WO2016079945A1 - レーダ衛星およびこれを用いたレーダ衛星システム - Google Patents

レーダ衛星およびこれを用いたレーダ衛星システム Download PDF

Info

Publication number
WO2016079945A1
WO2016079945A1 PCT/JP2015/005584 JP2015005584W WO2016079945A1 WO 2016079945 A1 WO2016079945 A1 WO 2016079945A1 JP 2015005584 W JP2015005584 W JP 2015005584W WO 2016079945 A1 WO2016079945 A1 WO 2016079945A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
radar
unit
satellite
panel
communication
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
PCT/JP2015/005584
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
豊敏 黒瀬
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Kawasaki Heavy Industries Ltd
Kawasaki Motors Ltd
Original Assignee
Kawasaki Heavy Industries Ltd
Kawasaki Jukogyo KK
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Kawasaki Heavy Industries Ltd, Kawasaki Jukogyo KK filed Critical Kawasaki Heavy Industries Ltd
Priority to EP15861404.0A priority Critical patent/EP3222531B1/en
Priority to JP2016559801A priority patent/JP6550073B2/ja
Priority to US15/527,042 priority patent/US10871560B2/en
Publication of WO2016079945A1 publication Critical patent/WO2016079945A1/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B64G1/1014—Navigation satellites
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B64G1/1021—Earth observation satellites
    • B64G1/1035—Earth observation satellites using radar for mapping, surveying or detection, e.g. of intelligence
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
    • B64G1/2221—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state characterised by the manner of deployment
    • B64G1/2222—Folding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
    • B64G1/443—Photovoltaic cell arrays
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S13/00—Systems using the reflection or reradiation of radio waves, e.g. radar systems; Analogous systems using reflection or reradiation of waves whose nature or wavelength is irrelevant or unspecified
    • G01S13/88—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications
    • G01S13/89—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for mapping or imaging
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S7/00—Details of systems according to groups G01S13/00, G01S15/00, G01S17/00
    • G01S7/003—Transmission of data between radar, sonar or lidar systems and remote stations
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S7/00—Details of systems according to groups G01S13/00, G01S15/00, G01S17/00
    • G01S7/02—Details of systems according to groups G01S13/00, G01S15/00, G01S17/00 of systems according to group G01S13/00
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S7/00—Details of systems according to groups G01S13/00, G01S15/00, G01S17/00
    • G01S7/02—Details of systems according to groups G01S13/00, G01S15/00, G01S17/00 of systems according to group G01S13/00
    • G01S7/03—Details of HF subsystems specially adapted therefor, e.g. common to transmitter and receiver
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S7/00—Details of systems according to groups G01S13/00, G01S15/00, G01S17/00
    • G01S7/02—Details of systems according to groups G01S13/00, G01S15/00, G01S17/00 of systems according to group G01S13/00
    • G01S7/28—Details of pulse systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B64G1/648—Tethers
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S13/00—Systems using the reflection or reradiation of radio waves, e.g. radar systems; Analogous systems using reflection or reradiation of waves whose nature or wavelength is irrelevant or unspecified
    • G01S13/88—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications
    • G01S13/89—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for mapping or imaging
    • G01S13/90—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for mapping or imaging using synthetic aperture techniques, e.g. synthetic aperture radar [SAR] techniques

Definitions

  • the present invention relates to a radar satellite that observes the surface of the earth from outer space, and a radar satellite system using the same.
  • a radar satellite acquires image information (radar image) as observation information by transmitting and receiving radar waves such as microwaves and millimeter waves to and from the earth surface. Therefore, it is possible to acquire image information even in situations where it is difficult to shoot with an optical satellite (situations such as nighttime and cloudy sky).
  • a synthetic aperture radar is known as a radar device provided in a radar satellite.
  • Synthetic aperture radar performs transmission and reception of radar waves many times toward the surface of the earth while the satellite is orbiting and synthesizes the received radar waves.
  • an apparently large antenna is realized by the movement of the satellite, so that it is possible to acquire image information with excellent resolution.
  • Patent Literature 1 discloses a remote detection satellite or a long-distance communication satellite using an interference synthetic aperture radar.
  • moving objects cannot be detected with the same resolution as when detecting the surface of the earth (observation objects that are stationary such as terrain), so moving objects cannot be used as observation objects.
  • the terrain or marine conditions, weather, or environment of a certain area on the earth's surface is an observation target, such an observation target area is an observation target that does not substantially move, so a large number of received waves are synthesized. This can increase the resolution.
  • an object that moves on or above the earth's surface such as a ship or an aircraft, moves while receiving a large number of received waves, so the resolution cannot be increased by synthesis. Therefore, it is difficult for a synthetic aperture radar to detect a moving object with sufficient resolution.
  • the present invention has been made to solve such problems, and it is possible to acquire more detailed information including moving objects when acquiring observation information from the earth surface from outer space. It is an object to provide a simple radar satellite and a radar satellite system using the same.
  • a radar satellite includes a radar unit configured by connecting a plurality of radar panels including a plurality of antennas and solar cells that transmit and receive radar waves into a single flat plate, A communication unit that communicates with the ground or spacecraft, wherein the radar unit is a radar panel array that is a plate-like structure constituted by a plurality of the radar panels, and a side frame that supports the radar panel. And a deployable truss structure configured to be foldable and unfoldable.
  • a flat, large radar unit is configured by supporting a radar panel array including a plurality of radar panels by a deployable truss structure that can be folded and deployed. Therefore, a large conformal array radar can be constructed in outer space by folding the radar panel array during launch and deploying the radar panel array in outer space. As a result, for example, a relatively small moving object can be an object to be observed. Therefore, an object that moves not only from outer space but also in the area including the sky (sky sea area) as well as the earth surface (the ground surface and the sea surface). It is possible to provide a radar satellite capable of acquiring more detailed observation information including.
  • the size of the radar unit can be adjusted by adjusting the number of radar panels constituting the radar panel array.
  • the radar part of the radar satellite is composed of a plurality of radar panels, and each radar panel has a plurality of antennas. Therefore, even if some antennas fail, the influence on the radar performance is suppressed or avoided. Can do. Further, since the radar unit is composed of a large number of radar panels, even if some of the radar panels break down, they can be replaced with supplies. Therefore, the redundancy of the radar satellite can be improved.
  • the radar unit is connected by a bendable node at one side of the plurality of radar panels supported by the side frame, and the radar panels are bent at the node so as to be in close contact with each other.
  • the radar panel unit folded so as to be deployed is a plurality of connected configurations, or the plurality of side frames constituting the deployed deployed truss structure are respectively connected to the radar.
  • the structure to which the panel was attached may be sufficient.
  • the radar satellite having the above-described configuration may include a thruster unit that performs trajectory correction and attitude control of the radar unit, and a radar control unit that performs operation control of the thruster unit and the radar unit.
  • the radar satellite having the above-described configuration may include a bus unit that is a counterweight of the radar unit, and a tether wire that connects the radar unit and the bus unit.
  • the radar panel includes a charger that charges the power generated by the solar battery, and a power controller that controls at least charging / discharging of the charger. May be.
  • the radar satellite having the above-described configuration may include a service unit that connects the deployed radar panel units to construct the radar unit and maintains the constructed radar unit.
  • the present invention includes a radar satellite having the above-described configuration, a ground communication device that communicates with the radar satellite, and a ground management device that manages the radar satellite via the ground communication device.
  • a radar satellite system is also included.
  • the radar satellite system having the above configuration may further include at least one of an aircraft, a ship, and a vehicle that can communicate with the radar satellite or the ground management device.
  • a radar satellite capable of acquiring more detailed information including moving objects and a radar satellite system using the same Can be provided.
  • FIG. 1 is a schematic perspective view showing a basic configuration example of a radar satellite according to Embodiment 1 of the present invention.
  • 2A is a schematic perspective view showing a configuration example of a main part of the radar unit of the radar satellite shown in FIG. 1
  • FIG. 2B is a view taken along line II in FIG. 2A. It is a fragmentary sectional view.
  • FIG. 2 is a schematic plan view illustrating a configuration example of a radar panel array and a radar panel unit of the radar unit illustrated in FIG. 1. It is a typical block diagram which shows an example of the control structure of the radar satellite shown in FIG. It is a typical block diagram which shows the structural example of the radar panel of the radar satellite shown in FIG. FIG.
  • FIG. 6 is a schematic block diagram illustrating a configuration example of a radar cell included in the radar panel illustrated in FIG. 5.
  • FIG. 5 is a schematic block diagram illustrating a configuration example of a radar thruster unit of the radar satellite illustrated in FIG. 4. It is a schematic diagram which shows an example of the observation of the earth surface using the radar satellite shown to FIG. 1 and FIG. It is a schematic diagram which shows the structural example of the radar satellite system which concerns on Embodiment 2 of this invention. It is a typical block diagram which shows the other structural example of the radar satellite system which concerns on Embodiment 2 of this invention.
  • the radar satellite 10 includes a radar unit 20, a bus unit 30, a tether wire 11, and the like.
  • the radar unit 20 includes a radar panel array 201 and a deployed truss structure 202.
  • the radar panel array 201 is a single plate-like structure composed of a plurality of radar panels 21 and is supported by a deployed truss structure 202.
  • the deployment truss structure 202 is a structure in which the side frames 204 that support the radar panel 21 are connected so as to be foldable and unfoldable. It is made of a pipe material (such as CFRP) and a hinge member (connection member).
  • the radar unit 20 is also provided with a radar thruster unit 40, a communication / control unit 50, a service unit 51, a replenisher 52, and the like.
  • the radar panel 21 is provided with a plurality of radar cells 22.
  • the radar cell 22 includes an antenna unit 26, a solar cell 241, a battery 242, and the like as shown in FIG. 2B (a partial cross-sectional view taken along the line II in FIG. 2A).
  • the antenna unit 26 includes a patch antenna 260, a transmission / reception unit 261, and the like.
  • the patch antenna 260 is provided on the back surface of the panel substrate 211 (the lower surface in FIG. 2B).
  • the solar cell 241 is provided on the surface of the panel substrate 211 (the upper surface in FIG. 2B).
  • the battery 242 and the transmission / reception unit 261 are provided between the solar cell 241 and the panel substrate 211, and the battery 242, the transmission / reception unit 261 and the patch antenna 260 are electrically connected by the panel wiring 212 provided on the back surface side.
  • the solar cell 241 is also connected to the battery 242 and the like by wiring not shown in FIG.
  • the patch antenna 260 is an antenna of the radar unit 20 that transmits and receives radar waves, and its specific configuration is not particularly limited, and may be a known configuration using a microstrip line. As the antenna of the radar unit 20, a known antenna other than the patch antenna 260 can also be used.
  • the solar cell 241 supplies power to the radar unit 20, the radar thruster unit 40, the communication / control unit 50, and the like.
  • the battery 242 is a charger that charges the electric power generated by the solar cell 241, and charging / discharging is controlled by a power supply controller (not shown) in FIG. Therefore, the radar power supply unit 24 is configured by the solar cell 241, the battery 242, and the power supply controller.
  • the specific structure of the solar cell 241 and the battery 242, and a power supply controller is not specifically limited, The thing of a well-known structure can be used suitably. Details of the radar cell 22 including the antenna unit 26 and the radar power supply unit 24 will be described later.
  • the radar panel array 201 is composed of a plurality of (72 in the present embodiment) radar panels 21, but as shown in FIG. Are connected to each other.
  • Each radar panel 21 is supported by a side frame 204.
  • the radar panel unit 203 has a configuration in which two radar panels 21 are connected in the vertical direction, but is not limited thereto. That is, the radar panel unit 203 connects one side of a plurality of radar panels 21 supported by the side frame 204 at a bendable node, and bends the radar panel 21 at this node so as to be in close contact with each other. It is possible to be configured so that it can be expanded from a folded state. Therefore, the radar panel unit 203 may be composed of three or more radar panels 21 or may be connected in the horizontal direction instead of the vertical direction.
  • the radar panel unit 203 is accommodated in a folded state in the panel container 53 shown in FIG. 3 before deployment.
  • the radar panel unit 203 sent out from the panel container 53 is developed by the deployment device 54 shown in FIG. 3, and is connected to the other radar panel unit 203 by the service unit 51 shown in FIGS.
  • a plate-like structure (radar panel array 201) in which a plurality of radar panels 21 are connected is constructed.
  • the deployed and connected radar panel array 201 is constituted by a deployed truss structure 202 in which a plurality of side frames 204 are coupled. Will be supported.
  • the service unit 51 not only constructs the radar panel array 201, that is, the radar unit 20, but also maintains the constructed radar unit 20.
  • the radar satellite 10 when the radar satellite 10 is launched, the plurality of radar panel units 203 are folded and accommodated in the panel container 53. After being transported to outer space, the radar panel unit 203 is sent out from the panel container 53 and deployed by the deployment device 54, and the radar panel unit 203 is connected by the service unit 51. Note that the number of radar panel units 203 that can be accommodated in one panel container 53 is limited. Therefore, if a plurality of panel containers 53 are connected to form a container set, a large number of radar panel units 203 can be transported to outer space. As a result, a large conformal array radar (radar unit 20) can be constructed in outer space.
  • the radar panel array 201 is composed of 72 radar panels 21 as shown in FIG. 42m x 36m) can be constructed in outer space.
  • the opening area is about 1,600 m 2 , so that the radar reflection cross section (RCS) can be greatly increased.
  • RCS radar reflection cross section
  • the radar unit 20 is not limited to a configuration in which a plurality of radar panel units 203 including side frames are connected as described above.
  • a configuration in which the radar panel 21 is attached to each of the plurality of side frame bodies 204 constituting the deployed truss structure 202 is also possible.
  • each radar panel 21 may be attached to each side frame 204 by the service unit 51 shown in FIG. 1 or FIG.
  • the radar unit 20 can fold and unfold a plurality of radar panel arrays 201 that are plate-like structures composed of a plurality of radar panels 21 and a plurality of side frame bodies 204 that support the radar panels 21. What is necessary is just the structure provided with the expansion
  • Specific configurations of the service unit 51, the panel container 53, and the deployment device 54 are not particularly limited.
  • the service unit 51 and the panel container 53 are (1) Japanese Patent Laid-Open Publication No.
  • the configurations disclosed in Japanese Patent No. 184812 and (2) Japanese Published Patent Publication No. 2014-184813 can be employed.
  • the configuration disclosed in (3) Japanese Published Patent Publication / JP2012-131458 can be adopted as the deployment device 54. .
  • the bus unit 30 is connected to the radar unit 20 by a tether wire 11.
  • the tether wire 11 extends from the mounting portion of the radar unit 20 toward the bus unit 30.
  • tether wires 11 extending from the attachment portion are combined and connected to the bus portion 30.
  • stretched from an attachment part may be one wire, and may be comprised with two or more wires.
  • the specific configuration of the tether wire 11 is not particularly limited, and a known wire material such as a stainless steel wire formed by a plurality of thin wires or a thin tape-like wire can be suitably used.
  • the bus unit 30 functions as a counterweight of the radar unit 20, and the panel container 53 can be used as the bus unit 30 as described in the published patent publications of (1) and (2) above.
  • a plurality of radar thrusters 40 are provided around the radar unit 20 and perform trajectory correction and attitude control of the radar unit 20.
  • two radar thruster units 40 are provided on each of two lateral sides of the four sides of the rectangular radar unit 20. In the state shown in FIG. 1, one radar thruster unit 40 on the front side in the drawing is hidden by the replenisher 52. Specific configurations of the bus unit 30 and the radar thruster unit 40 will be described later.
  • the communication / control unit 50 can communicate with each of the radar unit 20, the bus unit 30, the radar thruster unit 40, and the service unit 51 constituting the radar satellite 10, and is external to the radar satellite 10, that is, on the ground or others. It is configured to be able to communicate with other spacecraft.
  • the communication / control unit 50 controls the operation of the radar unit 20, the bus unit 30, the radar thruster unit 40, and the service unit 51.
  • the specific configuration of the communication / control unit 50 is not particularly limited, and examples thereof include known control devices and communication devices that can be used in the field of spacecraft. Operation control and communication by the communication / control unit 50 will be described later.
  • the replenisher 52 supplies chemical fuel to the radar thruster unit 40.
  • the radar thruster unit 40 operates by consuming this chemical fuel, and performs trajectory correction or attitude control of the radar unit 20.
  • the specific configuration of the replenishing machine 52 is not particularly limited, and a configuration known in the field of spacecraft can be suitably used.
  • the radar unit 20 includes a plurality of radar panels 21, and each radar panel 21 includes a plurality of radar cells 22.
  • each radar cell 22 includes a radar communication device 23, a radar power supply unit 24, a signal processor 25, an antenna unit 26, and the like.
  • the radar communicator 23 communicates with the communication / control unit 50 and is connected to the signal processor 25.
  • a plurality of antenna units 26 are connected to the signal processor 25.
  • the antenna unit 26 includes the patch antenna 260 and the transmission / reception unit 261.
  • the transmission / reception unit 261 includes a transmission amplifier 262, a reception amplifier 263, a transmission / reception switch 264, and the like as shown in FIG. It is configured.
  • the transmission amplifier 262 and the reception amplifier 263 are connected in parallel to the signal processor 25 and the transmission / reception switch 264.
  • the transmission / reception switch 264 is connected to the patch antenna 260 in addition to the transmission amplifier 262 and the reception amplifier 263. .
  • the patch antenna 260 transmits a radar wave (transmitted wave) toward the ground surface and receives a radar wave (received wave) reflected from the ground surface.
  • the signal processor 25 generates a transmission wave based on a transmission wave generation command input from the communication / control unit 50 via the radar communication device 23, and converts the reception wave into image generation information to convert the radar communication device. 23.
  • the image generation information is output to the communication / control unit 50 via the radar communicator 23 and transmitted to the ground or another spacecraft.
  • the transmission amplifier 262 amplifies the transmission wave generated by the signal processor 25 and sends it to the patch antenna 260 via the transmission / reception switch 264.
  • the reception amplifier 263 amplifies the reception wave received by the patch antenna 260 and sends it to the signal processor 25.
  • the transmission / reception switch 264 switches between transmission and reception of radar waves.
  • Specific configurations of the signal processor 25 and the transmission / reception unit 261 are not particularly limited, and configurations known in the field of radar devices can be suitably used.
  • the radar communicator 23 is not particularly limited as long as it can communicate with the communication / control unit 50 in outer space, and a known communication device that can be used in the spacecraft field is preferably used. Can do.
  • the electromagnetic wave used for communication is not particularly limited, and may be a known radio wave or optical communication using laser light or the like.
  • the configuration of the radar unit 20 described above is the same as the configuration of a general radar device, but the specific configuration of the radar unit 20 is not limited to this, and is a configuration of another known radar device. Can also be suitably used.
  • the radar cell 22 includes a radar power supply unit 24 (see FIG. 2B).
  • the radar power supply unit 24 includes the solar cell 241, the battery 242, and the power supply controller 243, and supplies power to the radar communication device 23, the signal processor 25, the antenna unit 26, and the like (see FIG. As will be described later, the radar thruster unit 40 and the communication / control unit 50 are also supplied with power.
  • the bus unit 30 includes a bus thruster 31, a bus thruster controller 32, a bus communicator 33, a bus power supply unit 34, and the like.
  • the bus thruster 31 performs trajectory correction or attitude control of the bus unit 30, and a well-known thruster for a spacecraft can be suitably used.
  • the bus thruster controller 32 controls the operation of the bus thruster 31.
  • the bus communicator 33 is connected to the bus thruster controller 32 and enables communication with the communication / control unit 50.
  • Specific configurations of the bus thruster controller 32 and the bus communication device 33 are not particularly limited, and a known control device or communication device that can be used in the field of spacecraft can be suitably used.
  • the bus power supply unit 34 supplies power to the bus thruster controller 32, the bus communicator 33, and the like (see the block arrow in FIG. 4), and includes a solar cell 341, a battery 342, a power controller 343, and the like. ing.
  • the basic configuration is the same as that of the radar power supply unit 24 provided in the radar cell 22, and a specific description thereof will be omitted.
  • the radar thruster section 40 includes a radar thruster 41, a radar thruster controller 42, a radar thruster communicator 43, and the like.
  • the radar thruster 41 performs trajectory correction or attitude control of the radar unit 20 by the operation control of the radar thruster controller 42.
  • the specific configuration of the radar thruster 41 is not particularly limited, and a well-known thruster for a spacecraft can be suitably used similarly to the bus thruster 31.
  • the radar thruster controller 42 controls the operation of the radar thruster 41.
  • the radar thruster communicator 43 is connected to the radar thruster controller 42 and enables communication with the communication / control unit 50.
  • Specific configurations of the radar thruster controller 42 and the radar thruster communicator 43 are not particularly limited, and known control devices or communication devices that can be used in the field of spacecrafts can be suitably used.
  • an operation control command from the communication / control unit 50 is input to the radar thruster controller 42 via the radar thruster communicator 43, the radar thruster 41 is operated based on the operation control command.
  • the radar panel 21 constituting the radar unit 20 includes the radar power supply unit 24. As shown by the block arrows in FIG. In addition, power is supplied to the radar thruster unit 40 and the communication / control unit 50.
  • the power supply path is not particularly limited, and the solar battery 241 or the battery 242 as the charger of the radar power supply unit 24 and the radar thruster unit 40 or the communication / control unit 50 may be electrically connected by a known method.
  • the communication / control unit 50 is configured to be able to communicate with the radar unit 20, the bus unit 30, the radar thruster unit 40, the service unit 51, and the like, and controls the operation thereof.
  • the communication / control unit 50 is configured to be communicable with the ground or another spacecraft, and the radar unit 20, the bus unit 30, the radar thruster unit 40, the service unit 51, and the like by control from the ground.
  • the operations of the radar unit 20, the bus unit 30, the radar thruster unit 40, the service unit 51, and the like can be controlled by a computer program or the like stored in advance in a storage unit (not shown).
  • the radar satellite 10 may have a configuration other than the radar unit 20, the bus unit 30, the radar thruster unit 40, and the service unit 51, and the communication / control unit 50 operates in other configurations. Can be controlled.
  • the radar satellite 10 includes the replenisher 52, but the communication / control unit 50 may be configured to control the operation of the replenisher 52. Further, the communication / control unit 50 may be configured to control the operation of another spacecraft capable of communication.
  • the radar satellite 10 Observation of the surface of the earth and the sky above it (acquisition of information from the sea area) by the radar satellite 10 having the above-described configuration will be described with reference to FIG. As shown by a one-dot chain line in FIG. 8, the radar satellite 10 orbits an orbit Os having an altitude of 5,000 km, for example. In FIG. 8, the radar satellite 10 is communicable with the ground by the communication / control unit 50 as indicated by a broken line bidirectional arrow C1.
  • the communication / control unit 50 outputs an operation command to transmit a radar wave to the radar unit 20 based on a computer program stored in advance or a command received from the ground.
  • the radar unit 20 is a conformal array radar including a large number of radar panels 21. Therefore, in the radar unit 20, a large number of patch antennas 260 provided on the back surface of the radar panel 21 are digitally controlled based on the operation command from the communication / control unit 50, and the phase of the transmitted radar wave (transmission wave) is controlled. Is done.
  • the transmission waves from a large number of patch antennas 260 are combined and irradiated with a combined transmission wave corresponding to the size of the radar unit 20 as shown by the shaded area in FIG.
  • Waves scan the earth's surface (and above).
  • Received waves reflected from the surface of the earth and the sky above are received by a number of patch antennas 260, converted into image information by the signal processor 25, and output to the communication / control unit 50.
  • the communication / control unit 50 transmits the obtained image information to the ground, and on the ground, generates image information (radar image) on the surface of the earth and the sky based on the received image information, and displays the information on a display device or the like. indicate.
  • the driving power of the radar unit 20 and the communication / control unit 50 is provided by the solar cell 241 provided in the radar unit 20.
  • the radar unit 20 includes a battery 242 as a charger, the radar unit 20 and the communication / control unit 50 are operated by the electric power from the battery 242 even when the radar satellite 10 enters the shadow of the earth.
  • the radar unit 20 and the communication / control unit 50 are operated by the electric power from the battery 242 even when the radar satellite 10 enters the shadow of the earth.
  • about 400 kW can be realized as the power generation capacity of all the solar cells 241.
  • the trajectory correction or attitude control of the radar unit 20 can be performed by a command transmitted from the ground.
  • the trajectory correction or attitude control of the bus unit 30 can be performed by the communication / control unit 50.
  • the power of the bus unit 30 is provided by the bus power supply unit 34 as shown in FIG.
  • the radar panel array 201 constituting the radar unit 20 is configured by a number of radar panels 21, and each radar panel 21 is provided with a number of radar cells 22.
  • each radar panel 21 is provided with a number of radar cells 22.
  • patch antennas 260 For example, in the case of the 40-m class radar unit 20 shown in FIG. 1, about 260,000 patch antennas 260 can be provided. Therefore, even if several to several tens of patch antennas 260 break down, the performance of the radar unit 20 is hardly affected, so that the redundancy of the radar satellite 10 can be improved.
  • each of the multiple radar panels 21 constituting the radar panel array 201 can be replaced by the service unit 51.
  • the service unit 51 is operated via the communication / control unit 50 under the control from the ground.
  • An arbitrary radar panel 21 can be replaced with a radar panel 21 as a supply item. Therefore, the maintenance of the radar unit 20 by the service unit 51 includes the replacement of the radar panel 21.
  • a larger radar unit 20 can be constructed by transporting and connecting more radar panel units 203 to outer space. Therefore, a single radar satellite 10 can observe a very wide range of the earth's surface and the sky above it. Further, as shown in FIG. 8, a radar satellite 10A that orbits the equator orbit and a radar satellite 10B that orbits the polar orbit are operated, and the radar satellite 10A, If it becomes possible to communicate with each other, it becomes possible to observe the entire surface of the earth and the sky above it (all the earth surface and sea surface of the earth and the whole sky sea area including the sky area above it).
  • the radar satellite 10 orbits in a medium orbit such as an altitude of 5,000 km or 10,000 km
  • the surface of the earth and the sky above it can be scanned by the radar unit 20 while crossing the sky in two to three hours, for example. . Therefore, it becomes possible to observe the surface of the earth and the sky above it at various angles, and higher observation ability (radar performance) can be realized.
  • the radar satellite 10 according to the present invention may have a configuration other than the radar unit 20, the bus unit 30, the radar thruster unit 40, and the service unit 51 as described above. Therefore, for example, a configuration other than realizing the function as the radar satellite 10, for example, a sensor or observation system using visible light or infrared light, other information collection devices, other communication devices, and the like may be provided. Accordingly, the radar satellite 10 according to the present invention can be used not only as a “radar satellite” but also as a “space large platform” having various observation functions.
  • the radar satellite 10 is configured as a single flat plate by connecting a plurality of radar panels 21 including a plurality of antennas (for example, patch antennas 260) that transmit and receive radar waves and the solar cells 241.
  • the radar unit 20 includes a communication unit that communicates with the ground or a spacecraft.
  • the radar unit 20 connects one side of a plurality of radar panels 21 with bendable nodes, and bends the radar panels 21 at the nodes.
  • the radar panel units 203 folded so as to be in close contact with each other may be connected to each other.
  • the communication unit is integrated with the control unit as the communication / control unit 50, but the communication unit and the control unit may be configured separately.
  • the flat radar unit 20 is configured by connecting the deployed radar panel unit 203. Therefore, a large conformal array radar can be constructed in outer space by folding a plurality of radar panel units 203 at the time of launch and deploying and connecting the radar panel unit 203 in outer space.
  • the radar satellite 10 capable of acquiring observation information on the surface of the earth and its sky from outer space without using a synthetic aperture radar.
  • the radar unit 20 can also observe the earth surface (the earth surface and the sea surface) or an object moving over the earth surface, more details of the earth surface and the sky above it (collectively the sky sea area) from outer space.
  • Information can be acquired.
  • various observation information can be acquired by processing the information obtained from the radar unit 20 by various information processing.
  • observation information other than the radar image can be obtained by providing an observation device other than the radar unit 20.
  • the size of the radar unit 20 can be adjusted by adjusting the number of connected radar panel units 203. Furthermore, since the radar unit 20 of the radar satellite 10 includes a plurality of radar panels 21 and each radar panel 21 includes a plurality of antennas, even if some antennas fail, the influence on the radar performance is suppressed. Or it can be avoided. Further, since the radar unit 30 includes a large number of radar panels 21, even if some of the radar panels 21 break down, they can be replaced with supplies. Therefore, the redundancy of the radar satellite 10 can be made excellent.
  • a radar satellite system 100A includes a radar satellite 10, a ground communication device 12, and a ground management device 13.
  • the radar satellite system 100A includes four radar satellites 10.
  • the number of radar satellites 10 is not limited to this, and may be less than four (any one to three). It may be 5 or more.
  • the ground communication device 12 is a known communication device that communicates with the radar satellite 10.
  • the radar satellite system 100A schematically shows two ground communication devices 12.
  • the ground management device 13 includes a satellite management unit 131 and a radar management unit 132, communicates with the radar satellite 10 via the ground communication device 12, and manages the radar satellite 10. Since the radar satellite 10 has a function as a “satellite” that is a spacecraft and a function as a “radar device” located in outer space, the function of the radar satellite 10 as a “satellite” is satellite management. The function as the “radar device” of the radar satellite 10 is managed and controlled by the radar management unit 132.
  • the specific configuration and management control method of the ground management device 13 are not particularly limited, and configurations and management control methods known in the field of spacecraft or ground radar devices can be used.
  • the radar satellite system according to the present invention may further include other configurations.
  • another radar satellite system 100B according to the present embodiment includes an aircraft 14, in addition to the radar satellite 10, the ground communication device 12, and the ground management device 13.
  • a ship 15, a vehicle 16, and a space machine 17 other than the radar satellite 10 are included.
  • the aircraft 14, the ship 15, and the vehicle 16 are configured to be able to communicate with the radar satellite 10, the ground management device 13 (the ground communication device 12), or both, and thereby various information obtained by observation of the air-sea region. Can be used to control the aircraft 14, the ship 15, and the vehicle 16.
  • the other spacecraft 17 is exemplified by a space station or other satellites, but may be configured to be able to communicate with these other spacecraft 17 and the radar satellite 10 or the ground management device 13 or both.
  • various information obtained by the radar satellite 10 can be used for space development.
  • radar communication communication by radar waves
  • radar communication it is also known that communication by radar waves (radar communication) is possible by adding a modulation signal to the radar waves for communication. Therefore, it is possible to communicate with the aircraft 14, the ship 15, the vehicle 16, and the other spacecraft 17 using the radar wave transmitted from the radar satellite 10. If communication is possible using the radar satellite 10, the radar satellite system 100B can be applied not only to general communication but also to emergency communication when an emergency such as a disaster occurs. .
  • the radar satellite system 100B is particularly effective for the control of the aircraft 14 or the ship 15 moving over a wide range on the earth.
  • the radar satellite 10 can be used effectively in the field of observing the air-sea region for the purpose of weather observation, disaster response, environmental monitoring, topographic measurement, etc., but, like the radar satellite system 100B, If the vehicle 14 or the vehicle 16 can be controlled from the outer space, it can be used for disaster monitoring, disaster recovery support, or the defense field. For example, when a disaster occurs in a certain area, it is possible to control the aircraft 14 or the vehicle 16 in the disaster occurrence area by the ground management device 13 via the radar satellite 10 while observing the area with the radar satellite 10. It becomes.
  • the present invention can be used widely and suitably in the field of observing not only the surface of the earth but also the sky above from the outer space by radar.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Electromagnetism (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

　本発明に係るレーダ衛星は、レーダ波を送受信する複数のアンテナおよび太陽電池（２４１）を備えるレーダパネル（２１）を複数連結して単一の平板状に構成されるレーダ部（２０）と、地上または宇宙機と通信を行う通信／制御部（５０）と、を備えている。レーダ部（２０）は、複数のレーダパネル（２１）により構成される板状構造体であるレーダパネルアレイ（２０１）と、レーダパネル（２１）を支持する側部枠体（２０４）を複数、折り畳みおよび展開可能に連結して構成される展開トラス構造物（２０２）と、を備えている。

Description

レーダ衛星およびこれを用いたレーダ衛星システム
　本発明は、宇宙空間から地球表面を観測するレーダ衛星と、これを用いたレーダ衛星システムとに関する。
　気象観測、災害対応、環境監視、地形計測等の目的で、宇宙空間から衛星により地球表面を観測し、地球表面の観測情報を取得することが行われている。このような衛星としては、光学機器を用いた光学衛星とレーダ装置を用いたレーダ衛星とが知られている。レーダ衛星では、地球表面に対してマイクロ波またはミリ波等のレーダ波を送受信することにより、観測情報としての画像情報（レーダ画像）を取得する。そのため、光学衛星では撮影が困難な状況（夜間および雲り空等の状況）であっても、画像情報の取得が可能となる。
　ここで、レーダ装置のアンテナと光学機器のレンズとが同サイズであると、レーダ装置の分解能は光学機器に比べて大幅に低くなる。それゆえ、レーダ装置が、光学機器と同程度の分解能を実現するためには、レーダ波を送受信するアンテナのサイズを非常に大きくする必要がある。しかしながら、宇宙空間で巨大な構造物を構築することは困難であるため、レーダ衛星が備えるレーダ装置としては、合成開口レーダ（ＳＡＲ）が知られている。
　合成開口レーダは、衛星が軌道を周回している間に、地球表面に向けてレーダ波の送受信を多数回実施し、受信したレーダ波を合成する。これにより、実際のアンテナが小さくても、衛星の移動によって見かけ上巨大なアンテナを実現することになるので、分解能に優れた画像情報を取得することができる。例えば、特許文献１には、干渉合成開口レーダを用いた、遠隔探知衛星または遠距離通信衛星が開示されている。
国際公開第ＷＯ９７／０３４８０１号パンフレット
　ただし、合成開口レーダを用いたレーダ衛星には、いくつかの問題点も知られている。前述したように、合成開口レーダでは、地球表面の広範囲に対してレーダ衛星からレーダ波を多数回送受信することにより画像情報を取得する。それゆえ、例えば、多数回の受信波それぞれに時間的なずれが生じるという問題点が挙げられる。この問題点に対処するためには、これら受信波を合成するためには、高性能のコンピュータを用いて、非常に大きな情報処理を実施する必要がある。また、合成開口レーダは地球表面の広範囲をレーダ波で走査するため、そもそも画像情報にノイズが入りやすい。しかも、画像情報の時間分解能がレーダ衛星の周回の周期に制約されるとともに、十分な分解能を得るためにレーダ衛星に対して高精度の航法が要求される。
　加えて、合成開口レーダでは、移動する物体を、地表（地形等のように静止している観測対象）を検知する場合と同程度の分解能で検知できないため、移動する物体を観測対象にできない。例えば、地球表面のある領域の地形または海洋状況、気象、もしくは環境等が観測対象であれば、このような観測対象領域は実質的に移動しない観測対象となるため多数回の受信波を合成することにより解像度を上げることができる。しかしながら、船舶または航空機のように地球表面またはその上空を移動する物体は、多数回の受信波を受信する間に移動してしまうため、合成により解像度を上げることができない。そのため、合成開口レーダでは、移動する物体を十分な分解能で検知することが困難となる。
　このように、従来のレーダ衛星では、観測対象領域の表面（地表面または海表面）あるいはその上空（空中領域）を移動する物体を観測することができない。そのため、地上または海上という広い領域を概観的かつ長期的に観測することは可能であっても、当該領域を空間的かつ短期的に観測することはできなかった。
　本発明はこのような課題を解決するためになされたものであって、宇宙空間から地球表面からの観測情報を取得する際に、移動する物体も含む、より詳細な情報を取得することが可能なレーダ衛星およびこれを用いたレーダ衛星システムを提供することを目的とする。
　本発明に係るレーダ衛星は、前記の課題を解決するために、レーダ波を送受信する複数のアンテナおよび太陽電池を備えるレーダパネルを複数連結して単一の平板状に構成されるレーダ部と、地上または宇宙機と通信を行う通信部と、を備え、前記レーダ部は、複数の前記レーダパネルにより構成される板状構造体であるレーダパネルアレイと、前記レーダパネルを支持する側部枠体を複数、折り畳みおよび展開可能に連結して構成される展開トラス構造物と、を備えている構成である。
　前記構成によれば、折り畳みおよび展開可能な展開トラス構造物により、複数のレーダパネルで構成されるレーダパネルアレイが支持されることにより平板状の大きなレーダ部が構成されている。それゆえ、打ち上げ時にはレーダパネルアレイを折り畳んでおき、宇宙空間でレーダパネルアレイを展開することにより、大型のコンフォーマルアレイレーダを宇宙空間で構築することが可能となる。これにより、例えば移動する相対的に小さな物体も観測対象とすることができるので、宇宙空間から地球表面（地表面および海表面）だけでなく、その上空を含む領域（空海領域）において移動する物体を含めたより詳細な観測情報を取得することが可能なレーダ衛星を提供することができる。
　しかも、レーダパネルアレイを構成するレーダパネルの数を調整することで、レーダ部の大きさも調整することができる。さらに、レーダ衛星のレーダ部が複数のレーダパネルにより構成され、各レーダパネルは複数のアンテナを備えているため、一部のアンテナが故障したとしても、レーダ性能への影響を抑制または回避することができる。また、レーダ部が多数のレーダパネルで構成されるため、一部のレーダパネルが故障しても補給品に交換することもできる。それゆえ、レーダ衛星の冗長性を優れたものとすることができる。
　前記構成のレーダ衛星においては、前記レーダ部は、前記側部枠体によって支持された複数の前記レーダパネルの一辺が屈曲可能な節点で連結され、当該節点でこれらレーダパネルが屈曲されて互いに密接されるように折り畳まれたレーダパネルユニットが展開されたものが、複数連結された構成であるか、または、展開された展開トラス構造物を構成する複数の前記側部枠体に、それぞれ前記レーダパネルが取り付けられた構成であってもよい。
　前記構成のレーダ衛星においては、前記レーダ部の軌道修正および姿勢制御を行うスラスタ部と、前記スラスタ部および前記レーダ部の作動制御を行うレーダ制御部と、を備える構成であってもよい。
　また、前記構成のレーダ衛星においては、前記レーダ部のカウンターウェイトであるバス部と、前記レーダ部および前記バス部を連結するテザーワイヤと、を備える構成であってもよい。
　また、前記構成のレーダ衛星においては、前記レーダパネルは、前記太陽電池で発電された電力を充電する充電器と、当該充電器の充放電を少なくとも制御する電源制御器と、を備える構成であってもよい。
　また、前記構成のレーダ衛星においては、展開された前記レーダパネルユニットを連結して前記レーダ部を構築するとともに、構築された当該レーダ部を維持するサービスユニットを備える構成であってもよい。
　さらに、本発明には、前記構成のレーダ衛星と、当該レーダ衛星との間で通信を行う地上通信装置と、当該地上通信装置を介して前記レーダ衛星の管理を行う地上管理装置と、を備えるレーダ衛星システムも含まれる。
　前記構成のレーダ衛星システムにおいては、さらに、前記レーダ衛星または前記地上管理装置との間で通信を可能とする航空機、船舶、および車両の少なくともいずれかを含む構成であってもよい。
　本発明では、以上の構成により、宇宙空間から地球表面の観測情報を取得する際に、移動する物体も含む、より詳細な情報を取得することが可能なレーダ衛星およびこれを用いたレーダ衛星システムを提供することができる、という効果を奏する。
本発明の実施の形態１に係るレーダ衛星の基本構成例を示す概略斜視図である。 図２（Ａ）は、図１に示すレーダ衛星のレーダ部の要部の構成例を示す概略斜視図であり、図２（Ｂ）は、図２（Ａ）のＩ－Ｉ線の矢視部分断面図である。 図１に示すレーダ部のレーダパネルアレイおよびレーダパネルユニットの構成例を示す概略平面図である。 図１に示すレーダ衛星の制御構成の一例を示す模式的ブロック図である。 図４に示すレーダ衛星のレーダパネルの構成例を示す模式的ブロック図である。 図５に示すレーダパネルが備えるレーダセルの構成例を示す模式的ブロック図である。 図４に示すレーダ衛星のレーダスラスタ部の構成例を示す模式的ブロック図である。 図１および図４に示すレーダ衛星を用いた地球表面の観測の一例を示す模式図である。 本発明の実施の形態２に係るレーダ衛星システムの構成例を示す模式図である。 本発明の実施の形態２に係るレーダ衛星システムの他の構成例を示す模式的ブロック図である。
　以下、本発明の好ましい実施の形態を、図面を参照しながら説明する。なお、以下では全ての図を通じて同一又は相当する要素には同一の参照符号を付して、その重複する説明を省略する。
　（実施の形態１）
　まず、本発明に係るレーダ衛星の基本構成の一例について、図１～図３を参照して具体的に説明する。
　［レーダ衛星の基本構成］
　図１に示すように、本実施の形態に係るレーダ衛星１０は、レーダ部２０、バス部３０、テザーワイヤ１１等を備えている。レーダ部２０は、レーダパネルアレイ２０１および展開トラス構造物２０２により構成されている。レーダパネルアレイ２０１は、複数のレーダパネル２１により構成される単一の板状構造体であり、展開トラス構造物２０２により支持されている。図２（Ａ）に部分的に示すように、展開トラス構造物２０２は、レーダパネル２１を支持する側部枠体２０４を折り畳みおよび展開可能に連結した構造物であり、例えば金属製または複合材料製（ＣＦＲＰ等）のパイプ材およびヒンジ部材（連結部材）等により構成されている。また、レーダ部２０には、レーダスラスタ部４０、通信／制御部５０、サービスユニット５１、補給機５２等も設けられている。
　図２（Ａ）に示すように、１枚のレーダパネル２１の長手方向を縦とし、その直交方向を横方向としたときに、図１に示す構成例では、レーダパネルアレイ２０１は、縦６枚および横１２枚の合計７２枚のレーダパネル２１により構成されている。図２（Ａ）に模式的に示すように、レーダパネル２１には、複数のレーダセル２２が設けられている。
　レーダセル２２は、図２（Ｂ）（図２（Ａ）のＩ－Ｉ線矢視方向の部分断面図）に示すように、アンテナユニット２６、太陽電池２４１、バッテリ２４２等を備えている。アンテナユニット２６は、パッチアンテナ２６０および送受信ユニット２６１等を備えており、パッチアンテナ２６０は、パネル基板２１１の裏面（図２（Ｂ）の下面）に設けられている。太陽電池２４１は、パネル基板２１１の表面（図２（Ｂ）の上面）に設けられている。また、バッテリ２４２および送受信ユニット２６１は、太陽電池２４１およびパネル基板２１１の間に設けられており、バッテリ２４２、送受信ユニット２６１およびパッチアンテナ２６０は、裏面側に設けられるパネル配線２１２により電気的に接続されている。太陽電池２４１も、図２（Ｂ）には図示しない配線によってバッテリ２４２等に接続されている。
　パッチアンテナ２６０は、レーダ波を送受信するレーダ部２０のアンテナであり、その具体的な構成は特に限定されず、マイクロストリップラインを用いた公知の構成であればよい。また、レーダ部２０のアンテナとしては、パッチアンテナ２６０以外の公知のアンテナを用いることもできる。
　太陽電池２４１は、レーダ部２０、レーダスラスタ部４０、および通信／制御部５０等に電力を供給する。バッテリ２４２は、太陽電池２４１で発電された電力を充電する充電器であり、図２（Ｂ）には図示しない電源制御器により充放電が制御される。したがって、太陽電池２４１、バッテリ２４２および電源制御器によってレーダ電力供給部２４が構成される。なお、太陽電池２４１およびバッテリ２４２、並びに、電源制御器の具体的な構成は特に限定されず、公知の構成のものを好適に用いることができる。また、アンテナユニット２６およびレーダ電力供給部２４を含むレーダセル２２の詳細については後述する。
　図１および図３に示すように、レーダパネルアレイ２０１は複数（本実施の形態では７２枚）のレーダパネル２１により構成されるが、図３に示すように、レーダパネル２１は、予め複数枚が連結されたレーダパネルユニット２０３を構成している。個々のレーダパネル２１は側部枠体２０４で支持されている。図３に示す例では、レーダパネルユニット２０３は、２枚のレーダパネル２１を縦方向に連結した構成となっているが、これに限定されない。すなわち、レーダパネルユニット２０３は、側部枠体２０４によって支持された複数のレーダパネル２１の一辺を屈曲可能な節点で連結し、この節点でこれらレーダパネル２１を屈曲させて互いに密接するように折り畳むことが可能であり、かつ、折り畳んだ状態から展開可能に構成されていればよい。したがって、レーダパネルユニット２０３は、３枚以上のレーダパネル２１で構成されてもよいし、縦方向ではなく横方向に連結されてもよい。
　レーダパネルユニット２０３は、展開前には図３に示すパネルコンテナ５３に折り畳んだ状態で収容されている。そして、パネルコンテナ５３から送り出されたレーダパネルユニット２０３は図３に示す展開装置５４によって展開され、図１および図３に示すサービスユニット５１によって他のレーダパネルユニット２０３に連結される。これにより、複数のレーダパネル２１が連結された板状の構造体（レーダパネルアレイ２０１）が構築される。このとき、個々のレーダパネル２１は、それぞれ側部枠体で支持されているので、展開して連結されたレーダパネルアレイ２０１は、複数の側部枠体２０４を連結した展開トラス構造物２０２によって支持されることになる。なお、サービスユニット５１は、レーダパネルアレイ２０１すなわちレーダ部２０を構築するだけでなく、構築されたレーダ部２０の維持も行う。
　したがって、レーダ衛星１０の打ち上げ時には、複数のレーダパネルユニット２０３を折り畳んでパネルコンテナ５３に収容しておく。宇宙空間に搬送された後には、パネルコンテナ５３からレーダパネルユニット２０３を送り出して展開装置５４により展開して、サービスユニット５１でレーダパネルユニット２０３を連結する。なお、１個のパネルコンテナ５３に収容できるレーダパネルユニット２０３の数は限定される。そこで、複数のパネルコンテナ５３を連ねてコンテナセットを構成すれば、多数のレーダパネルユニット２０３を宇宙空間に搬送することができる。これにより、大型のコンフォーマルアレイレーダ（レーダ部２０）を宇宙空間で構築することができる。
　例えば、１枚のレーダパネル２１が縦７ｍ×横３ｍのサイズであれば、レーダパネルアレイ２０１が図１に示すように７２枚のレーダパネル２１で構成されれば、４０ｍ級のレーダ部２０（縦４２ｍ×横３６ｍ）を宇宙空間で構築することができる。４０ｍ級のレーダ部２０であれば、その開口面積が約１，６００ｍ2 となるので、そのレーダ反射断面積（ＲＣＳ）を非常に大きくすることができる。これにより、例えば、地球表面の上空を移動する小型の航空機等も観測対象として検知することが可能になるので、地表面または海表面（地球表面）だけでなく、その上空も観測することが可能となる。その結果、空海領域（地球表面およびその上空等）からより詳細なレーダ画像（観測情報）を取得することができるので、レーダ性能は格段に向上することになる。
　なお、本発明に係るレーダ衛星１０においては、レーダ部２０は、前述したように、側部枠体を含むレーダパネルユニット２０３を展開したものを複数連結する構成に限定されない。例えば、展開された展開トラス構造物２０２を構成する複数の側部枠体２０４に、それぞれレーダパネル２１が取り付けられた構成であってもよい。この場合、各レーダパネル２１は、図１または図３に示すサービスユニット５１により、個々の側部枠体２０４に対して取り付けられればよい。
　つまり、本発明におけるレーダ部２０は、複数のレーダパネル２１により構成される板状構造体であるレーダパネルアレイ２０１と、レーダパネル２１を支持する側部枠体２０４を複数、折り畳みおよび展開可能に連結して構成される展開トラス構造物２０２と、を備えている構成であればよい。
　サービスユニット５１、パネルコンテナ５３、および展開装置５４の具体的な構成は特に限定されないが、本発明では、サービスユニット５１およびパネルコンテナ５３としては、（１）日本国公開特許公報・特開２０１４－１８４８１２号公報および（２）日本国公開特許公報・特開２０１４－１８４８１３号公報に開示される構成を採用することができる。また、展開装置５４として、上記（１）および（２）の公開特許公報に加えて、（３）日本国公開特許公報・特開２０１２－１３１４５８号公報に開示される構成を採用することができる。このように、宇宙空間において複数のパネルを大型の板状構造体に構築する技術は、上記（１）～（３）の公開特許公報に記載されているので、これら公開特許公報の内容は、本明細書で参照することにより本明細書の記載の一部とする。
　バス部３０は、テザーワイヤ１１によりレーダ部２０に連結されている。テザーワイヤ１１は、レーダ部２０の取付け部分からそれぞれバス部３０に向かって延伸している。図１に示す構成では、取付け部分から延伸するテザーワイヤ１１が一つにまとまってバス部３０に連結している。なお、取付け部分から延伸するテザーワイヤ１１は、１本のワイヤであってもよいし２本以上のワイヤで構成されてもよい。また、テザーワイヤ１１の具体的な構成は特に限定されず、複数の細いワイヤによって形成されたステンレスワイヤ、あるいは、薄いテープ状のワイヤ等のように公知のワイヤ材料を好適に用いることができる。
　バス部３０は、レーダ部２０のカウンターウェイトとして機能し、前記（１）および（２）の公開特許公報に記載されているように、パネルコンテナ５３をバス部３０として利用することができる。レーダスラスタ部４０は、レーダ部２０の周囲に複数設けられ、レーダ部２０の軌道修正および姿勢制御を行う。本実施の形態では、図１に示すように、矩形状のレーダ部２０の四辺のうち横方向の二辺に、それぞれ２機ずつレーダスラスタ部４０が設けられている。なお、図１に示す状態では、図中手前の辺における１機のレーダスラスタ部４０が補給機５２により隠れた状態となっている。また、バス部３０およびレーダスラスタ部４０の具体的な構成については後述する。
　通信／制御部５０は、レーダ衛星１０を構成するレーダ部２０、バス部３０、レーダスラスタ部４０およびサービスユニット５１のそれぞれと通信可能であるとともに、レーダ衛星１０から見て外部、すなわち地上または他の宇宙機等と通信可能に構成されている。また、通信／制御部５０は、レーダ部２０、バス部３０、レーダスラスタ部４０およびサービスユニット５１の作動を制御する。通信／制御部５０の具体的な構成は特に限定されず、宇宙機の分野で使用可能な公知の制御機器および通信装置等を挙げることができる。通信／制御部５０による作動制御および通信については後述する。
　補給機５２は、レーダスラスタ部４０に対して化学燃料を供給する。レーダスラスタ部４０は、この化学燃料を消費して作動し、レーダ部２０の軌道修正または姿勢制御を行う。補給機５２の具体的な構成は特に限定されず、宇宙機の分野で公知の構成を好適に用いることができる。
　［レーダ衛星の制御構成］
　次に、レーダ衛星１０の制御構成について、図１～図３に加えて図４～図７を参照して具体的に説明する。
　前述した通り、図２（Ａ）および図４に示すように、レーダ部２０は、複数のレーダパネル２１を備えており、各レーダパネル２１は複数のレーダセル２２を備えている。各レーダセル２２は、図５に示すように、レーダ通信器２３、レーダ電力供給部２４、信号処理器２５、およびアンテナユニット２６等を備えている。レーダ通信器２３は、通信／制御部５０との間で通信を行うものであり、信号処理器２５に接続されている。信号処理器２５には複数のアンテナユニット２６が接続されている。
　アンテナユニット２６は、前述した通り、パッチアンテナ２６０および送受信ユニット２６１により構成されているが、送受信ユニット２６１は、図６に示すように、送信増幅器２６２、受信増幅器２６３、および送受信切替器２６４等により構成されている。送信増幅器２６２および受信増幅器２６３は並列して信号処理器２５および送受信切替器２６４に接続されており、送受信切替器２６４は、送信増幅器２６２および受信増幅器２６３に加えてパッチアンテナ２６０に接続されている。
　パッチアンテナ２６０からは地表に向けてレーダ波（送信波）が送信されるとともに、地表で反射されたレーダ波（受信波）を受信する。信号処理器２５は、レーダ通信器２３を介して通信／制御部５０から入力される送信波発生指令に基づいて送信波を生成するとともに、受信波を画像生成用情報に変換してレーダ通信器２３に送出する。画像生成用情報は、レーダ通信器２３を介して通信／制御部５０に出力され、地上または他の宇宙機に送信される。送信増幅器２６２は、信号処理器２５で生成された送信波を増幅して送受信切替器２６４を介してパッチアンテナ２６０に送出する。受信増幅器２６３は、パッチアンテナ２６０で受信した受信波を増幅して信号処理器２５に送出する。送受信切替器２６４はレーダ波の送信および受信を切り替える。
　信号処理器２５および送受信ユニット２６１（送信増幅器２６２、受信増幅器２６３、および送受信切替器２６４等）の具体的な構成は特に限定されず、レーダ装置の分野で公知の構成を好適に用いることができる。また、レーダ通信器２３は、宇宙空間において通信／制御部５０との間で通信可能な構成であれば特に限定されず、宇宙機の分野で使用可能な公知の通信装置等を好適に用いることができる。また、通信に用いられる電磁波も特に限定されず、公知の電波であってもよいしレーザ光等を用いた光通信であってもよい。
　なお、前述したレーダ部２０の構成は、一般的なレーダ装置の構成と同様であるが、レーダ部２０の具体的な構成はこれに限定されず、公知の他のレーダ装置の構成であっても好適に用いることができる。
　また、図５に示すように、レーダセル２２はレーダ電力供給部２４を備えている（図２（Ｂ）参照）。レーダ電力供給部２４は、前述した通り、太陽電池２４１、バッテリ２４２、および電源制御器２４３を備えており、レーダ通信器２３、信号処理器２５、アンテナユニット２６等に電力を供給するとともに（図５におけるブロック矢印参照）、後述するように、レーダスラスタ部４０および通信／制御部５０にも電力を供給する。
　バス部３０は、図４に示すように、バススラスタ３１、バススラスタ制御器３２、バス通信器３３、およびバス電力供給部３４等を備えている。バススラスタ３１は、バス部３０の軌道修正または姿勢制御を行うものであり、宇宙機のスラスタとして公知のものを好適に用いることができる。
　バススラスタ制御器３２は、バススラスタ３１の作動制御を行うものである。バス通信器３３は、バススラスタ制御器３２に接続されるとともに、通信／制御部５０との間で通信を可能とするものである。バススラスタ制御器３２およびバス通信器３３の具体的な構成は特に限定されず、宇宙機の分野で使用可能な公知の制御機器または通信装置等を好適に用いることができる。通信／制御部５０からの作動制御指令がバス通信器３３を介してバススラスタ制御器３２に入力されると、この作動制御指令に基づいてバススラスタ３１が作動する。
　バス電力供給部３４は、バススラスタ制御器３２、バス通信器３３等に電力を供給するものであり（図４のブロック矢印参照）、太陽電池３４１、バッテリ３４２、および電源制御器３４３等を備えている。その基本的な構成は、レーダセル２２が備えるレーダ電力供給部２４と同様であるので、具体的な説明は省略する。
　レーダスラスタ部４０は、図７に示すように、レーダスラスタ４１、レーダスラスタ制御器４２、およびレーダスラスタ通信器４３等を備えている。レーダスラスタ４１は、レーダスラスタ制御器４２の作動制御により、レーダ部２０の軌道修正または姿勢制御を行う。レーダスラスタ４１の具体的な構成は特に限定されず、バススラスタ３１と同様に、宇宙機のスラスタとして公知のものを好適に用いることができる。
　レーダスラスタ制御器４２は、レーダスラスタ４１の作動制御を行うものである。レーダスラスタ通信器４３は、レーダスラスタ制御器４２に接続されるとともに、通信／制御部５０との間で通信を可能とするものである。レーダスラスタ制御器４２およびレーダスラスタ通信器４３の具体的な構成は特に限定されず、宇宙機の分野で使用可能な公知の制御機器または通信装置等を好適に用いることができる。通信／制御部５０からの作動制御指令がレーダスラスタ通信器４３を介してレーダスラスタ制御器４２に入力されると、この作動制御指令に基づいてレーダスラスタ４１が作動する。
　前述したようにレーダ部２０を構成するレーダパネル２１には、レーダ電力供給部２４を備えているが、図７のブロック矢印に示すように、このレーダ電力供給部２４は、レーダ部２０に対してだけでなく、レーダスラスタ部４０および通信／制御部５０に対しても電力を供給する。電力供給経路は特に限定されず、公知の手法でレーダ電力供給部２４の太陽電池２４１または充電器であるバッテリ２４２と、レーダスラスタ部４０または通信／制御部５０を電気的に接続すればよい。
　通信／制御部５０は、図４に示すように、レーダ部２０、バス部３０、レーダスラスタ部４０およびサービスユニット５１等と通信可能に構成され、これらの作動を制御する。前述したように、通信／制御部５０は、地上または他の宇宙機等と通信可能に構成されており、地上からの制御によりレーダ部２０、バス部３０、レーダスラスタ部４０およびサービスユニット５１等の作動を制御することができるとともに、予め図示しない記憶部に記憶されているコンピュータプログラム等によりレーダ部２０、バス部３０、レーダスラスタ部４０およびサービスユニット５１等の作動を制御することができる。
　なお、本発明に係るレーダ衛星１０は、レーダ部２０、バス部３０、レーダスラスタ部４０およびサービスユニット５１以外の構成を備えていてもよく、通信／制御部５０は、これら以外の構成の作動を制御することができる。例えば、図１に示す例では、レーダ衛星１０は補給機５２を備えているが、通信／制御部５０は、この補給機５２の作動を制御するように構成されてもよい。さらに、通信／制御部５０は、通信可能な他の宇宙機の作動を制御するように構成されてもよい。
　［レーダ衛星による観測］
　前記構成のレーダ衛星１０による地球表面およびその上空の観測（空海領域からの情報の取得）について、図８を参照して説明する。図８において一点鎖線で示すように、レーダ衛星１０は、例えば高度５，０００ｋｍの軌道Ｏｓを周回している。図８において破線の双方向矢印Ｃ１で示すように、レーダ衛星１０は、通信／制御部５０により地上と通信可能となっている。
　通信／制御部５０は、予め記憶されているコンピュータプログラムまたは地上から受信した指令に基づき、レーダ部２０に対してレーダ波を送信するように作動指令を出力する。レーダ部２０は、多数のレーダパネル２１により構成されるコンフォーマルアレイレーダである。そのため、レーダ部２０では、通信／制御部５０からの作動指令に基づき、レーダパネル２１の裏面に設けられる多数のパッチアンテナ２６０がデジタル制御され、送信されるレーダ波（送信波）の位相が制御される。
　これにより、多数のパッチアンテナ２６０からの送信波が合成されて、図８で網掛けの領域で示すように、レーダ部２０の大きさに応じた合成送信波が照射されるので、この合成送信波により地球表面（およびその上空）が走査される。地球表面およびその上空から反射された受信波は、多数のパッチアンテナ２６０で受信され、信号処理器２５で画像用情報に変換処理されて通信／制御部５０に出力される。通信／制御部５０は、得られた画像用情報を地上に送信し、地上では、受信した画像用情報に基づいて地球表面およびその上空の画像情報（レーダ画像）を生成し、表示装置等に表示する。
　ここで、レーダ部２０および通信／制御部５０の駆動電力は、レーダ部２０が備える太陽電池２４１により賄われる。また、レーダ部２０には、充電器であるバッテリ２４２を備えているので、レーダ衛星１０が地球の影に入った場合でも、バッテリ２４２からの電力によりレーダ部２０および通信／制御部５０を作動させることができる。例えば、図１に示すような４０ｍ級のレーダ部２０であれば、全ての太陽電池２４１の発電能力として約４００ｋＷが実現可能であるので、レーダ衛星１０に必要な電力はレーダ部２０により十分に確保することができる。
　また、レーダスラスタ部４０の作動も通信／制御部５０により制御することができるので、地上から送信される指令により、レーダ部２０の軌道修正または姿勢制御を行うことができる。同様に、バス部３０についても、通信／制御部５０により軌道修正または姿勢制御が可能となる。なお、バス部３０の電力については、図４に示すように、バス電力供給部３４により賄われる。
　特に、本発明に係るレーダ衛星１０では、レーダ部２０を構成するレーダパネルアレイ２０１が多数のレーダパネル２１により構成され、個々のレーダパネル２１には多数のレーダセル２２が設けられ、各レーダセル２２には、数万～数百万個のパッチアンテナ２６０が設けられる。例えば、図１に示す４０ｍ級のレーダ部２０であれば、約２６万個程度のパッチアンテナ２６０を備えることができる。それゆえ、数個～数十個のパッチアンテナ２６０が故障したとしても、レーダ部２０の性能にほとんど影響を及ぼすことがないため、レーダ衛星１０の冗長性を優れたものとすることができる。
　また、本発明に係るレーダ衛星１０では、レーダパネルアレイ２０１（レーダ部２０）を構成する多数のレーダパネル２１のそれぞれを、サービスユニット５１により交換することができる。例えば、任意のレーダパネル２１において複数のパッチアンテナ２６０が故障した場合、地上から補給品のレーダパネル２１を輸送し、地上からの制御により通信／制御部５０を介してサービスユニット５１を作動させ、任意のレーダパネル２１を補給品のレーダパネル２１に交換することができる。したがって、サービスユニット５１によるレーダ部２０の維持には、レーダパネル２１の交換も含まれる。
　さらに、前述したように、より多くのレーダパネルユニット２０３を宇宙空間に搬送して連結することで、より大型のレーダ部２０を構築することができる。それゆえ、１機のレーダ衛星１０により非常に広範囲の地球表面およびその上空を観測することが可能となる。さらに、図８に示すように、赤道軌道を周回するレーダ衛星１０Ａと、極軌道を周回するレーダ衛星１０Ｂとを運用し、図８において破線の双方向矢印Ｃ２として示すように、レーダ衛星１０Ａ，１０Ｂとが相互に通信可能となれば、地球の全表面およびその上空（地球の全ての地表面および海表面、並びにその上空領域を含む全空海領域）を観測することも可能となる。また、例えば高度５，０００ｋｍあるいは１０，０００ｋｍ等の中軌道でレーダ衛星１０を周回させた場合、例えば２～３時間で天空を横切りながら地球表面およびその上空をレーダ部２０により走査することができる。そのため、さまざまな角度で地球表面およびその上空を観測することが可能となり、より高い観測能力（レーダ性能）を実現することができる。
　さらに、本発明に係るレーダ衛星１０は、前述したように、レーダ部２０、バス部３０、レーダスラスタ部４０およびサービスユニット５１以外の構成を備えていてもよい。それゆえ、例えば、レーダ衛星１０としての機能を実現する以外の構成、例えば、可視光または赤外線等を用いたセンサもしくは観測システム、その他の情報収集装置、その他の通信機器等を備えてもよい。これにより、本発明に係るレーダ衛星１０は、「レーダ衛星」としてだけでなく、さまざまな観測機能を有する「宇宙大型プラットフォーム」として用いることができる。
　このように、本発明に係るレーダ衛星１０は、レーダ波を送受信する複数のアンテナ（例えばパッチアンテナ２６０）および太陽電池２４１を備えるレーダパネル２１を複数連結して単一の平板状に構成されるレーダ部２０と、地上または宇宙機と通信を行う通信部と、を備え、レーダ部２０は、複数のレーダパネル２１の一辺を屈曲可能な節点で連結し、当該節点でこれらレーダパネル２１を屈曲させて互いに密接するように折り畳んだレーダパネルユニット２０３を展開したものを複数連結することにより構成されていればよい。なお、本実施の形態では、通信部は、通信／制御部５０として制御部と一体化しているが、通信部と制御部とが別体に構成されてもよい。
　このような構成によれば、展開されたレーダパネルユニット２０３を連結することにより平板状の大きなレーダ部２０が構成されている。それゆえ、打ち上げ時には複数のレーダパネルユニット２０３を折り畳んでおき、宇宙空間でレーダパネルユニット２０３を展開して連結することにより、大型のコンフォーマルアレイレーダを宇宙空間で構築することが可能となる。
　これにより、合成開口レーダを用いることなく、宇宙空間から地球表面およびその上空の観測情報を取得することが可能なレーダ衛星１０を提供することができる。特に、レーダ部２０は、地球表面（地表面および海表面）またはその上空を移動する物体も観測対象とすることができるので、宇宙空間から地球表面およびその上空（まとめて空海領域）のより詳細な情報を取得することができる。また、レーダ部２０から得られた情報を種々の情報処理で加工することにより、さまざまな観測情報を取得することができる。さらに、レーダ部２０以外の観測機器を備えることで、レーダ画像以外の観測情報も得ることができる。
　しかも、レーダパネルユニット２０３の連結数を調整することで、レーダ部２０の大きさも調整することができる。さらに、レーダ衛星１０のレーダ部２０が複数のレーダパネル２１により構成され、各レーダパネル２１は複数のアンテナを備えているため、一部のアンテナが故障したとしても、レーダ性能への影響を抑制または回避することができる。また、レーダ部３０が多数のレーダパネル２１で構成されるため、一部のレーダパネル２１が故障しても補給品に交換することもできる。それゆえ、レーダ衛星１０の冗長性を優れたものとすることができる。
　（実施の形態２）
　次に、前述したレーダ衛星１０を含む本発明に係るレーダ衛星システムの代表的な一例について、図９および図１０を参照して具体的に説明する。
　図９に示すように、本実施の形態に係るレーダ衛星システム１００Ａは、レーダ衛星１０、地上通信装置１２、および地上管理装置１３を備えている。図９に示す例では、レーダ衛星システム１００Ａは４機のレーダ衛星１０を含むが、レーダ衛星１０の数はこれに限定されず、４機未満（１～３機のいずれか）であってもよいし、５機以上であってもよい。
　地上通信装置１２は、レーダ衛星１０との間で通信を行う公知の通信装置であり、図９に示す例では、レーダ衛星システム１００Ａは模式的に２機の地上通信装置１２を図示しているが、実際には多数の地上通信装置１２を構成されている。地上管理装置１３は、衛星管理部１３１およびレーダ管理部１３２を備えており、地上通信装置１２を介してレーダ衛星１０と通信を行い、レーダ衛星１０の管理を行う。レーダ衛星１０は、宇宙機である「衛星」としての機能と、宇宙空間に所在する「レーダ装置」としての機能とを有しているので、レーダ衛星１０の「衛星」としての機能は衛星管理部１３１により管理制御され、レーダ衛星１０の「レーダ装置」としての機能はレーダ管理部１３２により管理制御される。
　なお、地上管理装置１３の具体的な構成および管理制御方法については特に限定されず、宇宙機または地上レーダ装置の分野で公知の構成および管理制御方法を用いることができる。
　また、本発明に係るレーダ衛星システムは、さらに他の構成を含んでもよい。例えば、図１０に模式的なブロック図として示すように、本実施の形態に係る他のレーダ衛星システム１００Ｂは、レーダ衛星１０、地上通信装置１２、および地上管理装置１３に加えて、航空機１４、船舶１５、および車両１６、並びに、レーダ衛星１０以外の他の宇宙機１７を含んでいる。例えば、航空機１４、船舶１５および車両１６が、レーダ衛星１０または地上管理装置１３（地上通信装置１２）、もしくはその両方と通信可能に構成されることで、空海領域の観測により得られた各種情報を、航空機１４、船舶１５、および車両１６の管制に利用することができる。
　また、他の宇宙機１７としては、宇宙ステーションあるいは他の衛星等が例示されるが、これら他の宇宙機１７と、レーダ衛星１０または地上管理装置１３もしくはその両方と通信可能に構成されていれば、レーダ衛星１０により得られた各種情報を宇宙開発にも活用することができる。
　ここで、レーダ波に対して通信用に変調信号を加えることで、レーダ波による通信（レーダ通信）が可能であることも知られている。それゆえ、レーダ衛星１０から送信されるレーダ波を利用して、航空機１４、船舶１５、車両１６および他の宇宙機１７との間で通信を行うことも可能となる。レーダ衛星１０を用いて通信が可能となれば、レーダ衛星システム１００Ｂは、一般通信に適用することができるだけでなく、災害等の非常事態が発生したときの非常時通信にも活用することができる。
　また、前述した通り、図８に示すように、赤道軌道を周回するレーダ衛星１０Ａと極軌道を周回するレーダ衛星１０Ｂとを運用することで、地球の全表面を観測することが可能となる。そのため、本発明に係るレーダ衛星システム１００Ｂは、特に、地球上の広範囲を移動する航空機１４または船舶１５の管制に有効である。
　さらに、本発明に係るレーダ衛星１０は、気象観測、災害対応、環境監視、地形計測等の目的で空海領域を観測する分野に有効に用いることができるが、レーダ衛星システム１００Ｂのように、航空機１４または車両１６を宇宙空間から管制できれば、災害監視、災害の復興支援、あるいは防衛分野にも活用することができる。例えば、ある地域で災害が発生した場合に、当該地域をレーダ衛星１０で観測しつつ、レーダ衛星１０を介して地上管理装置１３により災害発生地域における航空機１４または車両１６の管制を行うことが可能となる。
　なお、本発明は前記実施の形態の記載に限定されるものではなく、特許請求の範囲に示した範囲内で種々の変更が可能であり、異なる実施の形態や複数の変形例にそれぞれ開示された技術的手段を適宜組み合わせて得られる実施の形態についても本発明の技術的範囲に含まれる。
　本発明は、宇宙空間からレーダにより地球表面だけでなくその上空も観測する分野に広く好適に用いることができる。
１０，１０Ａ，１０Ｂ　　レーダ衛星
１１　　テザーワイヤ
１２　　地上通信装置
１３　　地上管理装置
１４　　航空機
１５　　船舶
１６　　車両
２０　　レーダ部
２１　　レーダパネル
２２　　レーダセル
２３　　レーダ通信器
２４　　レーダ電力供給部
２５　　信号処理器
２６　　アンテナユニット
３０　　バス部
３１　　バススラスタ
３２　　バススラスタ制御器
３３　　バス通信器
３４　　バス電力供給部
４０　　レーダスラスタ部
４１　　レーダスラスタ
４２　　レーダスラスタ制御器
４３　　レーダスラスタ通信器
５０　　通信／制御部（通信部）
５１　　サービスユニット
１００Ａ，１００Ｂ　　レーダ衛星システム
２０１　　レーダパネルアレイ
２０２　　展開トラス構造物
２０３　　レーダパネルユニット
２０４　　側部枠体
２４１，３４１　　太陽電池
２４２，３４２　　バッテリ
２４３，３４３　　電源制御器
２６０　　パッチアンテナ（アンテナ）
２６１　　送受信ユニット

Claims (8)

  1. 　レーダ波を送受信する複数のアンテナおよび太陽電池を備えるレーダパネルを複数連結して単一の平板状に構成されるレーダ部と、
    　地上または宇宙機と通信を行う通信部と、を備え、
    　前記レーダ部は、
    　複数の前記レーダパネルにより構成される板状構造体であるレーダパネルアレイと、
    　前記レーダパネルを支持する側部枠体を複数、折り畳みおよび展開可能に連結して構成される展開トラス構造物と、
    を備えていることを特徴とする、
    レーダ衛星。
  2. 　前記レーダ部は、
    　前記側部枠体によって支持された複数の前記レーダパネルの一辺が屈曲可能な節点で連結され、当該節点でこれらレーダパネルが屈曲されて互いに密接されるように折り畳まれたレーダパネルユニットが展開されたものが、複数連結された構成であるか、または、
    　展開された展開トラス構造物を構成する複数の前記側部枠体に、それぞれ前記レーダパネルが取り付けられた構成であることを特徴とする、
    請求項１に記載のレーダ衛星。
  3. 　前記レーダ部の軌道修正および姿勢制御を行うスラスタ部と、
    　前記スラスタ部および前記レーダ部の作動制御を行うレーダ制御部と、
    を備えることを特徴とする、
    請求項１または２に記載のレーダ衛星。
  4. 　前記レーダ部のカウンターウェイトであるバス部と、
    　前記レーダ部および前記バス部を連結するテザーワイヤと、
    を備えていることを特徴とする、
    請求項１から３のいずれか１項に記載のレーダ衛星。
  5. 　前記レーダパネルは、前記太陽電池で発電された電力を充電する充電器と、当該充電器の充放電を少なくとも制御する電源制御器と、を備えていることを特徴とする、
    請求項１から４のいずれか１項に記載のレーダ衛星。
  6. 　展開された前記レーダパネルユニットを連結して前記レーダ部を構築するとともに、構築された当該レーダ部を維持するサービスユニットを備えていることを特徴とする、
    請求項１から５のいずれか１項に記載のレーダ衛星。
  7. 　請求項１から６のいずれか１項に記載のレーダ衛星と、
    　当該レーダ衛星との間で通信を行う地上通信装置と、
    　当該地上通信装置を介して前記レーダ衛星の管理を行う地上管理装置と、
    を備えていることを特徴とする、
    レーダ衛星システム。
  8. 　さらに、前記レーダ衛星または前記地上管理装置との間で通信を可能とする航空機、船舶、および車両の少なくともいずれかを含むことを特徴とする、
    請求項７に記載のレーダ衛星システム。
PCT/JP2015/005584 2014-11-18 2015-11-09 レーダ衛星およびこれを用いたレーダ衛星システム Ceased WO2016079945A1 (ja)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP15861404.0A EP3222531B1 (en) 2014-11-18 2015-11-09 Radar satellite and radar satellite system using same
JP2016559801A JP6550073B2 (ja) 2014-11-18 2015-11-09 レーダ衛星およびこれを用いたレーダ衛星システム
US15/527,042 US10871560B2 (en) 2014-11-18 2015-11-09 Radar satellite and radar satellite system using radar satellite

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2014233447 2014-11-18
JP2014-233447 2014-11-18

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2016079945A1 true WO2016079945A1 (ja) 2016-05-26

Family

ID=56013520

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2015/005584 Ceased WO2016079945A1 (ja) 2014-11-18 2015-11-09 レーダ衛星およびこれを用いたレーダ衛星システム

Country Status (4)

Country Link
US (1) US10871560B2 (ja)
EP (1) EP3222531B1 (ja)
JP (1) JP6550073B2 (ja)
WO (1) WO2016079945A1 (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2021090361A1 (ja) * 2019-11-05 2021-05-14 株式会社Ｑｐｓ研究所 宇宙航行体

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10389019B2 (en) * 2016-12-17 2019-08-20 Point Road Solutions, Llc Methods and systems for wet radome attenuation mitigation in phased-array antennae applications and networked use of such applications
US12146979B2 (en) 2017-03-31 2024-11-19 The Tomorrow Companies Inc. Conical scan weather radar
CN108663660A (zh) * 2018-06-13 2018-10-16 安徽尼古拉电子科技有限公司 一种折叠便携式雷达
GB2578793B (en) * 2018-11-09 2021-04-07 Iceye Oy Satellite, manufacturing method and modules for use in satellite assembly
CN110609277A (zh) * 2019-09-24 2019-12-24 中国船舶重工集团公司第七0七研究所 防止雷达纵摇导致卫导信号失锁的雷达卫导安装结构
WO2021202797A1 (en) * 2020-03-31 2021-10-07 The Tomorrow Companies Inc. Conical scan weather radar
CN111152938B (zh) * 2020-04-08 2020-08-07 北京前沿探索深空科技有限公司 一种卫星结构
CN112093081B (zh) * 2020-09-27 2021-11-09 中国科学院微小卫星创新研究院 一种太阳翼微波遥感一体化载荷及其控制方法
CN112748406B (zh) * 2020-12-24 2023-06-13 中国电子科技集团公司第三十八研究所 一种星载雷达综合数字处理装置
CN118841735B (zh) * 2024-09-05 2025-11-28 北京钧天航宇技术有限公司 一种星载通信一体板和通信卫星

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS60257603A (ja) * 1984-06-02 1985-12-19 Natl Space Dev Agency Japan<Nasda> 合成開口レ−ダアンテナ
JPH11505696A (ja) * 1996-03-20 1999-05-21 サントル、ナショナル、デチュード、スパシアル 遠隔探知または遠距離通信衛星の改良
US6400306B1 (en) * 1999-12-17 2002-06-04 Sicom Systems, Ltd Multi-channel moving target radar detection and imaging apparatus and method
JP2006177907A (ja) * 2004-12-24 2006-07-06 Nec Corp 干渉型レーダー
JP4247755B2 (ja) * 1998-02-24 2009-04-02 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 展開トラス構造及びアンテナ反射鏡
US7694486B2 (en) * 2003-12-12 2010-04-13 Alliant Techsystems Inc. Deployable truss having second order augmentation
CN102081156A (zh) * 2009-11-30 2011-06-01 上海卫星工程研究所 合成孔径雷达卫星的驱动机构
US8035573B2 (en) * 2007-12-04 2011-10-11 Agence Spatiale Europeenne Deployable panel structure for an array antenna
JP2014184813A (ja) * 2013-03-22 2014-10-02 Kawasaki Heavy Ind Ltd サービスユニット

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4163231A (en) * 1968-01-03 1979-07-31 Raytheon Company Radar mapping technique
JP3178744B2 (ja) * 1992-09-08 2001-06-25 宇宙開発事業団 衛星搭載用アレーアンテナ
US5621415A (en) * 1994-11-15 1997-04-15 Teledesic Corporation Linear cell satellite system
DE19938199C1 (de) * 1999-08-12 2001-01-25 Inst Solare Energieversorgungstechnik Iset Vorrichtung zur Umwandlung von Solarnergie in elektrische Energie und zum Abstrahlen und/oder Empfangen von hochfrequenten elektromagnetischen Wellen
AU9519901A (en) * 2000-05-04 2001-11-12 Rosae, Inc. Apparatus and method for microwave interferometry radiating incrementally accumulating holography
US7474249B1 (en) * 2004-08-12 2009-01-06 Lockheed Martin Corporation Systems and methods for dedicating power to a radar module
US7486224B2 (en) * 2005-06-30 2009-02-03 United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Microwave and millimeter frequency bistatic radar tracking and fire control system
US20070145195A1 (en) * 2005-12-23 2007-06-28 Northrop Grumman Space & Mission Systems Corporation Deployable array support structure
JP4834842B2 (ja) * 2007-11-09 2011-12-14 Ｎｅｃ東芝スペースシステム株式会社 電源制御装置
JP5651006B2 (ja) 2010-12-24 2015-01-07 川崎重工業株式会社 展開装置を備えた大型展開構造物
WO2013086422A1 (en) * 2011-12-07 2013-06-13 Merrifield Donald V Deployable truss with orthogonally-hinged primary chords
JP6137674B2 (ja) 2013-03-22 2017-05-31 川崎重工業株式会社 展開装置
US20150285897A1 (en) * 2014-03-31 2015-10-08 Honeywell International Inc. Hybrid radar system combining fmcw radar and pulsed radar

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS60257603A (ja) * 1984-06-02 1985-12-19 Natl Space Dev Agency Japan<Nasda> 合成開口レ−ダアンテナ
JPH11505696A (ja) * 1996-03-20 1999-05-21 サントル、ナショナル、デチュード、スパシアル 遠隔探知または遠距離通信衛星の改良
JP4247755B2 (ja) * 1998-02-24 2009-04-02 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 展開トラス構造及びアンテナ反射鏡
US6400306B1 (en) * 1999-12-17 2002-06-04 Sicom Systems, Ltd Multi-channel moving target radar detection and imaging apparatus and method
US7694486B2 (en) * 2003-12-12 2010-04-13 Alliant Techsystems Inc. Deployable truss having second order augmentation
JP2006177907A (ja) * 2004-12-24 2006-07-06 Nec Corp 干渉型レーダー
US8035573B2 (en) * 2007-12-04 2011-10-11 Agence Spatiale Europeenne Deployable panel structure for an array antenna
CN102081156A (zh) * 2009-11-30 2011-06-01 上海卫星工程研究所 合成孔径雷达卫星的驱动机构
JP2014184813A (ja) * 2013-03-22 2014-10-02 Kawasaki Heavy Ind Ltd サービスユニット

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP3222531A4 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2021090361A1 (ja) * 2019-11-05 2021-05-14 株式会社Ｑｐｓ研究所 宇宙航行体
JPWO2021090361A1 (ja) * 2019-11-05 2021-05-14
JP7179197B2 (ja) 2019-11-05 2022-11-28 株式会社Ｑｐｓ研究所 宇宙航行体
US12187459B2 (en) 2019-11-05 2025-01-07 Institute For Q-Shu Pioneers Of Space, Inc. Spacecraft

Also Published As

Publication number Publication date
EP3222531A1 (en) 2017-09-27
EP3222531A4 (en) 2018-06-20
US10871560B2 (en) 2020-12-22
JP6550073B2 (ja) 2019-07-24
US20180246202A1 (en) 2018-08-30
JPWO2016079945A1 (ja) 2017-08-17
EP3222531B1 (en) 2023-01-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP6550073B2 (ja) レーダ衛星およびこれを用いたレーダ衛星システム
KR100971096B1 (ko) 경량의 공간-피딩된 능동 위상 어레이 안테나 시스템
Wang et al. Space phased array antenna developments: A perspective on structural design
Das et al. Techsat 21-space missions using collaborating constellations of satellites
US10680310B2 (en) Balloon reflector antenna
EP4031905B1 (en) Satellite borne synthetic aperture radar
GB2455311A (en) Deployable panel structure
WO2019018085A1 (en) SPACE SYSTEM BASED ON REFORMABLE, RECONSTITUTEABLE, RECONFIGURABLE CELLS WITH MUTUAL LOCKOUT
US11563269B2 (en) Phased array antenna and apparatus incorporating the same
Belov et al. A space-based decametric wavelength radio telescope concept
US7837153B2 (en) Local observable area and self inspection system
US11990665B2 (en) Multi-direction deployable antenna
Simons et al. Applications of nano-satellites and cube-satellites in microwave and RF domain
Zheng et al. A novel space large deployable paraboloid structure with power and communication integration
EP4074607B1 (en) Spacecraft
Van't Klooster et al. Large deployable reflector configuration for spacebased applications in telecommunications, science, and remote sensing
Babuscia et al. Inflatable antenna for cubesat: Motivation for development and initial trade study
You et al. Design Case of Typical Spacecraft Antenna System
Schultz et al. Deployable antenna phase A study
山田慎二 et al. Communications Technologies Supporting Satellite Communications

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 15861404

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2016559801

Country of ref document: JP

Kind code of ref document: A

REEP Request for entry into the european phase

Ref document number: 2015861404

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 15527042

Country of ref document: US

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE