JP7123340B2 - 空間光通信装置及び空間光通信方法 - Google Patents

Description

本発明は、例えば、宇宙空間を周回する人工衛星などの宇宙機と光通信を行う空間光通信装置及び空間光通信方法に関する。

近年、宇宙空間において地球周回軌道を周回する人工衛星等の宇宙機により、地球上の地上局と光衛星通信を行う研究が進められている。この光衛星通信は、大容量データ伝送が可能であり、かつ、軽量で小型なシステム構成で実現でき、電波と比較して干渉が少ない等の利点があることから、今後の宇宙通信を担う技術として注目されている。

宇宙－地上間光空間伝送は、その伝送区間を雲にブロッキングされないようにするため、雲が存在しない空間（地球大気下）で行われる。一方、宇宙機から地上局へ向けて送信されるダウンリンクが大気擾乱の影響を受け、受信側で受光可能な電力が減少して通信品質が低下し、最悪の場合、バースト的に情報が失われることがある。このため、大気の影響を抑制することが可能な何らかの補償技術が必要となる。

従来、大気影響を補償するために、ダウンリンクを受信する地上局の望遠鏡で集められた光エネルギを後段の補償システムで補償する仕組みがとられているが、望遠鏡入射前の空間における大気影響によりかなりの光エネルギを失っている。このため、地上局側で宇宙機に対してアップリンクを連続あるいは短時間照射し、地上局の方向を宇宙機へ知らせる灯台のごとく、ダウンリンクを地上局の方向へ誘導する。しかし、アップリンクも同様に大気影響を受けて宇宙機の光通信機のセンサ視野に到達しないことが多く、単純なアップリンク照射では効果が小さい。

このような問題を解消するため、例えば特許文献１には、人工衛星から出射された受信光波を集光すると共に人工衛星へ向けて出射される送信光波の伝播経路を含む空間を伝播した経路伝播光を望遠鏡により集光し、集光された受信光波及び経路伝播光の波面歪に基づいて、大気の揺らぎやフェージングの影響を加味した送信光波の伝播経路の角度を算出し、当該角度で送信光波が人工衛星へ到達するように望遠鏡の可変形鏡を制御する空間光通信装置が開示されている。

特開２０１８－１２１２８１号公報

地上からアップリンクを出射する場合に、送信レーザの伝播方向が地上から宇宙空間までの空間の影響、特に大気影響（地上から宇宙空間に至る連続的な大気濃度変化に伴う連続的な屈折率変化や、エアロゾル等の大気中微粒子による光散乱）により大気中を折れ曲がりながら伝播する（ビームワンダリング（Beam Wandering）現象）。このため、予報値に沿って望遠鏡が宇宙機を追尾しても、その先の宇宙機にアップリンクがうまく到達せず、その結果、宇宙機は、眼下のどの位置から地上局がアップリンクを出射しているかを把握することができなくなる。また、大気影響が時間的、空間的に時々刻々とランダムに変化するため、大気の状況変化に対する適応性が不十分である。

以上のような事情に鑑み、本発明の目的は、大気影響に適応しながら、宇宙機との良好な通信を維持することができる空間光通信装置及び空間光通信方法を提供することにある。

本発明の一形態に係る空間光通信装置は、送信部と、受信部と、第１検出部と、制御部とを具備する。
前記送信部は、宇宙機へ向けて第１レーザ光を送信する。
前記受信部は、前記宇宙機から送信される第２レーザ光を受信する。
前記第１検出部は、前記第２レーザ光の受光強度を検出する。
前記制御部は、前記第１検出部の出力に基づいて、前記第１レーザ光の拡がり角及びパワーを制御する制御信号を生成する。

上記空間光通信装置は、第２レーザ光の受光強度が目標値となるように第１レーザ光の出射条件を補正するように構成される。これにより、時々刻々と変化する大気状態に追従して、第１レーザ光の出射条件を最適化でき、大気影響によらずに安定した通信品質を確保することができる。

前記制御部は、前記第２レーザ光の受光強度が所定範囲未満のときは、前記第１レーザ光の拡がり角を拡大させるとともにパワーを増加させる制御信号を生成するように構成されてもよい。

また、前記制御部は、前記第２レーザ光の受光強度が前記所定範囲を超えるときは、前記第１レーザ光の拡がり角を狭めるとともにパワーを減少させる制御信号を生成するように構成されてもよい。

前記空間光通信装置は、第２検出部をさらに具備してもよい。
前記第２検出部は、前記第２レーザ光を受光する受光面を有し、前記第２レーザ光の伝播経路上における大気の揺らぎを検出する。前記制御部は、前記第１検出部及び前記第２検出部の出力に基づいて、前記第１レーザ光の拡がり角及びパワーを制御する制御信号を生成する。

前記第２検出部は、前記受信部に取り付けられてもよい。

前記空間光通信装置は、前記第１レーザ光の伝播方向を検出する第３検出部をさらに具備してもよい。前記制御部は、前記第３検出部の出力に基づいて、前記送信部から送信される前記第１レーザ光の出射方向を補正するための制御信号を生成してもよい。

前記第３検出部は、前記送信部に配置され前記第１レーザ光の大気による散乱光を撮影するカメラを含んでもよい。
前記カメラは、第１の平面上への前記散乱光の投影像と、前記第１の平面と所定の角度で交差する第２の平面上への前記散乱光の投影像とを取得するように構成されてもよい。

前記受信部は、前記第２レーザ光を集光する望遠鏡であってもよい。

本発明の一形態に係る空間光通信方法は、
宇宙機へ向けて第１レーザ光を送信し、
前記宇宙機から送信される第２レーザ光を受信し、
前記第２レーザ光の受光強度に基づいて、前記第１レーザ光の拡がり角及びパワーを制御する。

本発明によれば、空間光通信装置は、大気影響に適応しながら、宇宙機との良好な通信を維持することができる。

本発明の一実施形態に係る空間光通信装置を含む空間光通信システムを示す概略構成図である。 上記空間光通信装置における送信部の一構成例を示す概略図である。 宇宙機から空間光通信装置へ送信されるダウンリンク（第２レーザ光）の大気の揺らぎによる影響を説明する模式図である。 第１検出部としてのシーイングモニタの一構成例を示す概略斜視図である。 上記シーイングモニタの受光面における第２レーザ光の結像画像を示す模式図である。 第２検出部としての受光強度モニタの一構成例を示す模式図である。 宇宙機へ向けて送信されるアップリンク（第１レーザ光）のビームワンダリング現象を説明する模式図である。 第３検出部としてのビームモニタの一構成例を示す図である。 上記ビームモニタの構成の説明図である。 上記ビームモニタの作用を説明する図である。 上記ビームモニタの他の構成例を示す図である。 上記空間光通信装置における制御部の構成を示す機能ブロック図である。 上記空間光通信装置の各部の動作を時系列的に示すシーケンス図である。 上記制御部において実行される処理手順の一例を示すフローチャートである。 上記制御部において実行される処理手順の一例を示すフローチャートである。 図１４の変形例を示すフローチャートである。

以下、図面を参照しながら、本発明の実施形態を説明する。

図１は、本発明の一実施形態に係る空間光通信システム１００を示す概略構成図である。空間光通信システム１００は、空間光通信装置Ｇと、宇宙機Ｓとを含み、空間光通信装置Ｇと宇宙機Ｓとの間で光通信（衛星通信）を行う。

宇宙機Ｓは、典型的には、人工衛星、宇宙ステーションなどの宇宙空間を移動可能な通信機能を有する構造体を意味する。人工衛星は、静止軌道（ＧＥＯ：Geostationary Earth Orbit）を周回する静止衛星のほか、地球の自転周期とは無関係に地球低軌道（ＬＥＯ：Low Earth Orbit）や中軌道（ＭＥＯ：Medium Earth Orbit）、さらには深宇宙等を飛翔する人工衛星などを含む。すなわち宇宙機Ｓの地表からの高度は特に制限されない。人工衛星は、典型的には気象衛星や通信衛星などであるが、いかなる目的に基づいて打ち上げられたものであってもよい。

［空間光通信装置］
空間光通信装置Ｇは、宇宙機Ｓとの間で光空間伝送を行う地上局として構成される。空間光通信装置Ｇは、宇宙機Ｓから送信される光信号（ダウンリンク）を受信する、あるいは、宇宙機Ｓとの間で光信号を送受信するための望遠鏡１０を備える。本実施形態において望遠鏡１０は、主として、宇宙機Ｓから送信されるダウンリンク（第２レーザ光Ｌ２）を受信する受信部として構成される。

第２レーザ光Ｌ２は、連続レーザであってもよいし、パルスレーザであってもよい。第２レーザ光Ｌ２は、典型的には赤外光であり、その波長は、例えば、１５５０ｎｍあるいは１０６４ｎｍである。

望遠鏡１０は、地上に設置された基台１１に設置される。基台１１は、望遠鏡１０の姿勢を調整する調整機構１１ａを有し、望遠鏡１０は、宇宙機Ｓを追尾可能に基台１１に支持される。基台１１は、予報値に従って宇宙機Ｓを追尾するように望遠鏡１０の光軸の方位及び／または仰角を制御する。予報値とは、宇宙機Ｓの軌道から計算される宇宙機Ｓの空間座標であり、基台１１の設置場所から宇宙機Ｓまでの空間伝送路の第１レーザ光Ｌ１または第２レーザ光Ｌ２の波長における屈折率を考慮したものであってもよい。

望遠鏡１０の口径は特に限定されず、例えば、３０ｃｍ～１０ｍである。望遠鏡１０の開口は単数に限られず、複数であってもよい。望遠鏡１０は、集光した第２レーザ光Ｌ２を電気信号に変換し、受信情報の解析等の所定の信号処理を施す信号処理部（図示せず）を有する。

なお空間光通信装置Ｇは、地上局として構成される例に限られず、車両や船舶、航空機等の移動体に搭載されてもよい。また、空間光通信装置Ｇは、ゲートウェイや地上に設置された地上通信ネットワーク、車両、船舶、航空機等をはじめとした通信体と接続されてもよい。この場合、上記ゲートウェイや地上通信ネットワーク、通信体等は、空間光通信装置Ｇを介して、宇宙機Ｓとの間で光信号の送受信を行う。

空間光通信装置Ｇは、送信部２０と、第２検出部としてのシーイングモニタ３１と、第１検出部としての受光強度モニタ３２と、第３検出部としてのビームモニタ３３と、制御部４０とを備える。
送信部２０は、宇宙機Ｓへ向けて送信される第１レーザ光Ｌ１を出射する。シーイングモニタ３１は、宇宙機Ｓから送信される第２レーザ光Ｌ２に基づいて、第２レーザ光Ｌ２の伝播経路上における大気の状態（あるいは当該大気の状態を反映したビーム位置情報）を検出する。受光強度モニタ３２は、第２レーザ光Ｌ２の受光強度を検出する。ビームモニタ３３は、第１レーザ光Ｌ１の出射方向を検出する（本実施形態では、ビームワンダの影響を受けたビーム出射角度（方位、仰角）を検出するために、第１レーザ光Ｌ１の散乱光Ｌ１ｓをモニタする）。制御部４０は、予報値に従って宇宙機Ｓを追尾可能に望遠鏡１０の光軸の方位、仰角を制御する。制御部４０は、シーイングモニタ３１、受光強度モニタ３２及びビームモニタ３３の出力に基づいて送信部２０を制御する。
空間光通信装置Ｇは、第１レーザ光Ｌ１の出射方向上空を観察する観測器３４をさらに備える。

宇宙機Ｓと空間光通信装置Ｇとの間の光空間伝送は、雲が存在しない空間（地球大気下）で行われるが、宇宙機Ｓから空間光通信装置Ｇへ向けて送信されるダウンリンクが大気擾乱の影響を受け、受信側で受光可能な電力が減少して通信品質が低下することがある。このため、地上局Ｇ側で宇宙機Ｓに向けてアップリンクを連続あるいは短時間照射することで地上局Ｇの方向を宇宙機Ｓへ知らせて、ダウンリンクを地上局の方向へ誘導している。
しかしながら、アップリンクも同様に大気影響を受けて宇宙機Ｓに到達しないことが多く、単純なアップリンク照射では効果が小さい。
そこで本実施形態の空間光通信装置Ｇは、シーイングモニタ３１等によって検出されるダウンリンク（第２レーザ光Ｌ２）の光学特性に基づいて、宇宙機Ｓへ向けて出射されるアップリンク（第１レーザ光Ｌ１）の拡がり角及びパワーを制御するように構成される。以下、その詳細について説明する。

（送信部）
送信部２０は、アップリンク用の第１レーザ光Ｌ１を生成するレーザ光源を有する。第１レーザ光Ｌ１は、主として、宇宙機Ｓのダウンリンクを空間光通信装置Ｇへ向けて出射させるための誘導光として機能する。第１レーザ光Ｌ１は、連続レーザであってもよいし、パルスレーザであってもよい。第１レーザ光Ｌ１は、典型的には赤外光であり、その波長は、例えば、１５５０ｎｍあるいは１０６４ｎｍである。第１レーザ光Ｌ１の拡がり角、パワーも特に限定されず、例えば、拡がり角が５０μｒａｄ～１ｍｒａｄ、パワーが１Ｗ～数１０ｋＷ（例えば、５０ｋＷ）である。

送信部２０は、望遠鏡１０の外周部に取り付けられることで、望遠鏡１０と一体的に基台１１に対して相対移動可能に構成される。送信部２０における第１レーザ光Ｌ１の出射光軸は、望遠鏡１０の光軸と平行に設置される。本実施形態では、多連のレーザ出射ユニットを有し、各々のレーザ出射ユニットが宇宙機Ｓへ向けて第１レーザ光Ｌ１を出射するように構成される。なお勿論、レーザ出射ユニットは複数である場合に限られず、単数であってもよい。また、送信部２０は、望遠鏡１０の外周部に取り付けられる例に限られず、望遠鏡１０の内部に配置されてもよい。

図２は、送信部２０の一構成例を示す概略図である。送信部２０は、ケーシング２１と、複数（本例では２つ）のレーザ出射ユニット２２とを有する。レーザ出射ユニット２２は、ケーシング２１の内部に配置され、レーザ光源２２１、レンズユニット２２２、出射ミラー２２３、シャッタ２２４等をそれぞれ有する。

ケーシング２１は、望遠鏡１０の外周部に固定される。ケーシング２１の光出射面には、各レーザ出射ユニット２２から出射する第１レーザ光Ｌ１を透過させる窓部２１Ｗ（図１参照）が設けられる。レーザ光源２２１は、第１レーザ光Ｌ１を出射するレーザダイオードであり、レンズユニット２２２は、レーザ光源２２１からの出射光の拡がり角を任意に調整可能な複数のレンズを含む。レンズユニット２２２には、典型的にはビームエクスパンダと呼ばれるレンズユニットを用いることができる。出射ミラー２２３は、レンズユニット２２２からの出射光を窓部２１Ｗへ導く複数のミラー素子を含む。当該複数のミラーは、典型的には、窓部２１Ｗからの第１レーザ光Ｌ１の出射角をその光軸に関して相互に直交する２軸方向について個々に調整可能な複数の可変ミラーを含む。シャッタ２２４は、レーザ光の出射経路の任意の位置に配置され、レーザ光源２２１からの出射光を遮蔽可能に構成される。

送信部２０は、各レーザ光源２２１へ電力を供給する駆動回路２３と、各レーザ光源２２１へ供給される電流値を調整する増幅器２４とをさらに有する。レーザ出射ユニット２２、駆動回路２３及び増幅器２４は、後述する制御部４０からの指令に基づいて個々に制御されることが可能に構成される。

（シーイングモニタ）
シーイングモニタ３１は、宇宙機Ｓから空間光通信装置Ｇへ向けて送信される第２レーザ光Ｌ２の伝播経路上における大気の状態を検出する。本実施形態では、大気の状態を反映した第２レーザ光Ｌ２のビームポジションを位置情報として検出するため、シーイングモニタ３１として、ＤＩＭＭ（Differential Image Motion Monitor）が採用される。

ここで、大気の状態とは、典型的には、大気の揺らぎ（seeing）を意味する。大気の揺らぎは、気象条件、大気汚染、周囲の地形、時間、季節等により変動する。宇宙機Ｓと空間光通信装置Ｇとの間における空間光伝送は、地上の大気の影響（例えば、連続的な屈折率変化）を強く受けるため、この大気影響を踏まえて、誘導光としてのアップリンク（第１レーザ光Ｌ１）が宇宙機Ｓへ到達するようにその拡がり角、送信強度、送信方向があらかじめ設定される。
しかし、大気の揺らぎのパターンは時々刻々と変化するため、アップリンクの送信条件が固定されると、大気状態の変化によって宇宙機Ｓによるアップリンク（第１レーザ光Ｌ１）の捕捉が不十分となり、アップリンクの到来方向の検出精度が低下するとともに、空間光通信装置Ｇにおいてはダウンリンク（第２レーザ光Ｌ２）の受光強度が低下し、通信品質が劣化する。
そこで本実施形態では、シーイングモニタ３１により大気状態を検出し、その検出信号に基づいて、アップリンク用の第１レーザ光Ｌ１の拡がり角及び送信強度をリアルタイムで補正することで、宇宙機Ｓと空間光通信装置Ｇとの間の最適な通信環境を維持する。

図３は、宇宙機Ｓから空間光通信装置Ｇへ送信されるダウンリンク（第２レーザ光Ｌ２）の大気の揺らぎによる影響を説明する模式図である。図３に示すように、宇宙機Ｓから送信される第２レーザ光Ｌ２の波面Ｌ２ｗは、宇宙空間では平面であるのに対し、大気中では歪み面となる。この歪みの程度は、大気状態によって変化し、大気揺らぎの強度が大きいほど大きくなる結果、焦点位置がシフトする。このように、シーイングモニタ３１において第２レーザ光Ｌ２の焦点位置のシフト量を検出することで、第２レーザ光Ｌ２の伝播経路における大気の揺らぎの強度を検出することが可能となる。

図４は、シーイングモニタ３１の一構成例を示す概略斜視図である。シーイングモニタ３１は、例えば直径１０ｃｍ以下の反射望遠鏡構造を有する。シーイングモニタ３１は、望遠鏡１０の外周部に固定された筒部３１１と、筒部３１１の先端に相互に離間して配置された２つのプリズム（あるいはウェッジ）３１２と、プリズム３１２を介して筒部３１１へ進行した第２レーザ光Ｌ２を反射する第１ミラー３１３及び第２ミラー３１４と、第２ミラー３１４の反射光を受光する受光面３１５ａを有する赤外線カメラ３１５とを有する。

図５は、受光面３１５ａにおける第２レーザ光Ｌ２の結像画像を示す模式図である。図においてＸ軸及びＹ軸はそれぞれ受光面３１５ａの横軸及び縦軸を示し、Ｚ軸はシーイングモニタ３１の光軸（軸心）に相当する。図中、Ｐ０は、基準値（受光開始時の初期値）における２つのプリズム３１２を透過した各レーザ光の焦点位置（以下、基準点ともいう）をそれぞれ示している。シーイングモニタ３１は、受光面３１５ａ上におけるレーザ光の２つの結像点Ｐの基準点Ｐ０からのＸ軸及びＹ軸方向のシフト量（Ｘ／Ｙ）を検出する。具体的には、シーイングモニタ３１を構成する光学系の焦点距離から求められる入射角と、基準点Ｐ０からのＸ軸及びＹ軸方向のシフト量とから、公知の方法により、シーイング［ａｒｃｓｅｃ］を算出する。

シーイングモニタ３１の検出信号は、演算器５０（図１参照）へ出力される。演算器５０は、赤外線カメラ３１５で検出された２つの結像点Ｐの基準点Ｐ０からのシフト量から、大気の揺らぎに関するフリードパラメータ（Fried parameter）ｒ0［ｍｍ］を算出する。フリードパラメータｒ0は、シーイングを定量的に評価するための指標であり、所定の演算式によって算出されて制御部４０へ出力される。なお、演算器５０は、シーイングモニタ３１の一部として構成されてもよいし、制御部４０の一部として構成されてもよい。また、シーイング及びフリードパラメータの算出処理は、制御部４０において実行されてもよい。

フリードパラメータｒ0の算出に際しては、シーイングモニタ３１の口径に応じた補正係数が乗じられてもよい。ＤＩＭＭは一般的に、２５ｃｍ以上の口径を有し、その大きさよりも小さい口径では計測誤差が大きくなることが知られている。しかし、衛星追尾中に同時にダウンリンク光を計測してアップリング制御をするためには、宇宙通信で想定される望遠鏡口径（０．３ｍ～１０ｍ程度）に同架可能な大きさにＤＩＭＭを小型化する必要がある。

そこで本実施形態では、シーイングモニタ３１に適用される口径１０ｃｍ以下のＤＩＭＭに関して、口径が２５ｃｍ程度の基準望遠鏡と比較した統計的分析に基づく補正係数を予め算出し、当該補正係数をシーイングモニタ３１の出力に乗じて得られる値からフリードパラメータｒ0を算出するようにしている。これにより、小型化に起因するＤＩＭＭの測定誤差による弊害を抑え、大気状態を高精度に計測することが可能となる。

（受光強度モニタ）
受光強度モニタ３２は、宇宙機Ｓから空間光通信装置Ｇへ向けて送信される第２レーザ光Ｌ２の受光強度を検出する。本実施形態において受光強度モニタ３２は、望遠鏡１０の外周部にシーイングモニタ３１と隣接して配置されるが、取付け位置はこれに限られない。受光強度モニタ３２は、単位面積当たりの第２レーザ光Ｌ２の受光強度を検出可能な光電変換素子で構成される。

図６は、受光強度モニタ３２の一構成例を示す模式図である。受光強度モニタ３２は、筒部３２１に集光レンズ３２２と、集光レンズ３２２で集光した第２レーザ光Ｌ２を受光する受光センサ３２３とを有する。受光センサ３２３は、第２レーザ光Ｌ２の強度に応じた電流値を出力する光電変換素子であり、その出力（Ｒｘ［ｄＢｍ］）が制御部４０へ供給される。

（ビームモニタ）
ビームモニタ３３は、第１レーザ光Ｌ１のビームワンダリングに伴うビーム蛇行を検出する。送信部２０から出射されるアップリンク（第１レーザ光Ｌ１）もまた、上空の大気の揺らぎ、高度により段階的に変化する屈折率等の影響を受けて強度が減衰し、あるいは伝播方向が蛇行する。この現象をビームワンダリングといい、その様子を図７に模式的に示す。

アップリンク用の第１レーザ光Ｌ１のビームワンダリングに伴うビーム蛇行が所定以上に大きい場合、第１レーザ光Ｌ１が宇宙機Ｓへ到達しにくくなるため、宇宙機Ｓにとっては、第１レーザ光Ｌ１の検出精度が低下する。その結果、ダウンリンク用の第２レーザ光Ｌ２の出射方向の精度が低下するため、空間光通信装置Ｇにおける第２レーザ光Ｌ２の受光強度も低下する。そこで本実施形態では、ビームモニタ３３によってアップリンク用の第１レーザ光Ｌ１のビームワンダリングの影響を受けたビーム蛇行を観測し、その観測値の結果に応じて第１レーザ光Ｌ１の出射方向を制御するように構成される。

具体的には、観測値からビームの出射方向（方位、仰角）を算出し、宇宙機Ｓの空間位置に関する予報値（方位、仰角）との差分値を計算する。制御部４０は、その差分値を打ち消すように第１レーザ光Ｌ１の出射方向を補正するための制御信号を生成する。

図８及び図９は、ビームモニタ３３の一構成例を示す原理図である。ビームモニタ３３は、送信部２０から上空に出射された第１レーザ光Ｌ１の大気中粒子等による散乱光Ｌ１ｓを撮影することが可能に構成される。ビームモニタ３３は、筐体３３１と、筐体３３１の内部にそれぞれ配置された第１ミラー３３２、第２ミラー３３３、第３ミラー３３４、ビームスプリッタ３３５、カメラ３３６及び画像処理部３３７を有する。

第１ミラー３３２及び第２ミラー３３３は、送信部２０から出射される第１レーザ光Ｌ１の大気による散乱光Ｌ１ｓ（Ｌ１ｓｘ，Ｌ１ｓｙ）を反射する。第１ミラー３３２で反射した散乱光Ｌ１ｓｘは、ビームスプリッタ３３５を介してカメラ３３６へ入射する。一方、第２ミラー３３３で反射した散乱光Ｌ１ｓｙは、第３ミラー３３４及びビームスプリッタ３３５を介してカメラ３３６へ入射する。この時、ビームスプリッタ３３５に入射する２つの反射光は所定の角度をなすように、ビームスプリッタ３３５及び第１ミラー３３２、第２ミラー３３３が配置される。なお図８及び図９では、ビームスプリッタ３３５に入射する２つの反射光が互いに直交するようにビームスプリッタ３３５及び第１ミラー３３２、第２ミラー３３３が配置されている。また、後述するが、カメラ３３６の撮影画像３３６ｖは、画像処理部３３７へ出力される。

図９においてＺ軸は、送信部２０における第１レーザ光Ｌ１の出射中心を示し、Ｘ軸及びＹ軸方向は、Ｚ軸に直交する２軸方向を示している。第１ミラー３３２は、ＸＺ平面に平行なＸ面（第１の平面）から見た第１レーザ光Ｌ１の散乱光Ｌ１ｓｘを反射し、第２ミラー３３３は、Ｘ面と所定の角度で交差（本実施形態では直交）する、ＸＹ平面に平行なＹ面（第２の平面）から見た第１レーザ光Ｌ１の散乱光Ｌ１ｓｙを反射する。カメラ３３６は、赤外線カメラであり、Ｘ面内において屈折あるいは発散しながら進行する第１レーザ光Ｌ１のＸ面上への散乱光Ｌ１ｓｘの投影像と、Ｙ面内において屈折あるいは発散しながら進行する第１レーザ光Ｌ１のＹ面上への散乱光Ｌ１ｓｙの投影像とを同時に取得する。

図１０は、カメラ３３６で取得された散乱光Ｌ１ｓｘ，Ｌ１ｓｙの画像３３６ｖを示す図である。カメラ３３６は、赤外線カメラである。同図において、＋Ｘ方向と－Ｘ方向とのなす角が散乱光Ｌ１ｘの散乱角を、そして、＋Ｙ方向と－Ｙ方向とのなす角が散乱光Ｌ１ｙの散乱角にそれぞれ相当する。画像処理部３３７は、散乱光Ｌ１ｘ，Ｌ１ｙの画像を分析することで第１レーザ光Ｌ１のビームワンダリングの影響を受けた出射ビームの形状を解析し、制御部４０へ出力する。典型的には、制御部４０は散乱光Ｌ１ｓｘと散乱光Ｌ１ｓｙの画像を重ね合わせて、第１レーザ光Ｌ１の伝播方向を割り出す。なお、伝播方向の算出は、制御部４０において実行される場合に限らず、画像処理部３３７において実行されてもよい。

なお、ビームモニタ３３は、１台のカメラ３３６で構成される例に限られず、２台のカメラで構成されてもよい。その構成例を図１１に模式的に示す。図１１において、第１ミラー３３２及び第２ミラー３３３で反射した散乱光Ｌ１ｓｘ，Ｌ１ｓｙは、それぞれビームスプリッタ３３８を介して第１カメラ３３６ａ及び第２カメラ３３６ｂへ入射する。この場合、画像処理部３３７は、第１カメラ３３６ａ及び第２カメラ３３６ｂにより取得された散乱光Ｌ１ｓｘ，Ｌ１ｓｙの画像から第１レーザ光Ｌ１のビームワンダリングの影響を受けた出射ビームの伝播方向を計測する。

（観測器）
観測器３４（図１参照）は、上空の雲Ｃや航空機等の飛翔体Ｆを観測可能な熱赤外線カメラあるいは可視光カメラなどで構成される。観測器３４は、送信部２０と一体的に取り付けられ、その出力画像が制御部４０へ出力される。制御部４０は、観測器３４からの出力を監視し、第１レーザ光Ｌ１の出射方向に雲Ｃや飛翔体Ｆの存在を確認したときは、シャッタ２２４を駆動して第１レーザ光Ｌ１の出射を停止させる。なお、観測器３４の視野角はビームモニタ３３の視野角よりも広く、これにより第１レーザ光Ｌ１の照射領域に接近する雲Ｃや飛翔体Ｆを事前に検出することができる。

（制御部）
図１２は、制御部４０の構成を示す機能ブロック図である。

制御部４０は、空間光通信装置Ｇの各部の動作を統括的に制御する。制御部４０は、典型的には、ＣＰＵ（Central Processing Unit）やメモリを有するコンピュータで構成される。制御部４０は、シーイングモニタ３１（あるいは演算器５０）、受光強度モニタ３２、ビームモニタ３３及び観測機３４の各出力を取得する取得部４１と、取得部４１において取得された各モニタの出力に基づいて、第１レーザ光Ｌ１のビーム拡がり角（ビーム幅）及びパワーの補正の有無等を判定する判定部４２と、判定部４２の出力に基づいて送信部２０を制御する制御信号を生成する信号生成部４３を有する。

［空間光通信装置の動作］
以下、制御部４０の構成の詳細について、空間光通信装置Ｇの動作と併せて説明する。図１３は、空間光通信装置Ｇの各部の動作を時系列的に示すシーケンス図、図１４及び図１５は、制御部４０において実行される処理手順の一例を示すフローチャートである。

空間光通信装置Ｇは、図１に示すように、送信部２０から宇宙機Ｓへ向けてアップリンク用の第１レーザ光Ｌ１を送信し、宇宙機Ｓは、第１レーザ光Ｌ１の到来方向に向けてダウンリンク用の第２レーザ光Ｌ２を送信する。望遠鏡１０は、第２レーザ光Ｌ２を集光し、所定の信号処理を施す。

制御部４０は、第２レーザ光Ｌ２の受光強度Ｒｘ等に基づき、後述する第１～第３のループ処理を実行することで、第１レーザ光Ｌ１を出射する送信部２０を制御する。

（第１のループ処理）
制御部４０は、シーイングモニタ３１及び演算器５０の出力に基づいて大気の揺らぎ（シーイング）及びフリードパラメータｒ0を取得あるいは算出する（ステップ１０１，１０２）。また、制御部４０は、受光強度モニタ３２の出力に基づいて第２レーザ光Ｌ２の受光強度Ｒｘを取得あるいは算出する（ステップ１０３）。

続いて、制御部４０は、第２レーザ光Ｌ２の受光強度Ｒｘが、所定の強度範囲に達しているか否かを判定する（ステップ１０４）。所定の強度範囲とは、典型的には、望遠鏡１０による受信信号の信号処理を適切に行うのに必要な第２レーザ光Ｌ２の強度範囲をいい、任意の一点（ターゲット値）であってもよいが、制御の安定性を高めるため、本例では上記ターゲット値を中心とする所定範囲に設定される。

第２レーザ光Ｌ２の受光強度Ｒｘが所定の強度範囲内であるときは、大気の揺らぎに変動がないものとみなすことができる。したがって、この場合、制御部４０は、第１レーザ光Ｌ１の現在の出射条件（ビーム拡がり角、送信パワー（Ｔｘ））をそのまま維持し（ステップ１０５，１０６）、上述のステップ１０１～１０６の処理（以下、第１のループ処理ともいう）を繰り返す。

なお上述の例では、第２レーザ光Ｌ２の受光強度Ｒｘのみを監視対象として第１のループ処理を実行したが、これに限られず、図１６に示すように、第２レーザ光Ｌ２のビームワンダｗ及び第２レーザ光Ｌ２の受光強度Ｒｘの双方を監視対象として第１のループ処理を実行してもよい（後述する第２のループ処理についても同様）。この場合、例えば、ステップ１０２とステップ１０３との間に第２のレーザ光Ｌ２のビームワンダｗを算出する処理１０２ａが追加される（図１６参照）。第２のレーザ光Ｌ２のビームワンダｗは、ステップ１０２で取得されたフリードパラメータ、第２レーザ光Ｌ２のレーザ波長とビーム径、伝播距離等に基づいて算出することができる。

（第２のループ処理）
第２レーザ光Ｌ２の受光強度が所定強度範囲に収まらない要因として、大気揺らぎが経時的に変動し、これにより宇宙機Ｓへ到達する第１レーザ光Ｌ１の強度が減衰し、宇宙機Ｓで捕捉される第１レーザ光Ｌ１の到来方向を精度よく検出することができなくなったことが挙げられる。そこで、第２のループ処理においては、宇宙機Ｓが第１レーザ光Ｌ１の到来方向を精度よく検出することができるように、送信部２０から出射される第１レーザ光Ｌ１の拡がり角及び送信パワーＴｘが補正される。

制御部４０は、第２レーザ光Ｌ２の受光強度が所定の強度範囲内ではないと判定したとき、第２のループ処理（ステップ１０８～１１２）を実行する。本実施形態では、第２のループ処理が所定値を超えて連続してＮ回繰り返されたとき、図１５に示す第３のループ処理が実行される（ステップ１０７）。

制御部４０は、第２レーザ光Ｌ２の受光強度が所定の強度範囲未満であるか否かを判定する（ステップ１０８）。そして、ステップ１０８における判定結果が「Ｙｅｓ」の場合、制御部４０は、第１レーザ光Ｌ１のビーム拡がり角を現在値のｎ（ｎは１より大きい正数）倍大きく、送信パワー（Ｔｘ）が現在値のｎ^２倍大きくするための制御信号を生成し、これを送信部２０へ出力する（ステップ１０９，１１０）。

これにより、第１レーザ光Ｌ１のビーム幅が広げられるため、宇宙機Ｓへ到達する第１レーザ光Ｌ１の光量を高めることができる。その結果、宇宙機Ｓで捕捉される第１レーザ光Ｌ１の到来方向を精度よく検出することができるため、宇宙機Ｓから空間光通信装置Ｇへ向けて送信される第２レーザ光Ｌ２の方向精度が高まり、その受光強度Ｒｘを高めることができる。また、ビーム拡がり角の拡大に合わせて送信パワーＴｘも同時に増大させるため、ビーム拡がり角の拡大に伴う単位面積当たりの光エネルギの低下が抑えられる。

第１レーザ光Ｌ１の拡がり角は、送信部２０のレンズユニット２２２における各レンズ間距離を調整することで任意の大きさに変更でき、送信パワーＴｘは、送信部２０の増幅器２４を調整することで任意の大きさに変更できる。

ｎの値は固定値でもよいし、第２レーザ光Ｌ２の受光強度Ｒｘ（あるいは、ビームワンダｗ）の所定範囲からのシフト量に対応して予め定められた可変値であってもよい。ｎの値は、ビーム拡がり角及び送信パワーの制御量として同一の値であってもよいし、異なる値であってもよい。また、ｎの値は、ステップ１０１において取得した大気の揺らぎに関する情報やステップ１０２において取得したフリードパラメータ等から、所定のテーブルあるいはアルゴリズムに基づいて動的に変化させてもよい。

ｎの値は特に限定されず、典型的には、１．５以上１０以下の数値であり、望ましくは、２以上５以下である。大気の状態にもよるが、ｎの値が１．５未満の場合には、宇宙機Ｓが第１レーザ光Ｌ１を捕捉する効果が十分とはいえない場合がある。また、ｎの値が１０を超える場合には、第１レーザ光Ｌ１の送信パワーが過大となり、空間光通信装置Ｇにおける電力の効率的な運用に支障をきたす可能性がある。

なお、ステップ１０８における判定結果が「Ｎｏ」の場合、制御部４０は、第１レーザ光Ｌ１のビーム拡がり角を現在値のｎ（ｎは１より大きい正数）倍小さく、送信パワー（Ｔｘ）が現在値のｎ^２倍小さくするための制御信号を生成し、これを送信部２０へ出力する（ステップ１１２，１１３）。これにより、第１レーザ光Ｌ１のビーム幅が狭められるとともに送信パワーも低減されるため、第１レーザ光Ｌ１の過剰出力を抑えることができる。

制御部４０は、上述の第２のループ処理の実行後、第１のループ処理を再度実行する。制御部４０は、第２レーザ光Ｌ２の受光強度Ｒｘ（あるいは、受光強度Ｒｘおよびビームワンダｗ（図１６））がそれぞれ所定範囲に収まるまで、第２のループ処理を繰り返し実行する。

以上のように、時々刻々と変化する大気状態に応じてアップリンク用の第１レーザ光Ｌ１の出射条件をリアルタイムで補正することで、宇宙機Ｓから送信される第２レーザ光Ｌ２の安定した受信を維持することができる。したがって本実施形態によれば、時々刻々と変化する大気状態に追従可能な適応性の高い空間光通信を実現することができる。

一方、上述の第２のループ制御を複数回実行しても、第２レーザ光Ｌ２の受光強度Ｒｘが所定強度範囲にならない場合がある。そこで本実施形態では、第２のループ処理をＮ回連続して実行した後でも受光強度Ｒｘが所定範囲に入らない場合（ステップ１０８において「Ｙｅｓ」）、制御部４０は、第３のループ処理を実行するように構成される。Ｎの値は任意に設定可能であり、例えば、３以上の自然数に設定される。

（第３のループ処理）
上述の第２のループ処理を実行しても第２レーザ光Ｌ２の受光強度Ｒｘが所定範囲に収まらない要因として、送信部２０から出射される第１レーザ光Ｌ１が大気状態あるいはその変動により目標地点（宇宙機Ｓ）へ適切に到達していないことが挙げられる。そこで、第３のループ処理においては、第１レーザ光Ｌ１が目標地点へ適切に到達するように、送信部２０からの第１レーザ光Ｌ１の出射方向が修正される。

第３のループ処理では、図１５に示すように、制御部４０は、ビームモニタ３３から第１レーザ光Ｌ１の大気での散乱光Ｌ１ｓｘ，Ｌ１ｓｙの撮像データを取得する（ステップ２０１）。制御部４０は、ビームモニタ３３のカメラ３３６による撮影画像から、Ｘ面及びＹ面（図９参照）における第１レーザ光Ｌ１の散乱光Ｌ１ｓのビームポジション（送信部２０からの出射方向。以下同じ）を検出する（ステップ２０２，２０３）。図９に示した例では、Ｘ面におけるビームポジションは、カメラ３３６へ直接的に入射する散乱光Ｌ１ｓｘの画像から求められ、Ｙ面におけるビームポジションは、Ｘ軸上に設置された第３ミラー３３４を介してカメラ３３６へ入射する散乱光Ｌ１ｓｙの画像から求められる。

制御部４０は、上記Ｘ面及びＹ面のビームポジションから与えられた第１レーザ光散乱光Ｌ１ｓの２次元座標をそれぞれ計算し、決定する（ステップ２０４，２０５、図１０）。これにより、Ｘ面及びＹ面の各面における第１レーザ光Ｌ１の伝播方向を把握でき、これらを重ね合わせることで上空のどの地点に第１レーザ光Ｌ１が位置するかを推定することができる。

制御部４０は、Ｘ面及びＹ面におけるビームポジションから第１レーザ光Ｌ１が目標地点に向かって進行しているか否かを判定する（ステップ２０６）。ここでの判定結果が「Ｎｏ」の場合、制御部４０は、Ｘ面及びＹ面のうち少なくとも１つの面においてビームポジションが当初の設定値よりも所定方向にシフトしていると判断したとき、当該シフト量を消失させる方向に送信部２０の出射ミラー２２３を調整する（ステップ２０７，２０８，２０９）。これにより、第１レーザ光Ｌ１の宇宙機Ｓへの到達精度が高まる結果、宇宙機Ｓから送信される第２レーザ光Ｌ２の受光強度Ｒｘの向上を図ることができる。

なお、Ｘ面及びＹ面におけるビームポジションから第１レーザ光Ｌ１が目標地点に向かって進行していると判定された場合（ステップ２０６において「Ｙｅｓ」）、受光強度Ｒｘの低下が別の要因に基づくものと判断されるため、制御部４０は、第１レーザ光Ｌ１の出射方向を現状の設定値に維持したまま処理を終了する（ステップ２１０）。

以上のように本実施形態の空間光通信装置Ｇは、宇宙機Ｓからのダウンリンク（第２レーザ光Ｌ２）の受光強度Ｒｘが目標値となるようにアップリンク（第１レーザ光Ｌ１）の出射条件を自動的に補正する。これにより、時々刻々と変化する大気状態に追従して、アップリンクの最適化を図ることができ、これにより大気影響によらずに安定した通信品質を確保することができる。

また本実施形態によれば、シーイングモニタ３１及び受光強度モニタ３２が宇宙機Ｓを追尾する望遠鏡１０と一体的に取り付けられているため、上述したダウンリンクに基づくアップリンク最適化制御の信頼性を高めることができる。

以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明は上述の実施形態にのみ限定されるものではなく種々変更を加え得ることは勿論である。

例えば以上の実施形態では、宇宙機との光通信を例に挙げて説明したが、これに限られない。例えば、地球大気を伝送路に挟んで宇宙機と地上局間においてレーザにより距離計測するシステム（光衛星測距、能動デブリ観測）、地球大気を伝送路に挟んで宇宙機と受電設備間においてレーザによりエネルギを伝送するシステム（光エネルギ伝送）等にも、本発明は適用可能である。また、空間光通信装置に用いるレーザについて、典型例である赤外線レーザとして説明してきたが、これに限るものではなく、可視光を用いてもよい。

また、以上の実施形態では、第１検出部としてのシーイングモニタ３１、第２検出部としての受光強度モニタ３２等が望遠鏡１０の外周部に一体的に取り付けられた例を説明したが、これらの検出部を望遠鏡の内部に設置することも可能である。また、第２検出部としての受光強度モニタは、望遠鏡において集光されたダウンリンクレーザ光の受光センサで構成されてもよい。

さらに以上の実施形態では、大気の状態（シーイングモニタ３１の出力）と第２レーザ光Ｌ２の受光強度（受光強度モニタ３２の出力）とに基づいて第１レーザ光Ｌ１の拡がり角及び出射強度を制御するように構成されたが、これに限られない。例えば、第２レーザ光Ｌ２の受光強度のみに基づいて第１レーザ光Ｌ１の上記条件を制御するようにしてもよい。
同様に、第１レーザ光Ｌ１の出射方向（ビームポジション）の検出に図８～図１１に示したビームモニタ３３を用いたが、これに限られず、第１レーザ光Ｌ１の出射方向を検出可能な他の構成のビームモニタが採用されてもよい。

１０…望遠鏡
２０…送信部
３１…シーイングモニタ（第２検出部）
３２…受光強度モニタ（第１検出部）
３３…ビームモニタ（第３検出部）
３４…観測器
４０…制御部
Ｇ…空間光通信装置
Ｌ１…第１レーザ光（アップリンク）
Ｌ２…第２レーザ光（ダウンリンク）
Ｓ…宇宙機

Claims (6)

1. 宇宙機へ向けて第１レーザ光を送信する送信部と、
   前記宇宙機から送信される第２レーザ光を受信する受信部と、
   前記第２レーザ光の受光強度を検出する第１検出部と、
   前記第２レーザ光を受光する受光面を有し、前記第２レーザ光の伝播経路上における大気の揺らぎを検出する第２検出部と、
   前記第１レーザ光の出射方向を検出する第３検出部と、
   前記第１検出部、前記第２検出部及び前記第３検出部の出力に基づいて、前記第１レーザ光を制御する制御信号を生成する制御部と
   を具備し、
   前記制御部は、
   前記第２レーザ光の受光強度が所定範囲未満のときは、前記第１レーザ光の拡がり角を拡大させるとともにパワーを増加させる制御信号を生成する第１の処理を実行し、
   前記第２レーザ光の受光強度が前記所定範囲を超えるときは、前記第１レーザ光の拡がり角を狭めるとともにパワーを減少させる制御信号を生成する第２の処理を実行し、
   前記第１の処理又は前記第２の処理を所定回数繰り返しても前記第２レーザ光の受光強度が前記所定範囲に収まらないときは、前記第１レーザ光のビームワンダリングに伴うビーム蛇行を検出して出射方向を補正するための制御信号を生成する第３の処理を実行する
   空間光通信装置。
2. 請求項１に記載の空間光通信装置であって、
   前記第２検出部は、前記受信部に取り付けられる
   空間光通信装置。
3. 請求項１又は２に記載の空間光通信装置であって、
   前記第３検出部は、前記送信部に配置され前記第１レーザ光の大気による散乱光を撮影するカメラを含む
   空間光通信装置。
4. 請求項３に記載の空間光通信装置であって、
   前記カメラは、第１の平面上への前記散乱光の投影像と、前記第１の平面と所定の角度で交差する第２の平面上への前記散乱光の投影像とを取得する
   空間光通信装置。
5. 請求項１～４のいずれか１つに記載の空間光通信装置であって、
   前記受信部は、前記第２レーザ光を集光する望遠鏡である
   空間光通信装置。
6. 送信部により宇宙機へ向けて第１レーザ光を送信し、
   受信部により前記宇宙機から送信される第２レーザ光を受信し、
   第１検出部により前記第２レーザ光の受光強度を検出し、
   第２検出部により前記第２レーザ光の伝播経路上における大気の揺らぎを検出し、
   第３検出部により前記第１レーザ光の出射方向を検出し、
   前記第２レーザ光の受光強度が所定範囲未満のときは、前記第１レーザ光の拡がり角を拡大させるとともにパワーを増加させる制御信号を生成する第１の処理を実行し、
   前記第２レーザ光の受光強度が前記所定範囲を超えるときは、前記第１レーザ光の拡がり角を狭めるとともにパワーを減少させる制御信号を生成する第２の処理を実行し、
   前記第１の処理又は前記第２の処理を所定回数繰り返しても前記第２レーザ光の受光強度が前記所定範囲に収まらないときは、前記第１レーザ光のビームワンダリングに伴うビーム蛇行を検出して出射方向を補正するための制御信号を生成する第３の処理を実行する
   空間光通信方法。

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