な方向に一定の距離だけ離れた軌道面を有するものである。
図３は、本発明で利用する太陽輻射圧力と重力傾斜力との関係を示す概念図である。
上述のように、ケプラー軌道にある宇宙機（人工衛星）の場合、宇宙機には重力以外の外力が入力せず、原理的に、その宇宙機のある軌道面に重力中心を含むことになる。これに対し、非ケプラー周回軌道では、軌道面に重力中心を含まないため、宇宙機には重力中心を通る方向、すなわちケプラー軌道に近づく方向に加速度が生じることになる。本発明による人工衛星の軌道制御方法は、この加速度による見かけの力（重力傾斜力）を太陽輻射圧力を利用して打ち消すことによって、非ケプラー周回軌道を実現するものである。
【００１３】
図４は、宇宙機の太陽輻射圧力を受けるための構造と太陽光のなす角との関係を示す模式図である。
ケプラー軌道から離れる方向を正とすると、軌道面に対し垂直方向の太陽輻射圧力の成分ＦＳＰは、次式で与えられる：
【００１４】
2005041268.tif 000003
【００１５】
（式中、θ（θ＞０とする。）は宇宙機の太陽輻射圧力を受けるための構造が軌道面に対してなす角であり、αは宇宙機に入射する太陽光が軌道面に対してなす角であり、Ａは宇宙機の太陽輻射圧力を受けるための構造の面積であり、ρｓ、ρｄ、及びρａは、それぞれ宇宙機の太陽輻射圧力を受けるための構造の材料の反射率、散乱率、及び吸収率である。ここで、ρｓ・ρｄ・ρａ＞０かつρｓ＋ρｄ＋ρａ＝１である。また、Ｐは単位面積当たりの太陽輻射圧力であり、地球近傍ではＰ＝４．５×１０−６［Ｎ／Ｍ２］である。）
【００１６】
一方、軌道面に対し垂直方向の重力傾斜力の成分ＦＧＧは、次式で与えられる：
【００１７】
ＦＧＧ＝ＭΩ２ｙ                                                  （２）
【００１８】
（式中、Ｍは宇宙機の質量であり、Ωは軌道角速度であり、ｙはケプラー軌道から非ケプラー周回軌道までの垂直方向の距離である。）
【００１９】
そして、非ケプラー周回軌道とケプラー軌道との間の垂直距離ｙは、上記軌道面に対して垂直方向における太陽輻射圧力と重力傾斜力とのつりあいから、次式で与えられる：
【００２０】
2005041268.tif 000004
【００２１】
（３）式から、非ケプラー周回軌道とケプラー軌道との間の垂直距離ｙについては、次のように考えることができる。
・ｙは、宇宙機の質量あたりの太陽輻射圧力を受けるための構造の面積に比例する。
・ｙは、軌道角速度の２乗に反比例する。
・ｙは、θ＞αかつα＜０である限り必ず正の値を持つ。
・ｙは、α＞０であっても小さいρａに対して値を持つ。
すなわち、宇宙機の太陽輻射圧力を受けるための構造のなす角を太陽光入射角と軌道面に対して逆向きにすることができれば、宇宙機の太陽輻射圧力を受けるための構造をいかなる材料で構成したとしても、任意のケプラー軌道に対してある距離を持つ非ケプラー周回軌道を生成することは原理的に可能であることになる。また、宇宙機の太陽輻射圧力を受けるための構造のなす角と太陽光入射角とが軌道面に対して同じ向きになることが避けられない場合であっても、吸収率の小さい材料（反射率・散乱率の大きい材料）であれば、非ケプラー周回軌道を生成できる。以上の場合、軌道半径が大きく、宇宙機の質量あたりの太陽輻射圧力を受けるための構造の面積が大きいほど、距離ｙは大きくなる。
【００２２】
［本発明による宇宙エネルギー利用システム］
図５は、本発明による宇宙エネルギー利用システムの概念図である。
本発明による宇宙エネルギー利用システムでは、反射鏡及びエネルギー生成伝送の位置関係や光の経路は従来のものと同様であるが、反射鏡とエネルギー生成伝送部を別々の宇宙構造物として構成したことを特徴としており、例えば上述した太陽輻射圧力による揚力を利用して、エネルギー生成伝送部のある静止軌道の南北に反射鏡を留まらせ、反射鏡とエネルギー生成伝送部とを回転ジョイントのような機械的手段により結合することなく従来の宇宙エネルギー利用システムと同様の光の経路を実現することを可能にしたものである。
ここでは反射鏡として、短半径１．２５［ｋｍ］×長半径１．７５［ｋｍ］の楕円形状を有し、重量が１０００〜２０００［ｔ］であるものを想定する。ただし、これらの数値は本発明を実施する場合の一例に過ぎず、本発明を何ら制限するものではない。
【００２３】
次に、上記のような寸法を有する反射鏡に関し、反射鏡の力学環境として想定される因子である太陽輻射圧力及び重力傾斜力について検討する。ここで、反射鏡は太陽から入射する光を反射して９０度方向を変え、エネルギー生成伝送部へ伝えるものとする。また、反射鏡の吸収率、散乱率、及び反射率が、それぞれ５％、２５％、及び７０％であると想定した場合（ケースＡとする。）と、完全反射の場合（ケースＢとする。）の二通りについて検討する。
まず、太陽輻射圧力は、軌道面に対して垂直な方向について、次式：
【００２４】
2005041268.tif 000005
【００２５】
を用いて、ケースＡについては、
【００２６】
ＦＳＰ１＝４．５×１０−６×１２５０×１７５０×πｓｉｎ（４５°−０°）［０．７ｓｉｎ（９０°−０°）＋（２／３）０．２５ｃｏｓ４５°−ｓｉｎ０°］≒１７．９［Ｎ］
【００２７】
と算出され、同様にケースＢについては、
ＦＳＰ１＝４．５×１０−６×１２５０×１７５０×πｓｉｎ（４５°−０°）［１．０ｓｉｎ（９０°−０°）＋（２／３）０．０ｃｏｓ４５°−ｓｉｎ０°］≒２１．９［Ｎ］
【００２８】
と算出される。
一方、軌道面に対して平行な方向の太陽輻射圧力については、次式：
【００２９】
2005041268.tif 000006
【００３０】
を用いて、ケースＡについては、
【００３１】
ＦＳＰ２＝４．５×１０−６×１２５０×１７５０×πｓｉｎ（４５°−０°）［０．７ｃｏｓ（９０°−０°）＋（２／３）０．２５ｓｉｎ４５°−ｃｏｓ０°］≒２４．４［Ｎ］
【００３２】
と算出され、同様にケースＢについては、
ＦＳＰ２＝４．５×１０−６×１２５０×１７５０×πｓｉｎ（４５°−０°）［１．０ｃｏｓ（９０°−０°）＋（２／３）０．０ｓｉｎ４５°−ｃｏｓ０°］≒２１．９［Ｎ］
【００３３】
と算出される。
一方、重力傾斜力は、既述の通り、軌道面に対して垂直な方向についてＭΩ２ｙ［Ｎ］（ただし、Ｍは反射鏡の質量であり、Ωは軌道角速度であり、ｙはケプラー軌道面からの距離である。）であり、軌道面に対して平行な方向について（重心が静止軌道の真上または真下にある場合）０［Ｎ］である。
そこで、反射鏡の重量が１０００〜２０００［ｔ］の範囲にある場合について、太陽輻射圧力と重量傾斜力とがつりあうような距離ｙを求めると、次のようになる。
【００３４】
【表１】
表１  反射鏡つりあい点
2005041268.tif 000007
【００３５】
また、軌道面に対して垂直方向の重力傾斜力と太陽輻射圧力のつりあい点は安定平衡点である。換言すれば、垂直方向には、つりあい位置からずれてもつりあい位置に戻ろうとする性質がある。したがって、離心率制御の軌道制御と姿勢制御がなされていれば、軌道面に対して垂直な方向には定常的な軌道制御を行うことなく、反射鏡を安定して軌道に留めることが可能である。
なお、太陽輻射圧力のうち軌道面と平行な成分により軌道の離心率が変化するため、離心率制御の軌道制御が必要となるが、その制御コストは従来の宇宙エネルギー利用システムの場合と同程度であると考えられる。
【００３６】
一方、食の際には太陽輻射圧力による揚力を得ることができない。このため、反射鏡に静止軌道面に近づく運動が生じることとなる。食は最大でも約７０分程度であり、この間の反射鏡の静止軌道方向への最大移動距離ｙｅ［ｋｍ］は、つりあい位置が軌道面からｙｏ［ｋｍ］であるとすると、次式によって与えられる：
【００３７】
2005041268.tif 000008
【００３８】
これは具体的には高々８０〜２００［ｍ］程度であるから、運用上問題になるとは考えにくい。
【００３９】
反射鏡への重力傾斜トルクは、図５中の両端に位置している場合、すなわち、０時及び１２時にロール軸周り（短半径を軸とする。）に最大となる。このときの重力傾斜トルクの大きさは、反射鏡の重量が１０００〜２０００［ｔ］である場合には０．６１〜１．２１×１０４［Ｎｍ］となる。
一方、既述のとおり、軌道面に平行な太陽輻射圧力が２１．９〜２４．４［Ｎ］あり、これによる離心率の摂動を相殺するために、常に同等の力をスラスタによって発生させる必要がある。この時、スラスタを長半径及び短半径の両端に配置し、４箇所のそれぞれのスラスタの総推力を変えないようにしながら勾配を与えてトルクを発生することで、重力傾斜トルクを相殺することができる。例えば、反射鏡の重量が２０００［ｔ］で、ミラーが完全反射の場合（ケースＢ）、スラスタによる推力を、短半径の両端に６．０５［Ｎ］、長半径の両端にそれぞれ０．０［Ｎ］及び９．８［Ｎ］だけ与えることにより、短半径を軸とする重力傾斜トルクを相殺することができる。スラスタによる重力傾斜トルクの相殺についての概念図を図６に示す。
同様に、軌道制御スラスタの推力に勾配を持たせることにより、反射鏡の姿勢制御を無駄なく同時に実現することが可能であると考えられる。
【００４０】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明は、人工衛星に生じる重力傾斜力を太陽輻射圧力を利用して打ち消して人工衛星軌道を制御することにより、大面積の構造を有する宇宙機を制御することを可能とするという優れた効果を有する人工衛星の軌道制御方法を提供することができるものである。
本発明の軌道制御方法によれば、常に静止軌道の南または北に位置するような非ケプラー静止軌道を生成することができ、過密化しつつある静止軌道を避けた静止衛星を実現することができる。
また、ケプラー軌道にある衛星との間で軌道の進行方向に対して平行な位置関係を保つフォーメーションフライトを実現することができる。これにより、干渉レーダーによる地球観測や電波天文学の分野で新たな干渉計衛星システムを構成することも可能となる。さらに、軌道傾斜角の制限がないため、例えば太陽同期軌道でのフォーメーションフライトによる地球観測などが可能となる。この場合、太陽輻射圧力はそのほとんどが軌道面に対して垂直に入力するため、スラスタを用いて同様の非ケプラー周回軌道を生成する場合と比べ、スラスタの燃料消費量が大幅に少量となるという利点がある。
【００４１】
本発明はまた、反射鏡とエネルギー生成伝送部とを離間させ、別の軌道にある宇宙構造物とすることにより、反射鏡とエネルギー生成伝送部とを回転ジョイントのような機械的手段により結合する必要のない宇宙エネルギー利用システムを提供することができるものである。
本発明の宇宙エネルギーシステムによる反射鏡は、ケプラー軌道にある別の衛星に集光することができるため、集光される衛星には大型の太陽電池のパネルなどが不要となり、人工衛星の高精度な姿勢制御を実現することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】従来の宇宙エネルギー利用システムの概略図。
【図２】本発明による太陽輻射圧力を利用した非ケプラー周回軌道の制御方法の概念図。
【図３】本発明で利用する太陽輻射圧力と重力傾斜力との関係を示す概念図。
【図４】宇宙機の太陽輻射圧力を受けるための構造と太陽光のなす角との関係を示す模式図。
【図５】本発明による宇宙エネルギー利用システムの概念図。
【図６】スラスタによる重力傾斜トルクの相殺についての概念図。
【図１】
2005041268.tif 000009
【図２】
2005041268.tif 000010
【図３】
2005041268.tif 000011
【図４】
2005041268.tif 000012
【図５】
2005041268.tif 000013
【図６】
2005041268.tif 000014