航天器、控制系统的制作方法

1.本发明涉及一种航天器、控制系统。


背景技术：

2.近年来，宇宙空间中的碎片(debris)(太空垃圾)的增加成为问题。碎片是指不再需要的人造卫星、故障的人造卫星或由于碰撞等而释放的人造卫星的一部分等。碎片存在引起与使用中的人造卫星的碰撞的危险性，即使是几厘米左右的碎片碰撞到人造卫星的情况，对人造卫星而言也会产生毁灭性的损伤。此外，由于碎片增加而与人造卫星碰撞，从而碎片爆炸性地增加的问题(凯斯勒综合症(kessler syndrome))令人担忧。为了防止碎片的增加，需要将碎片焚烧去除或者移动到不与其他人造卫星碰撞的轨道(弃置轨道)。
3.作为去除碎片的方法，提出有一种通过使碎片和(用于去除碎片的)人造卫星紧贴，一起冲进大气层来焚烧去除碎片的技术(专利文献1)。此外，提出有一种通过从人造卫星喷出气体对碎片施力来对碎片进行控制的技术(专利文献2)。
4.现有技术文献
5.专利文献1：日本特开2015－174647号公报
6.专利文献2：日本特表2013－512145号公报


技术实现要素：

7.发明所要解决的问题
8.但是，在专利文献1的方法中，在碎片旋转的情况下接近是困难的，如果发生碰撞，则存在会使碎片增加的问题。此外，因为用于去除碎片的人造卫星自身也被焚烧，所以也存在花费大量费用的问题。在专利文献2的方法中，为了通过人造卫星所喷射的气体来对碎片施力，需要接近碎片，伴随有碰撞的危险。
9.因此，本发明的目的是提供一种在宇宙空间中安全地改变对象物的轨道或姿态的技术。
10.用于解决问题的方案
11.本发明的一个方案是一种航天器，在宇宙空间中向对象物照射激光来改变所述对象物的轨道或姿态，其特征在于，具有：激光装置，产生激光；聚焦单元，使所述激光汇聚；检测单元，获取包括所述航天器与所述对象物的距离的检测信息；以及照射控制单元，基于所述距离以在所述对象物处使激光汇聚的方式控制所述聚焦单元。
12.根据该构成，航天器通过使用聚焦单元使激光汇聚，从而能够从远离的位置照射激光来改变对象物的轨道或姿态。由此，能够降低与对象物碰撞的风险。在此，航天器例如是在宇宙空间中向对象物照射激光来控制对象物的轨道或姿态的人造卫星。此外，对象物是指包括存在于宇宙空间的碎片(太空垃圾、空间碎片)的人造物、或人造物以外的物体(例如陨石等)。此外，通过在宇宙空间中由航天器检测对象物，能够检测小的对象物(例如10厘米以下的碎片)，能够通过激光照射改变轨道或姿态。
13.所述照射控制单元可以基于所述检测信息确定所述对象物处的所述激光的照射位置和/或所述激光的输出值。根据该构成，能够根据对象物的检测信息(状态)在适当的位置以适当的输出值照射激光。此外，也能够避开可能会因进行激光照射而产生危险的部位来确定照射位置。
14.所述照射控制单元可以基于照射所述激光后的所述检测信息确定新的照射位置和/或新的输出值。根据该构成，能够一边照射激光，一边进行瞄准。此外，能够根据由激光照射引起的对象物的变化(位置、旋转速度等)进行适当的激光照射。所述检测信息可以包括所述航天器与所述对象物的距离、所述对象物的位置、大小、形状、拍摄图像以及旋转状态中的至少任一个。
15.可以是，在进行所述激光瞄准的情况下，所述照射控制单元进行控制以便用第一输出值来输出所述激光，在改变所述对象物的轨道或姿态的情况下，所述照射控制单元进行控制以便用比第一输出值大的第二输出值(大输出)输出所述激光。根据该构成，能以一个激光装置(光源)来瞄准以及激光照射。需要说明的是，瞄准用的光源和激光照射用的光源也可以是分体的。
16.可以是，所述的航天器还具有反射镜，反射从所述激光装置射出的激光，所述照射控制单元使用所述反射镜改变所述激光的照射方向。根据该构成，能够容易地改变激光的射出方向。需要说明的是，也可以通过改变聚焦单元的朝向或改变航天器自身的朝向来改变激光的射出方向。
17.可以是，所述照射控制单元以使激光汇聚在安装于所述对象物的推进力强化构件处的方式控制所述聚焦单元，并且以对所述推进力强化构件照射激光的方式确定照射位置。此外，可以是，所述推进力强化构件具有：透明构件，透过照射的激光；以及不透明构件，设置于所述透明构件与所述对象物之间，吸收所述激光，因所述激光的能量而至少一部分蒸发。
18.根据该构成，能够增大由激光照射产生的烧蚀所产生的推力。透明构件是透过激光的构件，例如是片状或微球体等构件。此外，理想的是，透明构件以在人造卫星的使用期限(例如10～15年)，即使在宇宙空间中照射原子氧或放射线等也具有透过性的材料来生成。具有透过性是指不发生激光(光)的吸收和散射或激光(光)的吸收和散射在规定的范围内。透明构件的材料可以使用例如氟树脂、纯亚克力或石英玻璃等。不透明构件例如是片状的构件，理想的是以具有吸收激光而膨胀的特性的材料来生成。不透明构件被激光照射时，因该激光的能量，不透明构件的至少一部分蒸发，等离子体化而喷出。通过该喷出力的反作用力δv，对安装有推进力强化构件的物体施加推进力。
19.本发明的一方案是一种控制系统，具有设置于宇宙空间中的所述航天器和设置于地球上的监视装置，其特征在于，所述监视装置具有检测所述对象物的位置的检测单元和将所述对象物的位置信息发送至所述航天器的发送单元，所述航天器还具有从所述监视装置接收所述位置的接收单元。
20.需要说明的是，本发明可以理解为具有至少一部分上述构成的激光装置。此外，本发明也可以理解为包括至少一部分上述处理的控制方法，或用于使计算机执行该方法的程序或非临时性地存储该程序的计算机可读存储介质。上述构成以及处理的各个只要不产生技术上的矛盾，就能够相互组合构成本发明。
21.发明效果
22.根据本发明，能够在宇宙空间中安全地改变对象物的轨道或姿态。
附图说明
23.图1是表示本实施方式的碎片控制的一个例子的图。
24.图2是表示本实施方式的激光照射的一个例子的图。
25.图3是表示本实施方式的碎片控制的商业模式一个例子的图。
26.图4是表示本实施方式的碎片控制的商业模式一个例子的图。
27.图5是表示本实施方式的碎片控制的商业模式一个例子的图。
28.图6是表示本实施方式的激光照射系统的一个例子的图。
29.图7是表示本实施方式的聚焦部和转向部的一个例子的图。
30.图8是表示本实施方式的处理的一个例子的流程图。
31.图9是表示本实施方式的照射位置的一个例子的图。
32.图10是表示本实施方式的特殊垫的推进力增强的一个例子的图。
33.图11是表示本实施方式的特殊垫的一个例子的图。
34.图12是表示本实施方式的特殊垫的一个例子的图。
具体实施方式
35.(实施方式)
36.＜概要＞
37.本实施方式的航天器是在宇宙空间中向对象物照射激光来控制对象物的轨道或姿态的人造卫星。通过控制对象物的轨道或姿态例如去除不需要的对象物。
38.对象物是指包括存在于宇宙空间的碎片(太空垃圾、空间碎片)的人造物、人造物以外的物体(例如陨石等)。碎片包括无法控制的人造卫星、随着使用结束而不再需要的人造卫星、由于碰撞等而释放的人造卫星的一部分。在本实施方式中，对以碎片作为对象物的例子进行说明。
39.轨道或姿态的控制表示改变存在于宇宙空间的对象物(碎片)的轨道或姿态。改变轨道例如是指使碎片的高度上升或下降。由此，使碎片再次冲进大气层，被焚烧去除，或者使其移动到不与其他卫星碰撞的轨道(弃置轨道)，或者为了避免碎片和其他的物体相碰撞而暂时移动该人造卫星。此外，改变姿态例如是指抑制碎片的旋转。由此，减轻物理上接近时的碰撞风险。
40.需要说明的是，在本实施方式中，虽然对使用人造卫星作为航天器的例子进行说明，但是并不限于无人航天器，也可以使用有人航天器作为航天器。此外，也可以将人造卫星(母机)等所搭载的设备(子机)作为航天器。
41.＜碎片去除方法＞
42.图1是表示本实施方式的碎片去除的一个例子的图。在图1中，表示有地球11、覆盖地球11的大气层12和作为环地轨道的轨道13。此外，航天器100是向对象物照射激光的人造卫星。碎片200设为在轨道13上以速度v移动的人造卫星，由于使用期限到期等而不再需要。航天器100通过对碎片200照射激光，向碎片200产生反作用力δv。通过该反作用力，碎片
200例如高度下降，再冲进大气层，被焚烧去除。需要说明的是，碎片去除方法并不限于上文所述，例如也可以是使碎片200的高度上升(或下降)，移动至不存在其他人造卫星的轨道(弃置轨道)。
43.图2是表示通过激光照射产生的反作用力的图。激光21是航天器100所照射的激光。当激光21照射至碎片200时，碎片200的表面的物质蒸发，等离子体(plasma)化喷出(等离子体烧蚀(plasma ablation))。此时，由于碎片200受到物质喷出的力(箭头22)的反作用而产生反作用力δv(箭头23)。
44.＜碎片去除的商业模式＞
45.作为使用本实施方式的航天器的碎片去除的商业模式，例如举出以下的三个例子。以下，按顺序进行说明。
46.1.基于航天环境维持机构的请求的碎片去除
47.2.基于星座(constellation)用户的请求的碎片去除
48.3.基于静止卫星的离轨(deorbit)的请求的碎片去除
49.《1.基于航天环境维持机构的请求的碎片去除》
50.图3是表示使用本实施方式的航天器的商业模式的一个例子的图。宇宙使用用户31是国家、航天机构、运营商(operator)等。航天环境维持机构32是从宇宙使用用户31筹集备用资金(日语原文：搬出金)，进行碎片的观测、碎片去除请求等的机构。碎片去除代理商33是使用本实施方式的航天器等而实际去除碎片的商家。例如，碎片去除代理商33接受来自航天环境维持机构32的碎片去除费用(碎片去除请求)，进行碎片的移动(轨道控制)等。由此，降低了碎片与宇宙使用用户31所使用的人造卫星等的碰撞风险。
51.在宇宙空间中，卫星彼此碰撞，碎片爆炸性地增加这一的问题(凯斯勒综合症)令人担忧。此外，近年来，小型卫星的数量持续增加，物体之间的密度上升，由此碰撞的风险进一步提高。从如此的背景可以推测出，在不久的将来会产生主动地减少宇宙碎片的需求。在这种情况下，去除碎片是对用户全员有益的，因此预计会创立如上所述的筹集去除费用的机构。在此，通过宇宙空间中的碎片的观测网的扩充，能够进一步识别碰撞风险。因此，根据碰撞风险，使用本实施方式的航天器的上述商家实施基于来自该机构的请求的碎片去除。
52.《2.基于星座用户的请求的碎片去除》
53.图4的a是表示使用本实施方式的航天器的商业模式的一个例子的图。星座用户41是构筑卫星星座的航天机构、运营商等。卫星星座是指协调多个人造卫星，以通信范围不相互重叠的方式进行配置，由此覆盖整个地表的一组卫星系统。碎片去除代理商42是接受来自星座用户41的航天器的配置费用(配置请求)，对上述多个人造卫星配置航天器的商家。通常，在星座中，在同一轨道中投入多个卫星，因此在一个卫星无法控制(人造卫星故障)的情况下，产生该卫星碰撞其他的卫星的风险(业务持续危机)。
54.在如此情况下，碎片去除代理商42根据星座用户41的轨道脱离请求，使用本实施方式的航天器，改变无法控制的卫星的轨道，由此降低(避免)与其他的星座卫星碰撞的风险。然后，碎片去除代理商42接受来自星座用户41的成功报酬。需要说明的是，可以在构筑星座时，对构成卫星星座的多个人造卫星分别在其附近配置航天器。由此，能够迅速地去除碎片。需要说明的是，并不限于上文所述，也可以对一个轨道配置一个或少数的航天器，使用航天器所搭载的推进部接近碎片进行碎片去除，由此以低成本去除碎片。
55.图4的b是构成卫星星座的多个人造卫星200a～200h和分别对于多个人造卫星配置的航天器100a～100h。在图4的b中示出了人造卫星200a在故障的情况下被航天器100a改变轨道(高度下降)的例子。
56.《3.基于静止卫星的离轨的请求的碎片去除》
57.图5是表示使用本实施方式的航天器的商业模式的一个例子的图。静止轨道运营商51是使用静止卫星的运营商。静止卫星是在高度约36000km的圆轨道上以和地球自转周期相同的周期公转的人造卫星。碎片去除代理商52是代理静止轨道运营商51所使用的静止卫星的离轨的商家。离轨表示的是使人造卫星从轨道脱离。例如，静止轨道运营商51通过向碎片去除代理商52支付合同金来签订离轨代理合同。然后，在通常使用中人造卫星由于燃料枯竭等变得无法控制的情况下，静止轨道运营商51向碎片去除代理商52请求使该人造卫星脱离轨道。碎片去除代理商52根据上述请求，改变无法控制的人造卫星的轨道。由此，进行无法控制的人造卫星的轨道脱离(离轨)。轨道脱离例如可以举出移动至不存在其他人造卫星的轨道的情况。然后，碎片去除代理商52接受来自静止轨道运营商的成功报酬。
58.上述的例子是人造卫星使用中燃料(推进剂)枯竭的情况，但是在人造卫星中，燃料的余量管理的不确定性高，为了可靠地实施离轨有必要留有余量。通过使用本实施方式的航天器，卫星经营者不需要确保用于燃料的不确定性的余量、离轨的燃料。由此，卫星经营者能够将燃料直到枯竭为止地用于轨道控制等。
59.＜构成＞
60.图6是表示本实施方式的激光照射系统的构成的图。激光照射系统包括航天器100、监视装置110等。
61.《航天器100》
62.航天器100是具有激光照射功能的人造卫星。航天器100具有获取部101、检测部102、控制部103、推进部104、通信部105、激光装置106、聚焦部107、转向部108等。航天器100将激光装置106所输出的激光经由聚焦部107、转向部108向碎片200照射。
63.获取部101是使用未图示的拍摄部来获取图像的功能部。此外，获取部101获取后述的激光装置106所输出的搜索用的激光的反射光。获取部101也可以视为是各种传感器。
64.检测部102是基于获取部101所获取的图像或反射光来获取碎片200的检测信息的功能部。检测信息是航天器100与碎片200的距离、碎片200的位置、大小、形状、拍摄图像、旋转状态(姿态)等。例如，检测部102使用激光雷达(lidar：light detection and rangin)获取航天器100与碎片200的距离。
65.控制部103(照射控制单元)基于航天器100与碎片200的距离，控制聚焦部107以便使从激光装置106射出的激光在碎片200汇聚。例如，在聚焦部107是光学系统的情况下，调整该光学系统的焦点距离。此外，控制部103是基于检测部102所获取的检测信息来确定对碎片200的激光的照射位置、激光的输出值的功能部。例如，控制部103基于检测部102所检测的碎片200的位置、姿态、以及适合激光照射的区域来确定激光的照射位置。适合激光照射的区域是除了可能会因进行激光照射而产生危险的部位(例如燃料箱等)以外的区域。此外，控制部103，也可以考虑地上的安全区域等来确定激光照射的位置和定时(timing)。安全区域是当碎片200再冲进大气层时，用于使未燃尽而残留的碎片等下落的区域。例如，安全区域是距离船舶和航空器等的航路或陆地数十～数百海里以上的海上。控制部103可以
从后述的监视装置110经由通信部105获取关于适合激光照射的区域、安全区域的信息。
66.推进部104是为了调整激光照射所需要的姿态而使用推力器(thruster)或者飞轮(wheel)等推力产生装置(执行器)来进行航天器100的姿态或轨道的控制的功能部。姿态控制方法不特别限定，能够采用现有方式的3轴稳定方式、偏置动量(bias momentum)方式、零动量(zero momentum)方式等。
67.通信部105是用于和地上的监视装置110进行通信的功能部。经由通信部105，航天器100获取碎片200的大致位置(粗轨道位置)、上述关于适合激光照射的区域、安全区域的信息等。
68.激光装置106是输出激光的装置。在本实施方式中，激光装置106通过使用脉冲激光器(pulse laser)系统来输出高强度(高输出)的激光，上述脉冲激光系统并列地使用光纤激光器(fiber laser)。理想的是，为了产生后述的烧蚀(ablation)激光装置106能够进行所需的输出值的3倍左右的输出。需要说明的是，激光器并不限于上文所述，也可以输出固体激光器(solid state laser)等的各种的激光。例如，在搜索碎片200或对碎片200激光瞄准的情况下，也可以输出小输出的激光。需要说明的是，瞄准用的光源和激光照射用的光源也可以设为分体。此外，瞄准用的光源也可以发出可见光。
69.聚焦部107是用于使激光装置106所射出的激光汇聚的构件。通过经由聚焦部107，航天器100即使从远程地点也能够向碎片200射出激光。在本实施方式中，聚焦部107虽然使用一般的望远镜，但是只要是用于使激光汇聚的构件即可，并不限于望远镜。此外，在本实施方式中，作为远程地点虽然假定为与碎片200距离20米～1000米左右的位置，但是并不特别限定航天器100与碎片200的距离。
70.转向部108是用于改变聚焦部107所输出的激光的照射方向的构件。例如，作为转向部108能够使用可动式的反射镜。通过使用转向部108，航天器100即使从远程地点也能够容易地使激光的照射方向朝向碎片200。此外，即使在航天器100和碎片200不存在于相同轨道上的情况下，也因为即使从远程也能够容易地使激光的照射方向朝向碎片200，所以减轻了航天器100和碎片200碰撞的危险性。
71.图7是表示本实施方式的聚焦部107和转向部108的构成的一个例子的图。从激光装置106所输出的激光通过经由聚焦部107逐渐汇聚。然后，激光通过转向部的反射改变照射方向。
72.需要说明的是，使激光朝向目标的方法并不限于上文所述。例如，也可以是，不使用转向部108而通过航天器100自身的姿态控制来改变激光射出的方向。此外，也可以是通过改变聚焦部107的朝向来改变激光射出的方向。需要说明的是，在本实施方式中，示出聚焦部107和转向部108设置为航天器100的一部分的例子，但也可以和航天器100分体设置。
73.《监视装置110》
74.监视装置110是检测碎片200的大致位置、将检测到的碎片200的信息发送至航天器100的装置。此外，监视装置110也可以将上述关于适合激光照射的区域、安全区域的信息等发送至航天器。
75.《碎片200》
76.在本实施方式中，碎片200可以包括从无法控制的人造卫星、随着使用结束而不再需要的人造卫星等大型物体到由于碰撞等而释放的人造卫星的一部分(例如螺丝等零件)
等小的物体。需要说明的是，碎片200的对象并不限于上文所述，而是包括存在于宇宙空间的物体(例如陨石等)。此外，碎片200的尺寸不特别限定。一般来说，在存在于宇宙空间的物体中，只要是10[cm]以上的大小，则能够从地上检测，但是本实施方式的航天器100在宇宙空间中检测碎片200，因此即使是10cm以下的物体也能够进行检测。
[0077]
＜处理内容＞
[0078]
图8是表示本实施方式的处理的一个例子的流程图。
[0079]
在步骤s801中，监视装置110检测碎片200的大致轨道(位置)。然后，监视装置110将检测到的碎片200的位置发送至航天器100。
[0080]
在步骤s802中，检测部102基于通过上文所述获取到的大致位置，搜索碎片200，获取碎片200的检测信息。例如，检测部102获取航天器100与碎片200的距离、碎片200的位置、大小、形状、拍摄图像、旋转状态(姿态)等作为上述检测信息。
[0081]
在步骤s803中，控制部103判断航天器100的照射模式是否为锁定模式。锁定模式是指对航天器100检测到的碎片200照射激光的模式。在锁定模式的情况下进入步骤s804，否则返回到步骤s801。
[0082]
在步骤s804中，航天器100射出激光并进行激光的瞄准。具体而言，激光装置106所射出的激光通过穿过聚焦部107而汇聚。然后，通过转向部108改变照射方向。在本实施方式中，控制部103基于航天器100与碎片200的距离(检测信息)控制聚焦部107以使激光在碎片200汇聚。在此，在本实施方式中，在激光瞄准的情况下，控制部103将激光的输出值设定为“小(第一输出值)”。
[0083]
图9是表示碎片200的照射位置的一个例子的图。例如，通过向碎片的各面的角部(例如区域a1～a4)照射激光，产生旋转转矩。此外，通过在对角上交替地照射激光，能够施加用于使碎片200移动的外力。在对角上交替地照射激光表示的是例如按照区域a1
→
区域a4
→
区域a1
→
区域a4的顺序照射激光。此外，也可以向中央部(例如区域a5)照射激光来施加用于使碎片200移动的外力。
[0084]
在步骤s805中，控制部103判断上述的瞄准位置和实际的照射位置是否一致。控制部103例如基于获取部101所获取的图像来获取实际照射的位置。在一致的情况下进入步骤s806，否则返回到步骤s804。
[0085]
在步骤s806中，航天器100发射激光对碎片200进行照射。在本实施方式中，在改变对象物的轨道或姿态的情况下，控制部103将激光的输出值设定为“大(第二输出值)”。
[0086]
在步骤s807中，检测部102检测碎片200的轨道或姿态。
[0087]
在步骤s808中，控制部103判断碎片200的控制是否完成。控制完成的情况是指例如在轨道控制中已经移动至目的轨道的情况、在姿态控制中碎片200的旋转(自转)已经停止的情况等。在控制完成的情况下，结束该处理，否则进入步骤s809。
[0088]
在步骤s809中，控制部103基于上述的检测信息来求出碎片200的转动惯量i或重心g。
[0089]
在步骤s810中，控制部103更新各种参数。例如，在进行碎片200的姿态控制的情况下，控制部103基于上述的检测信息来更新参数以使测定到的转矩(称为测定转矩n1。)和设想的转矩(称为设想转矩n2。)一致。在此，作为参数，更新(调整)设想的推力f和从焦点位置到重心的长度r。设想的推力f的调整例如能够通过改变照射的激光的强度(等级)来进行。
在此，利用设想加速度α、转动惯量i、测定出的初期姿态变化量ω0以及照射后的姿态变化量ω1以如下方式求出测定转矩n1。此外，利用上述的设想的推力f、长度r以如下方式求出设想转矩n2。需要说明的是，也可以设置用于按每个碎片保持并且管理上述的参数的变换表。
[0090]
《测定转矩n1》
[0091]
n1＝i
×
α＝i
×
(ω1－ω0)
[0092]
《设想转矩n2》
[0093]
n2＝f
×
r
[0094]
在步骤s811中，控制部103计算为了改变碎片200的姿态、移动碎片200所需的转矩。
[0095]
在步骤s812中，控制部103基于上述所需的转矩来求出激光的照射位置。作为激光的照射位置，可以是碎片200的任意位置，但是可以以对后述的推进力强化构件(特殊垫)照射激光的方式来确定照射位置。此外，可以避开可能会因进行激光照射而产生危险的部位来确定照射位置。控制部103可以从监视装置110经由通信部105获取上述的可能会产生危险的部位。此外，控制部103基于上述需要的转矩计算出激光的输出值。然后，返回步骤s806。
[0096]
如上所述，检测激光照射后的对象物的轨道、姿态，反馈至激光的照射位置、输出值的控制，由此控制对象物的轨道或姿态。
[0097]
＜轨道控制、姿态控制的估算结果＞
[0098]
对基于本实施方式的航天器100的远程轨道控制的估算结果进行说明。在本估算中，航天器100假定为从与碎片200距离100米的场所进行100[w]的激光照射。此外，碎片200假定为重量(m)为1[t]，一边为1米的正方体的大型碎片。在该情况下，通过激光照射，得到碎片200受到20[m/s]的反作用力(δv)的估算。根据上述的估算结果，例如，通过持续照射激光106秒，能够使碎片200的高度移动约66[km]。
[0099]
《估算条件》
[0100]
激光的输出值：100[w]
[0101]
碎片的尺寸：1[m3]
[0102]
碎片的重量：1[t]
[0103]
《估算结果》
[0104]
反作用力：20[m/s]
[0105]
移动量：66[km](在106[s]内)
[0106]
此外，在与上述同样的估算条件下进行远程旋转控制(姿态控制)时，得到碎片200的角加速度(α)成为3
×
10
‑5[rad/s2]这样的估算结果。根据该估算结果，通过持续照射激光106秒，碎片200的角速度(ω)成为30[rad/s]。在此，在上述的估算中，利用了绕通过一边为a、质量为m的正方体的一边的旋转轴的转动惯量(i＝2
×
a2×
m/3)。
[0107]
《估算结果》
[0108]
角加速度：3
×
10
‑5[rad/s2]
[0109]
角速度：30[rad/s](在106[s]内)
[0110]
根据上述的估算结果，即使是100[w]左右的激光装置也能够改变1[t]的碎片200
的轨道、姿态。因为100[w]的激光能够由例如一边为30[cm]左右的正方体的小型的激光装置来实现，所以能够搭载于小型的人造卫星，能够预见省成本化。
[0111]
＜特殊垫＞
[0112]
对在本实施方式中安装于碎片200的特殊垫进行说明。本实施方式的特殊垫是用于照射上述激光而产生烧蚀，增强此结果产生的等离子体的反作用力的构件。特殊垫可以视为是推进力增强构件。
[0113]
特殊垫虽然假定为在人造卫星的发射前预先安装，但也可以是在宇宙空间中安装的。此外，特殊垫虽然可以安装在图9的区域a1～a5，但是不特别限定特殊垫的安装位置或形状、尺寸。例如，既可以呈带状地安装在碎片200的表面，也可以安装在碎片200的整个表面。此外，也可以设置多个带状的特殊垫，将该特殊垫的角度设为可改变。
[0114]
《基于特殊垫的推进力增强》
[0115]
图10的a～图10的d是表示基于本实施方式的特殊垫900的推进力增强的一个例子的图。图10的a表示本实施方式的特殊垫900的基本结构。特殊垫900是安装在碎片200表面的构件，具有透明构件901以及不透明构件902。特殊垫900的构造的详细内容将在后面叙述。图10的b表示图10的a所示的激光照射的结果，由于烧蚀不透明构件902的一部分喷出的力(箭头22)及其反作用力δv(箭头23)。图10的c表示不使用特殊垫900而在碎片200的表面照射激光21的情况的例子。图10的d表示图10的c所示的激光照射的结果，由于烧蚀碎片200的一部分喷出的力(箭头22)及其反作用力δv(箭头23)。在此，当比较图10的b和图10的d时，相对于在图10的d中由喷射出的物质被释放到宇宙空间的力(箭头22)而产生反作用力δv，在图10的b中由于喷射出的物质挤压透明构件901的力而产生几个数量级倍的反作用力δv。
[0116]
《特殊垫的构成》
[0117]
图11是表示本实施方式的特殊垫900的一个例子的图。本实施方式的特殊垫900具有透明构件901、不透明构件902以及保护构件903等。
[0118]
透明构件901是透过上述的激光的构件。透明构件901的形状不特别限定，但是在本实施方式中对是片状的构件的例子进行说明。理想的是，透明构件901由在人造卫星的使用期限(例如10～15年)，即使在宇宙空间中照射原子氧、放射线等也具有透过性的材料来生成。具有透过性表示不发生激光(光)的吸收和散射或激光(光)的吸收和散射在规定的范围内。在本实施方式中，对透明构件901是由氟树脂生成的例子进行说明。这是因为氟树脂中的c
‑
f键的键能强，具有耐热性以及耐氧化性等。需要说明的是，透明构件901只要透明即可，也可以使用纯亚克力或石英玻璃等。
[0119]
不透明构件902是设置于碎片200和透明构件901之间的构件。不透明构件902的形状不特别限定，但是在本实施方式中对是片状的构件的例子进行说明。不透明构件902具有吸收上述的激光而膨胀的特性，由于该激光的能量至少一部分蒸发，等离子体化而喷出。理想的是，不透明构件902是由容易蒸发(沸点低)的原材料，且具有不因太阳热蒸发的程度的沸点的原材料来生成的不透明构件。不透明构件902例如可以由包含有黑色原材料(例如黑色的镭等)的亚克力来生成。需要说明的是，不透明构件902并不限于上述的亚克力。例如，作为不透明构件902，也可以使用酒精。
[0120]
保护构件903是设置于特殊垫900的至少一个面上的构件，在上述人造卫星的使用
期间，用于保护透明构件901等。理想的是，保护构件903具有耐放射线性、遮光性(防止太阳光的热输入)以及耐氧化性(耐原子氧性)中至少一个以上的功能。需要说明的是，保护构件903也可以具有防止和其他物体刮蹭的功能。保护构件903的原材料不特别限定，可以使用全氟化碳(perfluorocarbon)、二氧化硅、氟树脂、聚酰亚胺薄膜(polyimide film)(例如kapton(注册商标)等)、铝等金属等。需要说明的是，理想的是，保护构件903通过激光照射而蒸发。需要说明的是，保护构件903不一定必须设置。
[0121]
此外，在本实施方式中，在特殊垫900的表面(例如保护构件903的表面)上附加记号等标记。这是为了能够容易地检测特殊垫900的位置以及用于在激光的瞄准时的识别。图12的a～图12的c是表示上述标记的一个例子的图。
[0122]
图12的a表示的是在特殊垫900的表面上附加文字的例子。文字的内容不特别限定。在图12的a所示的例子中，文字“a5”表示安装在图9所示的区域a5。标记也可以是记号、文字、图、一维码、二维码等。此外，作为标记，也可以在表面上实施着色。此外，如图12的b所示，也可以在特殊垫900的表面上划分用于照射激光的区域(图12的b的斜线部分)和附加标记的区域。由此，即使在照射过一次激光的情况下，也会残留有表面上附加了标记的区域，因此在下次照射激光时也可以进行上述位置的检测以及识别。而且，如图12的c所示，也可以在特殊垫900的表面上附加表示靶子的线(图12的c)。需要说明的是，上述是一个例子，能够根据特殊垫900的形状和配置部位进行适当的变更。
[0123]
《层叠构造》
[0124]
如图11所示，本实施方式的特殊垫900具有层叠的构造，上述层叠构造是一个以上的透明构件901以及不透明构件902交替地层叠的构造。层叠数虽然不特别限定，但可以设为10～100层。在图11中示出50层的例子。本实施方式的特殊垫900例如是透明构件901和不透明构件902都是0.1[mm]，分别层叠50层的厚度为约(0.1 0.1)
×
50＝10[mm]的构件。
[0125]
而且，在本实施方式中，透明构件901和不透明构件902采用层叠结构。因此，即使在进行了一次激光照射而且不透明构件902(层(layer)1)蒸发的情况下，在接着进行激光照射的情况下，激光21透过第二层透明构件901(层2)，使第二层不透明构件902(层2)蒸发。根据如此的构成，即使在反复激光照射的情况下，只要透明构件以及不透明构件还残留有一层以上就能够使反作用力增强。
[0126]
＜本实施方式的有益效果＞
[0127]
航天器100具有上述的构成，由此能够远程改变碎片200的轨道、姿态。由此，航天器100无需接近碎片200，能够降低航天器100和碎片200碰撞的危险性。
[0128]
此外，航天器100具有上述的构成，由此即使在使用输出值是100[w]左右的小型的激光装置的情况下，也能够进行1[t]左右的碎片的轨道控制、姿态控制。由此，能够预见搭载激光装置的宇宙机的小型化或省成本化。此外，通过以上述的特殊垫为对象进行激光照射，即使使用更小型的激光装置也能够改变上述碎片的轨道、姿态。
[0129]
此外，航天器100具有上述的构成，由此即使在不追踪碎片200的情况下，也能够例如由转向单元改变激光的朝向，由此改变碎片200的轨道、姿态。由此，能够减少用于使航天器100移动的燃料。
[0130]
此外，航天器100具有上述构成，由此能够不使用推进装置(例如，推力器)仅通过激光照射来控制航天器100自身、碎片200的轨道、姿态。由此，无需确保用于人造卫星在使
用机构结束后移动的燃料等，因此能够抑制使用成本。
[0131]
(其他)
[0132]
上述实施方式和改进例的构成在不脱离本发明的技术思想的范围内可以适当地组合使用。此外，本发明也可以在不脱离其技术思想的范围内适当地加以变更来实现。
[0133]
附图标记说明
[0134]
100：航天器；101：获取部；102：检测部；103：控制部；104：推进部；105：通信部；106：激光装置；107：聚焦部；108：转向部；110：监视装置；200：碎片；900：特殊垫；901：透明构件；902：不透明构件；903：保护构件。