紧急轨道脱离装置和紧急轨道脱离方法

技术领域

本发明涉及使人造卫星从轨道脱离而与人造卫星的卫星总线的完整性无关的技术。

背景技术

一直以来，从地面发射搭载有人造卫星的火箭并使人造卫星从火箭分离，从而使人造卫星进入期望的轨道。

人造卫星具备任务（Mission）设备或卫星总线。任务设备是用于实现人造卫星所具有的目的（例如，观测）的设备。卫星总线是进行对任务设备的供电、人造卫星的姿态控制及轨道控制、与地面通信等的设备。

为了控制人造卫星的姿态或轨道，在人造卫星设置有推进器（例如，专利文献1）。推进器是通过卫星总线的控制装置来控制的。即，推进器利用卫星总线的控制装置以使作为任务设备的观测设备或卫星总线的通信用天线朝向期望的方向的方式进行工作。另外，推进器利用卫星总线的控制装置以使人造卫星维持在既定轨道上的方式进行工作。

这样的推进器被设计成为产生较小的推力并且在长时间（例如，10年）内在需要时能够工作。作为一个例子，推进器使用液体燃料（例如，肼）。

此外，在下述的专利文献2中记载有与本发明相关的点火装置的安全装置。

现有技术文献

专利文献

专利文献1：日本特开2011－255859号公报；

专利文献2：日本特许第2921573号；

专利文献3：日本特许第6349254号。

发明内容

发明要解决的课题

关于人造卫星，能够通过其卫星总线或任务设备因故障而失去功能来认为结束寿命。认为人造卫星的寿命例如为10年左右，长的也是15年。

结束寿命的人造卫星，如果保持原状，就会成为在宇宙空间中持续绕地球旋转的碎片（debris）。如果人造卫星的数量增加，则将来产生的碎片的数量也增加。因此，正在考虑确定与宇宙空间有关的碎片的规定（例如，从结束寿命起在轨道上绕行的年数或碎片数量的限制值）。

在这种情况下，为了满足碎片的规定，考虑到使结束寿命的人造卫星从其轨道脱离并再入大气层，从而使人造卫星在大气层中燃烧殆尽。或者，考虑到使结束寿命的人造卫星从其轨道脱离，并移动到不会干扰正常发挥功能的其他人造卫星的另一个的轨道。

然而，使人造卫星在其整个寿命期间发挥功能和使结束寿命的人造卫星从轨道脱离并再入大气层或者移动到另一个轨道互相矛盾、难以并存。即，当人造卫星结束寿命时，可认为用来进行人造卫星的姿态控制及轨道控制的推进器或使推进器工作的卫星总线不能正常发挥功能。在这种情况下，由于不能使推进器进行工作，所以不能积极地使人造卫星从轨道脱离。

因此，本发明的目的是提供能够与人造卫星的卫星总线的完整性无关地、积极地使人造卫星从其轨道脱离的技术。此外，本发明通过与专利文献3不同的方案来达成上述目的。

用于解决课题的方案

为了达成上述目的，根据本发明的紧急轨道脱离装置，设置于在围绕地球的轨道上飞行的人造卫星，所述紧急轨道脱离装置具备：

推进装置，产生用于使所述人造卫星从所述轨道脱离的推力；

接收部，接收从所述人造卫星中的卫星总线的发送部隔着间隔重复发送的重复信号；

检测部，在超过所述间隔的设定时间的期间，所述接收部没有接收到所述重复信号的情况下、或者所述接收部从所述发送部或人造卫星的外部接收到轨道脱离指令的情况下，输出表示该情况的检测信号；

工作装置，响应于所述检测信号，进行用于使所述推进装置工作的处理；以及

电源装置，其与所述卫星总线的电源装置分开设置，并向所述接收部、所述检测部及所述工作装置供给电力。

为了达成上述目的，根据本发明的紧急轨道脱离方法，是针对在围绕地球的轨道上飞行的人造卫星的紧急轨道脱离方法，其中，所述人造卫星上设置有用于产生使所述人造卫星从所述轨道脱离的推力的推进装置，

（A）由设置在所述人造卫星的接收部接收从所述人造卫星中的卫星总线的发送部隔着间隔重复发送的重复信号；

（B）在超过所述间隔的设定时间的期间，所述接收部没有接收到所述重复信号的情况下、或者所述接收部从所述发送部或人造卫星的外部接收到轨道脱离指令的情况下，输出表示该情况的检测信号；

（C）响应于所述检测信号，进行用于使所述推进装置工作的处理，从而使所述推进装置工作，

在所述人造卫星中，通过来自与所述卫星总线的电源装置分开设置的电源装置的电力来进行所述（A）～（C）。

发明效果

根据本发明，能够与人造卫星的卫星总线的完整性无关地、积极地使人造卫星从其轨道脱离。

附图说明

图1是示出适用了依据本发明的第1实施方式的紧急轨道脱离装置的人造卫星的概略图。

图2是示出适用了依据本发明的第1实施方式的紧急轨道脱离装置的人造卫星的构成的框图。

图3示出固体火箭发动机的构成例。

图4是示出依据本发明的第1实施方式的紧急轨道脱离方法的流程图。

图5是示出适用了依据本发明的第2实施方式的紧急轨道脱离装置的人造卫星的构成的框图。

图6是示出依据本发明的第2实施方式的紧急轨道脱离方法的流程图。

图7是示出火箭发动机的另一形态的图。

具体实施方式

基于附图，对本发明的实施方式进行说明。此外，各图中对于共同的部分标注相同的标号，并且省略重复的说明。

[第1实施方式]

图1是示出适用了依据本发明的第1实施方式的紧急轨道脱离装置10的人造卫星100的概略图。图2是示出适用了依据本发明的第1实施方式的紧急轨道脱离装置10的人造卫星100的构成的框图。

（人造卫星的基本构成）

关于人造卫星100，作为其基本构成，如图2所示具备传感器系统1和卫星总线3和任务设备5。以下说明的传感器系统1和卫星总线3和任务设备5是一个例子，只要为能够适用紧急轨道脱离装置10的构成，可以适当变更。

＜传感器系统＞

传感器系统1具备：时钟7、位置测量装置9、和姿态测量装置11。时钟7测量当前时刻。时钟7可以是严格测量当前时刻的原子钟（例如，铯原子钟）。

位置测量装置9测量人造卫星100的位置。测量到的有关位置可以为用既定坐标系（例如，固定在地球上的坐标系）表示的位置。省略了图示，位置测量装置9例如具备地球传感器、太阳传感器及恒星传感器。地球传感器、太阳传感器及恒星传感器分别测量在地球、太阳及人造卫星100的周围散开的星所存在的方向（从人造卫星100观看的方向）。位置测量装置9基于这些方向的测量结果和未图示的参照数据存储部中存储的参照数据，求出人造卫星100的自身位置。参照数据是记有地球、太阳及各星的位置的地图。

姿态测量装置11测量人造卫星100的姿态（朝向）。测量到的有关姿态可以为用既定坐标系（例如，固定在地球上的坐标系）表示的姿态。省略了图示，姿态测量装置11例如使用地球传感器、太阳传感器、恒星传感器、磁传感器等来测量人造卫星100的姿态。例如，姿态测量装置11基于利用恒星传感器测量的星所存在的方向和上述的参照数据，求出人造卫星100的姿态。此外，在下文中，人造卫星100的姿态是指人造卫星100主体的姿态。

＜卫星总线＞

卫星总线3具备发电面板13、电源装置15、姿态控制装置17、轨道控制装置19和发送部21。

发电面板13接受太阳光而进行发电。电源装置15向各设备供给由发电面板13发电的电力。电源装置15可以具有蓄积由发电面板13发电的电力的二次电池。

姿态控制装置17基于姿态测量装置11测量的人造卫星100的姿态，使姿态轨道控制用的推进器23（参照图1）工作而控制人造卫星100的姿态。轨道控制装置19基于位置测量装置9测量的人造卫星100的位置、姿态测量装置11测量的人造卫星100的姿态、以及目标轨道，使推进器23工作来调整人造卫星100的轨道。此外，如图1那样可以在人造卫星100上设置多个推进器23。

发送部21以无线或有线的方式隔着发送间隔重复地向后述的接收部31发送信号（以下称为重复信号）。发送间隔既可以恒定，也可以变动。发送间隔相当于后述的步骤S1～S3的顺序的更新间隔。该发送间隔是一天到一个月左右范围内的间隔。该发送间隔可为数小时（例如3小时）以上或一天以上且一个月以下或两个月以下的间隔。该发送间隔在一个例子中为一天（24小时）或数小时（例如3小时）或一个月，但并不限于此。重复信号包含时刻信息和位置信息和姿态信息。时刻信息显示用时钟7测量的时刻。位置信息显示在该时刻用位置测量装置9测量的人造卫星100在轨道上的位置，姿态信息显示在该时刻用姿态测量装置11测量的人造卫星100的姿态。在此，例如可以基于位置测量装置9多次或许多次测量的人造卫星100的位置，由位置测量装置9求出该轨道，该轨道包括在位置信息中。

在本实施方式中，发送部21构成与地面的通信装置进行通信的通信装置25。在这种情况下，发送部21以无线通信方式隔着上述发送间隔重复地向接收部31和地面的通信设备发送重复信号。但是，发送部21也可以与通信装置25分开设置。在这种情况下，发送部21以无线或有线的方式以发送间隔重复向接收部31发送重复信号。

另外，当通信装置25从外部（例如，地面的通信装置）接收到表示使人造卫星100冲入大气层的情况的指令信号、或表示使人造卫星100移动到上述另一个轨道的情况的指令信号时，发送部21向接收部31发送轨道脱离指令。此外，这样的指令信号也可以作为轨道脱离指令，不经卫星总线3（通信装置25）而以无线方式从人造卫星100的外部（例如，地面的通信装置）直接发送到接收部31。

＜任务设备＞

任务设备5是用于实现人造卫星100所具有的目的（例如，观测）的设备。例如，在人造卫星100为环境观测卫星的情况下，用于进行环境观测的各种传感器或照相机就是任务设备5。在人造卫星100为通信卫星的情况下，任务设备5可以作为上述通信装置25安装入卫星总线3中。

（紧急轨道脱离装置的构成）

依据第1实施方式的紧急轨道脱离装置10设置在人造卫星100。紧急轨道脱离装置10使在既定轨道上飞行并围绕地球旋转的人造卫星100从该轨道脱离，冲入大气层或移动到另一个轨道。在此，另一个轨道是指不会干扰正常发挥功能的其他人造卫星轨道的轨道。在第1实施方式中，当人造卫星100结束其寿命时，紧急轨道脱离装置10使人造卫星100冲入大气层或移动到上述另一个轨道。如图2所示，紧急轨道脱离装置10具备推进装置27、旋转用的推进器29、接收部31、检测部33、工作装置35、电源装置37、安全装置39、状态检测器36和发送部38。

推进装置27产生用于使人造卫星100从轨道脱离并冲入到大气层或移动到上述另一个轨道的推力。在本实施方式中，推进装置27为固体火箭发动机。图3是示出固体火箭发动机27的构成的概略截面图。固体火箭发动机27具备点火装置27a、固体燃料27b、发动机壳体27c和喷嘴27d。固体燃料27b配置在发动机壳体27c的内部即燃烧室中。若通过工作装置35使点火装置27a工作，则点火装置27a点燃固体燃料27b。由此，固体燃料27b燃烧而产生燃烧气体。通过燃烧气体从喷嘴27d喷射到外部，沿推力轴Cm的方向给人造卫星100提供推力。推力轴Cm可为喷嘴27d的中心轴。另外，推力轴Cm相对于人造卫星100的主体可以是恒定的。

如图1所示，两个固体火箭发动机27的喷嘴27d可以关于人造卫星100的中心轴C处于对称（线对称）的位置。在图1的例子中，两个固体火箭发动机27的推力轴Cm与中心轴C平行，各推力轴Cm以相同距离与中心轴C分离，各推力轴Cm和中心轴C位于相同平面上。

这样的两个固体火箭发动机27的喷嘴27d的推力轴Cm也可以从与中心轴C平行的方向朝着围绕着中心轴C的相同的圆周方向倾斜。通过该构成，能获得以下（1）和（2）的一方或双方作用。

（1）燃烧气体从这些喷嘴27d沿在该圆周方向具有分量的方向喷射，由此，能够一边沿中心轴C方向给人造卫星100提供推力，一边使人造卫星100围绕中心轴C旋转。因而，能够使人造卫星100的姿态（中心轴C的朝向）稳定。

（2）通过使两个固体火箭发动机27的点火时间点彼此错开，能够消除对人造卫星100的干扰转矩。

此外，推进装置27不必一定为固体火箭发动机。例如，也可为使用液体燃料的推进器或火箭引擎。

旋转用的推进器29产生用于使人造卫星100旋转的推力。多个推进器29设置在围绕中心轴C的圆周方向上的多个部位，以使人造卫星100围绕人造卫星100的中心轴C旋转。

接收部31接收从人造卫星100中的卫星总线3的发送部21隔着上述发送间隔重复发送的重复信号。

检测部33在超过重复信号的上述发送间隔（在该间隔发生变动的情况下，该间隔的最大值或该最大值的预测值）的设定时间的期间，接收部31没有接收到重复信号的情况下、或者接收部31从发送部21或人造卫星100的外部接收到轨道脱离指令的情况下，向工作装置35输出表示该情况的检测信号。此外，发送部21或人造卫星100的外部（例如，地面的通信装置）也可以构成为不向接收部31发送上述轨道脱离指令。

设定时间可为预先确定的时间的长度，例如，可为上述发送间隔的2倍、3倍或5倍的长度，但是并不限于这些数值例。检测部33可以构成为：具有内置的时钟，每当接收部31接收到重复信号时，通过该时钟从零开始测量经过时间，如果测量的该经过时间超过设定时间，则向工作装置35输出上述检测信号。即，检测部33始终持续执行这样的工作顺序：通过上述时钟测量经过时间，当接收部31接收到重复信号时，将经过时间的测量复位并再次从零开始测量经过时间。

工作装置35响应于来自检测部33的检测信号，进行用于使推进装置27进行工作的工作处理。该工作处理是用于以人造卫星100从当前飞行的其轨道脱离并冲入大气层或者移动到上述另一个轨道的方式使推进装置27工作的处理。工作装置35具有运算部35a和工作执行部35b。工作处理可为运算部35a和工作执行部35b进行的以下处理。

运算部35a基于接收部31接收到的各重复信号所包含的时刻信息和位置信息和姿态信息，预测将来各时间点上的人造卫星100的位置和姿态。以1个重复信号所包含的时刻信息和位置信息和姿态信息为1组，运算部35a基于接收部31多次接收的多个重复信号所包含的多组的时刻信息和位置信息和姿态信息（以下，仅称为多组信息），来预测将来各时间点上的人造卫星100的位置和姿态。基于预测的该各时间点的人造卫星100的位置和姿态（以下，仅称为预测位置和预测姿态），确定使推进装置27进行工作的将来的时间点。

具体而言，运算部35a存储多组信息并基于多组信息求出人造卫星100的轨道，并且对于将来的各时间点，求出预测位置上的该轨道的切线方向和预测姿态下的推进装置27的推力方向。在此，切线方向是人造卫星100的移动方向，推力方向是推力轴Cm的方向，并且是推进装置27向外部喷射燃烧气体的方向。此外，切线方向和推力方向用相同的坐标系（例如，固定在地球上的坐标系）来表示。接着，运算部35a判断求出的切线方向和推力方向是否满足既定条件。该既定条件是推进装置27在该将来的时间点上进行工作的情况下，利用推进装置27使人造卫星100冲入大气层或移动到上述另一个轨道的条件。例如，在紧急轨道脱离装置10为使人造卫星100冲入大气层的构造的情况下，该既定条件可为求出的切线方向和推力方向所成的角度为阈值以下的条件。在紧急轨道脱离装置10为使人造卫星100移动到上述另一个轨道的构造的情况下，该既定条件可以基于预先确定的该另一个轨道预先设定在运算部35a。

工作执行部35b具有内置的时钟，当由该时钟测量的时刻成为由运算部35a确定的时间点时，使推进装置27进行工作。

另外，工作装置35在使推进装置27工作时（例如，即将工作之前、刚刚工作之后、或同时）使推进器29工作。由此，人造卫星100一边旋转一边利用推进装置27的推力从轨道脱离。

电源装置37向紧急轨道脱离装置10的各构成要素供给电力。图2的例子中，电源装置37通过向接收部31、检测部33、工作装置35及安全装置39供给电力，使得这些设备能够动作。电源装置37可以包含二次电池。在这种情况下，可以使由发电面板13发电的电力蓄积到该二次电池，而蓄积到该二次电池的电力被供给到紧急轨道脱离装置10的各构成要素。但是，电源装置37也可以代替二次电池而包含一次电池。在这种情况下，包含电源装置37的紧急轨道脱离装置10与卫星总线3是独立的。

关于安全装置39，其状态在固体火箭发动机27不能点火的第1状态与使该点火成为可能的第2状态之间切换。在安全装置39处于第1状态的情况下，即便工作装置35为了使点火装置27a工作而从电源装置37向点火装置27a供给电力，点火装置27a也不能通过该电力点燃固体燃料27b。在安全装置39处于第2状态的情况下，若工作装置35为了使点火装置27a工作而从电源装置37向点火装置27a供给电力，则点火装置27a能够通过该电力点燃固体燃料27b。在工作装置35使推进装置27工作时，将安全装置39从第1状态切换到第2状态，通过从电源装置37向点火装置27a供给电力而使点火装置27a工作。由此，点燃固体燃料27b。

在图3的例子中，点火装置27a具备：导火线27a1；使导火线27a1起火的起火部27a2；以及因在导火线27a1传递的火花工作而点燃固体燃料27b的点火部27a3。安全装置39可为设置在起火部27a2，且通过来自电源装置37的电力被从第1状态的位置驱动到第2状态的位置的可动机构。工作装置35（工作执行部35b）通过从电源装置37向安全装置39供给电力，使安全装置39从第1状态的位置移动到第2状态的位置，接着，通过从电源装置37向起火部27a2供给电力来使点火装置27a工作。由此，来自固体火箭发动机27的固体燃料27b的燃烧气体从喷嘴27d喷射，从而产生推力。此外，设置有多个（例如，如上述两个）固体火箭发动机27的情况下，可以对各固体火箭发动机27设置上述安全装置39。此外，图3为一个例子，也可以省略导火线27a1，使起火部27a2直接点燃点火部27a3。在这种情况下，安全装置39和起火部27a2可以被一体化。

状态检测器36检测紧急轨道脱离装置10的内部状态。该内部状态例如可为以下（a）～（d）的任一种或任意的组合（例如，全部）。

（a）检测部33的工作状态（例如，利用检测部33的时钟进行的经过时间的测量如后述那样复位的次数、利用状态检测器36进行检测时的检测部33的时钟的测量时间、该测量时间与上述设定时间之差的至少任一种）

（b）安全装置39的状态（即，上述第1状态或第2状态）

（c）蓄积在电源装置37所包含的上述二次电池的电量（电池余量）

（d）存储在运算部35a中的上述多组信息。

发送部38以无线或有线的方式向卫星总线3（例如通信装置25）发送表示状态检测器36检测到的内部状态的内部信息。由此，通信装置25向地面的通信装置发送该内部信息。利用状态检测器36进行的内部状态的检测和利用发送部38进行的内部信息的发送，可以在发射人造卫星100之后隔着既定间隔（例如，一天或一个月的间隔）进行重复。

＜紧急轨道脱离方法＞

图4是示出依据第1实施方式的紧急轨道脱离方法的流程图。可以在人造卫星100发射并进入轨道时开始该紧急轨道脱离方法，使用上述的紧急轨道脱离装置10进行该紧急轨道脱离方法。该紧急轨道脱离方法具有步骤S1～S5。

在步骤S1中，检测部33利用内置的时钟来从零开始经过时间的测量。步骤S1中的经过时间的测量继续到复位为止。即，一边进行该测量一边进行步骤S2、S3。

在步骤S2中，通过检测部33判断接收部31是否接收了重复信号。在该判断的结果为肯定的情况下，使利用检测部33进行的经过时间的测量复位，再次开始步骤S1。在步骤S2的判断结果为否定的情况下，进入步骤S3。

在步骤S3中，检测部33判断所测量的经过时间是否超过设定时间。在该判断的结果为否定的情况下，步骤S1中的经过时间的测量会被继续，并且再次进行步骤S2。另一方面，在步骤S3的判断结果为肯定的情况下，进入步骤S5。在本实施方式中，这样在紧急轨道脱离装置10中始终启动（执行）步骤S1～S3的工作顺序，进行重复信号的接收，从而经过时间的测量被复位。

步骤S4与上述步骤S1～S3并行地重复进行。步骤4中，检测部33判断是否接收了上述轨道脱离指令。在该判断结果为否定的情况下，再次进行步骤S4的判断。在步骤S4的判断结果为肯定的情况下，进入步骤5S。

在步骤S5中，检测部33向工作装置35输出检测信号。响应于该检测信号，工作装置35进行用于使推进装置27进行工作的工作处理。工作处理是步骤S5的处理。步骤S5具有步骤S51、S52。在步骤S51中，运算部35a基于直到此时为止接收部31接收的多个重复信号的每一个中所包含的时刻信息和位置信息和姿态信息，如上述那样确定使推进装置27工作的将来的时间点。在步骤S52中，工作执行部35b在由步骤S51确定的时间点，使推进装置27进行工作。例如，工作执行部35b将安全装置39从第1状态切换到第2状态，并使点火装置27a工作。由此，通过推进装置27产生的推力，人造卫星100脱离其轨道并冲入大气层或移动到上述另一个轨道。

利用来自电源装置37的电力来使执行步骤S1～S5的各构成要素（在本实施方式中检测部33和接收部31和工作装置35）发挥功能，从而执行上述步骤S1～S5。

此外，在构成为发送部21或人造卫星100的外部不会向接收部31发送上述轨道脱离指令的情况下，图4的流程图中，可省略步骤S4。

＜第1实施方式的效果＞

依据第1实施方式，在紧急轨道脱离装置10中，接收部31接收从人造卫星100的卫星总线3隔着发送间隔重复发送的重复信号。在将该发送间隔超过的设定时间的期间，接收部31没有接收到重复信号的情况下，检测部33输出表示该情况的检测信号。检测信号表示卫星总线3没有发挥功能。响应于该检测信号，工作装置35进行用于使推进装置27进行工作的工作处理。此时，即便卫星总线3的电源装置15没有发挥功能，通过与它分开设置的电源装置37，能够使工作装置35发挥功能。因而，通过推进装置27能够与人造卫星100的卫星总线3的完整性无关地、积极地使人造卫星100从其轨道脱离并冲入大气层或移动到上述另一个轨道。

另外，在接收部31接收到上述轨道脱离指令的情况下，工作装置35使推进装置27工作。由此，也能利用推进装置27来积极地使人造卫星100从其轨道脱离。

与使用液体燃料的推进装置相比，固体火箭发动机27部件数量较少且构成简单，因此能够将其故障率抑制得较低。因而，即便卫星总线3发生故障的情况下，也能够使固体火箭发动机27以较高的可靠性工作。

另外，与使用液体燃料的推进装置相比，固体火箭发动机27能够在更短的时间内结束其燃烧。因而，从固体火箭发动机27的固体燃料27b开始燃烧到结束燃烧为止的短时间内人造卫星100的姿态的变化量小。因而，利用固体火箭发动机27进行的人造卫星100的推进方向难以受到人造卫星100的姿态变化的影响。

工作装置35在使推进装置27工作时（例如，即将工作之前、刚刚工作之后、或同时），使推进器29工作。由此，人造卫星100一边旋转一边利用推进装置27的推力移动，因此能够使推进装置27对人造卫星100的推进稳定。即，能够将人造卫星100的姿态的变化给予推进装置27的推进的影响抑制为较小。

状态检测器36检测紧急轨道脱离装置10（后述的第2实施方式的情况下紧急轨道脱离装置20）的内部状态，并且表示内部状态的内部信息经由卫星总线3发送到地面的通信装置。由此，在地面能够监视紧急轨道脱离装置10的内部状态。

[第2实施方式]

图5是示出适用了依据本发明的第2实施方式的紧急轨道脱离装置20的人造卫星100的构成的框图。第2实施方式的紧急轨道脱离装置20，在以下说明的方面上与第1实施方式的紧急轨道脱离装置10不同。关于第2实施方式的紧急轨道脱离装置20，以下没有说明的方面可以与第1实施方式的紧急轨道脱离装置10相同。

＜位置测量装置和姿态测量装置＞

依据第2实施方式的紧急轨道脱离装置20，除了第1实施方式的紧急轨道脱离装置10的构成之外，还具备位置测量装置41和姿态测量装置43。位置测量装置41每时每刻测量紧急轨道脱离装置20的位置来作为人造卫星100的位置。位置测量装置41的构成既可以与上述的传感器系统1的位置测量装置9相同，也可以与位置测量装置9不同。在后一种情况下，也可以为位置测量装置41从构成全球卫星测位系统的多个人造卫星接收电波，并基于这些电波计算人造卫星100的位置的装置。

姿态测量装置43每时每刻测量紧急轨道脱离装置20的姿态（例如，与中心轴C平行的既定基准线的朝向）而作为人造卫星100的姿态。姿态测量装置43的构成可以与上述的传感器系统1的姿态测量装置11相同。

此外，在第2实施方式中，状态检测器36检测的内部状态可为在第1实施方式的情况下的内部状态加入下面（e）的状态，或者也可以代替第1实施方式的情况下的内部状态而为下面（e）。

（e）位置测量装置41的测量结果和姿态测量装置43的测量结果的一方或双方。位置测量装置41的测量结果，是由位置测量装置41重复测量且存储在适当的存储部中的位置人造卫星100的位置。姿态测量装置43的测量结果，是由姿态测量装置43重复测量且存储在适当的存储部的人造卫星100的姿态。

工作装置35还具有判断部35c。判断部35c响应于从检测部33输出的上述检测信号，进行用于使推进装置27工作的工作处理。即，在紧急轨道脱离装置20为使人造卫星100冲入大气层的构造的情况下，判断部35c每时每刻进行如下判断：由位置测量装置41每时每刻测量的位置和姿态测量装置43每时每刻测量的姿态，是否成为利用推进装置27使人造卫星100冲入大气层的位置和姿态。在紧急轨道脱离装置20为使人造卫星100移动到上述另一个轨道的构造的情况下，判断部35c每时每刻进行如下判断：由位置测量装置41每时每刻测量的位置和姿态测量装置43每时每刻测量的姿态，是否成为利用推进装置27使人造卫星100移动到上述另一个轨道的位置和姿态。在判断部35c的判断结果为肯定的情况下，工作执行部35b使推进装置27工作。

具体而言，判断部35c针对各时间点（以下称为对象时间点），基于在该对象时间点通过位置测量装置41和姿态测量装置43测量的人造卫星100的位置和姿态，求出该位置上的人造卫星100在轨道上的切线，并求出人造卫星100在该姿态下的推进装置27的推力轴Cm，判断该切线和该推力轴Cm是否满足在第1实施方式中说明的上述既定条件。

在此，人造卫星100的轨道可以是判断部35c基于直到对象时间点为止接收部31多次接收的重复信号所包含的时刻信息和位置信息求出的，也可以是判断部35c基于在包括对象时间点和之前的时间点在内的多个时间点上位置测量装置41测量的人造卫星100的位置求出的。后一种情况下，位置测量装置41可以具有内置的时钟，判断部35c也可以基于包括对象时间点和之前的时间点在内的多个时间点上位置测量装置41测量的人造卫星100的位置和该时钟测量的、该多个时间点上的时刻，求出人造卫星100的上述轨道。

在第2实施方式中，既可以省略运算部35a，也可以设置有运算部35a和判断部35c双方。在后一种情况下，一个例子中，如果运算部35a求出的特定时间点上判断部35c的上述判断结果成为肯定，则工作执行部35b不使推进装置27工作。

＜信标发送机＞

依据第2实施方式的紧急轨道脱离装置20还具备信标发送机45。信标发送机45每时每刻以无线方式发送信标信号（电波），该信标信号包含由位置测量装置41每时每刻测量的表示人造卫星100的位置的位置信息和人造卫星100的识别信息。

工作装置35的工作执行部35b在使推进装置27工作时，使信标发送机45工作。由此，从推进装置27进行工作时起，信标发送机45每时每刻发送信标信号，该信标信号包含位置测量装置41测量的人造卫星100的最新位置和人造卫星100的识别信息。由此，地面的通信装置接收信标信号，从而在地面侧能掌握人造卫星100冲入大气层的位置、或上述另一个轨道上的人造卫星100的位置。此外，上述信标信号也可以还包括表示人造卫星100冲入大气层的情况的信息、或表示人造卫星100移动到上述另一个轨道的情况的信息。

＜雷达应答器＞

依据第2实施方式的紧急轨道脱离装置20还具备雷达应答器47。雷达应答器47接收从人造卫星100外部的搜索雷达发送的雷达电波，并发送针对所接收的雷达电波的响应电波。搜索雷达可为搭载在飞机或船只等的雷达。

具体而言，搜索雷达按每个预先确定的发射周期发射雷达电波。该发射周期例如为1msec。搜索雷达从雷达应答器47接收响应电波。由此，搜索雷达可以知晓雷达应答器47的存在位置。

在第2实施方式中，位置测量装置41和姿态测量装置43和信标发送机45和雷达应答器47构成为通过从电源装置37供给的电力来工作。

＜紧急轨道脱离方法＞

图6是示出依据第2实施方式的紧急轨道脱离方法的流程图。该紧急轨道脱离方法是利用第2实施方式的紧急轨道脱离装置20来进行的。在依据第2实施方式的紧急轨道脱离方法中，取代第1实施方式中的步骤S5而进行步骤S6。第2实施方式的紧急轨道脱离方法中的步骤S1～S4，与第1实施方式的情况相同。

在第2实施方式中，如果步骤S3中的判断结果成为肯定、或者步骤S4中的判断结果成为肯定，则进行步骤S6。

在步骤S6中，检测部33输出检测信号，响应于该检测信号，工作装置35进行用于使推进装置27工作的工作处理。工作处理是步骤S6的处理。在步骤S61中，位置测量装置41测量人造卫星100的位置，姿态测量装置43测量人造卫星100的姿态。在步骤S62中，判断部35c判断步骤S61中测量的人造卫星100的位置和姿态是否为使人造卫星100冲入大气层或移动到上述另一个轨道的位置和姿态。在步骤S62的判断结果为否定的情况下，返回步骤S61。在步骤S62的判断结果为肯定的情况下，进入步骤S63。在步骤S63中，工作执行部35b使推进装置27进行工作。例如，工作执行部35b将安全装置39从第1状态切换到第2状态，并使点火装置27a工作。

工作装置35（工作执行部35b）在进行步骤S63时，使信标发送机45工作。由此，使得信标发送机45每时每刻发送信标信号。

＜第2实施方式的效果＞

在上述的第2实施方式中，能获得与第1实施方式同样的效果。另外，如果位置测量装置41和姿态测量装置43测量的人造卫星100的位置和姿态被判断为是使人造卫星100冲入大气层或移动到上述另一个轨道的位置和姿态，则使推进装置27进行工作。因而，能够以较高的可靠性使人造卫星100冲入大气层或移动到上述另一个轨道。

另外，通过来自信标发送机45的信标信号，能够向地面侧的基站通知冲入大气层的人造卫星100的位置。在使人造卫星100移动到另一个轨道的情况下，能够向地面侧的基站通知向上述另一个轨道正在移动的人造卫星100的位置、或者上述另一个轨道上的人造卫星100的位置。进而，通过设置雷达应答器47，能够通过搜索雷达来检测人造卫星100的位置。

本发明并不限于上述的实施方式，显然在本发明的技术思想的范围内可以加入各种变更。例如，本发明的效果也可以通过省略上述的第1实施方式或第2实施方式中一部分构成要素的构成来达成。

在一个例子中，第1实施方式中也可以省略推进器29。另外，在另一个例子中，第2实施方式中也可以省略位置测量装置41、姿态测量装置43、信标发送机45和雷达应答器47的一部分或全部。另外，既可以组合第1实施方式的一部分构成和第2实施方式的一部分构成，也可以进行置换。例如，在第1实施方式中，也可以采用信标发送机45和雷达应答器47的一方或双方。另外，第1实施方式中也可以设置判断部35c来取代运算部35a。

另外，也可以在人造卫星100的中心轴C上配置一个固体火箭发动机27。在这种情况下，如图7所示，该固体火箭发动机27对于一个发动机壳体27c具有多个喷嘴27d。由此，不改变固体火箭发动机27的性能而能够缩短喷嘴27d的总长度。

另外，这些多个喷嘴27d可以分别（例如，以等间隔）配置在围绕中心轴C的圆周方向的多个位置。在这种情况下，多个喷嘴27d也可以从与中心轴C平行的方向朝着围绕中心轴C的相同的圆周方向倾斜。通过该构成，燃烧气体从多个喷嘴27d沿在该圆周方向具有分量的方向喷射，由此，能够一边沿中心轴C方向给人造卫星100提供推力，一边使人造卫星100围绕中心轴C旋转。

标号说明

1 传感器系统；3 卫星总线；5 任务设备；7 时钟；9 位置测量装置；11 姿态测量装置；13 发电面板；15 电源装置；17 姿态控制装置；19 轨道控制装置；21 发送部；23 姿态轨道控制用的推进器；25 通信装置；27 推进装置（固体火箭发动机）；27a 点火装置；27a1 导火线；27a2 起火部；27a3 点火部；27b 固体燃料；27c 发动机壳体；27d 喷嘴；29 旋转用的推进器；31 接收部；33 检测部；35 工作装置；35a 运算部；35b 工作执行部；35c 判断部；36状态检测器；37 电源装置；38 发送部；39 安全装置；41 位置测量装置；43 姿态测量装置；45 信标发送机；47 雷达应答器；10、20 紧急轨道脱离装置；100 人造卫星。