(57)【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周回衛星において、
進行方向における断面積を同容積の立方体の断面積の半分以下程度に小さくし、内部に搭載機器を収納できる搭載スペースを有するように細長い形状とした衛星本体と、
長手方向が前記衛星本体の長手方向を向くように、衛星本体の進行方向側面に対向配置した太陽電池パネルと、
前記衛星本体の略中央に収容され、前記周回衛星の軌道高度を維持する所要の燃料を積んだ小型の燃料タンクと、
前記太陽電池パネルを前記衛星本体の長手方向を中心に左右に回転可能な角度可変部と、
前記太陽電池パネルを前記衛星本体の長手方向に傾斜可能なように前記角度可変部に対して伸縮可能な伸縮支持部とを備え、
前記周回衛星の軌道位置に応じて太陽光の吸収量が適切となるように、前記角度可変部および伸縮支持部を駆動し太陽電池パネルの傾斜角度を変えることを特徴とする周回衛星。
【請求項２】
地球上空の低軌道の異なる任意の軌道に請求項１記載の前記周回衛星を多数配置したことを特徴とする周回衛星システム。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は地球上空の低軌道を周回する周回衛星及びそのシステムに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
図１０は従来の地球を周回する衛星システムで一般に用いられている衛星の一例を示す。図１０において１は地球、２は太陽、３は太陽光、４は衛星本体１５に設けられた地球センサ、５は衛星本体１５に設けられた２つの太陽センサ、１１は衛星の進行方向、１５は立方体形状の衛星本体、１６は展開型の太陽電池パネル、１７は展開型の太陽電池パネル１６の回転機構、１８は衛星の周回軌道、１９は衛星本体１５の内部中央に搭載された燃料タンクを示す。従来の衛星はこのように構成され、地球センサ４で地球を指向するようにロール角、ピッチ角を制御し、太陽センサ５で軌道上の位置に応じた太陽の方向が所定方向となるようにヨー角を制御することにより、衛星の３軸の姿勢制御を行って安定に周回軌道１８上を周回する。
【０００３】
従来この種の衛星を用いて低軌道で地球を周回する衛星が実用化されていたが、その周回軌道１８の高度は約５００〜１０００ｋｍ程度であったので、地球の大気による空気抵抗の影響は無視でき、空気抵抗の軽減については考慮する必要がなかった。そのため図１０のように衛星本体１５の形状は、内部に搭載するコンポーネントの実装密度を高くできること、姿勢制御の簡素化と容易性のために重心を衛星本体中心とし各方向の慣性モーメントの均一化が図れること、および衛星本体１５のサイズを左右する大きな燃料タンク１９を中央に配置することができることから、ほぼ立方体形状となっていた。
【０００４】
展開型の太陽電池パネル１６も、太陽エネルギー吸収効率が最大となるように、衛星進行方向１１に対して概ね垂直な方向を向いており、空気抵抗が大きくなるような軌道上での飛行には不向きであった。
【０００５】
また、展開型の太陽電池パネル１６は周回軌道１８の位置によらず、常に太陽光３を受けるように制御を行うため、回転機構１７の軸周りのみ回転できる構造となっていた。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
現在、全地球的通信、観測を行うことを目的として、高度約３００ｋｍ前後の低軌道に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、小型かつ軽量で長期間の高信頼性を要求しない低コストの衛星が有効であるため、そのミッションは大気温度測定のみを行うことなどのように単一化が図られ、軌道上運用期間は１年〜２年の短期寿命となる。また小型化、軽量化のために、高度約５００ｋｍ以上では無視されていた大気中の窒素、酸素分子密度が立方センチあたり数万〜数十万倍に増加するため、その影響を十分考慮して空気抵抗を小さくする必要がある。しかしながら、従来の立方体形状の衛星本体１５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１５に搭載されたスラスターで、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１９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、軽量化の実現が困難になるといった問題が顕在化していた。
【０００７】
特に、衛星本体１５の質量、容積に占める燃料の割合は大きく、燃料タンク１９をいかに小さくし、どこに配置するかが、衛星本体１５のサイズと制御の簡素化、容易性を左右する大きな課題となっている。
【０００８】
また、従来衛星の展開型の太陽電池パネル１６は、衛星の進行方向１１に対して垂直な方向を向いており空気抵抗が大きい。
【０００９】
一方、係る課題を解決するために例えば従来のスピン型衛星のように太陽電池を衛星本体１５の全周にボディマウントすると太陽電池による空気抵抗が小さく出来るが、ボディマウントの場合は太陽光３を有効に吸収する太陽電池面積は全体の半分以下となり、太陽電池の発生エネルギーに対する太陽電池の重量効率が悪い。また多数の異なる軌道を周回する場合は、軌道によって太陽光３の方向に太陽電池面が向かない場合があり、スピン衛星ではボディマウントした太陽電池面を太陽光３に垂直になるよう傾けられないので十分なエネルギーの確保が出来ない。
【００１０】
また、低軌道に多数の衛星を配置する場合、飛行軌道によって衛星から見た地球１と太陽２の相対関係が大きく異り、太陽エネルギー確保のために飛行軌道によって太陽電池パネル１６のサイズ及び、配置を変える必要が生じて来るが、そのために飛行軌道に応じて数種類の衛星を設計、製造することになりコストが増大する。
【００１１】
この発明はかかる課題を解決するためになされたものであり、低軌道を周回する衛星の衛星本体１５及び太陽電池パネル１６の空気抵抗を小さくすることを目的とするものである。
また、太陽光３を十分に吸収するための機能を備え、特に飛行軌道によらず太陽電池パネル１６のサイズと配置を同一とすることを可能とする周回衛星及びそシステムを得ることを目的とするものである。
【００１２】
【課題を解決するための手段】
第１の発明による周回衛星は、搭載機器を収納できる大きさの範囲で、衛星進行方向における衛星本体の断面積を小さくし、細長い形状とするものである。
【００１３】
第２の発明による周回衛星は、第１の発明において、太陽電池パネルの長手方向が衛星本体の長手方向を向くように、衛星本体に配置した太陽電池パネルを備えたものである。
【００１４】
第３の発明による周回衛星は、第１もしくは第２の発明において、衛星の軌道高度を維持する所要の燃料を積んだ小型の燃料タンクを、衛星本体の略中央に配置するものである。
【００１５】
第４の発明による周回衛星は、第２の発明において、太陽電池パネルを衛星本体の長手方向を中心に回転可能な角度可変部と、衛星の軌道位置に応じて太陽光の入射角度が適切となるよう太陽電池パネルを回動する駆動手段とを備えるものである。
【００１６】
第５の発明による周回衛星は、第２の発明において、太陽電池パネルを衛星本体の長手方向に傾斜可能な伸縮支持部と、衛星の軌道位置に応じて太陽光の入射角度が適切となるよう太陽電池パネルの角度を変える駆動手段とを備えるものである。
【００１７】
第６の発明による周回衛星は、第２の発明において、太陽電池パネルを衛星本体の長手方向を中心に回転可能な角度可変部と、太陽電池パネルを衛星本体の長手方向に傾斜可能な伸縮支持部を備え、衛星の軌道位置に応じて太陽光の入射角度が適切となるように、その角度可変部および伸縮支持部を駆動し太陽電池パネルの角度を変える手段とを備えたものである。
【００１８】
第７の発明による周回衛星は、地球上空の低軌道の異なる任意の軌道に請求項６の衛星を多数配置したものである。
【００１９】
【発明の実施の形態】
実施の形態１．
図１は高度約３００ｋｍ前後の低軌道で地球を周回する周回衛星に関し、この発明の実施の形態１を説明する図である。図１において、６は細長い形状の衛星本体、２０は細長い形状の衛星本体６内部の中央に搭載された小型燃料タンク、２３は軌道高度維持のため地球へ向けられたスラスターを示す。地球センサ４は衛星の進行方向１１の前部において地球を向く方向に設け、太陽センサ５は衛星の進行方向１１の前と後ろに設ける。また、展開型の太陽電池パネル１６は従来と同様衛星の進行方向１１に対して垂直な方向を向ける。尚、地球センサ４及び太陽センサ５の位置と個数は上記以外でもよい。
【００２０】
図１において、衛星の進行方向１１に対して、衛星本体６を細長形状とする進行方向１１の断面積が減り空気抵抗が小さくなる。衛星本体６の空気抵抗は、その先端形状による抵抗係数と進行方向の断面積によって決まるが、抵抗係数を小さくする事には限界があり、また衛星本体６の内部及び外部に機器を搭載する必要があるので、先端形状を変えて搭載制約を増やすよりも、先端形状は変えずに断面積を小さくして細長くする。この場合特に、従来の立方体形状と容積が同じ場合、衛星の進行方向１１の断面積を約半分程度とすることによって空気抵抗が激減する。このため細長化の比率としては衛星の進行方向１１の断面積を約半分以下とし、機器の搭載が可能な限り断面積を小さくすることが望ましい。また、今後機器の小型化、軽量化、薄型化が進めば更に断面積は減少し、容積、重量の減少も加味するとその相乗効果は大きくなる。
【００２１】
一方、衛星本体６の断面積を小さくすることで、空気抵抗が減り、軌道高度維持のための燃料が削減出来ることから、従来の衛星本体６のサイズを左右していた燃料タンク１９も小型燃料タンク２０とすることができるため、その結果衛星本体６の断面積をさらに小さくできるとともに機器の搭載スペースを広く確保することが可能となる。
【００２２】
尚、姿勢制御の面では、衛星の細長形状方向の重心が中央となるよう機器配置上の配慮が必要である。また、衛星本体６を細長形状とした場合に細長形状方向の慣性モーメントが大きくなるが、空気抵抗を考慮する必要のある超低軌道においてはその空気抵抗により、慣性モーメントが大きい分姿勢が安定するのでその影響はキャンセルされる。
【００２３】
実施の形態２．
図２はこの発明の実施の形態２を説明する図である。図２において、１０は衛星本体６に密着させた展開しない太陽電池パネルである。太陽電池パネル１０の長手方向が衛星本体６の長手方向を向くように、太陽電池パネル１０を衛星本体６に密着させると、衛星の進行方向１１に対する有効断面積が減り空気抵抗が小さくなる。この場合、実施の形態１よりも更に空気抵抗を小さくすることが可能となる。尚、その他の構成は実施の形態１と同じとする。
【００２４】
実施の形態３．
図３〜図５はこの発明の実施の形態３を説明する図である。図３は実施の形態２の衛星で太陽光３を効率よく吸収できるように、実施の形態２における衛星本体６に密着させた太陽電池パネル１０の角度を、進行方向１１に対して左右に変えるための制御ギヤ２１と駆動ギヤ２２から成る角度可変部７と、太陽電池パネル１０の四隅と角度可変部７を結合して太陽電池パネル１０の角度の変化量を伝えるための支持部８とを設けた状態を説明する図である。一方、図４は進行方向１１の前後方向に太陽電池パネル１０の角度を変えるために、太陽電池パネル１０の支持部を自在に伸縮させるもので、図３の角度可変部７と支持部８の代わりに、太陽電池パネル１０の四隅を回転可能なジョイントで支持し、円筒状で径の違う複数の支持棒が自動車のアンテナのように電動でリニアに伸縮する伸縮支持部９を設けた状態を説明する図である。図５は、図３にある角度可変部７と図４にある伸縮支持部９を兼ね備えることにより、その角度可変量と伸縮量の組み合わせを用いることで太陽電池パネル１０の向きが自在に変化可能となる状態を説明する図である。
【００２５】
図３の構成においては、衛星は地球センサ４で地球１を捕捉して進行方向１１の方向へ飛行しながら、太陽センサ５で太陽光３を捕らえ、太陽２の方向を検知する。検知された信号が角度可変部７の内部にある制御ギヤ２１の回転量を決め、制御ギヤ２１の回転が駆動ギヤ２２へ伝達される。駆動ギヤ２２に固定されている太陽電池パネル１０の支持部８が一緒に回転することにより、太陽電池パネル１０を進行方向１１の左または右方向にある太陽光３へ傾けることで、太陽エネルギーの吸収効率を上げる。尚、角度可変部７はギヤによる例を挙げたが、これ以外の機構のものでもよい。
【００２６】
図４の構成において伸縮支持部９は、太陽２の方向を検知した信号に基づいて、円筒状で径の違う複数の支持棒の先端部を、自動車のラジオアンテナのようにワイヤで固定して、そのワイヤを電動モータで巻き取ることで円筒状の棒を縮めて短くしたり、その逆にワイヤを伸ばすことで円筒状の棒を長くする構造を有する。この４本の伸縮支持部９の長さを決めて、各伸縮支持部９を伸縮変化させることで、太陽電池パネル１０を進行方向１１の前後方向にある太陽光３へ傾けることによって太陽エネルギーの吸収効率を上げることができる。尚、伸縮支持部９は自動車のラジオアンテナによる例を挙げたが、これ以外の機構のものでもよい。
【００２７】
図５は、上記図３にある太陽電池パネル１０の角度可変部７と図４にある太陽電池パネル１０の伸縮支持部９を兼ね備えるもので、太陽２の方向を検知した信号に基づいて、角度可変部７と伸縮支持部９の両方の動作を最適に制御することにより、太陽電池パネル１０を傾ける向きを進行方向１１の左右又は前後方向に限定せず、自在に変化させることができる。
【００２８】
実施の形態４．
図６〜図９は衛星を異なる軌道に多数配置するケースを示す図である。図６（ａ）はその軌道例、図６（ｂ）〜（ｄ）は実施の形態２のように細長い形状の衛星本体６と、衛星本体６に密着させる太陽電池パネル１０を有する衛星を配置するケースを示す図であり、図７〜図９は実施の形態３のように太陽電池パネル１０の向きを自在に変化させる角度可変部７と伸縮支持部９を兼ね備えた衛星を配置するケースを示す図であり、それぞれの軌道における地球１と太陽２と太陽電池パネル１０の位置関係を示す。
【００２９】
図６（ａ）は、衛星を多数配置する軌道を示す。１２は常に太陽光へ太陽電池パネルが対向する軌道例、１３は常に太陽光へ一部しか太陽電池パネルが向かない軌道例、１４はある周回位置だけは太陽光へ太陽電池パネルがよく対向する軌道例を示す。
【００３０】
図６（ｂ）のような、常に太陽光３へ太陽電池パネル１０が対向する軌道例１２を飛行する場合、太陽電池パネル１０は常に同じ方向を向くので、太陽光３の吸収量が最大となる。
【００３１】
図６（ｃ）のような、常に太陽光３へ一部しか太陽電池パネル１０が向かない軌道例１３を飛行する場合、太陽電池パネル１０は常に傾きながら違う方向を向くので、太陽光３の吸収量が一番小さくなる。
【００３２】
図６（ｄ）のような、ある周回位置だけは太陽光３へ太陽電池パネル１０がよく対向する軌道例１４を飛行する場合、太陽電池パネル１０は常に違う方向を向くので、周回位置によって太陽光３を十分吸収できる時と、太陽光の吸収量が小さくなる時がある。
【００３３】
従って、図６（ｂ）〜図６（ｄ）に示すように、太陽電池パネル１０の向きを変える角度可変部７あるいは伸縮支持部９を使用しない状態の衛星を配置する場合、どの軌道でも空気抵抗を小さく出来るが、軌道により太陽光３の吸収量にバラツキがあるので、電力量の制約が生ずる。
【００３４】
電力量の制約をなくすためには、飛行軌道によって太陽電池パネル１０のサイズを大きくする、或いは飛行軌道によって太陽電池パネル１０の配置位置を変えることで太陽光３の吸収量を増加させる方法があるが、それらを達成するには、異なる種類の衛星を設計、製作することになり大幅なコスト増となる。
【００３５】
図５のように、角度可変部７及び伸縮支持部９を兼ね備えた衛星を、図６（ａ）に示す異なる軌道に配置した場合の、飛行状態を図７〜図９に示す。太陽電池パネル１０の角度可変部７及び伸縮支持部９を自在に変化させることにより、太陽電池パネル１０を任意の角度に傾けることが出来るので、軌道によらず同一の衛星で、太陽光３を十分吸収でき、必要な電力量を確保した運用が可能となる。
【００３６】
図７のような、常に太陽光３へ太陽電池パネル１０が対向する軌道例１２を飛行する場合、図６（ｂ）と同様に太陽電池パネル１０は常に同じ方向を向くので、十分な太陽光３が吸収でき、太陽電池パネル１０を傾ける必要はない。
【００３７】
図８は、常に太陽光３へ一部しか太陽電池パネル１０が向かない軌道例１３を飛行する場合を示す。図８（ａ）は、図８（ｂ）を矢視Ａの方向から見た図である。図８において、太陽２に並行に飛行する位置では、角度可変部７により図８（ｂ）の図で、太陽電池パネル１０の下側を持ち上げて太陽光３の方向へ向くよう傾けることにより太陽光３の吸収率が上がる。また太陽２と垂直に飛行する位置では、衛星進行方向１１の前側（もしくは後ろ側）の太陽電池パネル１０の伸縮支持部９を伸ばし、衛星進行方向の後ろ側（もしくは前側）の太陽電池パネル１０の伸縮支持部９を縮めることで太陽電池パネル１０を太陽２の方向へ向くよう傾ける。この時更に、衛星進行方向１１の前側及び後側の両端の伸縮支持部９の長さに差をつけて、図８（ｂ）の図で下側を長くすると衛星進行方向１１の左右方向について太陽電池パネル１０が太陽光３に対して垂直となり、更に太陽光３の吸収率を上げることができる。尚、太陽２と垂直に飛行する際、衛星進行方向１１の前方側の伸縮支持部９を長くすると、太陽電池パネル１０による空気抵抗が少し増えるが、従来の衛星のように進行方向１１に対して太陽電池パネル１０が垂直面となる場合と比べると、進行方向１１に対する有効断面積は小さいので、空気抵抗は小さい。
【００３８】
図９は、ある周回位置だけは太陽光３へ太陽電池パネル１０がよく対向する軌道例１４を飛行する場合を示す。図９（ａ）は、図９（ｂ）を矢視Ｂの方向から見た図である。図９において太陽２に並行に飛行する位置では、図７と同様に太陽電池パネル１０は太陽２へ向いており、十分な太陽光３が吸収できるため、太陽電池パネル１０を傾ける必要はない。また太陽２と垂直に飛行する位置では、図８と同様に伸縮支持部９により太陽電池パネル１０を太陽２の方向へ向くよう傾けることにより、太陽光３の吸収率が上がる。
【００３９】
従って、図７〜図９に示すように、衛星密着型太陽電池パネル１０の角度可変部７及び伸縮支持部９を有する衛星システムを異なる軌道に配置する場合、どの軌道でも太陽光３の吸収率がよくなるので、電力量による運用の制約が解消出来る。
【００４０】
【発明の効果】
第１の発明によれば、衛星本体を細長い形状とすることで空気抵抗が小さくなる。
【００４１】
第２の発明によれば太陽電池パネルの長手方向を衛星本体の長手方向に向けて配置することで空気抵抗が小さくなるので、大気密度の影響のある地球上空の低軌道を周回する衛星の軌道高度維持に必要な燃料が削減され、小型化、軽量化が可能となり、低コスト化につながる。
【００４２】
第３の発明によれば、小型燃料タンクを衛星中央に配置することで、第１の発明の衛星本体が細長い形状においても、質量特性のバランスがよくなり制御の簡素化、容易性に効果がある。
【００４３】
第４の発明によれば、太陽電池パネルの角度可変部により衛星進行方向の左右方向に太陽が位置する場合の太陽エネルギー吸収効率が向上する。
【００４４】
第５の発明によれば、太陽電池パネルの伸縮支持部により衛星進行方向の前後方向に太陽が位置する場合の太陽エネルギー吸収効率が向上する。
【００４５】
第６の発明によれば太陽電池パネルの角度可変部と伸縮支持部の両方の動作を最適に制御することにより、衛星進行方向に対する太陽方向によらずに、太陽電池パネルを自在に傾けて、太陽電池エネルギー吸収効率をより向上できる。
【００４６】
第７の発明によれば、異なる軌道に多数の衛星を配置するシステムにおいて、飛行軌道によらず同一な衛星で運用可能となり、ひいては低コストとなる。
【図面の簡単な説明】
【図１】  この発明の実施の形態１による、細長形状の衛星本体を有する衛星を示す図である。
【図２】  この発明の実施の形態２による、衛星本体に密着する太陽電池パネルを有する衛星を示す図である。
【図３】  この発明の実施の形態３による、太陽電池パネルの角度可変部を有する衛星を示す図である。
【図４】  この発明の実施の形態３による、太陽電池パネルの伸縮支持部を有する衛星を示す図である。
【図５】  この発明の実施の形態３による、太陽電池パネルの角度可変部と伸縮支持部を兼ね備えた衛星を示す図である。
【図６】  この発明の実施の形態４による、太陽電池パネルの角度可変部を有しない衛星を、異なる軌道に配置した場合の飛行ケースを示す図である。
【図７】  この発明の実施の形態４による、太陽電池パネルの角度可変部と伸縮支持部を兼ね備えた衛星を、軌道例１２に配置した場合の飛行ケースを示す図である。
【図８】  この発明の実施の形態４による、太陽電池パネルの角度可変部と伸縮支持部を兼ね備えた衛星を、軌道例１３に配置した場合の飛行ケースを示す図である。
【図９】  この発明の実施の形態４による、太陽電池パネルの角度可変部と伸縮支持部を兼ね備えた衛星を、軌道例１４に配置した場合の飛行ケースを示す図である。
【図１０】  従来の衛星の例を示す図である。
【符号の説明】
１  地球、２  太陽、３  太陽光、４  地球センサ、５  太陽センサ、６  衛星本体、７  角度可変部、８  支持部、９  伸縮支持部、１０  太陽電池パネル、１１  進行方向、１２  常に太陽光へ太陽電池パネルが対向する軌道例、１３常に太陽光へ一部しか太陽電池パネルが向かない軌道例、１４  ある周回位置だけは太陽光へ太陽電池パネルがよく対向する軌道例、１５  衛星本体、１６  太陽電池パネル、１７  回転機構、１８  周回軌道、１９  燃料タンク、２０  小型燃料タンク、２１  制御ギヤ、２２  駆動ギヤ、２３  スラスター。
【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】
0003945063.tif 000009
【図９】
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【図１０】
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