この規格 プレビューページの目次
※一部、英文及び仏文を自動翻訳した日本語訳を使用しています。
3 用語、定義、記号および略語
3.1 用語と定義
このドキュメントの目的のために、ISO 24113 および以下に記載されている用語と定義が適用されます。
3.1.1
軌道寿命
周回中の宇宙船の初期位置または基準位置から軌道の終焉/再突入までの経過時間
注記 1:周回宇宙船の基準位置の例は、ミッション後の軌道です。
注記 2:軌道の崩壊は、通常、図 1 に示すように、近地点と遠地点の高度 (または半径) の減少によって表されます。
図 1 —軌道寿命減衰プロファイルのサンプル
3.1.2
地球の赤道半径
地球の赤道半径
注記 1:地球の赤道半径は 6,378.137 km と見なされ、この半径は、軌道領域が定義される地球表面の基準として使用されます。
3.1.3
高面積対質量
ハムル
宇宙物体は、面積と質量の比が 0.1 m 2/kg を超える場合、面積対質量 (または HAMR) の高い物体と見なされます。
3.1.4
LEO交差軌道
低地球軌道、近地点高度が 2,000 km 以下の軌道として定義
注記 1:図 A.1 に見られるように、この定義を持つ軌道は、宇宙船とスペースデブリの高空間密度スパイクの大部分を包含する。
3.1.5
長期軌道寿命予測
2 太陽周期以上にわたる軌道寿命予測 (例: 軌道寿命 25 年)
3.1.6
ミッションフェーズ
特定の通信特性が固定されている任務の期間。
注記2 つの連続するミッションフェーズ間の遷移は、通信サービスの中断を引き起こす可能性があります。
3.1.7
ミッション後の軌道寿命
すべてのミッション フェーズの完了後の軌道の持続時間
注記1：処分段階の期間は、任務後の期間の構成要素である。
3.1.8
宇宙物体
宇宙空間の人工物
3.1.9
軌道
スペース オブジェクトが続くパス
3.1.10
太陽周期
≈11 年太陽周期は、毎月の太陽黒点数の 13 か月移動平均に基づいており、波長 10.7 cm での毎月の太陽電波束測定の 13 か月移動平均と高い相関があります。
注記 1:最も古い記録データ (1945 年) までさかのぼる歴史的記録を図 2 に示します。
注記 2:参考までに、ISO 24113 で指定されている 25 年間のミッション後の軌道寿命の制約が過去のデータに重ねられています。この長い時間によって、複数の太陽周期がカプセル化されていることがわかります。
図 2 —太陽周期 (≈11 年)
3.2 アイコン
| a | 軌道半長軸 |
| A | 相対風に対する宇宙船の断面積 |
| pA | 地球の毎日の地磁気指数 |
| β | 宇宙船の弾道係数 = CDA/m |
| CD | 宇宙船抗力係数 |
| CR | 宇宙船の反射係数 |
| e | 軌道離心率 |
| F_ | 2 800 MHz (10.7 cm) で毎日観測される太陽電波束。太陽束単位 (10 -22 W m -2hz-1 ) |
| F10.7バー | 2,800MHz (4.25") での太陽電波束、太陽の 3 回の自転の平均 |
| aH | 遠地点高度 = a (1 + e ) − Re |
| Hp | 近地点高度 = a (1 – e ) − Re |
| m | 宇宙船の質量 |
| Re | 地球の赤道半径 |
3.3 略語
| 3Bdy | 第三体（摂動） |
| CAD | コンピュータ支援設計 |
| ジオ | 静止地球軌道 |
| GTO | 静止トランスファー軌道 |
| ハムル | 高い面積対質量比 |
| IADC | 機関間スペースデブリ調整委員会 |
| ISO | 国際標準化機構 |
| レオ | 地球低軌道 |
| 該当なし | 適用できない |
| ラーン | 昇交点の軌道赤経 (春分点と軌道昇交点の間の角度、赤道面で反時計回りに測定、Z 方向を見て) |
| SRP | 日射圧 |
| STSC | 委員会科学技術分科会 |
| UNCOPUOS | 国連宇宙空間平和利用委員会 |
参考文献
| [1] | 機関間スペースデブリ調整委員会、「IADC スペースデブリ軽減ガイドライン、改訂 1」、IADC-02-01, 2007 年 9 月 |
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| [4] | Kozai Y. The Motion of a Close Earth spacecraft.アストロン。 J. 1959 年 11 月、64 pp. 367–377 |
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| [9] | 大気モデルに関する WG4 ISO 規格 (TBS) |
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| [21] | Qian L, Roble RG, Solomon SC, Kane TJ, 熱圏における気候変動の計算と観測、および太陽周期の予測 24. Geophys. Ｒｅｓ．Ｌｅｔｔ． 2006, 33L2370 DOI: [要素のレンダリングが定義されていません: pub-id ] 10.1029/2006GL027185 |
| [22] | Solomon SC, Qian L.、Roble RG, 「Thermospheric Global Change during Solar Cycle 24」、AGU Fall Meeting, サンフランシスコ、カリフォルニア州、2006 年 12 月 12 日 |
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| [24] | Aksnes K.、「直接太陽放射による球状衛星の短周期および長周期の摂動」、天体物理学センター、ハーバード大学天文台およびスミソニアン天体物理観測所、マサチューセッツ州ケンブリッジ。 02138, アメリカ、1975 |
| [25] | Chobotov VA, ed. 軌道力学。 AIAA 教育シリーズ、第 2 版、1996 年 |
| [26] | 三体摂動の間接項の正しいモデル化、ベリー、M.、およびコッポラ、VT, AAS 07-417, 2007 |
| [27] | Lamy et al.、「地球低軌道衛星の寿命に対する共鳴効果」、23rd ISSFD, 2012 |
| [28] | Fraysse H 他、「フランス宇宙法の枠内で開発された長期軌道伝播技術」。第 22 回 ISSFD, 2011 年 |
| [29] | Lamy A.、他。 「静止トランスファー軌道の長期進化と寿命の解析」.第 22 回 ISSFD, 2011 年 |
| [30] | Bonnal C.ら。 「ヨーロッパのランチャーに適用されるスペースデブリ軽減策」。アクタ宇宙飛行士。 2009, 65 pp. 1679–1688 |
| [31] | Le Fevre, C.ら。 「French Space Act: the Good Practices and the STELA tool」、第 63 回 IAC, 2012 年および Acta Astronautica 第 94 巻、第 1 号 、2014 年 1 月～2 月、234 ～ 245 ページ |
| [32] | Le Fevre C.、およびa 「GTO のフランス宇宙運用法への準拠に対処するための軌道伝播と統計手法」、第 6 回 IAASS, 2013 年 |
| [33] | Le Fevre C.、およびa 「フランス宇宙法の枠内で開発された長期軌道伝搬技術」、第 5 回 IAASS, 2011 年 |
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| [37] | Sharma RK et al.、応答曲面近似による遺伝的アルゴリズムによる GTO から再突入する上段の寿命推定。 IAC, 2006 |
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| [39] | ドーンボス E.、「衛星ダイナミクスからの熱圏密度と風の決定」、博士論文、デルフト工科大学、2011 年 3 月 25 日 |
| [40] | Mehta PM, McLaughlin CA, Sutton EK, 「直接シミュレーション モンテカルロを使用した Grace の抗力係数モデリング」、COSPAR 論文 0273-1177, 2013 年 8 月 30 日 |
| [41] | Fuller JD, Tolson RH, 宇宙船の自由分子の空力特性の推定のための改良された方法。 Ｊ．Ｓｐａｃｅｃｒ．ロケット2009, 46(5) pp. 938–948. DOI: [要素のレンダリングが定義されていません: pub-id ] 10.2514/1.43205 |
3 Terms, definitions, symbols and abbreviated terms
3.1 Terms and definitions
For the purposes of this document, the terms and definitions given in ISO 24113 and the following apply.
3.1.1
orbit lifetime
elapsed time between the orbiting spacecraft’s initial or reference position and orbit demise/reentry
Note 1 to entry: An example of the orbiting spacecraft's reference position is the post-mission orbit.
Note 2 to entry: The orbit’s decay is typically represented by the reduction in perigee and apogee altitudes (or radii) as shown in Figure 1.
Figure 1—Sample of orbit lifetime decay profile
3.1.2
earth equatorial radius
equatorial radius of the Earth
Note 1 to entry: The equatorial radius of the Earth is taken as 6 378,137 km and this radius is used as the reference for the Earth’s surface from which the orbit regions are defined.
3.1.3
high area-to-mass
HAMR
space objects are considered to be high area-to-mass (or HAMR) objects if the ratio of area to mass exceeds 0,1 m2/kg
3.1.4
LEO-crossing orbit
low-earth orbit, defined as an orbit with perigee altitude of 2 000 km or less
Note 1 to entry: As can be seen in Figure A.1, orbits having this definition encompass the majority of the high spatial density spike of spacecraft and space debris.
3.1.5
long-duration orbit lifetime prediction
orbit lifetime prediction spanning two solar cycles or more (e.g. 25-year orbit lifetime)
3.1.6
mission phase
period of a mission during which specified communications characteristics are fixed.
Note 1 to entry: The transition between two consecutive mission phases may cause an interruption of the communications services.
3.1.7
post-mission orbit lifetime
duration of the orbit after completion of all mission phases
Note 1 to entry: The disposal phase duration is a component of post-mission duration.
3.1.8
space object
man-made object in outer space
3.1.9
orbit
path followed by a space object
3.1.10
solar cycle
≈11-year solar cycle based on the 13-month running mean for monthly sunspot number and is highly correlated with the 13-month running mean for monthly solar radio flux measurements at the 10,7 cm wavelength
Note 1 to entry: Historical records back to the earliest recorded data (1945) are shown in Figure 2.
Note 2 to entry: For reference, the 25-year post-mission orbit lifetime constraint specified in ISO 24113 is overlaid onto the historical data; it can be seen that multiple solar cycles are encapsulated by this long time duration.
Figure 2—Solar cycle (≈11-year duration)
3.2 Symbols
| a | orbit semi-major axis |
| A | spacecraft cross-sectional area with respect to the relative wind |
| Ap | earth daily geomagnetic index |
| β | ballistic coefficient of spacecraft = CD · A/m |
| CD | spacecraft drag coefficient |
| CR | spacecraft reflectivity coefficient |
| e | orbit eccentricity |
| F10,7 | solar radio flux observed daily at 2 800 MHz (10,7 cm) in solar flux units (10-22W m-2hz-1) |
| F10,7 Bar | solar radio flux at 2 800 MHz (10,7 cm), averaged over three solar rotations |
| Ha | apogee altitude = a (1 + e) − Re |
| Hp | perigee altitude = a (1 – e) − Re |
| m | mass of spacecraft |
| Re | equatorial radius of the Earth |
3.3 Abbreviated terms
| 3Bdy | third-body (perturbations) |
| CAD | computer-aided design |
| GEO | geosynchronous earth orbit |
| GTO | geosynchronous transfer orbit |
| HAMR | high area-to-mass ratio |
| IADC | Inter-Agency Space Debris Coordination Committee |
| ISO | International Organization for Standardization |
| LEO | low earth orbit |
| N/A | not applicable |
| RAAN | orbit right ascension of the ascending node (angle between vernal equinox and orbit ascending node, measured CCW in equatorial plane, looking in–Z direction) |
| SRP | solar radiation pressure |
| STSC | Scientific and Technical Subcommittee of the Committee |
| UNCOPUOS | United Nations Committee on the Peaceful Uses of Outer Space |
Bibliography
| [1] | Inter-Agency Space Debris Coordination Committee, “IADC Space Debris Mitigation Guidelines, Revision 1”, IADC-02-01, September 2007 |
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