WO2013065795A1 - スペースデブリ除去装置及びスペースデブリ除去方法 - Google Patents

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WO2013065795A1
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space debris
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幸人 北沢
有恒 川辺
こずえ 橋本
光治 曽根原
勝 宇治
真弥 森田
勝明 野村
歩 中西
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IHI Corp
IHI Aerospace Co Ltd
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IHI Corp
IHI Aerospace Co Ltd
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    • B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors

Definitions

  • the present invention relates to a space debris removal apparatus and a space debris removal method, and more particularly, to a space debris removal apparatus suitable for removing relatively large space debris such as used satellites and rockets orbiting the earth orbit.
  • the present invention relates to a method for removing space debris.
  • a pressure receiving device for receiving a small amount of atmospheric air and sunlight radiation pressure is configured by a circular or polygonal film material, and the space debris already surrounding the universe or By attaching to spacecrafts to be launched in the future through strings, important space trajectories are protected by dropping these space debris or spacecraft to the ground after use or changing the orbits.
  • a method of driving a moat or a method using a robot arm is used for attaching the pressure receiving device.
  • the space debris removal method described in Patent Document 2 is a conductive tether that is attached to a space debris such as a failed satellite or satellite remnant and obtains a force for changing the orbit of the space debris by electromagnetic interaction with the geomagnetic field.
  • the space debris trajectory conversion tether device is provided, and the space debris trajectory conversion tether device is connected to the capture mechanism capable of gripping the structure portion of the space debris, and can extend the tether. And holding the space debris by the capture mechanism via the robot arm of the working satellite, extending the tether by the tether mechanism, and detaching the robot arm, The space debris trajectory conversion tether device is disposed of together with the space debris. .
  • JP 2010-285137 A Japanese Patent No. 3809524
  • the present invention has been made in view of the above-described problems, and provides a space debris removal apparatus and a space debris removal method that can easily attach a reduction gear to a space debris that is tumbling. With the goal.
  • the approach and posture to the target debris that is the space debris to be removed A propulsion device that performs control, a capture device having a spear that can be ejected toward the target debris, and a capture position where the motion of the target debris is observed and the spear can be driven toward the cavity of the target debris
  • an observation device for calculating the capture posture a reduction device that is directly or indirectly connected to the rod and decelerates the target debris, and the propulsion device, the capture device, the observation device, and the reduction device are mounted.
  • a space debris removing device including the main body portion.
  • the scissors are connected to the main body by a pointed end portion having a return portion that can be locked to the target debris, a stopper portion that contacts the surface of the target debris, a thrust generating portion that ejects the scissors, and the main body portion. And a wire for doing so.
  • the return portion may be configured to close when the target debris penetrates and open after the penetration.
  • the scissors have an elastic body disposed on the front surface of the stopper portion so as to cover the tip portion, and when the tip portion is locked to the target debris, the surface of the target debris and the stopper portion By compressing the elastic body in between, it may be configured to suppress scattering of debris generated during penetration of the ridge.
  • a plurality of the tip portions may be arranged on the surface of the stopper portion, and each of the tip portions may be configured to be retractable when contacting the surface where the surface of the target debris cannot penetrate.
  • It has a wire winding device capable of winding the wire, and after locking the tip portion to the target debris, the body portion is brought into close contact with the target debris by winding the wire. Good.
  • a shock-absorbing material that alleviates an impact when the main body is brought into close contact with the target debris may be disposed on the main body.
  • a plurality of the capture devices may be arranged on the main body.
  • the speed reducer may include a conductive tether that is released into outer space, and a distal end portion that is disposed at the distal end of the conductive tether and has a thrust generation means that generates thrust.
  • the speed reducer includes a conductive tether that is discharged into outer space, a distal end portion that is disposed at a distal end of the conductive tether and has a thrust generation means that generates thrust, and a rear end of the conductive tether that is connected to the wire.
  • the connector may be connected to the main body via the conductive tether and the tip.
  • the conductive tether may be detachably connected from the main body. Moreover, the said front-end
  • tip part may be comprised by the said main-body part.
  • the orbit of the target debris that is the space debris to be removed An orbiting step for introducing a space debris removal device on top, an approach step for causing the space debris removal device to approach the target debris, and observing the movement of the target debris after the space debris removal device reaches the observation position.
  • a capture position and a capture posture at which a soot can be driven toward the target debris are calculated, an observation moving step of moving the space debris removal device to the capture position and the capture posture, and the soot on the target debris Drive in the space debris removal device and the target
  • a capture step of connecting the yellowtail, space debris removal method characterized by having, a reduction step of decelerating the target debris by the space debris removal apparatus is provided.
  • the capturing step may include an adhesion step in which after the hammer is driven into the target debris, the space debris removing device is closely adhered to the target debris by winding a wire connected to the cage.
  • a restraint step of restraining the target debris by expanding a restraining leg disposed in the space debris removal device, and the space debris removal device A motion suppressing step of suppressing the motion of the target debris by a propulsion device arranged in
  • the capture position and the capture posture may be calculated so that the spear is driven into the cavity of the target debris.
  • the deceleration step may be a step of decelerating the target debris by discharging a conductive tether from the space debris removal device to outer space.
  • the space debris removal apparatus is brought close to the target debris, the capture position and the capture posture at which the target can be driven into the target debris are calculated, and the firewood is driven in. After that, by decelerating the target debris, it is possible to change the trajectory of the target debris and make it fall and disappear on the earth.
  • a spear can be driven from a position away from the target debris, and even when the target debris is tumbling, the target debris can be captured in a state where the space debris removal device and the target debris do not collide. And the speed reducer can be easily attached.
  • the wire connected to the heel can be made difficult to wind around the target debris that is tumbling, and the operating state of the speed reducer can be stabilized.
  • the space debris removal device to the target debris with the restraining legs, the tumbling movement of the target debris can be suppressed using the propulsion device, and the operating state of the reduction gear can be further stabilized.
  • FIG. 3 is an overall conceptual diagram showing from a trajectory entry step to a capture step of the space debris removal method according to the first embodiment of the present invention. It is a whole conceptual diagram which shows the deceleration process of the space debris removal method which concerns on 1st embodiment of this invention. It is a flowchart which shows the space debris removal method which concerns on 1st embodiment of this invention. It is a flowchart which shows the modification of the space debris removal method which concerns on 1st embodiment of this invention. It is a schematic block diagram which shows the space debris removal apparatus which concerns on 1st embodiment of this invention, (a) is a front view, (b) has shown BB sectional drawing in Fig.5 (a).
  • FIG. 1 It is a figure which shows a capture device, (a) is a whole block diagram, (b) is a perspective view of a cocoon, (c) is the first modification of the cocoon, (d) is a second modification of the cocoon, (e) Shows a third variation of the bag. It is a figure which shows the modification of a bag, (a) shows the 4th modification, (b) shows the 5th modification, (c) shows the 6th modification, (d) shows the 7th modification. . It is a figure which shows the accommodation state of a cage
  • FIG. 1 It is a schematic block diagram which shows the space debris removal apparatus which concerns on 2nd embodiment of this invention, (a) is a front view, (b) is BB sectional drawing in Fig.9 (a), (c) is a use condition.
  • the conceptual diagram which shows is shown.
  • FIG. 1 It is a schematic block diagram which shows the space debris removal apparatus which concerns on 3rd embodiment of this invention, (a) is sectional drawing, (b) has shown the front view.
  • FIG. 16 It is a schematic block diagram which shows the space debris removal apparatus which concerns on 6th embodiment of this invention, (a) is a rear view, (b) is BB sectional drawing in Fig.16 (a), (c) is a use condition. The conceptual diagram which shows is shown.
  • FIG. 1 is an overall conceptual diagram showing the orbit insertion process to the capture process of the space debris removal method according to the first embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is an overall conceptual diagram showing a deceleration process of the space debris removal method according to the first embodiment of the present invention.
  • FIG. 3 is a flowchart showing the space debris removal method according to the first embodiment of the present invention.
  • FIG. 4 is a flowchart showing a modification of the space debris removal method according to the first embodiment of the present invention.
  • the space debris removal method captures and decelerates the space debris that is irregularly tumbling and removes it from the orbit.
  • a space debris removal method in which a space debris removal device 2 is placed around the orbit L of the target debris 1 that is a space debris to be removed, and a space debris removal device 2 is used as the target debris 1.
  • An approaching step Steps 2 and 3) to be approached, and a capture position E and a space debris removal device 2 that can reach the observation position T and then observe the movement of the target debris 1 and drive the rod 41 toward the target debris 1.
  • Step 8 Observation moving step of calculating the capture posture and moving the space debris removal device 2 to the capture position E and the capture posture Steps 4 to 7), a capture step (Step 8) for driving the spear 41 into the target debris 1 to connect the space debris removal device 2 and the target debris 1, and a deceleration step for decelerating the target debris 1 by the space debris removal device 2 (Step 8). Step 9).
  • the target debris 1 rotates irregularly while circling on the orbit L. That is, the target debris 1 circulates on the circular orbit L while performing irregular tumbling motion. Therefore, when the speed reducer is attached by the robot arm, the driving timing and direction of the robot arm must be controlled so that the robot arm does not collide with the target debris 1, and the calculation and control become complicated. . On the other hand, since the present invention captures the target debris 1 by driving the spear 41 from the capture position E that does not collide with the target debris 1, it can suppress the collision between the target debris 1 and the space debris removal device 2. it can.
  • the orbit insertion step is a step of arranging the launched space debris removal device 2 around the orbit L of the target debris 1. Specifically, the space debris removal device 2 is put in a range where it can reach the orbit L on its own. For example, the space debris removal device 2 is inserted at a position lower than the orbit L, and gradually approaches the orbit L by centrifugal force while approaching the target debris 1 using the propulsion device.
  • the space debris removal device 2 has a shape of a small artificial satellite having a size of, for example, several tens of centimeters to several meters, and may be launched alone from the earth, or may be a main satellite as a piggy bag satellite. You may make it launch in the form of carpooling.
  • the target debris 1 to be removed is basically set in advance, and its orbit L is measured from above the earth and launched so that the space debris removal device 2 can be introduced around the orbit L.
  • the adjustment at the time of orbit insertion is processed by the propulsion device mounted on the space debris removal device 2 based on information of GPS (Global Positioning System).
  • GPS Global Positioning System
  • the approach step is a step of bringing the space debris removal apparatus 2 closer to the observation position T of the target debris 1.
  • the observation position T is set, for example, at a position about 30 to 500 m away from the target debris 1 on the orbit L.
  • the space debris removing device 2 moves from the input position S to the observation position T while grasping its own position and the position of the target debris 1 using GPS or the like.
  • the space debris removal apparatus 2 confirms whether or not the observation position T has been reached (Step 2). If the observation position T has not been reached (N), the space debris removal apparatus 2 approaches the target debris 1 (Step 3), When the observation position T is reached (Y), the process proceeds to the next step.
  • the observation moving step is a step of bringing the space debris removal device 2 closer to the capture position E of the target debris 1.
  • the space debris removal device 2 that has reached the observation position T observes the target debris 1 with an observation device such as a CCD camera or a laser radar (Step 4), and estimates a motion model of the target debris 1. Based on this estimation result, the capture position E and the capture attitude at which the spear 41 is driven into the target debris 1 are calculated (Step 5).
  • the capture position E is set, for example, at a position where the target debris 1 that is tumbling and the space debris removal device 2 do not collide, and a position that is separated from the target debris 1 by several meters to several tens of meters.
  • the capture position E may be a position deviated from the orbit L of the target debris 1.
  • the capture posture means a state where the trap 41 is set in a direction in which the trap 41 can be driven into the target debris 1 at the capture position E where the trap 41 is to be driven.
  • the space debris removal device 2 may calculate the capture position E and the capture posture so that the spear 41 is driven into a cavity such as the tank 11 of the target debris 1.
  • the rod 41 By driving the rod 41 into the hollow portion of the tank 11 or the like, the rod 41 can be easily locked to the target debris 1.
  • the capture position E and the capture posture may be a position and posture where the rod 41 can be driven substantially perpendicularly to the surface of the target debris 1, and fluctuations such as a fixed point in the estimated motion model of the target debris 1 It may be a position and posture in which the heel 41 can be driven into a point where there are few.
  • the space debris removal device 2 autonomously moves to the capture position E and the capture posture using the propulsion device. At this time, the space debris removal apparatus 2 confirms whether or not the capture position / posture has been reached (Step 6), and if it has not reached the capture position E and the capture posture (N), the capture position E and the capture posture. When the capture position E and the capture posture are reached (Y), the process proceeds to the next step.
  • the capturing step (Step 8) is a step of driving the trap 41 into the target debris 1 and capturing it.
  • the gutter 41 is connected to the space debris removal device 2 by a wire 46, and when the gutter 41 is locked to the target debris 1, the target debris 1 and the space debris removal device 2 are connected by the wire 46.
  • the space debris removal device 2 is brought into a position and posture (capture position E and capture posture) that do not collide with the target debris 1 that is tumbling.
  • the rod 41 can be driven so as not to collide with the target debris 1 in the arranged state.
  • the mechanism and calculation for determining the capture position E and the capture posture can be simplified or labor-saving, and the space debris removal apparatus 2 can be saved.
  • the required performance of the observation / capture mechanism can be reduced and the processing load on the control device can be reduced, and the target debris 1 and the space debris removal device 2 can be easily connected.
  • the deceleration step is a step of decelerating the target debris 1 by the space debris removal device 2 to promote or control the fall to the earth.
  • the deceleration step is a step of decelerating the target debris 1 by discharging the conductive tether 61 from the space debris removal device 2 to outer space.
  • the means for decelerating the target debris 1 may be a pressure receiving means that receives solar wind, sunlight radiation pressure, or the like.
  • the conductive tether 61 may have a distal end portion 62 that is disposed at the distal end and includes thrust generation means for generating thrust. Since the tip end portion 62 has the thrust generation means, the conductive tether 61 can be guided in the direction in which it is desired to be deployed, and the development of the conductive tether 61 can be stabilized.
  • this thrust generation means a small rocket motor, a cold gas jet using nitrogen or liquefied alternative chlorofluorocarbon, an electric propulsion such as a one-part thruster or a pulsed plasma thruster, a propulsion device using a sublimation substance such as camphor, etc. are used. be able to.
  • the flowchart shown in FIG. 4 is a step-by-step flow from orbiting (Step 1) to reaching the observation position T (Step 2).
  • an observation device for example, a CCD camera or a laser radar
  • the insertion position S at which the space debris removal device 2 is inserted into the orbit is often a position several hundred m to several thousand m or more away from the target debris 1, and the moving distance to the observation position T is long.
  • the space debris removing device 2 When the space debris removing device 2 is first put into the orbit, it is preferable to use GPS in order to grasp its own position. However, it is difficult to accurately predict the position of the target debris 1 based on normal observation data from the ground, and it may be difficult to accurately guide the space debris removal apparatus 2 to the observation position T. Therefore, when the space debris removal device 2 approaches the target debris 1, it may be possible to reach the observation position T while monitoring the position of the target debris 1 by itself.
  • the space debris removal device 2 is equipped with a monitoring device such as a laser radar, and the space debris removal device 2 confirms whether or not the monitoring position for switching from the GPS to the monitoring device has been reached (Step 21).
  • the monitoring position has not been reached (N)
  • the target debris 1 is approached using GPS (Step 22)
  • the monitoring position is reached (Y)
  • monitoring of the target debris 1 by the monitoring device is performed from the GPS.
  • Switch to (Step 23) After that, the space debris removal device 2 approaches while measuring the direction and distance of the target debris 1 with the monitoring device, and proceeds to the next step (Step 2).
  • the steps after Step 2 are the same as those in the flowchart shown in FIG.
  • FIG. 5 is a schematic configuration diagram showing the space debris removal apparatus according to the first embodiment of the present invention, where (a) is a front view and (b) is a cross-sectional view taken along line BB in FIG. 5 (a).
  • Shows. 6A and 6B are diagrams showing a capture device, in which FIG. 6A is an overall configuration diagram, FIG. 6B is a perspective view of a cocoon, FIG. 6C is a first modification of the cocoon, and FIG. , (E) shows a third modification of the bag.
  • FIGS. 7A and 7B are diagrams showing a modification of the cocoon, where FIG. 7A is a fourth modification, FIG.
  • FIGS. 8A and 8B are diagrams illustrating a state in which the basket is stored, in which FIG. 8A is a schematic configuration diagram when the wire winding device is provided, and FIG. 8B is a schematic configuration diagram when the wire winding device is not provided. Yes.
  • the space debris removal apparatus 2 captures and decelerates the space debris that is irregularly tumbling and removes it from the orbit.
  • a propulsion device 3 that is a removal device and performs approach and posture control on a target debris 1 (see FIG.
  • a capture device 4 that includes a spear 41 that can be ejected toward the target debris 1
  • the observation device 5 for observing the movement of the target debris 1 and calculating the capture position E and the capture posture where the trap 41 can be driven toward the cavity of the tank 11 or the like of the target debris 1; It is equipped with a speed reducer 6 that is indirectly connected and decelerates the target debris 1, a propulsion device 3, a capture device 4, an observation device 5, and a speed reducer 6.
  • a power supply unit 7 supplies power to devices mounted on the main body portion 21 while being charged by the solar cell panel 71 arranged on the outer surface of the body portion 21.
  • the propulsion device 3 is a device used for the approach to the target debris 1 of the space debris removal device 2 (main body portion 21), the movement to the capture position E and the capture posture, the posture control of the main body portion 21, and the like.
  • the propulsion device 3 for example, ejects from the main direction thruster 31 illustrated in FIG. 5B, the side thruster 32 illustrated in FIG. 5A, the attitude control thruster 33, and these thrusters.
  • the propellant tank 34 or the like that generates the gas to be generated.
  • the configuration of the propulsion device 3 is merely an example, and is not limited to the illustrated configuration.
  • the capture device 4 is a device that has a spear 41 that can be ejected from a launch tube 42 formed or installed in the main body 21, and connects the target debris 1 and the space debris removal device 2 (main body 21).
  • the flange 41 has a pointed end 43 having a return portion 43 a that can be locked to the target debris 1, and a surface of the target debris 1. It has a stopper portion 44 that comes into contact, a thrust generating portion 45 that injects the flange 41, and a wire 46 for connecting the flange 41 to the main body portion 21.
  • the capture device 4 may have an injection direction adjustment mechanism (for example, a gimbal mechanism or the like) for adjusting or fine-adjusting the injection direction of the rod 41.
  • the pointed portion 43 is made of a metal having a strength capable of penetrating the surface of the target debris 1 and has a pointed tip.
  • the return portion 43a may be configured by the back surface of a plurality of triangular wing members formed on the side surface of the tip portion 43, or may be configured by a conical bottom surface portion.
  • the stopper portion 44 regulates the flange 41 so as not to penetrate the target debris 1.
  • extra shards debris may be generated when the ridge 41 is pulled out.
  • the oxidant remains when the rod 41 reaches the oxidant tank in the target debris 1, an explosion may occur. Therefore, for example, the rod 41 is driven toward the tank 11 (hollow portion) such as a fuel tank or an empty oxidant tank so that the rod 41 is locked to the surface of the target debris 1, and the stopper portion 44 is disposed on the rod 41. Is forming.
  • the thrust generating unit 45 adds thrust to the rod 41.
  • the thrust generating unit 45 is configured by, for example, a rocket motor that incorporates solid propellant.
  • the launch tube 42 has a cavity that penetrates the main body portion 21, and is configured such that when the thrust generating portion 45 is operated, the reaction force is not easily applied to the main body portion 21.
  • the launch tube 42 is not necessarily built in the main body 21 and may be configured to be externally attached to the surface of the main body 21.
  • the wire 46 is a member that connects the flange 41 and the main body portion 21, and is a member that connects the target debris 1 and the main body portion 21 (space debris removal device 2) when the flange 41 is locked to the target debris 1. .
  • the wire 46 has a length of, for example, several meters to several tens of meters, and is wound around the wire drum 46a when the rod 41 is stored, and the fall of the rod 41 is suppressed. When the rod 41 is injected, the wire 46 is fed from the wire drum 46a as the rod 41 advances.
  • the spear 41 may be locked to the launch tube 42 by a shear pin or a stopper that can be moved in and out to suppress positioning or dropping.
  • the first modified example of the collar 41 shown in FIG. 6C has a cylindrical body 47 (elastic body) arranged on the front surface of the stopper portion 44 so as to cover the outer periphery of the tip portion 43, and the tip portion 43 is When locked to the target debris 1, the closed space is formed by compressing between the surface of the target debris 1 and the stopper portion 44.
  • the cylinder 47 has, for example, a bellows structure. By disposing such a cylindrical body 47, it is possible to suppress scattering of fragments such as a heat insulating material generated when the rod 41 penetrates.
  • the cylindrical body 47 is configured in, for example, a substantially cylindrical shape, but may be configured in a circular truncated cone shape whose diameter is enlarged on the distal end side.
  • the second modification of the collar 41 shown in FIG. 6D has a fibrous body 47 ′ (elastic body) arranged so as to cover the tip end portion 43 on the front surface of the stopper portion 44, and the tip end portion 43 is the target.
  • the fibrous body 47 ′ (elastic body) is compressed between the surface of the target debris 1 and the stopper portion 44, so that scattering of fragments generated when the ridge 41 penetrates is suppressed. It is composed.
  • a coarse material is used as the fiber body 47 ', the fragments to be scattered can be entangled with the fiber body 47', and when a fine object is used, the fragments to be scattered. Can be held between the fiber body 47 ′ and the surface of the target debris 1.
  • the fiber body 47 ' is, for example, a light and durable aramid fiber formed in a sponge shape, and the elastic body is replaced with a fiber body 47' such as a resin material such as sponge or steel wool. Any metal material may be used.
  • the return portion 43a of the pointed portion 43 is closed when the target debris 1 penetrates and is opened after the penetration.
  • the return portion 43a is configured by, for example, a leaf spring member, and is configured to be extendable and contractable in the radial direction of the flange 41.
  • an elastic body such as rubber or a coil spring may be arranged.
  • the opening / closing mechanism of the return portion 43a is merely an example, and is not limited to the illustrated configuration.
  • FIG. 7A shows a fourth modification of the ridge 41 in which a plurality of pointed portions 43 are arranged on the surface of the stopper portion 44.
  • a plurality of pointed portions 43 are arranged on the surface of the stopper portion 44.
  • one pointed portion 43 is arranged, but in the ridge 41 shown in FIG. 7A, three pointed portions 43 are arranged.
  • a cylindrical body 47 may be disposed on the outer periphery of the tip portion 43 as shown in the figure.
  • each tip 43 in the fifth to seventh modifications is configured to be retractable when it cannot penetrate the surface of the target debris 1.
  • FIG. 7 (b) shows a fifth modified example of the flange 41 in which the tip 43 is fixed to the stopper 44 by a shear pin 43b that is broken when a certain pressure is applied.
  • the stopper portion 44 has a space (accommodating portion 44a) in which the tip portion 43 including the return portion 43a can be accommodated.
  • the shearing force of the shear pin 43b is adjusted so that it does not break when the sharp tip 43 collides with the flat plate portion of the target debris 1 and breaks when the sharp tip 43 hits a hard portion of the target debris 1. .
  • each tip 43 is configured to be retractable by the gas cylinder 44b.
  • Each tip portion 43 is supported via a piston 43c inserted into the gas cylinder 44b.
  • the tip portion 43 can be pulled in using the compressibility of gas.
  • the gas cylinder 44b by configuring the gas cylinder 44b so that the cylinder portions corresponding to the respective tip portions 43 communicate with each other, the other tip portions 43 are urged forward by the gas compressed by the certain tip portion 43. can do.
  • the gas cylinders 44b may be individually arranged with respect to each pointed portion 43.
  • each pointed portion 43 is configured to be retractable by a coil spring 43d.
  • the elastic force of the coil spring 43d is adjusted so that it is not compressed when the tip portion 43 collides with the flat plate portion of the target debris 1 and is compressed when the tip portion 43 collides with a hard portion of the target debris 1.
  • an elastic body such as rubber may be used instead of the coil spring 43d.
  • the observation device 5 includes, for example, an observation device 51 disposed in the front portion of the main body portion 21, and a relative position and orientation between the target debris 1 and the main body portion 21 based on images and images obtained by the observation device 51. And a calculation unit 52 that estimates the motion model of the target debris 1 from the time series information of the position and orientation and calculates the capture position E and the capture orientation.
  • the observation device 51 is configured by a CCD camera, a laser radar, or the like that can acquire the tumbling movement of the target debris 1 as an image or an image.
  • the arithmetic unit 52 is configured by an arithmetic processing device such as a CPU, and may include a storage device that records video, images, and the like of the observer 51.
  • the calculation unit 52 may be configured by a part of a control device (not shown) of the space debris removal device 2.
  • the control device operates the propulsion device 3 based on the calculation result of the observation device 5, moves the main body 21 to the capture position E, and adjusts the injection direction (capture posture) of the rod 41.
  • the propulsion device 3 roughly positions and determines the posture, and the injection direction adjustment mechanism finely adjusts the injection direction of the rod 41. Good.
  • the speed reducer 6 includes, for example, a conductive tether 61 that is released into outer space, and a distal end portion 62 that is disposed at the distal end of the conductive tether 61 and has a thrust generation means that generates thrust.
  • a small rocket motor, a cold gas jet, a one-component thruster, an electric propulsion, a sublimation substance, or the like can be used as the thrust generation means.
  • the conductive tether 61 is housed in a coil shape in the case, and is configured to be unraveled linearly by discharging the tip end portion 62.
  • the reduction gear 6 may be housed in the main body 21 or may be externally attached to the surface of the main body 21.
  • the power supply device 7 includes, for example, a solar cell panel 71 disposed on the outer surface of the main body 21 and a battery 72 that stores electricity generated by the solar cell panel 71. Electricity charged in the battery 72 supplies electric power as needed to devices that require electric power, such as the propulsion device 3, the capture device 4, the observation device 5, and the speed reduction device 6, via the control device.
  • the main body 21 is composed of a housing similar to a so-called small artificial satellite.
  • the main body 21 is equipped with a monitoring device 22 such as a laser radar, a GPS sensor, a gyroscope, an acceleration sensor, and the like. May be.
  • a monitoring device 22 such as a laser radar, a GPS sensor, a gyroscope, an acceleration sensor, and the like. May be.
  • the outer periphery of the main body 21 is covered with a heat insulating material.
  • the capture device 4 may have a wire winding device 48 capable of winding the wire 46 as shown in FIG.
  • the wire winding device 48 controls, for example, an electric motor 48a that generates power, a belt drive mechanism (timing belt 48b and pulley 48c) that transmits the power of the electric motor 48a to the wire drum 46a, and power of the electric motor 48a.
  • the power transmission mechanism is not limited to the belt driving mechanism, and may be configured by a gear train.
  • the main body 21 can be brought into close contact with the target debris 1 by winding the wire 46 after the pointed portion 43 is locked to the target debris 1. Further, if the wire 46 is loosened between the target debris 1 and the space debris removal device 2, the wire 46 may be entangled with the target debris 1. The wire winding device 48 may be operated so as to maintain the stretched state.
  • the wire winding device 48 may be omitted as shown in FIG.
  • a level wind mechanism 48e may be arranged in order to stabilize the rewinding of the wire 46 from the wire drum 46a.
  • the wire 46 may be wound not only on the wire drum 46a but also on the rear end portion of the flange 41.
  • the wire drum 46a may be omitted.
  • the wire 46 is wound around the rear end portion of the flange 41, for example, the wire 46 is preferably wound from the front toward the rear so that the wire 46 can be smoothly unwound when the flange 41 is injected.
  • FIG. 9 is a schematic configuration diagram showing a space debris removal apparatus according to the second embodiment of the present invention, where (a) is a front view and (b) is a cross-sectional view along BB in FIG. 9 (a). (C) has shown the conceptual diagram which shows a use condition.
  • FIG. 10 is a schematic configuration diagram showing a space debris removal apparatus according to a third embodiment of the present invention, where (a) shows a cross-sectional view and (b) shows a front view.
  • FIG. 10 is a schematic configuration diagram showing a space debris removal apparatus according to a third embodiment of the present invention, where (a) shows a cross-sectional view and (b) shows a front view.
  • FIG. 11 is a schematic configuration diagram showing the restraining legs, where (a) shows a first example, (b) shows a second example, and (c) shows a third example.
  • symbol is attached
  • the space debris removal apparatus 2 has an annular cushioning material 23 disposed on the front surface of the main body 21.
  • the buffer material 23 is formed of, for example, a metal material such as an aluminum honeycomb or a resin material such as urethane rubber. According to such a configuration, as shown in FIG. 9 (c), after the hook 41 is locked to the target debris 1, the wire body 46 is wound to close the main body 21 to the target debris 1. The impact when the main body 21 collides with the target debris 1 can be reduced, and damage to the target debris 1 and failure of the space debris removal device 2 can be suppressed.
  • the space debris removal device 2 can be brought into close contact with the target debris 1, and the target debris 1 that is tumbling the space debris removal device 2 can be obtained.
  • the target debris 1 and the space debris removal device 2 can be easily Can be connected.
  • the configuration of the cushioning material 23 is not limited to the illustrated one, and may be a rectangular ring shape or may be a configuration in which the cushioning material 23 is distributed and arranged on the front portion of the main body 21.
  • the space debris removal apparatus 2 has a plurality of restraining legs 24 rotatably arranged on the main body 21, and the main body 21 is targeted. After the contact with the debris 1, the restraint leg 24 is expanded to fix the main body 21 to the target debris 1, and the propulsion device 3 is used to suppress the movement of the target debris 1.
  • 10A shows a state where the restraint leg 24 is closed
  • FIG. 10B shows a state where the restraint leg 24 is opened.
  • the irregular tumbling motion of the target debris 1 can be suppressed by the restraining leg 24 and the propulsion device 3, and the speed reduction device 6 can be used in a stable state.
  • the conductive tether 61 is used as the speed reducer 6, the conductive tether 61 can be prevented from being violated or entangled.
  • the space debris removal device 2 can be restrained by the target debris 1 and connected to the target debris 1 that is tumbling (i.e., ),
  • the mechanism and calculation for determining the capture position E and the capture posture can be simplified or labor-saving, and the observation / capture mechanism of the space debris removal apparatus 2 is required.
  • the performance can be relaxed and the processing load on the control device can be reduced, and the target debris 1 and the space debris removal device 2 can be easily connected.
  • the side thruster 32 and the attitude control thruster 33 are not shown for convenience of explanation.
  • the restraining leg 24 has a configuration as shown in FIGS. 11 (a) to 11 (c), for example. In each figure, the illustration of the cushioning material 23 is omitted. Further, the configurations of the first to third examples of the restraining leg 24 are merely examples, and are not limited to these configurations.
  • the restraining leg 24 is rotated by the electric motor 24a.
  • the electric motor 24a has a brake function, and is configured to be able to hold the restraint leg 24 in the retracted state and the unfolded state.
  • the sensor 24b is disposed at the tip of the main body 21 and the restraining leg 24, the contact between the main body 21 and the target debris 1 is sensed, the electric motor 24a is actuated to deploy the restraining leg 24, and the restraint leg 24 is restrained.
  • the restraint leg 24 may be locked by detecting the contact between the leg 24 and the target debris 1 and stopping the electric motor 24a.
  • the body portion 21 may be fixed to the target debris 1 by continuously applying a force to the restraining leg 24 by the electric motor 24a.
  • the restraining leg 24 is rotated by the cylinder 24c.
  • the front end of the cylinder 24 c is pin-coupled to the restraining leg 24, and the rear end is pin-coupled to the main body portion 21.
  • the cylinder 24c is, for example, a hydraulic cylinder, an air cylinder, an electric cylinder, or the like, and is configured to be extendable and contractible.
  • the senor 24b is disposed at the tip of the main body 21 and the restraining leg 24, the contact between the main body 21 and the target debris 1 is sensed, the cylinder 24c is extended to deploy the restraining leg 24, and the restraining leg 24 The contact between the target debris 24 and the target debris 1 may be detected, and the restraint leg 24 may be locked by stopping the extension of the cylinder 24c.
  • the main body 21 may be fixed to the target debris 1 by continuously applying a force to the restraining leg 24 by the cylinder 24c.
  • the restraining leg 24 is rotated by a coil spring 24d.
  • the coil spring 24d is housed in the container in a compressed state so as to urge the drive shaft 24e pin-coupled to the restraining leg 24, and the coil spring 24d is a stopper 24f connected to the main body 21 via a latch mechanism. The closed state is maintained.
  • the stopper 24f is rotated upward to deploy the restraining leg 24.
  • a force is continuously applied to the restraint leg 24 by the coil spring 24d.
  • the main body 21 is fixed to the target debris 1 by continuing to apply a force to the restraining leg 24.
  • a locking portion (for example, a hook shape) that pierces and locks on the surface may be formed, or an adhesive can be applied to or released from the tip of the restraining leg 24 to adhere or adhere to the surface of the main body 21.
  • An adhesive portion to be formed may be formed.
  • the restraining leg 24 is not limited to the rotational configuration, and may be a fixed configuration formed so as to be contactable from the main body portion 21 toward the target debris 1.
  • a stop part or an adhesive part may be formed, or a rotary type and a fixed type may be used in combination.
  • FIG. 12 is a flowchart showing a part of the space debris removal method according to the third embodiment of the present invention.
  • FIG. 13 is an overall conceptual diagram showing a deceleration process of the space debris removal method according to the third embodiment of the present invention.
  • the flowchart shown in FIG. 12 illustrates the capture process (Step 8) in detail.
  • the space debris removal device 2 launches the spear 41 toward the target debris 1 (Step 82).
  • the space debris removal apparatus 2 confirms whether the spear 41 has stuck in the target debris 1 (Step 83). Whether or not the heel 41 has been stabbed may be visually confirmed by the observation device 51 of the observation device 5 or may be confirmed by the tension of the wire 46.
  • Step 84 If the bag 41 is not stabbed (N), it is confirmed whether or not there is a spare bag 41 (Step 84). If there is no spare 41 (N), the process ends due to a capture failure. When there is a spare of the ridge 41 (Y), the ridge 41 is fired again (Step 82).
  • Step 85 When the ridge 41 is stuck (Y), the wire 46 is wound up by the wire winding device 48 (Step 85), and the space debris removing device 2 (main body portion 21) is brought into close contact with the target debris 1 (Step 86). Thereafter, the space debris removal device 2 deploys the restraining leg 24 (Step 87) and restrains the target debris 1. Then, the movement of the target debris 1 is suppressed by appropriately injecting the main direction thruster 31, the side thruster 32, and the attitude control thruster 33 of the propulsion device 3 (Step 88). After the tumbling movement of the target debris 1 has settled, the process proceeds to a deceleration process (Step 9).
  • Step 86 the space debris removal apparatus 2 is brought into close contact with the target debris 1.
  • Step 86 the following steps (Steps 85 to 88) may be omitted and the process may proceed to the deceleration step (Step 9).
  • Steps 85 to 88 the step of bringing the space debris removal device 2 into close contact with the target debris 1 that is tumbling is not required, and therefore the position / speed control at the time of close contact may be omitted.
  • the mechanism for determining the position, posture and speed of the space debris removal device 2 and the calculation can be simplified or labor-saving.
  • the processing load can be reduced.
  • FIG. 13 illustrates a state in which the conductive tether 61 is released in the deceleration process (Step 9) after the movement of the target debris 1 is suppressed by the capture process (Steps 81 to 88) described above.
  • the conductive tether 61 released into outer space can be prevented from being violated or entangled, and the deceleration effect Can act stably.
  • FIG. 14 is a schematic configuration diagram showing a space debris removal apparatus according to a fourth embodiment of the present invention, where (a) is a rear view, and (b) is a cross-sectional view along BB in FIG. 14 (a). (C) has shown the conceptual diagram which shows a use condition.
  • 15A and 15B are schematic configuration diagrams showing a space debris removal apparatus according to a fifth embodiment of the present invention, in which FIG. 15A is a rear view, FIG. 15B is a cross-sectional view along BB in FIG. ) Shows a conceptual diagram showing a use state.
  • FIG. 16A and 16B are schematic configuration diagrams showing a space debris removal apparatus according to the sixth embodiment of the present invention, where FIG. 16A is a rear view, FIG. 16B is a cross-sectional view along BB in FIG. ) Shows a conceptual diagram showing a use state. Note that the same components as those of the space debris removal apparatus 2 according to the first to third embodiments described above are denoted by the same reference numerals, and redundant description is omitted.
  • the space debris removal apparatus 2 according to the fourth embodiment shown in FIGS. 14 (a) and 14 (b) is obtained by externally attaching the speed reducer 6 to the surface (rear part) of the main body 21.
  • a plurality of eaves 41 can be mounted using the empty space.
  • a plurality of capture devices 4 may be arranged on the main body 21.
  • the capture device 4 can be arranged at four locations on a diagonal line, or can be arranged at two locations on one diagonal line, or a vertex of a triangle can be arranged. It can also be arranged at three places to be configured or at two places in parallel.
  • the propulsion apparatus 3 main direction thruster 31, side thruster. 32, the orientation control thruster 33
  • the speed reducer 6 is released from the main body 21, and the conductive tether 61 is deployed in outer space.
  • the speed reducer 6 constitutes a distal end portion 62 having a propulsive force as well as a storage portion for the conductive tether 61.
  • the direction in which the conductive tether 61 is discharged is set by the main body portion 21, and the speed reducer 6 is separated from the main body portion 21 to generate thrust.
  • the conductive tether 61 can be developed into a desired state.
  • the space debris removal device 2 externally attaches the speed reduction device 6 to the surface of the main body portion 21, and attaches the main body portion 21 to the tip portion of the speed reduction device 6.
  • This is used as 62.
  • the wire 46 of the capturing device 4 is connected to the rear end of the conductive tether 61 via the connector 63, and the conductive tether 61 and the connector 63 are fixed to the back surface of the main body 21. It may be accommodated in the speed reducer 6. That is, the space debris removal apparatus 2 according to the present embodiment has a connector 63 that connects the conductive tether 61 and the wire 46, and the distal end portion 62 is constituted by the main body portion 21.
  • the wire 46 may be extended along the outer edge portion of the main body portion 21 to the speed reduction device 6 on the back surface portion.
  • the connector 63 is made of an electrical insulator so that static electricity generated by the contact between the flange 41 and the target debris 1 is not transmitted to the conductive tether 61.
  • a plurality of capture devices 4 may be arranged in the main body 21 as in the fourth embodiment.
  • the propulsion apparatus 3 (main direction thruster 31, side thruster). 32, the orientation control thruster 33) is used to change the direction of the main body 21, and the connector 63 and the conductive tether 61 are discharged from the speed reducer 6 or the main body 21, while the conductive tether is necessary.
  • the main body 21 is moved in a direction in which 61 is to be developed (for example, a direction toward the earth), and the speed reducer 6 is separated from the main body 21 and separated.
  • the conductive tether 61 is expanded in a desired state (for example, a state extended in the direction toward the earth) by the thrust generation means disposed in the speed reduction device 6 and is expanded.
  • a thrust generating means capable of posture control may be mounted on the speed reducer 6 and the direction change or the like may be performed by itself after separating the speed reducer 6 from the main body 21.
  • the reduction gear 6 does not have a thrust generating means, the direction in which the conductive tether 61 is to be deployed (for example, the earth) while discharging the connector 63 and the conductive tether 61 from the reduction gear 6 or the main body 21.
  • the main body 21 may be moved in a direction toward the upper side) to expand the conductive tether 61 into a desired state. According to such a configuration, the main body portion 21 can be used as the distal end portion 62 of the speed reduction device 6, and the configuration of the speed reduction device 6 can be simplified.
  • the space debris removal device 2 externally attaches the reduction gear device 6 to the surface of the main body portion 21, and attaches the main body portion 21 to the tip portion of the reduction gear device 6. 62, and a part of the speed reduction device 6 can be separated from the main body 21.
  • the speed reduction device 6 shown in the fifth embodiment is divided into a first speed reduction device 6a, a second speed reduction device 6b, a third speed reduction device 6c, and a fourth speed reduction device 6d. 6a to 4th reduction device 6d are configured to be separable (separable) from main body 21 individually. It is preferable that the number of divisions of the speed reduction device 6 is made to correspond one-to-one with the capture device 4 ( ⁇ 41).
  • the propulsion apparatus 3 (main direction thruster 31, side thruster 32).
  • the orientation control thruster 33) is used to change the direction of the main body 21, and the connector 63 and the conductive tether 61 are released from the speed reducer 6 (for example, the first speed reducer 6a) as necessary.
  • the main body 21 is moved in a direction in which the conductive tether 61 is to be deployed (for example, a direction toward the earth), and the first reduction gear 6a is separated from the main body 21 and separated.
  • the conductive tether 61 is expanded in a desired state (for example, a state extending in the direction toward the earth) by the thrust generating means disposed in the first reduction gear 6a, and is expanded.
  • the first speed reduction device 6a may be equipped with thrust generating means capable of posture control, and after separating the first speed reduction device 6a from the main body 21, the direction may be changed by itself.
  • the space debris removal device 2 moves toward the next target debris 1 using the propulsion device 3. According to such a configuration, a plurality of target debris 1 can be removed by one space debris removal device 2, and work efficiency can be improved. If the first reduction gear 6a does not have a thrust generating means, after the conductive tether 61 is deployed by the space debris removal device 2, the first reduction gear 6a is separated from the main body 21 and separated, The space debris removing device 2 may be moved toward the next target debris 1.
  • the details of the observation apparatus 5, the power supply apparatus 7, and the like are omitted, but as appropriate in the same manner as in the first embodiment.
  • it is configured to be housed in the main body 21.

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Abstract

タンブリング運動しているスペースデブリに対して減速装置を容易に取り付けることができる、スペースデブリ除去装置及びスペースデブリ除去方法を提供する。 ターゲットデブリ１に接近及び姿勢制御を行うための推進装置３と、ターゲットデブリ１に向かって射出可能な銛４１を備えた捕獲装置４と、ターゲットデブリ１の運動を観測してターゲットデブリ１のタンク１１（空洞部）に向かって銛４１を打ち込み可能な捕獲位置Ｅ及び捕獲姿勢を計算する観測装置５と、銛４１に直接的又は間接的に接続されるとともにターゲットデブリ１を減速させる減速装置６と、推進装置３、捕獲装置４、観測装置５及び減速装置６を搭載した本体部２１と、を有する。

Description

スペースデブリ除去装置及びスペースデブリ除去方法
　本発明は、スペースデブリ除去装置及びスペースデブリ除去方法に関し、特に、地球周回軌道上を周回している使用済みの衛星やロケット等の比較的大型のスペースデブリの除去に適したスペースデブリ除去装置及びスペースデブリ除去方法に関する。
　現在、軌道上には、軍事衛星、通信衛星、科学衛星、観測衛星、航行衛星等、種々の目的の人工衛星が周回している。これらの人工衛星は、故障して機能しなくなったり、役目を終えて寿命に達したりした場合には、そのまま軌道上に放置され、スペースデブリ（宇宙ごみ）となることが多い。また、人工衛星等の打ち上げに使用したロケット等の残骸もスペースデブリとして軌道上に放置されている。現在、軌道上を周回しているスペースデブリは、数千個以上にも及び、自然衝突により個数が増加する自己増殖の段階に突入している。このスペースデブリの自己増殖を停止させるには、最低でも年間５個程度のスペースデブリを除去する必要がある。スペースデブリは、地球の引力に引き寄せられて、いずれ落下消滅することとなるが、自然落下には長い年月を要し、効率的ではない。そこで、スペースデブリを積極的に除去する方法が既に提案されている（例えば、特許文献１及び特許文献２参照）。
　特許文献１に記載されたスペースデブリ除去方法は、微量の大気及び太陽光輻射圧を受けるための受圧装置を円形又は多角形からなる膜材で構成し、すでに宇宙を周っている宇宙デブリあるいは今後打上げる宇宙機に紐を介して取り付けることにより、これら宇宙デブリあるいは使用終了後の宇宙機の地上への落下ないしは軌道変更により重要な軌道を保護するようにしたものである。受圧装置の取り付けには、銛（モリ）を打ち込む方法やロボットアームにより取り付ける方法が使用されている。
　特許文献２に記載されたスペースデブリ除去方法は、故障衛星や衛星残滓等のスペースデブリに取り付けられ、地球磁場との電磁気的な相互作用によってスペースデブリを軌道変更させる力を得る導電性のテザーを備えたスペースデブリ軌道変換用テザー装置を使用し、該スペースデブリ軌道変換用テザー装置は、前記スペースデブリの構造部分を把持可能な捕獲機構と、該捕獲機構に接続されるとともに前記テザーを伸展可能に保持するテザー機構と、を備え、作業衛星のロボットアームを介して、前記捕獲機構により前記スペースデブリを把持した後、前記テザー機構により前記テザーを伸展し、前記ロボットアームを離脱させて、前記スペースデブリ軌道変換用テザー装置を前記スペースデブリと一体に投棄するようにしたものである。
特開２０１０－２８５１３７号公報 特許第３８０９５２４号公報
　ところで、上述したスペースデブリは、一般に、不規則な回転運動（タンブリング運動）をしながら周回している。したがって、このようなタンブリング運動をしているスペースデブリに対して、どのように受圧装置やテザー装置等の減速装置を取り付けるかが問題となる。特に、ロボットアームを使用する場合には、ロボットアームがスペースデブリと衝突しないようにする必要があり、制御が複雑になってしまう。しかしながら、この点について、特許文献１や特許文献２に記載されたスペースデブリ除去方法では、十分な検討がなされていない。
　本発明は、上述した問題点に鑑み創案されたものであり、タンブリング運動しているスペースデブリに対して減速装置を容易に取り付けることができる、スペースデブリ除去装置及びスペースデブリ除去方法を提供することを目的とする。
　本発明によれば、不規則なタンブリング運動をしているスペースデブリを捕獲して減速させることによって軌道上から除去するスペースデブリ除去装置において、除去対象のスペースデブリであるターゲットデブリへの接近及び姿勢制御を行う推進装置と、前記ターゲットデブリに向かって射出可能な銛を備えた捕獲装置と、前記ターゲットデブリの運動を観測して前記ターゲットデブリの空洞部に向かって前記銛を打ち込み可能な捕獲位置及び捕獲姿勢を計算する観測装置と、前記銛に直接的又は間接的に接続されるとともに前記ターゲットデブリを減速させる減速装置と、前記推進装置、前記捕獲装置、前記観測装置及び前記減速装置を搭載した本体部と、を有することを特徴とするスペースデブリ除去装置が提供される。
　前記銛は、前記ターゲットデブリに係止可能な返し部を有する尖端部と、前記ターゲットデブリの表面に接触するストッパ部と、前記銛を射出させる推力発生部と、前記銛を前記本体部に接続するためのワイヤと、を有していてもよい。
　前記返し部は、前記ターゲットデブリの貫通時に閉じて貫通後に開くように構成されていてもよい。
　前記銛は、前記ストッパ部の前面に前記尖端部を覆うように配置された弾性体を有し、前記尖端部が前記ターゲットデブリに係止したときに、前記ターゲットデブリ表面と前記ストッパ部との間で前記弾性体を圧縮させることにより、前記銛の貫通時に生じる破片の飛散を抑制するように構成されていてもよい。
　前記尖端部は、前記ストッパ部の表面に複数配置されており、各前記尖端部は、前記ターゲットデブリの表面を貫通不可能な場所に当接したときに引き込み可能に構成されていてもよい。
　前記ワイヤを巻き取り可能なワイヤ巻取装置を有し、前記尖端部を前記ターゲットデブリに係止させた後、前記ワイヤを巻き取ることにより前記本体部を前記ターゲットデブリに密着させるようにしてもよい。
　前記本体部を前記ターゲットデブリに密着させる際の衝撃を緩和する緩衝材を前記本体部に配置するようにしてもよい。
　前記本体部に回動可能に配置された複数の拘束脚を有し、前記本体部を前記ターゲットデブリに密着させた後、前記拘束脚を展開して前記ターゲットデブリに前記本体部を固定し、前記推進装置を用いて前記ターゲットデブリの運動を抑制するようにしてもよい。
　前記捕獲装置は、前記本体部に複数配置されていてもよい。
　前記減速装置は、宇宙空間に放出される導電性テザーと、該導電性テザーの先端に配置されるとともに推力を発生させる推力発生手段を有する先端部と、を有していてもよい。
　前記減速装置は、宇宙空間に放出される導電性テザーと、該導電性テザーの先端に配置されるとともに推力を発生させる推力発生手段を有する先端部と、前記導電性テザーの後端を前記ワイヤに連結するコネクタと、を有し、前記ワイヤは前記導電性テザー及び前記先端部を介して前記本体部に接続されていてもよい。
　前記導電性テザーは、前記本体部から分離可能に接続されていてもよい。また、前記先端部は、前記本体部により構成されていてもよい。
　また、本発明によれば、不規則なタンブリング運動をしているスペースデブリを捕獲して減速させることによって軌道上から除去するスペースデブリ除去方法において、除去対象のスペースデブリであるターゲットデブリの周回軌道上にスペースデブリ除去装置を投入する軌道投入工程と、前記スペースデブリ除去装置を前記ターゲットデブリに接近させる接近工程と、前記スペースデブリ除去装置が観測位置に到達した後、前記ターゲットデブリの運動を観測して前記ターゲットデブリに向かって銛を打ち込み可能な捕獲位置及び捕獲姿勢を計算し、前記スペースデブリ除去装置を前記捕獲位置及び前記捕獲姿勢まで移動させる観測移動工程と、前記ターゲットデブリに前記銛を打ち込んで前記スペースデブリ除去装置と前記ターゲットデブリとを接続する捕獲工程と、前記スペースデブリ除去装置により前記ターゲットデブリを減速させる減速工程と、を有することを特徴とするスペースデブリ除去方法が提供される。
　前記捕獲工程は、前記ターゲットデブリに銛を打ち込んだ後、前記銛に接続されたワイヤを巻き取って前記スペースデブリ除去装置を前記ターゲットデブリに密着させる密着工程を含んでいてもよい。
　前記捕獲工程は、前記スペースデブリ除去装置を前記ターゲットデブリに密着させた後、前記スペースデブリ除去装置に配置された拘束脚を展開して前記ターゲットデブリを拘束する拘束工程と、前記スペースデブリ除去装置に配置された推進装置により前記ターゲットデブリの運動を抑制する運動抑制工程と、を含んでいてもよい。
　前記観測移動工程は、前記ターゲットデブリの空洞部に前記銛を打ち込むように前記捕獲位置及び前記捕獲姿勢を計算するようにしてもよい。
　前記減速工程は、前記スペースデブリ除去装置から導電性テザーを宇宙空間に放出して前記ターゲットデブリを減速させる工程であってもよい。
　上述した本発明のスペースデブリ除去装置及びスペースデブリ除去方法によれば、スペースデブリ除去装置をターゲットデブリに接近させて、ターゲットデブリに銛を打ち込み可能な捕獲位置及び捕獲姿勢を計算し、銛を打ち込んだ後、ターゲットデブリを減速させることによって、ターゲットデブリの軌道を変化させて地球に落下消滅させることができる。また、ターゲットデブリから離隔した位置から銛を打ち込むことができ、ターゲットデブリがタンブリング運動している場合であっても、スペースデブリ除去装置とターゲットデブリとが衝突しない状態で、ターゲットデブリを捕獲することができ、減速装置を容易に取り付けることができる。
　また、スペースデブリ除去装置を捕獲したターゲットデブリに密着させることにより、銛に接続されたワイヤがタンブリング運動しているターゲットデブリに巻き付き難くすることができ、減速装置の作動状態を安定させることができる。さらに、拘束脚によりスペースデブリ除去装置をターゲットデブリに固定することにより、推進装置を用いてターゲットデブリのタンブリング運動を抑制することができ、減速装置の作動状態をより安定させることができる。
本発明の第一実施形態に係るスペースデブリ除去方法の軌道投入工程～捕獲工程までを示す全体概念図である。 本発明の第一実施形態に係るスペースデブリ除去方法の減速工程を示す全体概念図である。 本発明の第一実施形態に係るスペースデブリ除去方法を示すフローチャートである。 本発明の第一実施形態に係るスペースデブリ除去方法の変形例を示すフローチャートである。 本発明の第一実施形態に係るスペースデブリ除去装置を示す概略構成図であり、（ａ）は正面図、（ｂ）は図５（ａ）におけるＢ－Ｂ断面図、を示している。 捕獲装置を示す図であり、（ａ）は全体構成図、（ｂ）は銛の斜視図、（ｃ）は銛の第一変形例、（ｄ）は銛の第二変形例、（ｅ）は銛の第三変形例、を示している。 銛の変形例を示す図であり、（ａ）は第四変形例、（ｂ）は第五変形例、（ｃ）は第六変形例、（ｄ）は第七変形例、を示している。 銛の収納状態を示す図であり、（ａ）はワイヤ巻取装置を有する場合の概略構成図、（ｂ）はワイヤ巻取装置を有しない場合の概略構成図、を示している。 本発明の第二実施形態に係るスペースデブリ除去装置を示す概略構成図であり、（ａ）は正面図、（ｂ）は図９（ａ）におけるＢ－Ｂ断面図、（ｃ）は使用状態を示す概念図、を示している。 本発明の第三実施形態に係るスペースデブリ除去装置を示す概略構成図であり、（ａ）は（ａ）は断面図、（ｂ）は正面図、を示している。 拘束脚を示す概略構成図であり、（ａ）は第一例、（ｂ）は第二例、（ｃ）は第三例、を示している。 本発明の第三実施形態に係るスペースデブリ除去方法の一部を示すフローチャートである。 本発明の第三実施形態に係るスペースデブリ除去方法の減速工程を示す全体概念図である。 本発明の第四実施形態に係るスペースデブリ除去装置を示す概略構成図であり、（ａ）は背面図、（ｂ）は図１４（ａ）におけるＢ－Ｂ断面図、（ｃ）は使用状態を示す概念図、を示している。 本発明の第五実施形態に係るスペースデブリ除去装置を示す概略構成図であり、（ａ）は背面図、（ｂ）は図１５（ａ）におけるＢ－Ｂ断面図、（ｃ）は使用状態を示す概念図、を示している。 本発明の第六実施形態に係るスペースデブリ除去装置を示す概略構成図であり、（ａ）は背面図、（ｂ）は図１６（ａ）におけるＢ－Ｂ断面図、（ｃ）は使用状態を示す概念図、を示している。
　以下、本発明の実施形態について図１～図１６を用いて説明する。ここで、図１は、本発明の第一実施形態に係るスペースデブリ除去方法の軌道投入工程～捕獲工程までを示す全体概念図である。図２は、本発明の第一実施形態に係るスペースデブリ除去方法の減速工程を示す全体概念図である。図３は、本発明の第一実施形態に係るスペースデブリ除去方法を示すフローチャートである。図４は、本発明の第一実施形態に係るスペースデブリ除去方法の変形例を示すフローチャートである。
　本発明の第一実施形態に係るスペースデブリ除去方法は、図１～図３に示したように、不規則なタンブリング運動をしているスペースデブリを捕獲して減速させることによって軌道上から除去するスペースデブリ除去方法であって、除去対象のスペースデブリであるターゲットデブリ１の周回軌道Ｌ周辺にスペースデブリ除去装置２を投入する軌道投入工程（Ｓｔｅｐ１）と、スペースデブリ除去装置２をターゲットデブリ１に接近させる接近工程（Ｓｔｅｐ２，３）と、スペースデブリ除去装置２が観測位置Ｔに到達した後、ターゲットデブリ１の運動を観測してターゲットデブリ１に向かって銛４１を打ち込み可能な捕獲位置Ｅ及び捕獲姿勢を計算し、スペースデブリ除去装置２を捕獲位置Ｅ及び捕獲姿勢まで移動させる観測移動工程（Ｓｔｅｐ４～７）と、ターゲットデブリ１に銛４１を打ち込んでスペースデブリ除去装置２とターゲットデブリ１とを接続する捕獲工程（Ｓｔｅｐ８）と、スペースデブリ除去装置２によりターゲットデブリ１を減速させる減速工程（Ｓｔｅｐ９）と、を有している。
　ターゲットデブリ１は、図１に示したように、周回軌道Ｌ上を周回しながら、不規則に自転している。すなわち、ターゲットデブリ１は、不規則なタンブリング運動をしながら周回軌道Ｌ上を周回している。したがって、ロボットアームにより減速装置を取り付ける場合には、ロボットアームがターゲットデブリ１と衝突しないように、ロボットアームの駆動タイミングや駆動方向を制御しなければならず、計算や制御が複雑になってしまう。一方、本発明は、ターゲットデブリ１と衝突しない捕獲位置Ｅから銛４１を打ち込むことによってターゲットデブリ１を捕獲していることから、ターゲットデブリ１とスペースデブリ除去装置２との衝突を抑制することができる。
　前記軌道投入工程（Ｓｔｅｐ１）は、打ち上げられたスペースデブリ除去装置２をターゲットデブリ１の周回軌道Ｌ周辺に配置する工程である。具体的には、スペースデブリ除去装置２は、自力で周回軌道Ｌ上に到達できる範囲に投入される。例えば、スペースデブリ除去装置２は、周回軌道Ｌよりも低い位置に投入され、推進装置を使用してターゲットデブリ１に接近しつつ遠心力により徐々に周回軌道Ｌ上に接近する。
　スペースデブリ除去装置２は、例えば、数十ｃｍ～数ｍ程度の大きさを有する小型人工衛星の形状をなしており、地球上から単体で打ち上げるようにしてもよいし、ピギーバッグ衛星として主衛星に相乗りする形式で打ち上げるようにしてもよい。除去対象であるターゲットデブリ１は、基本的に予め設定されており、その周回軌道Ｌを地球上から計測し、周回軌道Ｌ周辺にスペースデブリ除去装置２を投入できるように打ち上げられる。軌道投入における調整は、ＧＰＳ（グローバルポジショニングシステム：Global Positioning System）の情報に基づいて、スペースデブリ除去装置２に搭載された推進装置により処理される。
　前記接近工程（Ｓｔｅｐ２，３）は、スペースデブリ除去装置２をターゲットデブリ１の観測位置Ｔまで接近させる工程である。観測位置Ｔは、例えば、周回軌道Ｌ上のターゲットデブリ１から３０～５００ｍ程度離れた位置に設定される。スペースデブリ除去装置２は、投入位置Ｓから観測位置ＴまでＧＰＳ等を使用して、自己の位置とターゲットデブリ１の位置を把握しながら移動する。このとき、スペースデブリ除去装置２は、観測位置Ｔに到達したか否かを確認し（Ｓｔｅｐ２）、観測位置Ｔに到達していない場合（Ｎ）にはターゲットデブリ１に接近し（Ｓｔｅｐ３）、観測位置Ｔに到達した場合（Ｙ）には次工程に進む。
　前記観測移動工程（Ｓｔｅｐ４～７）は、スペースデブリ除去装置２をターゲットデブリ１の捕獲位置Ｅまで接近させる工程である。観測位置Ｔに到達したスペースデブリ除去装置２は、ＣＣＤカメラやレーザレーダ等の観測器によりターゲットデブリ１を観測し（Ｓｔｅｐ４）、ターゲットデブリ１の運動モデルを推定する。この推定結果により、ターゲットデブリ１に銛４１を打ち込む捕獲位置Ｅ及び捕獲姿勢を計算する（Ｓｔｅｐ５）。捕獲位置Ｅは、例えば、タンブリング運動をしているターゲットデブリ１とスペースデブリ除去装置２とが衝突しない位置であって、ターゲットデブリ１から数ｍ～数十ｍ程度離れた位置に設定される。捕獲位置Ｅは、ターゲットデブリ１の周回軌道Ｌから外れた位置であってもよい。捕獲姿勢は、捕獲位置Ｅにおいて、ターゲットデブリ１に銛４１を打ち込みたい箇所に銛４１を打ち込むことができる方向にセットされた状態を意味する。
　また、スペースデブリ除去装置２は、ターゲットデブリ１のタンク１１等の空洞部に銛４１を打ち込むように捕獲位置Ｅ及び捕獲姿勢を計算するようにしてもよい。タンク１１等の空洞部に銛４１を打ち込むことにより、銛４１をターゲットデブリ１に容易に係止させることができる。また、捕獲位置Ｅ及び捕獲姿勢は、ターゲットデブリ１の表面に対して略垂直に銛４１を打ち込み可能な位置及び姿勢であってもよいし、ターゲットデブリ１の推定運動モデルにおいて不動点等の変動が少ない点に銛４１を打ち込み可能な位置及び姿勢であってもよい。
　捕獲位置Ｅ及び捕獲姿勢が算出された後、スペースデブリ除去装置２は推進装置を使用して自律的に捕獲位置Ｅ及び捕獲姿勢に移動する。このとき、スペースデブリ除去装置２は、捕獲位置・姿勢に到達したか否かを確認し（Ｓｔｅｐ６）、捕獲位置Ｅ及び捕獲姿勢に到達していない場合（Ｎ）には捕獲位置Ｅ及び捕獲姿勢に向かって移動し（Ｓｔｅｐ７）、捕獲位置Ｅ及び捕獲姿勢に到達した場合（Ｙ）には次工程に進む。
　前記捕獲工程（Ｓｔｅｐ８）は、ターゲットデブリ１に銛４１を打ち込んで捕獲する工程である。銛４１はワイヤ４６によってスペースデブリ除去装置２と接続されており、銛４１がターゲットデブリ１に係止すると、ターゲットデブリ１とスペースデブリ除去装置２とがワイヤ４６により繋がれた状態になる。このように銛４１を打ち込んでターゲットデブリ１を捕獲する方式を採用したことにより、スペースデブリ除去装置２をタンブリング運動しているターゲットデブリ１と衝突しない位置及び姿勢（捕獲位置Ｅ及び捕獲姿勢）に配置した状態で、ターゲットデブリ１と衝突しないように銛４１を打ち込むことができる。したがって、他の方式（例えば、ロボットアームにより把持する方式）と比較して、捕獲位置Ｅ及び捕獲姿勢を決定するための機構及び計算を簡略化又は省力化することができ、スペースデブリ除去装置２の観測・捕獲機構の要求性能緩和や制御装置の処理負担を軽減することができ、容易にターゲットデブリ１とスペースデブリ除去装置２とを接続することができる。
　前記減速工程（Ｓｔｅｐ９）は、スペースデブリ除去装置２によりターゲットデブリ１を減速させて地球への落下を促進又は制御する工程である。かかる減速工程は、例えば、スペースデブリ除去装置２から導電性テザー６１を宇宙空間に放出してターゲットデブリ１を減速させる工程である。ターゲットデブリ１を減速させる手段は、太陽風や太陽光の輻射圧等を受ける受圧手段であってもよい。
　図２に示したように、導電性テザー６１は、先端に配置されるとともに推力を発生させる推力発生手段を有する先端部６２を有していてもよい。先端部６２が、推力発生手段を有することにより、導電性テザー６１を展開したい方向に向かって案内することができ、導電性テザー６１の展開を安定させることができる。この推力発生手段には、小型ロケットモータ、窒素や液化代替フロン等を使用したコールドガスジェット、一液スラスタ、パルスドプラズマスラスタ等の電気推進、樟脳等の昇華物質を利用した推進装置等を使用することができる。
　かかる導電性テザー６１をスペースデブリ除去装置２から放出することによって、導電性テザー６１に流れる電流と導電性テザー６１が展開される磁場との関係から導電性テザー６１にローレンツ力が作用し、導電性テザー６１はターゲットデブリ１の進行方向と反対方向に引っ張られることとなり、ターゲットデブリ１を減速させる。したがって、導電性テザー６１の長さや電流の大きさを制御することにより、ターゲットデブリ１の落下を促進したり制御したりすることができる。
　図４に示したフローチャートは、軌道投入（Ｓｔｅｐ１）から観測位置Ｔへの到達（Ｓｔｅｐ２）までのフローを段階的に行うようにしたものである。ターゲットデブリ１の運動を観測して運動モデルを推定するには、ターゲットデブリ１の運動を正確に把握することができる観測器（例えば、ＣＣＤカメラやレーザレーダ等）が必要である。かかる観測器によりターゲットデブリ１を観測するには、例えば、数十ｍ程度の位置まで接近することが好ましい。また、スペースデブリ除去装置２が軌道投入される投入位置Ｓは、ターゲットデブリ１から数百ｍ～数千ｍ以上離れた位置であることが多く、観測位置Ｔまでの移動距離が長い。スペースデブリ除去装置２を軌道投入した当初は自己の位置を把握するために、ＧＰＳを使用することが好ましい。しかし、通常の地上からの観測データに基づいてターゲットデブリ１の位置を正確に予測することは困難であり、スペースデブリ除去装置２を観測位置Ｔまで正確に誘導することは困難な場合がある。そこで、スペースデブリ除去装置２がターゲットデブリ１に接近した場合には、自力でターゲットデブリ１の位置を監視しながら観測位置Ｔに到達できるようにしてもよい。
　具体的には、スペースデブリ除去装置２はレーザレーダ等の監視装置を搭載しており、スペースデブリ除去装置２は、ＧＰＳから監視装置に切り替える監視位置に到達したか否かを確認し（Ｓｔｅｐ２１）、監視位置に到達していない場合（Ｎ）にはＧＰＳを使用してターゲットデブリ１に接近し（Ｓｔｅｐ２２）、監視位置に到達した場合（Ｙ）にはＧＰＳから監視装置によるターゲットデブリ１の監視（Ｓｔｅｐ２３）に切り替える。その後、スペースデブリ除去装置２は、監視装置によりターゲットデブリ１の方角及び距離を計測しながら接近し、次工程（Ｓｔｅｐ２）に進む。なお、Ｓｔｅｐ２以降の工程は、図３に示したフローチャートと同じである。
　次に、本発明の第一実施形態に係るスペースデブリ除去装置について説明する。ここで、図５は、本発明の第一実施形態に係るスペースデブリ除去装置を示す概略構成図であり、（ａ）は正面図、（ｂ）は図５（ａ）におけるＢ－Ｂ断面図、を示している。図６は、捕獲装置を示す図であり、（ａ）は全体構成図、（ｂ）は銛の斜視図、（ｃ）は銛の第一変形例、（ｄ）は銛の第二変形例、（ｅ）は銛の第三変形例、を示している。図７は、銛の変形例を示す図であり、（ａ）は第四変形例、（ｂ）は第五変形例、（ｃ）は第六変形例、（ｄ）は第七変形例、を示している。図８は、銛の収納状態を示す図であり、（ａ）はワイヤ巻取装置を有する場合の概略構成図、（ｂ）はワイヤ巻取装置を有しない場合の概略構成図、を示している。
　本発明の第一実施形態に係るスペースデブリ除去装置２は、図５に示したように、不規則なタンブリング運動をしているスペースデブリを捕獲して減速させることによって軌道上から除去するスペースデブリ除去装置であって、除去対象のスペースデブリであるターゲットデブリ１（図１参照）に接近及び姿勢制御を行う推進装置３と、ターゲットデブリ１に向かって射出可能な銛４１を備えた捕獲装置４と、ターゲットデブリ１の運動を観測してターゲットデブリ１のタンク１１等の空洞部に向かって銛４１を打ち込み可能な捕獲位置Ｅ及び捕獲姿勢を計算する観測装置５と、銛４１に直接的又は間接的に接続されるとともにターゲットデブリ１を減速させる減速装置６と、推進装置３、捕獲装置４、観測装置５及び減速装置６を搭載した本体部２１と、本体部２１の外面に配置された太陽電池パネル７１により充電されるとともに本体部２１に搭載された機器に電力を供給する電力供給装置７と、を有する。
　前記推進装置３は、スペースデブリ除去装置２（本体部２１）のターゲットデブリ１への接近、捕獲位置Ｅ及び捕獲姿勢への移動、本体部２１の姿勢制御等に使用する装置である。具体的には、推進装置３は、例えば、図５（ｂ）に記載された主方向スラスタ３１、図５（ａ）に記載されたサイドスラスタ３２、姿勢制御用スラスタ３３、これらのスラスタから噴出されるガスを生成する推薬タンク３４等により構成される。かかる推進装置３の構成は単なる一例であり、図示した構成に限定されるものではない。
　前記捕獲装置４は、本体部２１に形成又は設置された発射筒４２から射出可能な銛４１を有し、ターゲットデブリ１とスペースデブリ除去装置２（本体部２１）とを接続する装置である。銛４１は、図５（ｂ）、図６（ａ）及び（ｂ）に記載されたように、ターゲットデブリ１に係止可能な返し部４３ａを有する尖端部４３と、ターゲットデブリ１の表面に接触するストッパ部４４と、銛４１を射出させる推力発生部４５と、銛４１を本体部２１に接続するためのワイヤ４６と、を有する。また、捕獲装置４は、銛４１の射出方向を調整又は微調整するための射出方向調整機構（例えば、ジンバル機構等）を有していてもよい。
　尖端部４３は、ターゲットデブリ１の表面を貫通可能な強度を有する金属により構成されており、尖った先端を有している。返し部４３ａは、尖端部４３の側面に形成された複数の三角形状の翼部材の背面により構成されてもよいし、円錐形状の底面部により構成されてもよい。
　ストッパ部４４は、銛４１がターゲットデブリ１を貫通しないように規制するものである。銛４１が、ターゲットデブリ１の表裏を貫通した場合には、銛４１が外部に抜ける際に余分な破片（デブリ）が発生する可能性がある。また、銛４１がターゲットデブリ１内の酸化剤タンクに到達したときに酸化剤が残留していた場合には爆発を生じる可能性がある。そこで、銛４１がターゲットデブリ１の表面に係止するように、例えば、燃料タンクや空の酸化剤タンク等のタンク１１（空洞部）に向かって銛４１を打ち込むとともに、銛４１にストッパ部４４を形成している。
　推力発生部４５は、銛４１に推力を付加するものである。推力発生部４５は、例えば、固体推薬を内蔵したロケットモータ等により構成される。また、発射筒４２は、本体部２１を貫通する空洞を有し、推力発生部４５を作動させた場合に、その反力が本体部２１に付加され難いように構成されている。なお、発射筒４２は、必ずしも本体部２１に内蔵されている必要はなく、本体部２１の表面に外付け可能に構成されていてもよい。
　ワイヤ４６は、銛４１と本体部２１とを繋ぐ部材であり、銛４１がターゲットデブリ１に係止することによって、ターゲットデブリ１と本体部２１（スペースデブリ除去装置２）とを繋ぐ部材である。ワイヤ４６は、例えば、数ｍ～数十ｍの長さを有し、銛４１の収納時はワイヤドラム４６ａに巻き取られた状態になっており、銛４１の落下を抑制している。銛４１の射出時には、ワイヤ４６は、銛４１の進行に伴ってワイヤドラム４６ａから繰り出されることとなる。なお、銛４１をシェアピンや出没可能なストッパにより発射筒４２に係止させて、位置決め又は落下抑制するようにしてもよい。
　ここで、銛４１の変形例について説明する。図６（ｃ）に示した銛４１の第一変形例は、ストッパ部４４の前面に尖端部４３の外周を覆うように配置された筒体４７（弾性体）を有し、尖端部４３がターゲットデブリ１に係止したときに、ターゲットデブリ１の表面とストッパ部４４との間で圧縮させることにより、閉鎖空間を形成するように構成したものである。筒体４７は、例えば、蛇腹構造を有している。かかる筒体４７を配置することにより、銛４１の貫通時に生じる断熱材等の破片の飛散を抑制することができる。筒体４７は、例えば、略円筒形状に構成されるが、先端側を拡径した円錐台筒形状に構成するようにしてもよい。
　図６（ｄ）に示した銛４１の第二変形例は、ストッパ部４４の前面に尖端部４３を覆うように配置された繊維体４７′（弾性体）を有し、尖端部４３がターゲットデブリ１に係止したときに、ターゲットデブリ１の表面とストッパ部４４との間で繊維体４７′（弾性体）を圧縮させることにより、銛４１の貫通時に生じる破片の飛散を抑制するように構成したものである。繊維体４７′として、目の粗いものを使用した場合には、飛散しようとする破片を繊維体４７′で絡め取ることができ、目の細かいものを使用した場合には、飛散しようとする破片を繊維体４７′とターゲットデブリ１の表面との間に押し留めることができる。なお、繊維体４７′は、例えば、軽くて丈夫なアラミド繊維等をスポンジ状に形成したものであり、弾性体は、繊維体４７′に替えて、スポンジのような樹脂材やスチールウールのような金属材であってもよい。
　図６（ｅ）に示した銛４１の第三変形例は、尖端部４３の返し部４３ａが、ターゲットデブリ１の貫通時に閉じて貫通後に開くように構成されているものである。かかる第三変形例では、返し部４３ａは、例えば、板バネ部材により構成されており、銛４１の径方向に伸縮可能に構成されている。返し部４３ａの復元力を強化するために、ゴムやコイルバネ等の弾性体を配置するようにしてもよい。なお、かかる返し部４３ａの開閉機構は、単なる一例であり、図示した構成に限定されるものではない。
　図７（ａ）に示した銛４１の第四変形例は、尖端部４３をストッパ部４４の表面に複数配置したものである。図６（ｂ）に示した銛４１では、一つの尖端部４３を配置しているが、図７（ａ）に示した銛４１では、三つの尖端部４３を配置している。また、尖端部４３の外周には、図示したように、筒体４７を配置するようにしてもよい。
　図７（ｂ）～（ｄ）に示した銛４１の第五～第七変形例は、複数の尖端部４３を有する銛４１において、ターゲットデブリ１の硬い部分（例えば、ターゲットデブリ１の補強部を構成するリブ１２が形成された部分）に銛４１の一部が打ち込まれた場合を想定したものである。具体的には、第五～第七変形例における各尖端部４３は、ターゲットデブリ１の表面を貫通不可能な場合に引き込み可能に構成される。かかる方式を採用することにより、タンブリング運動しているターゲットデブリ１の銛打込位置をトラス構造の梁等の硬い部分を避けて狙う必要がなくなるため、捕獲位置Ｅ及び捕獲姿勢を決定するための機構及び計算を簡略化又は省力化することができ、スペースデブリ除去装置２の観測・捕獲機構の要求性能の緩和や制御装置の処理負担を軽減することができ、容易にターゲットデブリ１とスペースデブリ除去装置２とを接続することができる。
　図７（ｂ）に示した銛４１の第五変形例は、一定の圧力が負荷された場合に破断するシェアピン４３ｂにより尖端部４３をストッパ部４４に固定したものである。ストッパ部４４には、返し部４３ａを含む尖端部４３を収納可能な空間（収納部４４ａ）が形成されている。シェアピン４３ｂの剪断力は、尖端部４３がターゲットデブリ１の平板部に衝突した際には破断せず、尖端部４３がターゲットデブリ１の硬い部分に衝突した際には破断するように調整される。
　図７（ｃ）に示した銛４１の第六変形例は、各尖端部４３をガスシリンダ４４ｂにより引き込み可能に構成したものである。各尖端部４３は、ガスシリンダ４４ｂ内に挿通されたピストン４３ｃを介して支持されている。かかる構成によれば、ガスの圧縮性を利用して尖端部４３を引き込むことができる。図示したように、各尖端部４３に対応したシリンダ部を連通するようにガスシリンダ４４ｂを構成することにより、ある尖端部４３により圧縮されたガスによって他の尖端部４３を前方に向かって付勢することができる。なお、ガスシリンダ４４ｂは、各尖端部４３に対して個別に配置するようにしてもよい。
　図７（ｄ）に示した銛４１の第七変形例は、各尖端部４３をコイルバネ４３ｄにより引き込み可能に構成したものである。コイルバネ４３ｄの弾性力は、尖端部４３がターゲットデブリ１の平板部に衝突した際には圧縮されず、尖端部４３がターゲットデブリ１の硬い部分に衝突した際には圧縮されるように調整される。なお、コイルバネ４３ｄに替えて、ゴム等の弾性体を使用するようにしてもよい。
　前記観測装置５は、例えば、本体部２１の正面部に配置された観測器５１と、観測器５１により得られた映像や画像等からターゲットデブリ１と本体部２１との相対的な位置や姿勢を検出し、かかる位置や姿勢の時系列情報からターゲットデブリ１の運動モデルを推定し捕獲位置Ｅ及び捕獲姿勢を計算する演算部５２と、を有する。観測器５１は、ターゲットデブリ１のタンブリング運動を映像や画像等として取得可能なＣＣＤカメラやレーザレーダ等により構成される。演算部５２は、ＣＰＵ等の演算処理装置により構成されており、観測器５１の映像や画像等を記録する記憶装置を備えていてもよい。演算部５２は、スペースデブリ除去装置２の制御装置（図示せず）の一部により構成されていてもよい。制御装置は、観測装置５の演算結果に基づいて推進装置３を作動させ、本体部２１を捕獲位置Ｅに移動させるととともに、銛４１の射出方向（捕獲姿勢）を調整する。また、捕獲装置４が射出方向調整機構を有している場合には、推進装置３で大体の位置決め及び姿勢決めを行い、射出方向調整機構で銛４１の射出方向を微調整するようにしてもよい。
　前記減速装置６は、例えば、宇宙空間に放出される導電性テザー６１と、導電性テザー６１の先端に配置されるとともに推力を発生させる推力発生手段を有する先端部６２と、を有する。上述したように、推力発生手段には、小型ロケットモータ、コールドガスジェット、一液スラスタ、電気推進、昇華物質等を利用することができる。導電性テザー６１は、図示したように、コイル状にケース内に収納されており、先端部６２を放出することにより、直線状に解けるように構成されている。減速装置６は、本体部２１内に収納してもよいし、本体部２１の表面に外付けするようにしてもよい。
　前記電力供給装置７は、例えば、本体部２１の外面に配置された太陽電池パネル７１と、太陽電池パネル７１により生成した電気を蓄積するバッテリ７２と、を有する。バッテリ７２に充電された電気は、制御装置を介して、推進装置３、捕獲装置４、観測装置５、減速装置６等の電力を必要とする機器に必要に応じて電力を供給する。
　前記本体部２１は、いわゆる小型人工衛星と同様の筐体により構成される。本体部２１には、上述した推進装置３、捕獲装置４、観測装置５、減速装置６及び電力供給装置７の他に、レーザレーダ等の監視装置２２、ＧＰＳセンサ、ジャイロ、加速度センサ等が搭載されていてもよい。なお、図示しないが、本体部２１の外周は断熱材により被覆されている。
　ところで、捕獲装置４は、図８（ａ）に示したように、ワイヤ４６を巻き取り可能なワイヤ巻取装置４８を有していてもよい。ワイヤ巻取装置４８は、例えば、動力を発生する電動モータ４８ａと、電動モータ４８ａの動力をワイヤドラム４６ａに伝達するベルト駆動機構（タイミングベルト４８ｂ及びプーリ４８ｃ）と、電動モータ４８ａの動力を制御する制御部４８ｄと、ワイヤ４６を均一に巻き取るためのレベルワインド機構４８ｅと、を有する。銛４１の射出時には、電動モータ４８ａへの電力の供給を遮断し、駆動軸が自由に回転できる状態にしておくことが好ましい。なお、動力伝達機構はベルト駆動機構に限定されるものではなく、歯車列により構成するようにしてもよい。
　かかるワイヤ巻取装置４８を配置することにより、尖端部４３をターゲットデブリ１に係止させた後、ワイヤ４６を巻き取ることにより本体部２１をターゲットデブリ１に密着させることができる。また、ターゲットデブリ１とスペースデブリ除去装置２との間でワイヤ４６が弛んでいると、ワイヤ４６がターゲットデブリ１に絡まってしまう可能性があるため、ワイヤ４６に一定の張力を負荷して直線状に張った状態を維持するように、ワイヤ巻取装置４８を作動させるようにしてもよい。
　また、ワイヤ４６の巻き取りが不要な場合には、図８（ｂ）に示したように、ワイヤ巻取装置４８を省略するようにしてもよい。ワイヤドラム４６ａからのワイヤ４６の巻き戻しを安定させるために、レベルワインド機構４８ｅを配置するようにしてもよい。また、ワイヤ４６は、ワイヤドラム４６ａに巻き付けておくだけでなく、銛４１の後端部に巻き付けておくようにしてもよい。さらに、ワイヤ４６の長さが短い場合には、ワイヤドラム４６ａを省略するようにしてもよい。銛４１の後端部にワイヤ４６を巻き付ける場合には、銛４１の射出時にワイヤ４６が円滑に解けるように、例えば、前方から後方に向かってワイヤ４６を巻き付けるようにすることが好ましい。
　続いて、本発明の他の実施形態に係るスペースデブリ除去装置２について、図９～図１１を参照しつつ説明する。ここで、図９は、本発明の第二実施形態に係るスペースデブリ除去装置を示す概略構成図であり、（ａ）は正面図、（ｂ）は図９（ａ）におけるＢ－Ｂ断面図、（ｃ）は使用状態を示す概念図、を示している。図１０は、本発明の第三実施形態に係るスペースデブリ除去装置を示す概略構成図であり、（ａ）は断面図、（ｂ）は正面図、を示している。図１１は、拘束脚を示す概略構成図であり、（ａ）は第一例、（ｂ）は第二例、（ｃ）は第三例、を示している。なお、上述した第一実施形態に係るスペースデブリ除去装置２と同じ構成部品については、同じ符号を付して重複した説明を省略する。
　図９（ａ）及び（ｂ）に示した第二実施形態に係るスペースデブリ除去装置２は、本体部２１の正面部に環状の緩衝材２３を配置したものである。緩衝材２３は、例えば、アルミハニカム等の金属材やウレタンゴム等の樹脂材により形成される。かかる構成によれば、図９（ｃ）に示したように、銛４１をターゲットデブリ１に係止させた後、ワイヤ４６を巻き取ることにより本体部２１をターゲットデブリ１に密着させる場合に、本体部２１がターゲットデブリ１に衝突する際の衝撃を緩和することができ、ターゲットデブリ１の破損やスペースデブリ除去装置２の故障を抑制することができる。
　また、かかる構成により、ターゲットデブリ１の表面形状が複雑な形状であってもスペースデブリ除去装置２をターゲットデブリ１に密着させることができ、スペースデブリ除去装置２をタンブリング運動しているターゲットデブリ１に密着させる際に厳密な位置・速度制御を必要とせず、密着させる際の位置・速度制御負荷を緩和することができ、密着させるための位置・姿勢・速度を決定するための機構及び計算を簡略化又は省力化することができ、スペースデブリ除去装置２の観測・捕獲機構の要求性能の緩和や制御装置の処理負担を軽減することができ、容易にターゲットデブリ１とスペースデブリ除去装置２とを接続することができる。なお、緩衝材２３の構成は、図示したものに限定されず、矩形環状であってもよいし、本体部２１の正面部に分散して配置された構成であってもよい。
　図１０（ａ）及び（ｂ）に示した第三実施形態に係るスペースデブリ除去装置２は、本体部２１に回動可能に配置された複数の拘束脚２４を有し、本体部２１をターゲットデブリ１に密着させた後、拘束脚２４を展開してターゲットデブリ１に本体部２１を固定し、推進装置３を用いてターゲットデブリ１の運動を抑制するようにしたものである。なお、図１０（ａ）では拘束脚２４を閉じた状態を図示し、図１０（ｂ）では拘束脚２４を開いた状態を図示している。かかる構成によれば、拘束脚２４及び推進装置３によりターゲットデブリ１の不規則なタンブリング運動を抑制することができ、減速装置６を安定した状態で使用することができる。特に、減速装置６として導電性テザー６１を使用した場合に、導電性テザー６１が暴れたり、絡まったりしないようにすることができる。
　また、かかる構成により、ターゲットデブリ１の表面形状が複雑な形状であってもスペースデブリ除去装置２をターゲットデブリ１に拘束させることができ、タンブリング運動しているターゲットデブリ１に接続する位置（すなわち、銛打込位置）の自由度が増すため、捕獲位置Ｅ及び捕獲姿勢を決定するための機構及び計算を簡略化又は省力化することができ、スペースデブリ除去装置２の観測・捕獲機構の要求性能の緩和や制御装置の処理負担を軽減することができ、容易にターゲットデブリ１とスペースデブリ除去装置２とを接続することができる。なお、図１０（ｂ）において、説明の便宜上、サイドスラスタ３２及び姿勢制御用スラスタ３３の図を省略してある。
　拘束脚２４は、例えば、図１１（ａ）～（ｃ）に示したような構成を有する。なお、各図において、緩衝材２３の図は省略してある。また、拘束脚２４の第一例～第三例の構成は、単なる一例であり、これらの構成に限定されるものではない、
　図１１（ａ）に示した第一例は、拘束脚２４を電動モータ２４ａにより回動させるようにしたものである。電動モータ２４ａはブレーキ機能を有しており、拘束脚２４を収納した状態及び展開した状態に保持できるように構成されている。また、本体部２１及び拘束脚２４の先端部にセンサ２４ｂを配置して、本体部２１とターゲットデブリ１との接触を感知して、電動モータ２４ａを作動させて拘束脚２４を展開し、拘束脚２４とターゲットデブリ１との接触を感知して、電動モータ２４ａを停止させて拘束脚２４をロックするようにしてもよい。また、電動モータ２４ａにより拘束脚２４に力を与え続けて、ターゲットデブリ１に本体部２１を固定するようにしてもよい。
　図１１（ｂ）に示した第二例は、拘束脚２４をシリンダ２４ｃにより回動させるようにしたものである。シリンダ２４ｃは、先端が拘束脚２４にピン結合され、後端が本体部２１にピン結合されている。シリンダ２４ｃは、例えば、油圧シリンダ、エアシリンダ、電動シリンダ等であり、伸縮可能に構成されている。また、本体部２１及び拘束脚２４の先端部にセンサ２４ｂを配置して、本体部２１とターゲットデブリ１との接触を感知して、シリンダ２４ｃを伸長させて拘束脚２４を展開し、拘束脚２４とターゲットデブリ１との接触を感知して、シリンダ２４ｃの伸長を停止させて拘束脚２４をロックするようにしてもよい。また、シリンダ２４ｃにより拘束脚２４に力を与え続けて、ターゲットデブリ１に本体部２１を固定するようにしてもよい。
　図１１（ｃ）に示した第三例は、拘束脚２４をコイルバネ２４ｄにより回動させるようにしたものである。コイルバネ２４ｄは、先端が拘束脚２４にピン結合された駆動軸２４ｅを付勢するように圧縮された状態で容器内に収納されており、本体部２１にラッチ機構を介して接続されたストッパ２４ｆにより閉じた状態が保持されている。センサ２４ｂが本体部２１とターゲットデブリ１との接触を感知すると、ストッパ２４ｆを上方に回動させて、拘束脚２４を展開させる。かかる第三例では、拘束脚２４がターゲットデブリ１に接触した場合であっても、コイルバネ２４ｄにより拘束脚２４に力が与え続けられることとなる。
　なお、上述した第一例～第三例において、拘束脚２４に力を与え続けることにより、ターゲットデブリ１に本体部２１を固定するようにしているが、拘束脚２４の先端に本体部２１の表面に突き刺さって係止する係止部（例えば、銛形状）を形成してもよいし、拘束脚２４の先端に粘着剤を塗布又は放出可能にすることにより本体部２１の表面に接着又は固着する接着部を形成するようにしてもよい。また、拘束脚２４は、回動式の構成に限定されるものではなく、本体部２１からターゲットデブリ１に向かって接触可能に形成された固定式の構成であってもよく、その先端に係止部や接着部を形成するようにしてもよいし、回動式と固定式を併用するようにしてもよい。
　上述した第三実施形態に係るスペースデブリ除去装置２を使用したスペースデブリ除去方法について説明する。ここで、図１２は、本発明の第三実施形態に係るスペースデブリ除去方法の一部を示すフローチャートである。図１３は、本発明の第三実施形態に係るスペースデブリ除去方法の減速工程を示す全体概念図である。
　図１２に示したフローチャートは、捕獲工程（Ｓｔｅｐ８）を詳細に図示したものである。スペースデブリ除去装置２が捕獲位置Ｅ及び捕獲姿勢に到達（Ｓｔｅｐ８１）した後、スペースデブリ除去装置２は銛４１をターゲットデブリ１に向かって発射する（Ｓｔｅｐ８２）。スペースデブリ除去装置２は、銛４１がターゲットデブリ１に刺さったか否かを確認する（Ｓｔｅｐ８３）。銛４１が刺さったか否かは、観測装置５の観測器５１により視覚的に確認するようにしてもよいし、ワイヤ４６の張力により確認するようにしてもよい。
　銛４１が刺さっていない場合（Ｎ）には、銛４１の予備があるか否かを確認する（Ｓｔｅｐ８４）。銛４１の予備がない場合（Ｎ）には、捕獲失敗により処理を終了する。銛４１の予備がある場合（Ｙ）には、再度、銛４１を発射する（Ｓｔｅｐ８２）。
　銛４１が刺さっている場合（Ｙ）には、ワイヤ４６をワイヤ巻取装置４８により巻き取り（Ｓｔｅｐ８５）、スペースデブリ除去装置２（本体部２１）をターゲットデブリ１に密着させる（Ｓｔｅｐ８６）。その後、スペースデブリ除去装置２は、拘束脚２４を展開し（Ｓｔｅｐ８７）、ターゲットデブリ１を拘束する。そして、推進装置３の主方向スラスタ３１、サイドスラスタ３２及び姿勢制御用スラスタ３３を適宜噴射することにより、ターゲットデブリ１の運動を抑制する（Ｓｔｅｐ８８）。ターゲットデブリ１のタンブリング運動が沈静化した後、減速工程（Ｓｔｅｐ９）に移行する。
　上述した捕獲工程（Ｓｔｅｐ８１～８８）において、例えば、第二実施形態のように、スペースデブリ除去装置２が拘束脚２４を有していない場合には、ターゲットデブリ１に銛４１を打ち込んだ後、銛４１に接続されたワイヤ４６を巻き取ってスペースデブリ除去装置２をターゲットデブリ１に密着させる密着工程（Ｓｔｅｐ８６）で留めるようにしてもよい。なお、ターゲットデブリ１に銛４１が刺さったことを確認（Ｓｔｅｐ８３～８４）した後、それ以下の工程（Ｓｔｅｐ８５～８８）を省略して、減速工程（Ｓｔｅｐ９）に移行するようにしてもよい。かかる工程（Ｓｔｅｐ８５～８８）を省略することにより、スペースデブリ除去装置２をタンブリング運動しているターゲットデブリ１に密着させる工程が不要となるため、密着させる際の位置・速度制御を省略することができ、スペースデブリ除去装置２の位置・姿勢・速度を決定するための機構及び計算を簡略化又は省力化することができ、スペースデブリ除去装置２の観測・捕獲機構の要求性能の緩和や制御装置の処理負担を軽減することができる。
　図１３は、上述した捕獲工程（Ｓｔｅｐ８１～８８）によりターゲットデブリ１の運動を抑制した後、減速工程（Ｓｔｅｐ９）において、導電性テザー６１を放出した状態を図示している。このように、拘束脚２４及び推進装置３により、ターゲットデブリ１の運動を抑制することによって、宇宙空間に放出された導電性テザー６１が暴れたり、絡まったりしないようにすることができ、減速効果を安定的に作用させることができる。
　続いて、本発明のさらに他の実施形態に係るスペースデブリ除去装置２について、図１４～図１６を参照しつつ説明する。ここで、図１４は、本発明の第四実施形態に係るスペースデブリ除去装置を示す概略構成図であり、（ａ）は背面図、（ｂ）は図１４（ａ）におけるＢ－Ｂ断面図、（ｃ）は使用状態を示す概念図、を示している。図１５は、本発明の第五実施形態に係るスペースデブリ除去装置を示す概略構成図であり、（ａ）は背面図、（ｂ）は図１５（ａ）におけるＢ－Ｂ断面図、（ｃ）は使用状態を示す概念図、を示している。図１６は、本発明の第六実施形態に係るスペースデブリ除去装置を示す概略構成図であり、（ａ）は背面図、（ｂ）は図１６（ａ）におけるＢ－Ｂ断面図、（ｃ）は使用状態を示す概念図、を示している。なお、上述した第一～第三実施形態に係るスペースデブリ除去装置２と同じ構成部品については、同じ符号を付して重複した説明を省略する。
　図１４（ａ）及び（ｂ）に示した第四実施形態に係るスペースデブリ除去装置２は、減速装置６を本体部２１の表面（背面部）に外付けしたものである。減速装置６を本体部２１の外部に配置することにより、本体部２１内に空きスペースを確保することができ、その空きスペースを利用して、複数の銛４１を搭載させるようにすることができる。すなわち、捕獲装置４は、本体部２１に複数配置されるようにしてもよい。例えば、捕獲装置４は、図１４（ａ）に示したように、対角線上の四箇所に配置するようにすることもできるし、一方の対角線上の二箇所に配置したり、三角形の頂点を構成する三箇所に配置したり、並列の二箇所に配置したりすることもできる。このように捕獲装置４（銛４１）を冗長化することにより、最初の銛４１がターゲットデブリ１に刺さらなかった場合であっても、再度、銛４１を射出してターゲットデブリ１を捕獲することができ、捕獲機能の冗長性を向上させることができる。
　上述した第四実施形態に係るスペースデブリ除去装置２では、図１４（ｃ）に示したように、銛４１をターゲットデブリ１に係止させた後、推進装置３（主方向スラスタ３１、サイドスラスタ３２、姿勢制御用スラスタ３３）を使用して本体部２１の方向転換を行い、減速装置６を本体部２１から放出し、導電性テザー６１を宇宙空間に展開する。本実施形態において、減速装置６は、導電性テザー６１の収納部であるとともに推進力を有する先端部６２を構成している。かかる構成により、減速装置６に複雑な姿勢制御機構を配置する必要がなく、本体部２１により導電性テザー６１を放出する方角を設定し、減速装置６を本体部２１から切り離して推力を発生させることにより、導電性テザー６１を所望の状態に展開することができる。
　図１５（ａ）及び（ｂ）に示した第五実施形態に係るスペースデブリ除去装置２は、減速装置６を本体部２１の表面に外付けするとともに、本体部２１を減速装置６の先端部６２として利用したものである。具体的には、捕獲装置４のワイヤ４６は、コネクタ６３を介して導電性テザー６１の後端と接続されており、導電性テザー６１及びコネクタ６３は、本体部２１の背面部に固定された減速装置６内に収容されていてもよい。すなわち、本実施形態に係るスペースデブリ除去装置２は、導電性テザー６１とワイヤ４６とを連結するコネクタ６３を有し、先端部６２は本体部２１により構成されていることとなる。また、銛４１の収納状態において、ワイヤ４６は、本体部２１の外縁部に沿って背面部の減速装置６まで延伸されていてもよい。コネクタ６３は、銛４１とターゲットデブリ１との接触によって生じる静電気等が導電性テザー６１に伝達されないように、電気絶縁体により構成される。なお、捕獲装置４は、第四実施形態と同様に、本体部２１に複数配置されていてもよい。
　上述した第五実施形態に係るスペースデブリ除去装置２では、図１５（ｃ）に示したように、銛４１をターゲットデブリ１に係止させた後、推進装置３（主方向スラスタ３１、サイドスラスタ３２、姿勢制御用スラスタ３３）を使用して、本体部２１の方向転換を行い、減速装置６又は本体部２１からコネクタ６３及び導電性テザー６１を放出しながら、必要に応じて、導電性テザー６１を展開したい方向（例えば、地球に向かう方向）に本体部２１を移動させ、減速装置６を本体部２１から分離して切り離す。導電性テザー６１は、減速装置６に配置された推力発生手段により、伸展が促進され、所望の状態（例えば、地球に向かう方向に延伸した状態）に展開される。なお、減速装置６に姿勢制御可能な推力発生手段を搭載して、本体部２１から減速装置６を分離した後、自力で方向転換等を行うようにしてもよい。
　なお、減速装置６が推力発生手段を有していない場合には、減速装置６又は本体部２１からコネクタ６３及び導電性テザー６１を放出しながら、導電性テザー６１を展開したい方向（例えば、地球に向かう方向）に本体部２１を移動させ、導電性テザー６１を所望の状態に展開するようにしてもよい。かかる構成によれば、本体部２１を減速装置６の先端部６２として使用することができ、減速装置６の構成を簡略化することができる。
　図１６（ａ）及び（ｂ）に示した第六実施形態に係るスペースデブリ除去装置２は、減速装置６を本体部２１の表面に外付けするとともに、本体部２１を減速装置６の先端部６２として利用し、本体部２１から減速装置６の一部を分離可能に構成したものである。具体的には、第五実施形態に示した減速装置６を、第一減速装置６ａ、第二減速装置６ｂ、第三減速装置６ｃ及び第四減速装置６ｄに複数に分割し、第一減速装置６ａ～第四減速装置６ｄを個別に本体部２１から分離（切り離し）可能に構成したものである。減速装置６の分割数は、捕獲装置４（銛４１）と一対一に対応させるようにすることが好ましい。
　かかる第六実施形態に係るスペースデブリ除去装置２では、図１６（ｃ）に示したように、銛４１をターゲットデブリ１に係止させた後、推進装置３（主方向スラスタ３１、サイドスラスタ３２、姿勢制御用スラスタ３３）を使用して、本体部２１の方向転換を行い、減速装置６（例えば、第一減速装置６ａ）からコネクタ６３及び導電性テザー６１を放出しながら、必要に応じて、導電性テザー６１を展開したい方向（例えば、地球に向かう方向）に本体部２１を移動させ、第一減速装置６ａを本体部２１から分離して切り離す。導電性テザー６１は、第一減速装置６ａに配置された推力発生手段により、伸展が促進され、所望の状態（例えば、地球に向かう方向に延伸した状態）に展開される。なお、第一減速装置６ａに姿勢制御可能な推力発生手段を搭載して、本体部２１から第一減速装置６ａを分離した後、自力で方向転換等を行うようにしてもよい。
　一方、スペースデブリ除去装置２は、推進装置３を使用して、次のターゲットデブリ１に向かって移動する。かかる構成によれば、一つのスペースデブリ除去装置２で複数のターゲットデブリ１を除去することができ、作業効率を向上させることができる。なお、第一減速装置６ａが推力発生手段を有していない場合には、スペースデブリ除去装置２により導電性テザー６１を展開した後、第一減速装置６ａを本体部２１から分離して切り離し、スペースデブリ除去装置２を次のターゲットデブリ１に向かって移動させるようにしてもよい。
　なお、上述した図１４～図１６に図示したスペースデブリ除去装置２において、観測装置５及び電力供給装置７等の詳細については、図を省略しているが、第一実施形態と同様に、適宜、本体部２１内に収納できるように構成されることは勿論である。
　本発明は上述した実施形態に限定されず、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で種々変更が可能であることは勿論である。
１　ターゲットデブリ
２　スペースデブリ除去装置
３　推進装置
４　捕獲装置
５　観測装置
６　減速装置
７　電力供給装置
１１　タンク（空洞部）
２１　本体部
２４　拘束脚
４１　銛
４３　尖端部
４３ａ　返し部
４４　ストッパ部
４５　推力発生部
４６　ワイヤ
４７　筒体（弾性体）
４７′　繊維体（弾性体）
４８　ワイヤ巻取装置
６１　導電性テザー
６２　先端部
６３　コネクタ
７１　太陽電池パネル

Claims (18)

  1. 　不規則なタンブリング運動をしているスペースデブリを捕獲して減速させることによって軌道上から除去するスペースデブリ除去装置において、
    　除去対象のスペースデブリであるターゲットデブリへの接近及び姿勢制御を行う推進装置と、
    　前記ターゲットデブリに向かって射出可能な銛を備えた捕獲装置と、
    　前記ターゲットデブリの運動を観測して前記ターゲットデブリの空洞部に向かって前記銛を打ち込み可能な捕獲位置及び捕獲姿勢を計算する観測装置と、
    　前記銛に直接的又は間接的に接続されるとともに前記ターゲットデブリを減速させる減速装置と、
    　前記推進装置、前記捕獲装置、前記観測装置及び前記減速装置を搭載した本体部と、
    を有することを特徴とするスペースデブリ除去装置。
  2. 　前記銛は、前記ターゲットデブリに係止可能な返し部を有する尖端部と、前記ターゲットデブリの表面に接触するストッパ部と、前記銛を射出させる推力発生部と、前記銛を前記本体部に接続するためのワイヤと、を有することを特徴とする請求項１に記載のスペースデブリ除去装置。
  3. 　前記返し部は、前記ターゲットデブリの貫通時に閉じて貫通後に開くように構成されている、ことを特徴とする請求項２に記載のスペースデブリ除去装置。
  4. 　前記銛は、前記ストッパ部の前面に前記尖端部を覆うように配置された弾性体を有し、前記尖端部が前記ターゲットデブリに係止したときに、前記ターゲットデブリ表面と前記ストッパ部との間で前記弾性体を圧縮させることにより、前記銛の貫通時に生じる破片の飛散を抑制するようにした、ことを特徴とする請求項２に記載のスペースデブリ除去装置。
  5. 　前記尖端部は、前記ストッパ部の表面に複数配置されており、各前記尖端部は、前記ターゲットデブリの表面を貫通不可能な場所に当接したときに引き込み可能に構成されている、ことを特徴とする請求項２に記載のスペースデブリ除去装置。
  6. 　前記ワイヤを巻き取り可能なワイヤ巻取装置を有し、前記尖端部を前記ターゲットデブリに係止させた後、前記ワイヤを巻き取ることにより前記本体部を前記ターゲットデブリに密着させる、ことを特徴とする請求項２に記載のスペースデブリ除去装置。
  7. 　前記本体部を前記ターゲットデブリに密着させる際の衝撃を緩和する緩衝材を前記本体部に配置した、ことを特徴とする請求項６に記載のスペースデブリ除去装置。
  8. 　前記本体部に回動可能に配置された複数の拘束脚を有し、前記本体部を前記ターゲットデブリに密着させた後、前記拘束脚を展開して前記ターゲットデブリに前記本体部を固定し、前記推進装置を用いて前記ターゲットデブリの運動を抑制する、ことを特徴とする請求項６に記載のスペースデブリ除去装置。
  9. 　前記捕獲装置は、前記本体部に複数配置されている、ことを特徴とする請求項１に記載のスペースデブリ除去装置。
  10. 　前記減速装置は、宇宙空間に放出される導電性テザーと、該導電性テザーの先端に配置されるとともに推力を発生させる推力発生手段を有する先端部と、を有することを特徴とする請求項１に記載のスペースデブリ除去装置。
  11. 　前記減速装置は、宇宙空間に放出される導電性テザーと、該導電性テザーの先端に配置されるとともに推力を発生させる推力発生手段を有する先端部と、前記導電性テザーの後端を前記ワイヤに連結するコネクタと、を有し、前記ワイヤは前記導電性テザー及び前記先端部を介して前記本体部に接続されている、ことを特徴とする請求項２に記載のスペースデブリ除去装置。
  12. 　前記導電性テザーは、前記本体部から分離可能に接続されている、ことを特徴とする請求項１０又は請求項１１に記載のスペースデブリ除去装置。
  13. 　前記先端部は、前記本体部により構成されている、ことを特徴とする請求項１０又は請求項１１に記載のスペースデブリ除去装置。
  14. 　不規則なタンブリング運動をしているスペースデブリを捕獲して減速させることによって軌道上から除去するスペースデブリ除去方法において、
    　除去対象のスペースデブリであるターゲットデブリの周回軌道周辺にスペースデブリ除去装置を投入する軌道投入工程と、
    　前記スペースデブリ除去装置を前記ターゲットデブリに接近させる接近工程と、
    　前記スペースデブリ除去装置が観測位置に到達した後、前記ターゲットデブリの運動を観測して前記ターゲットデブリに向かって銛を打ち込み可能な捕獲位置及び捕獲姿勢を計算し、前記スペースデブリ除去装置を前記捕獲位置及び前記捕獲姿勢まで移動させる観測移動工程と、
    　前記ターゲットデブリに前記銛を打ち込んで前記スペースデブリ除去装置と前記ターゲットデブリとを接続する捕獲工程と、
    　前記スペースデブリ除去装置により前記ターゲットデブリを減速させる減速工程と、
    を有することを特徴とするスペースデブリ除去方法。
  15. 　前記捕獲工程は、前記ターゲットデブリに銛を打ち込んだ後、前記銛に接続されたワイヤを巻き取って前記スペースデブリ除去装置を前記ターゲットデブリに密着させる密着工程を含む、ことを特徴とする請求項１４に記載のスペースデブリ除去方法。
  16. 　前記捕獲工程は、前記スペースデブリ除去装置を前記ターゲットデブリに密着させた後、前記スペースデブリ除去装置に配置された拘束脚を展開して前記ターゲットデブリを拘束する拘束工程と、前記スペースデブリ除去装置に配置された推進装置により前記ターゲットデブリの運動を抑制する運動抑制工程と、を含む、ことを特徴とする請求項１５に記載のスペースデブリ除去方法。
  17. 　前記観測移動工程は、前記ターゲットデブリの空洞部に前記銛を打ち込むように前記捕獲位置及び前記捕獲姿勢を計算する、ことを特徴とする請求項１４に記載のスペースデブリ除去方法。
  18. 　前記減速工程は、前記スペースデブリ除去装置から導電性テザーを宇宙空間に放出して前記ターゲットデブリを減速させる工程である、ことを特徴とする請求項１４に記載のスペースデブリ除去方法。
     
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