(57)【要約】  地球を回る軌道上を飛行する人工衛星１００に設けられる非常軌道離脱装置１０は、人工衛星１００を軌道から離脱させるための推力を発生する推進装置２７と、人工衛星１００における衛星バス３の発信部２１から間隔をおいて繰り返し送信される繰り返し信号を受信する受信部３１と、設定時間の間、繰り返し信号を受信部３１が受信しない場合に、又は、発信部２１若しくは前記人工衛星の外部から軌道離脱指令を受信部３１が受信した場合に、その旨の検出信号を出力する検出部３３と、検出信号に反応して、推進装置２７を作動させるための処理を行う作動装置３５と、衛星バス３の電源装置１５とは別に設けられ、受信部３１、検出部３３、および作動装置３５に電力を供給する電源装置３７とを備える。
2020021696.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
地球を回る軌道上を飛行する人工衛星に設けられる非常軌道離脱装置であって、
前記人工衛星を前記軌道から離脱させるための推力を発生する推進装置と、
前記人工衛星における衛星バスの発信部から間隔をおいて繰り返し送信される繰り返し信号を受信する受信部と、
前記間隔を超える設定時間の間、前記繰り返し信号を前記受信部が受信しない場合に、又は、前記発信部若しくは前記人工衛星の外部から軌道離脱指令を前記受信部が受信した場合に、その旨の検出信号を出力する検出部と、
前記検出信号に反応して、前記推進装置を作動させるための処理を行う作動装置と、
前記衛星バスの電源装置とは別に設けられ、前記受信部、前記検出部、および前記作動装置に電力を供給する電源装置とを備える、非常軌道離脱装置。
【請求項２】
前記推進装置は、固体ロケットモータである、請求項１に記載の非常軌道離脱装置。
【請求項３】
前記繰り返し信号は、前記人工衛星において計測された時刻を示す時刻情報と、当該時刻で計測された人工衛星の軌道上の位置を示す位置情報と、当該時刻で計測された人工衛星の姿勢を示す姿勢情報とを含み、
前記作動装置は、
各前記繰り返し信号に含まれる前記時刻情報と前記位置情報と前記姿勢情報に基づいて、将来の各時点における前記人工衛星の位置と姿勢を予測し、予測した当該各時点の人工衛星の位置と姿勢に基づいて、前記推進装置を作動させる将来の時点を特定する演算部と、
特定された前記将来の時点で前記推進装置を作動させる作動実行部とを有する、請求項１又は２に記載の非常軌道離脱装置。
【請求項４】
前記非常軌道離脱装置の位置を計測する位置計測装置と、
前記非常軌道離脱装置の姿勢を計測する姿勢計測装置とを備え、
前記作動装置は、
前記位置計測装置により計測した前記位置と、前記姿勢計測装置により計測した前記姿勢とが、前記推進装置により前記人工衛星を大気圏に突入させられる又は予め定めた別軌道へ移動させられる位置と姿勢であるかを判断する判断部と、
前記判断の結果が肯定である場合に、前記推進装置を作動させる作動実行部とを有する、請求項１又は２に記載の非常軌道離脱装置。
【請求項５】
前記非常軌道離脱装置の前記電源装置は、一次電池を含む、請求項１〜４のいずれか一項に記載の非常軌道離脱装置。
【請求項６】
前記非常軌道離脱装置の前記電源装置は、二次電池を含み、
前記衛星バスは、太陽光により発電する発電パネルを備え、
前記二次電池は、該発電パネルで発電された電力により充電される、請求項１〜４のいずれか一項に記載の非常軌道離脱装置。
【請求項７】
前記固体ロケットモータは、固体燃料と、該固体燃料から発生した燃焼ガスを外部へ噴出するノズルとを備え、
２つの前記ロケットモータにおける前記ノズルの中心軸が、前記人工衛星の中心軸に関して対称に位置している、請求項２に記載の非常軌道離脱装置。
【請求項８】
前記人工衛星をスピンさせるための推力を発生するスラスタを備え、
前記作動装置は、前記推進装置を作動させる時に、前記スラスタを作動させる、請求項１〜７のいずれか一項に記載の非常軌道離脱装置。
【請求項９】
前記非常軌道離脱装置の内部状態を検出する状態検出器と、
検出された内部状態を示す内部情報を前記衛星バスへ送信する送信部と、を備える、請求項１〜８のいずれか一項に記載の非常軌道離脱装置。
【請求項１０】
人工衛星の位置を計測する位置計測装置と、
計測された前記人工衛星の位置を示す位置情報と、前記人工衛星の識別情報とを含むビーコン信号を無線で発信するビーコン送信機とを備え、
前記作動装置は、前記推進装置を作動させる時に、前記ビーコン送信機を作動させる、請求項１〜９のいずれか一項に記載の非常軌道離脱装置。
【請求項１１】
人工衛星の外部における捜索レーダから送信されたレーダ電波を受信し、受信したレーダ電波に対する応答電波を送信するレーダトランスポンダを備える、請求項１〜１０のいずれか一項に記載の非常軌道離脱装置。
【請求項１２】
前記検出部は、経過時間を計測し、前記受信部が前記繰り返し信号を受信したら、経過時間の計測をリセットして再びゼロから経過時間の計測を開始するという作動シーケンスを実行し続け、
前記経過時間が前記設定時間を超えた場合に、前記検出部は、前記検出信号を出力する、請求項１〜１１のいずれか一項に記載の非常軌道離脱装置。
【請求項１３】
地球を回る軌道上を飛行する人工衛星に対する非常軌道離脱方法であって、
前記人工衛星を前記軌道から離脱させるための推力を発生する推進装置が前記人工衛星に設けられ、
（Ａ）前記人工衛星における衛星バスの発信部から間隔をおいて繰り返し送信される繰り返し信号を、前記人工衛星に設けた受信部で受信し、
（Ｂ）前記間隔を超える設定時間の間、前記繰り返し信号を前記受信部が受信しない場合に、又は、前記発信部若しくは前記人工衛星の外部から軌道離脱指令を前記受信部が受信した場合に、その旨の検出信号を出力し、
（Ｃ）前記検出信号に反応して、前記推進装置を作動させるための処理を行うことで、前記推進装置を作動させ、
前記人工衛星において、前記衛星バスの電源装置とは別に設けた電源装置からの電力により前記（Ａ）〜（Ｃ）を行う、非常軌道離脱方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、人工衛星の衛星バスの健全性に拘わらず、人工衛星を軌道から離脱させる技術に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来において、人工衛星を搭載したロケットを地上から打ち上げ、ロケットから人工衛星を分離させて、人工衛星を所望の軌道に乗せている。【０００３】
人工衛星は、ミッション機器や衛星バスを備える。ミッション機器は、人工衛星が持つ目的（例えば観測）を果たすための機器である。衛星バスは、ミッション機器への電力供給、人工衛星の姿勢制御および軌道制御、地上との通信などを行う機器である。【０００４】
人工衛星には、人工衛星の姿勢や軌道を制御するためにスラスタが設けられている（例えば特許文献１）。スラスタは、衛星バスの制御装置により制御される。すなわち、スラスタは、ミッション機器である観測機器や衛星バスの通信用アンテナが所望の方向を向くように衛星バスの制御装置により作動させられる。また、スラスタは、人工衛星が所定の軌道上に維持されるように衛星バスの制御装置により作動させられる。【０００５】
このようなスラスタは、比較的小さい推力を発生させ、長期間（例えば１０年）にわたって、必要時に作動が可能となるように設計されている。スラスタは、一例では、液体燃料（例えばヒドラジン）を用いたものである。【０００６】
なお、下記の特許文献２には、本発明に関連する点火装置の安全装置が記載されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】特開２０１１−２５５８５９号公報
【特許文献２】特許第２９２１５７３号
【特許文献３】特許第６３４９２５４号
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
人工衛星は、その衛星バス又はミッション機器が故障により機能しなくなることで、寿命を終えたとみなすことができる。人工衛星の寿命は、例えば、１０年程度であり、長くても１５年であると想定される。【０００９】
寿命を終えた人工衛星は、そのままでは、宇宙空間において地球を周回し続けるデブリ（ｄｅｂｒｉｓ）となる。人工衛星の数が増加すると、将来的に発生するそのデブリの数も増加する。そのため、宇宙空間に関するデブリの規制（例えば、寿命を終えてから軌道上を周回する年数、又は、デブリの数の制限値）を定めることが検討されている。【００１０】
この場合、デブリの規制を満たすためには、寿命を終えた人工衛星を、その軌道から離脱させて大気圏に再突入させ、これにより、人工衛星が大気圏で燃え尽きるようにすることが考えられる。あるいは、寿命を終えた人工衛星を、その軌道から離脱させて、正常に機能する他の人工衛星に干渉しない別軌道へ移動させることが考えられる。【００１１】
しかし、人工衛星を、その寿命にわたって機能させることと、寿命を終えた人工衛星を軌道から離脱させて大気圏に再突入させ又は別軌道へ移動させることとは、互いに矛盾し両立が困難である。すなわち、人工衛星が寿命を終えた時には、人工衛星の姿勢制御および軌道制御を行うためのスラスタや、スラスタを作動させる衛星バスが、正常に機能しなくなっていると想定される。この場合、スラスタを作動させることができないので、人工衛星を軌道から積極的に離脱させることができない。【００１２】
そこで、本発明の目的は、人工衛星の衛星バスの健全性に拘わらず、人工衛星を、その軌道から積極的に離脱させることを可能にする技術を提供することにある。なお、本発明は、特許文献３とは異なる手段により、上記目的を達成するものである。
【課題を解決するための手段】
【００１３】
上述の目的を達成するため、本発明による非常軌道離脱装置は、地球を回る軌道上を飛行する人工衛星に設けられる非常軌道離脱装置であって、
前記人工衛星を前記軌道から離脱させるための推力を発生する推進装置と、
前記人工衛星における衛星バスの発信部から間隔をおいて繰り返し送信される繰り返し信号を受信する受信部と、
前記間隔を超える設定時間の間、前記繰り返し信号を前記受信部が受信しない場合に、又は、前記発信部若しくは人工衛星の外部から軌道離脱指令を前記受信部が受信した場合に、その旨の検出信号を出力する検出部と、
前記検出信号に反応して、前記推進装置を作動させるための処理を行う作動装置と、
前記衛星バスの電源装置とは別に設けられ、前記受信部、前記検出部、および前記作動装置に電力を供給する電源装置とを備える。【００１４】
上述の目的を達成するため、本発明による非常軌道離脱方法は、地球を回る軌道上を飛行する人工衛星に対する非常軌道離脱方法であって、
前記人工衛星を前記軌道から離脱させるための推力を発生する推進装置が前記人工衛星に設けられ、
（Ａ）前記人工衛星における衛星バスの発信部から間隔をおいて繰り返し送信される繰り返し信号を、前記人工衛星に設けた受信部で受信し、
（Ｂ）前記間隔を超える設定時間の間、前記繰り返し信号を前記受信部が受信しない場合に、又は、前記発信部若しくは人工衛星の外部から軌道離脱指令を前記受信部が受信した場合に、その旨の検出信号を出力し、
（Ｃ）前記検出信号に反応して、前記推進装置を作動させるための処理を行うことで、前記推進装置を作動させ、
前記人工衛星において、前記衛星バスの電源装置とは別に設けた電源装置からの電力により前記（Ａ）〜（Ｃ）を行う。
【発明の効果】
【００１５】
本発明によると、人工衛星の衛星バスの健全性に拘わらず、人工衛星を、その軌道から積極的に離脱させることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】本発明の第１実施形態による非常軌道離脱装置が適用された人工衛星を示す概略図である。
【図２】本発明の第１実施形態による非常軌道離脱装置が適用された人工衛星の構成を示すブロック図である。
【図３】固体ロケットモータの構成例を示す。
【図４】本発明の第１実施形態による非常軌道離脱方法を示すフローチャートである。
【図５】本発明の第２実施形態による非常軌道離脱装置が適用された人工衛星の構成を示すブロック図である。
【図６】本発明の第２実施形態による非常軌道離脱方法を示すフローチャートである。
【図７】ロケットモータの他の形態を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１７】
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。
【００１８】
［第１実施形態］
図１は、本発明の第１実施形態による非常軌道離脱装置１０が適用された人工衛星１００を示す概略図である。図２は、本発明の第１実施形態による非常軌道離脱装置１０が適用された人工衛星１００の構成を示すブロック図である。
【００１９】
（人工衛星の基本構成）
人工衛星１００は、その基本構成として、図２に示すように、センサ系１と衛星バス３とミッション機器５とを備える。以下で説明するセンサ系１と衛星バス３とミッション機器５は、一例であり、非常軌道離脱装置１０が適用できる構成であれば、適宜変更されてよい。
【００２０】
＜センサ系＞
センサ系１は、時計７と位置計測装置９と姿勢計測装置１１を備える。時計７は、現在時刻を計測する。時計７は、現在時刻を厳密に計測する原子時計（例えばセシウム原子時計）であってよい。
【００２１】
位置計測装置９は、人工衛星１００の位置を計測する。計測された当該位置は、所定の座標系（例えば地球に固定された座標系）で表わされた位置であってよい。位置計測装置９は、例えば、図示を省略するが、地球センサ、太陽センサ、および恒星センサを備える。地球センサ、太陽センサ、および恒星センサは、それぞれ、地球、太陽、および人工衛星１００の周囲に広がる星が存在する方向（人工衛星１００から見た方向）を計測する。位置計測装置９は、これらの方向の計測結果と、図示しない参照データ記憶部に記憶された参照データとに基づいて、人工衛星１００の自己位置を求める。参照データは、地球、太陽、および各星の位置を記した地図である。
【００２２】
姿勢計測装置１１は、人工衛星１００の姿勢（向き）を計測する。計測された当該姿勢は、所定の座標系（例えば地球に固定された座標系）で表わされた姿勢であってよい。姿勢計測装置１１は、例えば、図示を省略するが、地球センサ、太陽センサ、恒星センサ、磁気センサなどを用いて、人工衛星１００の姿勢を計測する。例えば、姿勢計測装置１１は、恒星センサにより計測した星が存在する方向と、上述した参照データに基づいて、人工衛星１００の姿勢を求める。なお、以下において、人工衛星１００の姿勢は、人工衛星１００の本体の姿勢を意味する。
【００２３】
＜衛星バス＞
衛星バス３は、発電パネル１３と電源装置１５と姿勢制御装置１７と軌道制御装置１９と発信部２１を備える。
【００２４】
発電パネル１３は、太陽光を受けることにより発電を行う。電源装置１５は、発電パネル１３で発電した電力を各機器へ供給する。電源装置１５は、発電パネル１３で発電した電力を蓄える二次電池を有していてよい。
【００２５】
姿勢制御装置１７は、姿勢計測装置１１が計測した人工衛星１００の姿勢に基づいて、姿勢軌道制御用のスラスタ２３（図１を参照）を作動させて人工衛星１００の姿勢を制御する。軌道制御装置１９は、位置計測装置９が計測した人工衛星１００の位置と、姿勢計測装置１１が計測した人工衛星１００の姿勢と、目標軌道とに基づいて、スラスタ２３を作動させて人工衛星１００の軌道を調整する。なお、図１のように複数のスラスタ２３が人工衛星１００に設けられていてよい。
【００２６】
発信部２１は、送信間隔をおいて、繰り返し、信号（以下で繰り返し信号という）を後述の受信部３１に無線又は有線で送信する。送信間隔は、一定であってもよいし、変動してもよい。送信間隔は、後述するステップＳ１〜Ｓ３のシーケンスの更新間隔に相当する。当該送信間隔は、１日から１ヶ月程度の範囲内の間隔である。当該送信間隔は、数時間（例えば３時間）以上又は１日以上であって１ヶ月以下又は２ヶ月以下の間隔であってよい。当該送信間隔は、一例では、１日（２４時間）又は数時間（例えば３時間）又は１ヶ月であるが、これに限定されない。繰り返し信号は、時刻情報と位置情報と姿勢情報を含む。時刻情報は、時計７により計測された時刻を示す。位置情報は、当該時刻で位置計測装置９により計測された人工衛星１００の軌道上の位置を示し、姿勢情報は、当該時刻で姿勢計測装置１１により計測された人工衛星１００の姿勢を示す。ここで、当該軌道は、例えば、位置計測装置９が複数回又は多数回計測した人工衛星１００の位置に基づいて、位置計測装置９により求められてよく、位置情報に含まれている。
【００２７】
本実施形態では、発信部２１は、地上の通信装置と通信を行う通信装置２５を構成する。この場合、発信部２１は、繰り返し信号を、受信部３１と地上の通信機器へ、上記送信間隔をおいて繰り返し無線通信で送信する。ただし、発信部２１は、通信装置２５とは別に設けられてもよい。この場合、発信部２１は、繰り返し信号を、送信間隔で繰り返し受信部３１に無線で又は有線で送信する。
【００２８】
また、通信装置２５が外部（例えば地上の通信装置）から、人工衛星１００を大気圏に突入させる旨の指令信号、又は、人工衛星１００を上記別軌道へ移動させる旨の指令信号を受信したら、発信部２１は、軌道離脱指令を受信部３１へ送信する。なお、このような指令信号は、軌道離脱指令として、衛星バス３（通信装置２５）を介さずに、人工衛星１００の外部（例えば地上の通信装置）から直接受信部３１へ無線で送信されてもよい。
【００２９】
＜ミッション機器＞
ミッション機器５は、人工衛星１００が持つ目的（例えば観測）を果たすための機器である。例えば、人工衛星１００が環境観測衛星である場合には、環境観測を行うための各種センサやカメラがミッション機器５である。人工衛星１００が通信衛星である場合には、ミッション機器５は、上述の通信装置２５として衛星バス３に組み込まれてよい。
【００３０】
（非常軌道離脱装置の構成）
第１実施形態による非常軌道離脱装置１０は、人工衛星１００に設けられる。非常軌道離脱装置１０は、所定の軌道上を飛行して地球を回っている人工衛星１００を、当該軌道から離脱させ、大気圏に突入させ又は別軌道へ移動させるものである。ここで、別軌道とは、正常に機能する他の人工衛星の軌道に干渉しない軌道を意味する。第１実施形態では、人工衛星１００がその寿命を終えたら、非常軌道離脱装置１０は、人工衛星１００を大気圏に突入させ又は上記別軌道へ移動させる。非常軌道離脱装置１０は、図２に示すように、推進装置２７とスピン用のスラスタ２９と受信部３１と検出部３３と作動装置３５と電源装置３７と安全装置３９と状態検出器３６と送信部３８を備える。
【００３１】
推進装置２７は、人工衛星１００を軌道から離脱させて大気圏へ突入させ又は上記別軌道へ移動させるための推力を発生する。本実施形態では、推進装置２７は、固体ロケットモータである。図３は、固体ロケットモータ２７の構成を示す概略断面図である。固体ロケットモータ２７は、点火装置２７ａと、固体燃料２７ｂと、モータケース２７ｃと、ノズル２７ｄを備える。固体燃料２７ｂは、モータケース２７ｃの内部である燃焼室に配置される。作動装置３５により点火装置２７ａが作動させられると、点火装置２７ａは、固体燃料２７ｂを点火する。これにより、固体燃料２７ｂは、燃焼させられて、燃焼ガスを発生する。燃焼ガスがノズル２７ｄから外部へ噴出されることにより、推力軸Ｃｍの方向に人工衛星１００に推力を与える。推力軸Ｃｍは、ノズル２７ｄの中心軸であってよい。また、推力軸Ｃｍは、人工衛星１００の本体に対して一定であってよい。
【００３２】
図１に示すように、２つの固体ロケットモータ２７のノズル２７ｄが、人工衛星１００の中心軸Ｃに関して対称（線対称）に位置していてよい。図１の例では、２つの固体ロケットモータ２７の推力軸Ｃｍは、中心軸Ｃと平行であり、各推力軸Ｃｍは、中心軸Ｃから同じ距離だけ離れており、各推力軸Ｃｍと中心軸Ｃは同一平面上に位置する。
【００３３】
このような２つの固体ロケットモータ２７のノズル２７ｄの推力軸Ｃｍは、中心軸Ｃと平行な方向から中心軸Ｃを回る同じ周方向へ傾いていてもよい。この構成で、次の（１）と（２）の一方または両方の作用が得られる。
（１）これらのノズル２７ｄから燃焼ガスが当該周方向に成分を有する方向に噴出され、これにより、人工衛星１００に中心軸Ｃ方向に推力を与えつつ、人工衛星１００を中心軸Ｃ回りにスピンさせることができる。したがって、人工衛星１００の姿勢（中心軸Ｃの向き）を安定させることができる。
（２）２つの固体ロケットモータ２７の点火時点を互いにずらすことにより、人工衛星１００への外乱トルクを打ち消すことができる。
【００３４】
なお、推進装置２７は、固体ロケットモータである必要はなく、例えば液体燃料を用いたスラスタ又はロケットエンジンであってもよい。
【００３５】
スピン用のスラスタ２９は、人工衛星１００をスピンさせるための推力を発生する。スラスタ２９は、人工衛星１００の中心軸Ｃの回りに人工衛星１００をスピンさせるように、複数のスラスタ２９が、中心軸Ｃを回る周方向における複数箇所に設けられている。
【００３６】
受信部３１は、人工衛星１００における衛星バス３の発信部２１から上記送信間隔をおいて繰り返し送信される繰り返し信号を受信する。
【００３７】
検出部３３は、繰り返し信号の上記送信間隔（当該間隔が変動する場合には当該間隔の最大値又は当該最大値の予測値）を超える設定時間の間、繰り返し信号を受信部３１が受信しない場合に、又は、発信部２１から若しくは人工衛星１００の外部から軌道離脱指令を受信部３１が受信した場合に、その旨の検出信号を作動装置３５に出力する。なお、発信部２１又は人工衛星１００の外部（例えば地上の通信装置）は、上述の軌道離脱指令を受信部３１に送信しないように構成されていてもよい。
【００３８】
設定時間は、予め定められた時間の長さであってよく、例えば、上記送信間隔の２倍、３倍、又は５倍の長さであってよいが、これらの数値例に限定されない。検出部３３は、内蔵された時計を有しており、繰り返し信号を受信部３１が受信する度に、当該時計によりゼロから経過時間の計測を開始し、計測した当該経過時間が設定時間を超えたら、上述の検出信号を作動装置３５に出力するように構成されてよい。すなわち、検出部３３は、上記時計により経過時間を計測し、受信部３１が繰り返し信号を受信したら、経過時間の計測をリセットして再びゼロから経過時間の計測を開始するという作動シーケンスを常時実行し続ける。
【００３９】
作動装置３５は、検出部３３からの検出信号に反応して、推進装置２７を作動させるための作動処理を行う。この作動処理は、人工衛星１００を、現在飛行しているその軌道から離脱させて大気圏に突入させ又は上記別軌道へ移動させるように推進装置２７を作動させるための処理である。作動装置３５は、演算部３５ａと作動実行部３５ｂとを有する。作動処理は、演算部３５ａと作動実行部３５ｂが行う以下の処理であってよい。
【００４０】
演算部３５ａは、受信部３１が受信した各繰り返し信号に含まれる時刻情報と位置情報と姿勢情報に基づいて、将来の各時点における人工衛星１００の位置と姿勢を予測する。１つの繰り返し信号に含まれる時刻情報と位置情報と姿勢情報を１組として、受信部３１が複数回受信した複数の繰り返し信号に含まれる複数組の時刻情報と位置情報と姿勢情報（以下で、単に複数組の情報という）に基づいて、演算部３５ａは、将来の各時点における人工衛星１００の位置と姿勢を予測する。予測した当該各時点の人工衛星１００の位置と姿勢（以下で、単に予測位置と予測姿勢という）に基づいて、推進装置２７を作動させる将来の時点を特定する。
【００４１】
具体的には、演算部３５ａは、複数組の情報を記憶し、複数組の情報に基づいて、人工衛星１００の軌道を求め、将来の各時点について、予測位置における当該軌道の接線の方向と、予測姿勢での推進装置２７の推力方向を求める。ここで、接線の方向は、人工衛星１００の移動方向であり、推力方向は、推力軸Ｃｍの方向であって推進装置２７が外部へ燃焼ガスを噴出する方向である。なお、接線の方向と推力方向は、同じ座標系（例えば地球に固定された座標系）で表わされたものである。次いで、演算部３５ａは、求めた接線の方向と推力方向とが所定の条件を満たすかどうかを判断する。この所定の条件は、当該将来の時点で推進装置２７が作動した場合に、推進装置２７により人工衛星１００が大気圏へ突入させられ又は上記別軌道へ移動させられるという条件である。例えば、非常軌道離脱装置１０が人工衛星１００を大気圏へ突入させるものである場合には、当該所定の条件は、求めた接線の方向と推力方向とのなす角度が、閾値以下であるという条件であってよい。非常軌道離脱装置１０が人工衛星１００を上記別軌道へ移動させるものである場合には、当該所定の条件は、予め定められた当該別軌道に基づいて予め演算部３５ａに設定されていてよい。
【００４２】
作動実行部３５ｂは、内蔵された時計を有し、当該時計により計測された時刻が演算部３５ａにより特定された時点になったら、推進装置２７を作動させる。
【００４３】
また、作動装置３５は、推進装置２７を作動させる時（例えば、直前、直後、又は同時）に、スラスタ２９を作動させる。これにより、人工衛星１００はスピンしながら、推進装置２７による推力で軌道から離脱する。
【００４４】
電源装置３７は、非常軌道離脱装置１０の各構成要素に電力を供給する。図２の例では、電源装置３７は、受信部３１、検出部３３、作動装置３５、および安全装置３９に電力を供給することにより、これらの機器の動作を可能にする。電源装置３７は、二次電池を含むものであってよい。この場合、発電パネル１３により発電された電力は、当該二次電池に蓄えられ、当該二次電池に蓄えられた電力が非常軌道離脱装置１０の各構成要素に供給されてよい。ただし、電源装置３７は、二次電池の代わりに一次電池を含むものであってもよい。この場合、電源装置３７を含む非常軌道離脱装置１０は、衛星バス３から独立したものとなる。
【００４５】
安全装置３９は、その状態が、固体ロケットモータ２７の点火を不能にする第１状態と、当該点火を可能にする第２状態との間で切り替えられる。安全装置３９が第１状態にある場合、作動装置３５が、点火装置２７ａを作動させるために電源装置３７から点火装置２７ａへ電力を供給させても、点火装置２７ａは、当該電力により固体燃料２７ｂを点火できない。安全装置３９が第２状態にある場合、作動装置３５が、点火装置２７ａを作動させるために電源装置３７から点火装置２７ａへ電力を供給させると、点火装置２７ａは、当該電力により固体燃料２７ｂを点火できる。作動装置３５は、推進装置２７を作動させる時に、安全装置３９を第１状態から第２状態に切り替え、電源装置３７から点火装置２７ａへ電力を供給させることにより点火装置２７ａを作動させる。これにより、固体燃料２７ｂは点火される。
【００４６】
図３の例では、点火装置２７ａは、導火線２７ａ１と、導火線２７ａ１を着火する着火部２７ａ２と、導火線２７ａ１を伝わる火花で作動して固体燃料２７ｂを点火する点火部２７ａ３とを備える。安全装置３９は、着火部２７ａ２に設けられ、電源装置３７からの電力により第１状態の位置から第２状態の位置へ駆動させられる可動機構であってよい。作動装置３５（作動実行部３５ｂ）は、電源装置３７から安全装置３９に電力を供給することにより、安全装置３９を第１状態の位置から第２状態の位置へ移動させ、次いで、電源装置３７から着火部２７ａ２に電力を供給することにより点火装置２７ａを作動させる。これにより、固体ロケットモータ２７の固体燃料２７ｂからの燃焼ガスがノズル２７ｄから噴出されて、推力が発生する。なお、複数の（例えば上述のように２つの）固体ロケットモータ２７が設けられている場合には、各固体ロケットモータ２７に対して上述の安全装置３９が設けられてよい。なお、図３は一例であり、導火線２７ａ１を省略して、着火部２７ａ２が点火部２７ａ３を直接点火してもよい。この場合、安全装置３９と着火部２７ａ２は一体化されていてよい。
【００４７】
状態検出器３６は、非常軌道離脱装置１０の内部状態を検出する。この内部状態は、例えば、次の（ａ）〜（ｄ）のいずれか又は任意の組み合わせ（例えば全て）であってよい。
（ａ）検出部３３の作動状態（例えば、検出部３３の時計による経過時間の計測が後述のようにリセットされた回数、状態検出器３６による検出時における検出部３３の時計による計測時間、当該計測時間と上記設定時間との差の少なくともいずれか）
（ｂ）安全装置３９の状態（すなわち上記第１状態又は第２状態）
（ｃ）電源装置３７に含まれる上記二次電池に蓄えられている電力量（バッテリー残量）
（ｄ）演算部３５ａに記憶されている上述の複数組の情報。
【００４８】
送信部３８は、状態検出器３６が検出した内部状態を示す内部情報を衛星バス３（例えば通信装置２５）へ無線で又は有線で送信する。これにより、通信装置２５は、当該内部情報を地上の通信装置へ送信する。状態検出器３６による内部状態の検出と、送信部３８による内部情報の送信は、人工衛星１００が打ち上げられた後に、所定の間隔（例えば１日又は１ヶ月の間隔）をおいて繰り返し行われてよい。
【００４９】
＜非常軌道離脱方法＞
図４は、第１実施形態による非常軌道離脱方法を示すフローチャートである。この非常軌道離脱方法は、人工衛星１００が打ち上げられて軌道に乗った時に開始されてよく、上述した非常軌道離脱装置１０を用いて行われる。この非常軌道離脱方法は、ステップＳ１〜Ｓ５を有する。
【００５０】
ステップＳ１において、検出部３３は、内蔵された時計により経過時間の計測をゼロから開始する。ステップＳ１での経過時間の計測は、リセットされるまで継続される。すなわち、当該計測を行いながら、ステップＳ２、Ｓ３が行われる。
【００５１】
ステップＳ２において、受信部３１が繰り返し信号を受信したかを、検出部３３により判断する。この判断の結果が肯定である場合には、検出部３３による経過時間の計測をリセットし、ステップＳ１を再び開始する。ステップＳ２の判断の結果が否定である場合には、ステップＳ３へ進む。
【００５２】
ステップＳ３において、検出部３３は、計測している経過時間が設定時間を超えたかを判断する。この判断の結果が否定である場合には、ステップＳ１における経過時間の計測が継続されるとともに、ステップＳ２が再び行われる。一方、ステップＳ３の判断の結果が肯定である場合には、ステップＳ５へ進む。本実施形態では、このようにステップＳ１〜Ｓ３の作動シーケンスが、非常軌道離脱装置１０において常時起動（実行）されており、繰り返し信号の受信により、経過時間の計測がリセットされる。
【００５３】
ステップＳ４は、上述のステップＳ１〜Ｓ３と並行して、繰り返し行われる。ステップ４では、検出部３３は、上述の軌道離脱指令を受信したかを判断する。この判断の結果が否定である場合には、再びステップＳ４の判断を行う。ステップＳ４の判断の結果が肯定である場合には、ステップ５Ｓへ進む。
【００５４】
ステップＳ５において、検出部３３は、検出信号を作動装置３５へ出力する。この検出信号に反応して、作動装置３５は、推進装置２７を作動させるための作動処理を行う。作動処理は、ステップＳ５の処理である。ステップＳ５は、ステップＳ５１，Ｓ５２を有する。ステップＳ５１では、演算部３５ａは、この時までに受信部３１が受信した複数の繰り返し信号の各々に含まれる時刻情報と位置情報と姿勢情報に基づいて、上述のように推進装置２７を作動させる将来の時点を特定する。ステップＳ５２では、作動実行部３５ｂは、ステップＳ５１で特定した時点で、推進装置２７を作動させる。例えば、作動実行部３５ｂは、安全装置３９を第１状態から第２状態に切り替え、点火装置２７ａを作動させる。これにより、推進装置２７が発生させる推力により、人工衛星１００はその軌道を離脱して大気圏に突入し又は上記別軌道へ移動する。
【００５５】
電源装置３７からの電力によりステップＳ１〜Ｓ５を実行する各構成要素（本実施形態では検出部３３と受信部３１と作動装置３５）が機能することで、上述のステップＳ１〜Ｓ５が実行される。
【００５６】
なお、発信部２１や人工衛星１００の外部が上述の軌道離脱指令を受信部３１に送信しないように構成されている場合には、図４のフローチャートにおいて、ステップＳ４は省略される。
【００５７】
＜第１実施形態による効果＞
第１実施形態によると、非常軌道離脱装置１０において、受信部３１は、人工衛星１００の衛星バス３から送信間隔をおいて繰り返し送信される繰り返し信号を受信する。この送信間隔を超える設定時間の間、繰り返し信号を受信部３１が受信しない場合に、検出部３３は、その旨を示す検出信号を出力する。検出信号は、衛星バス３が機能していないことを示す。この検出信号に反応して、作動装置３５は、推進装置２７を作動させるための作動処理を行う。この時、衛星バス３の電源装置１５が機能していなくても、これとは別に設けた電源装置３７により、作動装置３５を機能させることができる。したがって、人工衛星１００の衛星バス３の健全性に係わらず、推進装置２７により、人工衛星１００を、その軌道から積極的に離脱させて大気圏に突入させ又は上記別軌道へ移動させることができる。
【００５８】
また、上述の軌道離脱指令を受信部３１が受信した場合に、作動装置３５は、推進装置２７を作動させる。これによっても、推進装置２７により、人工衛星１００を、その軌道から積極的に離脱させることができる。
【００５９】
固体ロケットモータ２７は、液体燃料を用いた推進装置と比べて、部品数が少なく構成が単純であるために、その故障率を低く抑えることができる。したがって、衛星バス３が故障した場合でも、高い信頼性で、固体ロケットモータ２７を作動させることができる。
【００６０】
また、固体ロケットモータ２７は、液体燃料を用いた推進装置と比べて、短い時間で、その燃焼を終わらせることができる。したがって、固体ロケットモータ２７の固体燃料２７ｂの燃焼開始時から燃焼終了時までの短時間における人工衛星１００の姿勢の変化量は小さい。よって、固体ロケットモータ２７による人工衛星１００の推進方向は、人工衛星１００の姿勢変化に影響され難くなる。
【００６１】
作動装置３５は、推進装置２７を作動させる時（例えば、直前、直後、又は同時）に、スラスタ２９を作動させる。これにより、人工衛星１００はスピンしながら、推進装置２７による推力で移動するので、推進装置２７による人工衛星１００の推進を安定させることができる。すなわち、人工衛星１００の姿勢の変化が推進装置２７の推進に与える影響を小さく抑えることができる。
【００６２】
状態検出器３６が、非常軌道離脱装置１０（後述の第２実施形態の場合には非常軌道離脱装置２０）の内部状態を検出し、内部状態を示す内部情報が衛星バス３を介して地上の通信装置へ送信される。これにより、地上において非常軌道離脱装置１０の内部状態を監視できる。
【００６３】
［第２実施形態］
図５は、本発明の第２実施形態による非常軌道離脱装置２０が適用された人工衛星１００の構成を示すブロック図である。第２実施形態による非常軌道離脱装置２０は、第１実施形態による非常軌道離脱装置１０と以下で説明する点が異なる。第２実施形態による非常軌道離脱装置２０について、以下で説明しない点は、第１実施形態による非常軌道離脱装置１０と同じであってよい。
【００６４】
＜位置計測装置と姿勢計測装置＞
第２実施形態による非常軌道離脱装置２０は、第１実施形態の非常軌道離脱装置１０の構成に加えて、位置計測装置４１と姿勢計測装置４３を更に備える。位置計測装置４１は、時々刻々と、非常軌道離脱装置２０の位置を人工衛星１００の位置として計測する。位置計測装置４１の構成は、上述したセンサ系１の位置計測装置９と同じであってもよいし、位置計測装置９と異なっていてもよい。後者の場合、位置計測装置４１は、全地球衛星測位システムを構成する複数の人工衛星から電波を受信し、これらの電波に基づいて人工衛星１００の位置を計算する装置であってもよい。
【００６５】
姿勢計測装置４３は、時々刻々と、非常軌道離脱装置２０の姿勢（例えば中心軸Ｃと平行な所定基準線の向き）を人工衛星１００の姿勢として計測する。姿勢計測装置４３の構成は、上述したセンサ系１の姿勢計測装置１１と同じであってよい。
【００６６】
なお、第２実施形態では、状態検出器３６が検出する内部状態は、第１実施形態の場合の内部状態に次の（ｅ）を加えたものであってもよいし、又は、第１実施形態の場合の内部状態に代えて次の（ｅ）であってもよい。
（ｅ）位置計測装置４１の計測結果と姿勢計測装置４３の計測結果の一方または両方。位置計測装置４１の計測結果は、位置計測装置４１により繰り返し計測され適宜の記憶部に記憶された人工衛星１００の位置である。姿勢計測装置４３の計測結果は、姿勢計測装置４３により繰り返し計測され適宜の記憶部に記憶された人工衛星１００の姿勢である。
【００６７】
作動装置３５は、更に判断部３５ｃを有する。判断部３５ｃは、検出部３３から出力された上述の検出信号に反応して、推進装置２７を作動させるための作動処理を行う。すなわち、非常軌道離脱装置２０が、人工衛星１００を大気圏へ突入させるものである場合には、判断部３５ｃは、時々刻々と位置計測装置４１により計測した位置と、時々刻々と姿勢計測装置４３が計測した姿勢とが、推進装置２７により人工衛星１００を大気圏に突入させられる位置と姿勢になったかの判断を時々刻々と行う。非常軌道離脱装置２０が、人工衛星１００を上記別軌道へ移動させるものである場合には、判断部３５ｃは、時々刻々と位置計測装置４１により計測した位置と、時々刻々と姿勢計測装置４３が計測した姿勢とが、推進装置２７により人工衛星１００を上記別軌道へ移動させられる位置と姿勢になったかの判断を時々刻々と行う。判断部３５ｃによる判断の結果が肯定となったら、作動実行部３５ｂは推進装置２７を作動させる。
【００６８】
具体的には、判断部３５ｃは、各時点（以下で対象時点という）について、当該対象時点で位置計測装置４１と姿勢計測装置４３により計測された人工衛星１００の位置と姿勢に基づいて、当該位置における人工衛星１００の軌道上の接線を求め、人工衛星１００の当該姿勢での推進装置２７の推力軸Ｃｍを求め、当該接線と当該推力軸Ｃｍとが第１実施形態で説明した上記所定の条件を満たすかどうかを判断する。
【００６９】
ここで、人工衛星１００の軌道は、対象時点までに受信部３１が複数回受信した繰り返し信号に含まれる時刻情報と位置情報に基づいて、判断部３５ｃが求めたものであってよいし、対象時点とこれよりも前の時点を含む複数の時点で位置計測装置４１が計測した人工衛星１００の位置に基づいて判断部３５ｃが求めたものであってもよい。後者の場合、位置計測装置４１は、内蔵された時計を有していてよく、判断部３５ｃは、対象時点とこれよりも前の時点を含む複数の時点で位置計測装置４１が計測した人工衛星１００の位置と、当該時計が計測した、当該複数の時点での時刻とに基づいて、人工衛星１００の上記軌道を求めてもよい。
【００７０】
第２実施形態において、演算部３５ａは省略されてもよいし、演算部３５ａと判断部３５ｃの両方が設けられてもよい。後者の場合、一例では、演算部３５ａが求めた特定の時点で、判断部３５ｃによる上述の判断の結果が肯定にならなかったら、作動実行部３５ｂは推進装置２７を作動させない。
【００７１】
＜ビーコン送信機＞
第２実施形態による非常軌道離脱装置２０は、更に、ビーコン送信機４５を備える。ビーコン送信機４５は、位置計測装置４１により時々刻々と計測された人工衛星１００の位置を示す位置情報と、人工衛星１００の識別情報とを含むビーコン信号（電波）を時々刻々と無線で発信する。
【００７２】
作動装置３５の作動実行部３５ｂは、推進装置２７を作動させる時に、ビーコン送信機４５を作動させる。これにより、推進装置２７が作動された時から、ビーコン送信機４５は、位置計測装置４１が計測した人工衛星１００の最新位置と、人工衛星１００の識別情報とを含むビーコン信号を時々刻々と送信する。これにより、ビーコン信号が地上の通信装置に受信されることで、人工衛星１００が大気圏に突入する位置、又は上記別軌道上の人工衛星１００の位置が、地上側で把握される。なお、上述のビーコン信号は、人工衛星１００が大気圏に突入する旨の情報、又は、人工衛星１００が上記別軌道に移動する旨の情報を更に含んでいてもよい。
【００７３】
＜レーダトランスポンダ＞
第２実施形態による非常軌道離脱装置２０は、更に、レーダトランスポンダ４７を備える。レーダトランスポンダ４７は、人工衛星１００の外部における捜索レーダから送信されたレーダ電波を受信し、受信したレーダ電波に対する応答電波を送信する。捜索レーダは、航空機や船などに搭載されたものであってよい。
【００７４】
具体的には、捜索レーダは、レーダ電波を予め定められた発射周期ごとに放射する。この発射周期は、例えば１ｍｓｅｃである。捜索レーダは、レーダトランスポンダ４７から応答電波を受信する。これにより、捜索レーダは、レーダトランスポンダ４７の存在位置を知ることができる。
【００７５】
第２実施形態では、位置計測装置４１と姿勢計測装置４３とビーコン送信機４５とレーダトランスポンダ４７は、電源装置３７から供給される電力により作動するように構成されている。
【００７６】
＜非常軌道離脱方法＞
図６は、第２実施形態による非常軌道離脱方法を示すフローチャートである。この非常軌道離脱方法は、第２実施形態による非常軌道離脱装置２０を用いて行われる。第２実施形態による非常軌道離脱方法では、第１実施形態におけるステップＳ５の代わりにステップＳ６が行われる。第２実施形態による非常軌道離脱方法におけるステップＳ１〜Ｓ４は、第１実施形態の場合と同じである。
【００７７】
第２実施形態では、ステップS３での判断の結果が肯定となったら、又は、ステップS４での判断の結果が肯定となったら、ステップS６が行われる。
【００７８】
ステップＳ６において、検出部３３は、検出信号を出力し、この検出信号に反応して、作動装置３５は、推進装置２７を作動させるための作動処理を行う。作動処理は、ステップＳ６の処理である。ステップＳ６１では、位置計測装置４１は人工衛星１００の位置を計測し、姿勢計測装置４３は人工衛星１００の姿勢を計測する。ステップＳ６２では、判断部３５ｃは、ステップＳ６１で計測された人工衛星１００の位置と姿勢が人工衛星１００を大気圏に突入させられる又は上記別軌道へ移動させられる位置と姿勢であるかを判断する。ステップＳ６２の判断の結果が否定である場合には、ステップＳ６１へ戻る。ステップＳ６２の判断の結果が肯定である場合には、ステップＳ６３へ進む。ステップＳ６３では、作動実行部３５ｂは、推進装置２７を作動させる。例えば、作動実行部３５ｂは、安全装置３９を第１状態から第２状態に切り替え、点火装置２７ａを作動させる。
【００７９】
作動装置３５（作動実行部３５ｂ）は、ステップＳ６３を行う時に、ビーコン送信機４５を作動させる。これにより、ビーコン送信機４５は、ビーコン信号を時々刻々と送信するようになる。
【００８０】
＜第２実施形態による効果＞
上述した第２実施形態では、第１実施形態と同様の効果が得られる。また、位置計測装置４１と姿勢計測装置４３が計測した人工衛星１００の位置と姿勢が、人工衛星１００を大気圏に突入させられる又は上記別軌道へ移動させられる位置と姿勢であると判断されたら推進装置２７が作動させられる。したがって、高い信頼性で、人工衛星１００を大気圏へ突入させ又は上記別軌道へ移動させることができる。
【００８１】
また、ビーコン送信機４５からのビーコン信号により、地上側の基地局に、大気圏に突入する人工衛星１００の位置を知らせることができる。人工衛星１００を別軌道に移動させる場合には、上記別軌道へ移動中の人工衛星１００の位置、若しくは、上記別軌道上の人工衛星１００の位置を、地上側の基地局に知らせることができる。更に、レーダトランスポンダ４７を設けることで、捜索レーダにより人工衛星１００の位置を検出することができる。
【００８２】
本発明は上述した実施の形態に限定されず、本発明の技術的思想の範囲内で種々変更を加え得ることは勿論である。例えば、本発明の効果は、上述した第１実施形態又は第２実施形態において一部の構成要素を省略した構成により達成されてもよい。
【００８３】
一例では、第１実施形態において、スラスタ２９が省略されてもよい。また、別の例では、第２実施形態において、位置計測装置４１と姿勢計測装置４３とビーコン送信機４５とレーダトランスポンダ４７の一部または全部を省略してもよい。また、第１実施形態の一部の構成と第２実施形態の一部の構成とを組み合わせてもよいし置換してもよい。例えば、第１実施形態において、ビーコン送信機４５とレーダトランスポンダ４７の一方または両方を採用してもよい。また、第１実施形態において演算部３５ａの代わりに判断部３５ｃを設けてもよい。
【００８４】
また、１つの固体ロケットモータ２７が、人工衛星１００の中心軸Ｃ上に配置されてもよい。この場合、図７に示すように、当該固体ロケットモータ２７は、１つのモータケース２７ｃに対して、複数のノズル２７ｄを有していてよい。これにより、固体ロケットモータ２７の性能を変えずに、ノズル２７ｄの全長を短縮することができる。
【００８５】
また、これら複数のノズル２７ｄは、それぞれ、中心軸Ｃを回る周方向の複数位置に（例えば等間隔で）配置されてよい。この場合、複数のノズル２７ｄは、中心軸Ｃと平行な方向から中心軸Ｃを回る同じ周方向へ傾いていてもよい。この構成で、複数のノズル２７ｄから燃焼ガスが当該周方向に成分を有する方向に噴出され、これにより、人工衛星１００に中心軸Ｃ方向に推力を与えつつ、人工衛星１００を中心軸Ｃ回りにスピンさせることができる。
【符号の説明】
【００８６】
１  センサ系
３  衛星バス
５  ミッション機器
７  時計
９  位置計測装置
１１  姿勢計測装置
１３  発電パネル
１５  電源装置
１７  姿勢制御装置
１９  軌道制御装置
２１  発信部
２３  姿勢軌道制御用のスラスタ
２５  通信装置
２７  推進装置（固体ロケットモータ）
２７ａ  点火装置
２７ａ１  導火線
２７ａ２  着火部
２７ａ３  点火部
２７ｂ  固体燃料
２７ｃ  モータケース
２７ｄ  ノズル
２９  スピン用のスラスタ
３１  受信部
３３  検出部
３５  作動装置
３５ａ  演算部
３５ｂ  作動実行部
３５ｃ  判断部
３６  状態検出器
３７  電源装置
３８  送信部
３９  安全装置
４１  位置計測装置
４３  姿勢計測装置
４５  ビーコン送信機
４７  レーダトランスポンダ
１０，２０  非常軌道離脱装置
１００  人工衛星
【図１】
2020021696.tif 000003
【図２】
2020021696.tif 000004
【図３】
2020021696.tif 000005
【図４】
2020021696.tif 000006
【図５】
2020021696.tif 000007
【図６】
2020021696.tif 000008
【図７】
2020021696.tif 000009
【国際調査報告】
2020021696.tif 000010
2020021696.tif 000011
2020021696.tif 000012
2020021696.tif 000013