JP2001001999A - 静止衛星の実際的な軌道上昇システムおよび方法 - Google Patents

静止衛星の実際的な軌道上昇システムおよび方法

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ジェロン ウォルター
Ahmed Kamel
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Darren Stratemeier
ストラトメイヤー ダレン
Sun Hur-Diaz
フュル−ディアズ サン
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Abstract

(57)【要約】 人工衛星が速やかにバンアレン放射能帯を逃れ且つペイ
ロード質量及びミッション寿命が最大となる実際的な軌
道上昇方法及びシステム。打ち上げられる人工衛星は、
高スラスト化学推進スラスタ、高比推力電気推進スラス
タ及びソーラアレイを含む。打上げ用ロケットにより開
始される、トランスファ軌道より始動して、中間軌道の
遠地点において高推進の化学推進スラスタを起動するこ
とにより、更にバンアレン放射能帯を離れるまで連続的
に各軌道の近地点を持ち上げることにより、この人工衛
星はバンアレン放射能帯を速やかに脱出する。高い推力
を有する電気推進スラスタを起動し、静止衛星軌道近く
まで衛星を上昇させる一方で、スラスタベクトル及びソ
ーラアレイを操縦し、太陽の照光をソーラアレイに維持
することでペイロード質量及びミッション寿命は最大と
なる。その後、化学及び／又は電気推進スラスタが起動
され、静止軌道が達成される。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、人工衛星に関し、
特に、人工衛星の軌道を地球静止軌道に上げるシステム
及び方法に関する。本発明の譲受人は、地球を軌道に乗
って回る宇宙船を製造、使用する。
【０００２】
【従来の技術】地球静止軌道に配置される人工衛星は、
バンアレン放射帯の放射などに起因する人工衛星の危険
を起こす。「電気推進を使用している最適のトランスフ
ァ軌道軌跡」と題される米国特許第5,596,360号は、人
工衛星の軌道持ち上げマヌーバについて言及している。
この種の軌道持ち上げ技術に関する従来技術は、位置及
び姿勢に関して静止値の近くで軌道長軸半径を達成し且
つ維持し、軌道マヌーバを制限するので、人工衛星は単
一の地上局から連続的に観測され得る。「電気推進力を
使用する一定の太陽角度のトランスファ軌道のシーケン
ス及び方法」と題される米国特許第5,716,029号は、各
々の軌道の電気推進スラストの起動方向を維持する一方
で周期的に慣性姿勢(inertial attitude)を調整する技
術を開示している。従来技術は、軌道上昇のマヌーバ中
の人工衛星のソーラアレイ上への太陽の照光を維持する
ために人工衛星の姿勢の舵取りをしながらスラストベク
トルを操舵することをも開示していない。スラストベク
トルの操舵は、伝達スラスト効率を最大にし、それゆえ
所望の最終軌道を達成するために要する燃料及び時間を
最小にする。
【０００３】
【課題を解決するための手段】従って、静止軌道に人工
衛星を上昇させる改良されたシステム及び方法を得るこ
とは有益である。バンアレン放射能帯の危険に対して人
工衛星の露出量を最小にする改良されたシステム及び方
法を得ることも有益である。上記目的等を達成するた
め、本発明は、バンアレン放射能帯から速やかに逃れ、
同時にペイロード質量及びミッション寿命(mission lif
e)を最大にする人工衛星の実際的な軌道持ち上げ方法と
装置を提供する。人工衛星は、打上げ用ロケットにより
開始され、トランスファ軌道より始動して、中間軌道の
遠地点(apogees)にて高推進の化学推進スラスタを起動
することによりバンアレン放射能帯を離れるまで連続的
に各軌道の近地点(perigee)を持ち上げ、バンアレン放
射能帯を速やかに脱出する。高い推力を有する電気推進
スラスタを使用して静止軌道付近に人工衛星を上昇させ
続けることで、人工衛星のペイロード質量及びミッショ
ン寿命は最大となる。その後、化学及び／又は電気推進
スラスタは最終的な修正に使用され、静止軌道に到達す
る。
【０００４】化学スラスタにより制御された軌道マヌー
バは、バンアレン放射能帯から人工衛星が速やかに脱出
することを許容し、放射能による人工衛星の電子回路へ
の有害な影響を避け且つ放射能によるソーラアレイのパ
ワー劣化を最小にする。電気推進スラスタを使用する一
方、スラストベクトル及びソーラアレイを操縦して最終
的なステーション捕捉を促進し、人工衛星に搭載された
ソーラアレイへの太陽の照光を維持する。軌道周囲をス
ラストベクトルで操縦することは（予め計画的されてい
るコーストアーク(coast arc)を除き）任意の軌道位置
におけるスラストの伝達効率を最大にし、従って所望の
最終の軌道を達成するために要求される燃料及び時間を
最小にする。所望の最終のステーション位置を達成する
ための最終的な軌道調整には化学及び／又は電気推進ス
ラスタが選択的に使用され得る。
【０００５】本発明は、従来技術の有する軌道の上昇技
術上の制限を有さず、ソーラアレイへの太陽の照光を維
持し且つマヌーバを行うためにスラストベクトル及びソ
ーラアレイを操縦しながら有害なバンアレン放射能帯か
ら人工衛星が速やかに脱出できるように最終の軌道位置
を迅速に捕捉する。
【０００６】
【発明の実施の形態】本発明の種々の特徴および効果
は、以下の詳細な説明によって、構造用部材が参照番号
で示される添付図面と共に、より容易に理解され得る。
関連する添付図面について以下に説明する。
【０００７】関連する図面について言及すると、図１
は、トランスファ軌道14から静止軌道15に人工衛星11
（又は宇宙船11）を上昇させる従来の衛星軌道の上昇方
法10で使用される一般的なスラスタ軌道の上昇方策を図
示し、図２は一般的な電気推進マヌーバ方策を図示す
る。従来の方法10では、化学軌道上昇方策及び電気推進
マヌーバ方策においては、所望の静止値に近接する軌道
の長軸半径を達成し且つ維持するため、軌道マヌーバは
位置及び姿勢について制限されている。従って、人工衛
星11は、地球13上の単一の地上局から連続的に観測可能
となる。従来技術は、軌道上昇マヌーバ中のスラストベ
クトルを操縦する一方でソーラアレイを操縦することは
ないため、人工衛星11のソーラアレイ12への太陽光の照
射を維持する方策を有さない。
【０００８】図３は化学スラスタによる軌道上昇方策を
例示し、図４は本発明の衛星軌道の上昇方法30を実行す
るために用いられる電気推進マヌーバ方策を例示する。
本衛星軌道上昇方法30は、トランスファ軌道14から静止
軌道15まで人工衛星11を持ち上げる。トランスファ軌道
14は、静止衛星軌道、副静止衛星軌道又は超静止衛星軌
道を含み得る。
【０００９】本化学スラスタ軌道の上昇方策を使用する
本方法30では、トランスファ軌道14が（トランスファ軌
道14aによって図示される）バンアレン放射能帯17を離
れるまで人工衛星11の軌道が上昇せしめられる。化学ス
ラスタ軌道上昇方策は、図３に示すようなスラストベク
トル（DV）の操縦を可能とする。実際問題として、電気
推進軌道上昇の初期段階にバンアレン放射能帯の最上部
に人工衛星11が沈下するとき、人工衛星11及びソーラア
レイに影響を与える少量の更なる放射能は許容され得、
本発明の基本的特質を変えない。本電気推進のマヌーバ
方策は、最終静止軌道の捕捉の促進に用いられ、スラス
トベクトル（ΔV）を操縦する一方で人工衛星11のソー
ラアレイ12への太陽光16の照射を維持する。スラストベ
クトルの操縦は、人工衛星の操縦プロファイルを使用し
て実行される。
【００１０】図５は、人工衛星11の軌道を静止軌道15に
上昇せしめるための本方法30を実行し得る本発明の原理
に従うシステム20を例示する。本システム20は、装置2
1、地球13上の操縦プロファイル及びスラスタプロファ
イルを生成するソフトウェア22、装置23及び人工衛星11
上にてスラスタプロファイル及び人工衛星操縦プロファ
イルを生成するソフトウェア24を含む。地球13上で生成
されるたスラスタ起動プロファイルは、地上から人工衛
星11に伝送される。
【００１１】地球13上の装置21は、スラスタ起動タイミ
ング及び操縦プロファイル指令を生成するプロセッサ25
を含む。このスラスタ起動タイミング及び操縦プロファ
イル指令は、プロセッサ25上で動作するソフトウェア22
及び通信リンク26を経由して地面にて受信され、プロセ
ッサ25によって処理される人工衛星センサー・テレメト
リによりなされる軌道決定から導かれる。プロセッサ25
は、地上で生成されたコマンドを通信装置27に出力し、
通信装置27は通信リンク26を経由してそのコマンドを人
工衛星11にアップロードする。
【００１２】人工衛星11に搭載される装置23は、スラス
タ起動タイミング及び操縦プロファイル指令を生成する
プロセッサ28を含む。地球13上の装置21からのスラスタ
起動タイミング及び操縦プロファイル指令（人工衛星11
上の装置）及び衛星上で生成された人工衛星センサー・
テレメトリは人工衛星11上のプロセッサ28で動作するソ
フトウェア29により処理される。このプロセッサ28は、
人工衛星11で生成されたスラスタ起動タイミング及び操
縦プロファイル指令タイミングを人工衛星のアクチュエ
ータ（図示せず）に指令する。
【００１３】図６は、本発明の原理に係る方法30を例示
する。本発明は、打上げ用ロケット（図示せず）により
トランスファ軌道から静止軌道15まで人工衛星11を上昇
せしめるのに使用する人工衛星のマヌーバ法30を提供す
る。本方法30は次のステップを含む。化学及び電気推進
スラスタを有する人工衛星が起動される（ステップ3
1）。打上げ用ロケットにより始まるトランスファ軌道
から始動し、その軌道の近地点を連続的に引き上げ、近
地点がバンアレン放射能帯（図３）を離れるまで化学推
進スラスタは中間軌道の遠地点で起動される（ステップ
32）。また、トランスファ軌道14の遠地点を引き上げる
ため、化学推進マヌーバは近地点で実行され得る（近地
点速度アシストと名づける）が、このマヌーバは図示し
ていない。化学推進スラスタの起動（ステップ32）によ
り達成される軌道から静止軌道の近くまで（図４）人工
衛星11の軌道を引き上げるため電気推進スラスタは起動
される（ステップ33）。化学及び／又は電気推進スラス
タは起動され（ステップ34）、最終の静止軌道15に達す
る。
【００１４】人工衛星のハードウェアコストを最小にす
るため、いくつかの電気推進システムは軌道の上昇及び
軌道位置の維持の機能を果たすように設計され得る。こ
の場合、設計者は斯かる２つの機能を最適に行うためス
ラストベクトルの斜面角度をソーラアレイ軸により選定
し得る。軌道上昇において、スラストベクトルをソーラ
アレイ軸と垂直になすのが最適であるため、ソーラアレ
イ上に太陽光が常に最大量得られるようにする（図４を
参照のこと）。これは、スラストベクトルの操縦且つソ
ーラアレイの旋回によりソーラアレイと太陽ベクトルが
垂直になるように操作することにより達成され得る。
【００１５】他方、軌道位置を維持するためにはスラス
トベクトルをソーラアレイ軸から角度γほど傾斜させる
のが最適である。このことは「人工衛星の静止位置保持
のための実際的な方法及び装置」と題し、1998年12月8
日に出願され、本願発明の譲受人に譲渡された米国特許
出願09/207399号の第３図によって示されている。従っ
て、軌道の上昇及び衛星の位置の保持を最適になすため
には、電気スラスタをプラットホームに搭載し、軌道上
昇中のスラストベクトルがソーラアレイ軸に実質的に垂
直となるように、更に軌道上昇の完了後はスラストベク
トルがソーラアレイの軸に対して傾斜角θで傾斜するよ
うにプラットホームを回転する必要がある。上記特許出
願の第３図に示されている如くである。
【００１６】調整可能なプラットホームは高価となり得
るため、軌道の上昇の所要時間は延長するものの、軌道
の上昇及び位置の保持は角度γに傾斜したスラスタで実
行され得る。これは、スラストベクトルを操縦する最適
の策は、太陽光とのソーラアレイ傾斜角を減少させる要
因となり得、従ってマヌーバ実行するのに要するソーラ
アレイへの電力の供給が不充分となるからある。この場
合、スラストベクトルの操縦プロファイルはソーラアレ
イに充分な電力を提供しなければならないという制約条
件に基づく必要があり、ソーラアレイと関係する太陽角
度がマヌーバを成し遂げる一方で、スラストベクトルが
操縦され、ミッション目的（例えば、最小限の燃料、最
小限の時間）を達成する。
【００１７】軌道の上昇ミッションは、打上げ用ロケッ
トの発射軌道から最終の静止軌道まで人工衛星11を移動
させ、所望のオンステーション地球経度位置(on-statio
n Earth longitude location)に配置するように設計さ
れる。ミッションの各段階では、その個々の推進システ
ムの性能パラメータに対する最適化も可能ではあるが、
最善の実際的な解決策は最終軌道に送る有効衛星質量を
最大にする一方で、ミッションの危険性、複雑性及び許
容範囲内のトランスファ軌道所要時間（TOD）のコスト
を最小にするというトレードオフである。
【００１８】このミッションの段階は以下の通りであ
る。 I 発射：この段階では、打上げ用ロケットは、地球か
ら発射軌道まで人工衛星11を上げる。 II 化学的軌道上昇：この段階では、搭載された化学推
進力は、発射軌道から電気推進力による軌道上昇のため
の最適な始動軌道、即ち初期トランスファ軌道に人工衛
星11を移動させる。
【００１９】III 電気的軌道上昇（EOR）：この段階で
は、搭載された電気推進力は、初期トランスファ軌道か
ら最終トランスファ軌道（またはドリフト軌道）に人工
衛星11を上昇させる。 IV 最終的な修正：この段階では、化学的及び／又は電
気的推進力は、ドリフト軌道から所望のステーションの
経度における使用可能な静止軌道に人工衛星11を移動さ
せる。
【００２０】電気推進スラスタによるトランスファ軌道
所要時間（TOD）は、（数日かかる化学スラスタによる
場合と比較して）その測定に数ヶ月を要する可能性もあ
るが、最終軌道における改良有効質量を考慮するとこの
長い待ち時間を費やす価値もあり得る。しかしながら、
衛星通信サービスを提供する会社は、人工衛星11を最終
軌道位置(final on-orbit location)への移動をするの
に低出力の電気進推を使用して、不必要な時間及び費用
を費やしたがらない。通信ペイロードの商業的な使用開
始の如何なる遅延も収入に重大な意味を持ち得る。如何
なるシステムにおいても、限られた電気推進資源を効果
的に使用せずに不必要に最終軌道に到着する時間を増加
させることが望ましくないことは明らかである。
【００２１】電気スラスタが生ずる加速度は非常に小さ
いので、斯かる有限資源を浪費しないことが重要であ
る。従って、最適の伝達特性を生ずる方向に電気スラス
タを向けること、典型的にはTODを最小にする方向に向
けることが通常は望ましい。電気スラスタの連続的な作
動によって、このスラスタが軌道全体にわたって最適な
方向に向けられる場合に燃料の移送の最小化もTODを最
小にする（そして有効な衛星質量を最大にする）。そし
て、軌道移送のための電気スラスタの望ましい使用は、
TODを最小にする方向に連続的に再適合された操縦姿勢
プロファイルをもって軌道全体の周りを連続して操業を
する（食(eclipses)又は他の計画的なコースト・アーク
(coast arc)の際は多分除外される）。軌道の効率のよ
り劣る箇所での推進中にコースト・アークを許容するこ
とは、TOD増加という代価の下で燃費を向上させ且つ姿
勢センサの調節を許容する。
【００２２】改良された電気推進の利用は、図７から図
１５及び本願明細書に含まれる表に概説されている。こ
れらの図及び表は、化学推進システム及び燃料ローディ
ング並びに（キセノンを燃料として用いた静止プラズマ
スラスタ（SPT）の如く）特定の電気推進システムを有
する特定の打上げ用ロケットのリフト能力を最適化する
トランスファ軌道プロセスを図示する。しかしながら、
以下の記述は、静止赤道儀(geosynchronous equatoria
l) 又は中位の地球軌道若しくは低い地球軌道又はその
近傍における軌道上昇ミッションにおいて、他の種類の
電気スラスタ及び他の打上げ用ロケット又はこれらのコ
ンポーネントの組合わせについても維持される。以下の
記述は、他の惑星又は月を周る衛星11の軌道を調整する
のに利用される電気推進力においても維持される。
【００２３】図７は、静止赤道軌道への電気推進軌道上
昇段階のミッションのためにTODを最小にすべく最適化
される「打上げ用ロケット噴射−化学軌道上昇電気推進
軌道上昇化学推進の修正」というミッションの電気推進
軌道上昇段階のための代表的な始動軌道を示す。許容TO
Dが長くなるにつれ、始動軌道を定義する3つの主要パラ
メータは変化する。即ち、近地点半径は減少する一方
で、遠地点半径及び傾斜角は増加する。短い軌道上昇時
間に対して、始動遠地点はわずかに超同期(supersynchr
onous)であり、近地点は副同期(subsynchronous)であ
り、傾斜角は有限であるが小さい。しかしながら、飛行
時間が増加するにつれ斯かる3つのパラメータは全て最
終の軌道到達地から更に外に延出する。長いTODにとっ
て、電気推進移送のための始動軌道の傾斜角は、所望の
最終の赤道面からかなり遠くに位置することもあり得
る。図８は、典型的なミッションの電気推進段階（フェ
ーズ）における面内(in-plane)スラストの最適角を示
す。このインフェーズ(in-phase)角度は、その平面の法
線(normal)からローカル(local)な動径ベクトルまでの
角度である。始動軌道（図では「０日」と記載）では、
面内スラストベクトルの方向は、その軌道を通じて略０
度である。換言すれば、連続的に推進する場合の最適の
方向は、遠地点を上昇させるとともに近地点を上昇させ
る。近地点に近接する場合（０度近くの真の近点離角(t
rue anomaly)）、遠地点の急速な上昇のためスラストベ
クトルの面内方向成分は略速度ベクトルに沿っている。
この方向は直観的に妥当である。というのは、早い時期
に推進燃料を使用して遠地点を更に上に移動すると燃費
はかさむが、遠地点（180度に近い真の近点離角）近く
の軌道部分において、更に急速な近地点の上昇及び傾斜
角の移動を許容する（燃料を節約する）からである。斯
かるトランスファ軌道は、食のためのスラスト・コース
ト期間(thrust coast periods)を有しないと仮定され
る。しかし、スラスト・プロファイルを考慮する場合は
観測は依然として有効である。
【００２４】図９の面外方向(out-of-plane)のスラスト
角度も重要である。遠地点（180度の真の近点離角）の
近くの軌道ノードである程度の傾斜角の減少をなすこと
は明らかに有益である。しかし、斯かる最適化されたプ
ロファイルは、他の軌道ノードが位置する近地点でいく
つかの傾斜角の減少をなすほうが有益であることを示
す。事実、姿勢プロファイルは示すところによると、ミ
ッションの電気推進軌道上昇段階（フェーズ）の始動軌
道では、近地点及び遠地点の双方を上昇させる一方で、
軌道全体（腹(anti-nodes)の近くを除き）にわたり傾斜
角を減少させることが望ましいことがしばしばある。図
７は、他の方法によりスラスト姿勢方向プロファイルを
要約する。各軌道位置における線分は、軌道平面上のス
ラストベクトルの投影であり、斯かる線分は面内のスラ
ストの大きさ及び方向を示す。面外方向のスラストがど
の程度要求されるかは線分の長さで評価される。例えば
より短い線分は面外方向成分がより多いことを意味す
る。スラストの慣性方向は軌道全体にわたって変化す
る。固定された所定のスラスト姿勢方向はTOD又は燃費
には最適ではない。
【００２５】図８及び９は、ミッションの進行につれ
て、連続的に動作するスラスタのためにTODを最小にす
る最適なスラスト角度プロファイルを示す。近地点及び
遠地点の両方で、85日間のミッション全体にわたり傾斜
角が除去されていることは明白である（固定した姿勢で
は不可能である）。近地点が静止半径に近づくにつれ
て、面外方向の電気推進スラストは、傾斜角を除去する
際に有効となる。図９の姿勢プロファイルは、近地点に
おける約17度の面外方向のスラスト角を示し、これは面
内のスラスト振幅損失（コサイン損失）が５％未満に対
応する一方で面外方向に２９％の利得を得る（サイン利
得）。近接する静止長軸半径を達成した後にスラストベ
クトルをほぼ固定した姿勢に制限することは、軌道上昇
ミッションにおける後の軌道の多くにおける傾斜角を除
去する電気推進システムの能力を利用するという有利さ
をとらないことは明らかである。
【００２６】米国特許第5,596,360号及び第5,716,029号
に示される静止軌道を達成する方法は、軌道衛星11を固
定姿勢に維持するのを許容する一方で、推進的マヌーバ
を実行し、ミッション・プロファイルを単純化するよう
に見える。起動方向は、偏心率がミッションの後の段階
において減少するにつれ、単一の地上局から見て軌道期
間を24時間近くに維持して衛星11が留まることを可能に
するように選ばれる。しかしながら、「所定の姿勢」の
決まった特性は、一般に衛星11を回転せしめるために要
求され、最近の3軸‐制御の衛星11に潜在する固有の姿
勢操縦性能の利点を利用しない。「長時間の電気式軌道
上昇の際の自動的な太陽‐ΔV操縦装置」と題し、本発明
の譲受人に譲渡された１９９９年6月８日出願の米国特
許出願第09/328,091号は、最適な起動速度のための所望
の方向における実際のスラストベクトルの向きを定めつ
つ、同時に太陽ベクトルがソーラアレイに対して垂直で
あるように衛星11の向きを定める方法論を教示する。こ
の開示では、動作する電気スラストベクトルの合力はソ
ーラアレイ軸に対して垂直と仮定されている。斯かる教
示の延長として、本特許は電気スラスタのアラインメン
トがソーラアレイに垂直でない場合の方法を記載する。
【００２７】米国特許第5,596,360号及び第5,716,029号
に示される静止軌道を達成する方法は、打上げ用ロケッ
ト噴射誤差、スラスタ性能の変化、スラスト姿勢誤差、
スラスタ又は電源故障のようなトラブルシューティング
問題の故のスラストプロファイルの中断、軌道決定誤差
又はモーメント荷重管理のような姿勢制御に直面した場
合に、予定された軌道位置に衛星11を誘導する際の問題
について何ら言及していない。各ミッション段階の最終
の軌道は、設計上のミッションプランに対するこれら及
び他の定型化されない外乱の故に所望のエンドポイント
とは異なる。所定の目標軌道へ衛星11を再び誘導するこ
とは、特に電気推進により生じる極低いスラストでは燃
料を浪費させ及びトランスファ軌道所要時間（TOD）を
増加させ得る。一般に、電気推進システムは、最善の効
率及び最小限のTODを得るため、各スラスタを最大のパ
ワー（最大スラスタレベル）で動作させたい。最大の推
力での動作は、目標に到着するための昇速が可能でない
ことを意味し、その事実はガイダンス問題を複雑にする
ことを意味する。電気スラスタの設計上の動作は、多少
の加速能力を確保するために速度を落とすこと（スロッ
トルバック）も可能であり、また予め計画された特殊な
コースト期間がミッションプランに追加され得る（従っ
て、これらは、より多くのΔVを起動するため短縮可能
である）。しかし、斯かる特徴は、増加したTODに加速
能力を維持することを認める。EORミッション段階は、
過去の外乱を補償するために、いつでも再設計が可能で
あるが、最初の設計がTODを最小にするために生成され
る場合、設計変更は再びTODを増やすであろう。
【００２８】衛星11の軌道が静止軌道期間に接近するに
つれて、電気推進スラスタが衛星11を最終軌道のオンス
テーション経度に誘導するのに時間がかかるようにな
る。なんとなれば、所定の設計に対する如何なる外乱も
（他の衛星の操作可能な経度を介して）非常に長いドリ
フト時間及びTOD.の増加をもたらし得るからである。実
際問題として、化学的推進の比較的高い加速能力の故
に、オンステーション・ガイダンスとして化学推進を残
すのが最善である。
【００２９】以下に好適な実施例を記述する。所定の操
縦プロファイルは、EORにより初期トランスファ軌道か
ら最終軌道まで衛星11を移動するように作成可能であ
る。最適化のための１つの選択として、中間軌道の周期
を制限せずに静止軌道（所望のオンステーション経度限
界値の範囲内における本質的に零偏心率及び零傾斜角）
に達するための時間を最小にしてもよい。第２の選択と
して、長軸半径且つ軌道周期を（傾斜角を更に下げつ
つ）24時間近くに速く増加し、衛星11の運動を規制し且
つ単一の地上局への連続的視界を許容してもよい。後者
の場合、単一のステーション視界を維持するためには、
24時間の周期に到着する際に傾斜角も偏心率も零に近づ
く必要はない。
【００３０】如何なる計画的なミッションの最適なプロ
ファイルも、所定の電気推進サブシステム（EPS）の機
能性能パラメータの関数であり、当該パラメータとして
は、電気スラスタの種類（例えば静止プラズマスラスタ
‐SPT又はアークジェット又はキセノン・イオン推
進）、有効使用期間中のその変動を含む公称スラスト及
びパワーレベル、スロットリング特性、比推力（Is
p）、スラスタの動作数、衛星11上のスラスタ位置、ス
ラスタのジンバル能力(gimbaling capability)及びスラ
スタ指向方向が挙げられる。
【００３１】衛星11を作動するのに十分な電力を作り出
すソーラアレイの能力もミッション設計を左右する。作
り出される電力は、バス電子回路装置、ペイロード及び
電池を保温するためのヒータ電力の提供、電池の充電の
ための電力の供給、更に電気スラスタ動作のための電力
の提供に十分でなければならない。得られた電気のスラ
ストが、衛星11のｚ軸に沿う方向に指向される場合（例
えば、図10において北側及び南側のスラスタが同時に起
動せしめる場合）衛星11を決まった姿勢に維持するた
め、太陽から許容範囲内の角度にソーラアレイの向きを
定め得るが、最適の操縦プロファイル（図８及び９に示
される標準値）を維持することはできない。
【００３２】これに対して、所望のスラストベクトル方
向に電気スラスタを向けておくことは、太陽光の垂線方
向からソーラアレイの向きを逸脱せしめることになる。
太陽光の垂線方向からの限られた逸脱は、ソーラアレイ
が太陽光の非垂線方向(off-normal)に対するソーラー電
力出力の概算的なコサイン損失を補償するために十分な
電力を作り出すのであれば許容される。しかしながら、
好適な操縦プロファイルのスラスト方向は、非常に非垂
直な方向という条件を依然として要求し得る。良好なソ
ーラアレイ性能を維持する方法、即ち 所望の最適スラ
ストプロファイルに対する最小限の妥協を伴う正の電力
バランス及び良好な熱バランスを維持する方法が必要で
ある。
【００３３】太陽‐ΔV操縦と名づけられる、電気スラ
ストを連続的に推進するミッションの段階を操縦する方
法は１９９９年６月８日に出願された米国特許出願第09
／328、091号によって教示される。衛星11の+y側及び-y
側（軌道上の北及び南側）の一組で起動せしめられるこ
とによりスラスタの均衡が保たれ、合成されたEORスラ
ストベクトルはｚ軸（図１１）に沿ってその向きを定め
られ、回転トルクは設計上ゼロである（EOR中のモーメ
ント荷重制御を提供するために質量中心からスラスタが
ずれていても、依然として本原理は妥当する）。その
後、ソーラアレイ（ピッチ方向）軸が太陽線に対して垂
直となるまで衛星11はヨー(yaw)方向に回転せしめられ
る。トランスファ軌道を衛星11が進むにつれ、最適のス
ラスト方向を追従すべく連続的に姿勢が再適合される。
各スラスタ方向は衛星11のｚ軸には整列されない。なん
となれば、北/南の位置保持（NSSK）マヌーバを実行す
るためには同一のEOR電気スラスタを軌道上にて使用す
ることが望ましいからである。斜面の角度γの正弦によ
ってスラスト効果は減少し、その結果、燃料の無駄及び
TODの長期化が生ずる。
【００３４】これに対し、姿勢制御システムは、図１２
の如く所望のスラストベクトルの方向に衛星11の一方側
の電気スラスタを向けるように衛星11の向きを定め得
る。この方向付けは、スラスト方向の効率損失を本質的
に有さず、TODも最小化される。太陽‐ΔV操縦は、依然
として実行され得るが、時として太陽光垂線からの斜面
角度γと同一の角度だけソーラアレイはオフセットされ
る。電気スラスタのオフセット角が非常に大きいと、ソ
ーラアレイのオフセット角は、ミッションプランを遂行
するために充分な電力を提供し得ず、電気スラスタは減
速を強いられるか或いは完全に運転の停止さえ起こり得
る。この場合もまた、TODは増す。
【００３５】本発明は、各々の最適方向からスラストベ
クトル及びソーラアレイ（ピッチ）軸の両方をオフセッ
トする方法が、本ミッションに対して最善のバランスを
与える旨を教示する。また本発明は、有効スラストを最
大にするために衛星11の同じ一側にある１つの電気スラ
スタ又は複数の近接するスラスタを利用する電気スラス
タを使用する実際的な軌道上昇システムについて教示す
る。図１３は、所望の最適スラストベクトルと関係にお
ける太陽ベクトルの可能な方位を表す。 領域I：衛星11がトランスファ軌道の周りを進行するに
つれ、所望のスラストベクトルと太陽ベクトルθが図13
の領域I内にある場合、以下のプロセスになる。
【００３６】(a) 実際のスラスタ軸Taが所望のスラスト
方向Tdに整列配置されるように衛星11の向きを定める。 (b) 太陽に面するようにウィング(wings)を方位角に回
転させた場合にソーラアレイ軸（ｙ軸）が太陽ベクトル
と垂直になってアレイから最高の出力を提供するまで、
実際のスラスト軸周りに衛星11を回転させることにより
他の複数の軸を定める。衛星11のｙ軸はS‐Td平面から
角度λをなしてその面外に位置し、以下の関係が成立す
る。
【００３７】９０−γ＜θ＜９０＋γの場合において、
Cos（λ）＝ Cos (γ) / Cos (90−θ) この方法を用いると、太陽方向に対する所望のスラスト
方向が図１３の領域I内にある場合、最高出力及び最高
スラストを提供する。 領域II：太陽方向に対する所望のスラスト方向が図１３
の領域II内にある場合、太陽角度は、ソーラアレイに対
する垂直からずれることが許容されるが、実際の合成ス
ラストは、所望のスラスト方向に沿って維持される。こ
のプロセスは、以下の通りである。 （ａ）実際の合成スラスト方向Taが所望のスラスト方向
T dに整列配置されるように衛星11の向きを定める。 （ｂ）ソーラアレイ軸（ｙ軸）がS‐Td面内に含まれる
まで実際のスラスト軸周りに衛星11を回転させ、その
後、太陽に面するようにウィング(wings)が方位角にお
いて回転せしめられる。
【００３８】ソーラアレイ軸と、その垂直がずれる太陽
光の角度φは以下の通りである。 ９０−γ−β＜θ＜９０−γの場合においてφ＝９０−
γ−θ 又は ９０＋γ＜θ＜９０＋γ＋βの場合において、φ＝θ−
（９０＋γ） 領域III：太陽方向に対する所望のスラスト方向が、図
１３の領域III内にある場合、実際のスラスト軸は、所
望のスラスト方向から離れ、同時に許容限度βで規制し
つつも太陽ベクトルはソーラアレイと垂直をなさないま
まに維持される。
【００３９】このプロセスは、以下の通りである。 （ａ）最初に実際の合成スラスタ軸Taが所望のスラスト
方向Tdに沿うように衛星11の軸を整列配置する。 （ｂ）ソーラアレイ軸（ｙ軸）がS-Td平面に含まれるま
で実際のスラスト軸周りに衛星11の座標軸を回転させ
る。 （ｃ）太陽光法線ベクトルとソーラアレイ軸とのなす角
度φが次式の関係になるまで、S-Td面内にｙ軸を含め続
けつつその衛星11をｘ軸周りに回転させる。
【００４０】０＜θ＜９０−γ−β又は９０＋γ＋β＜
θ＜１８０の場合においてφ＝β （ｄ）所望のスラストベクトルと実際の合成スラストベ
クトルがなす角度αは以下の関係にある。 ９０＜θ＜９０−γ−βの場合においてα＝（９０−β
−γ）−θ ９０＋γ＋β＜θ＜１８０の場合においてα＝θ−（９
０＋γ＋β） 上の式において、γはソーラアレイ軸（ピッチ又はｙ
軸）のスラスタ斜面角度であり、βは垂線からソーラア
レイまでの最大許容太陽角度であり、Sは衛星11から太
陽へのベクトルであり、Tdは衛星11からの所望のスラス
ト方向ベクトルであり、Taは衛星11からの実際のスラス
トの方向ベクトルであり、θは所望のスラストベクトル
及び太陽ベクトル（Td及びS）との間の角度であり、更
にαは実際の合成スラストベクトル及び所望のスラスト
ベクトル（Ta及びTd）のなす角度である。
【００４１】本発明の効果を具体的に説明するため、例
えばスラスタがソーラアレイ軸からγ= 40度に傾斜して
いると仮定する（軌道上の北/南ステーションを維持す
るための望ましい方向である）。また、太陽法線ソーラ
アレイとのなす角がβ= 23.5度以下である場合、EOR中
の衛星11は正の電力バランスを有すると仮定する（ソー
ラアレイの有効性はcos [ 23.5 ]又は91.71パーセント
である）。図１３は、太陽（S）及び所望のスラストベ
クトル（Td）を含む平面の３つの領域の内容を示す。所
望のスラストベクトルが太陽ベクトルに沿っている場
合、89.49パーセントという最悪のスラストの有効性が
領域IIIの極値において発生する。即ち、与えられる起
動スラストは所望のスラストベクトルと（90-40-23.5）
= 26.5度ほど異なる。下表は、図１３にて図示される各
領域のスラストベクトル及び太陽ベクトルを具体的に説
明するものである。
【００４２】
【表１】
【００４３】８５日間のミッション全体に亘る面内及び
面外の最適スラスト角のプロファイルが図８及び９に提
供されると仮定する。下表は代表的なミッションの途中
の軌道の概要を述べたものであるが、太陽に対する角度
について、冬至点における最悪の場合を想定する。
【００４４】
【表２】
【００４５】近地点では、太陽光をTdに殆ど沿わせて
（1.5度だけ異なる）所望の最適スラストベクトルを領
域IIIに配置するジオメトリーとなる。図１４は、91.71
パーセントの許容範囲内にある有効性をもって23.5度の
β限界値で衛星11が太陽に指向している一方で、実際の
合成スラストベクトルが所望のスラストベクトル方向か
ら25度ほど離れ、90.6パーセント有効係数を生ずる状態
を示す。しかしながら、このスラスト「損失」が全く無
駄にならない点に注意を要する。所望の面外スラスト角
度が既に25度であるという事実は、傾斜角を更に除去す
ることにより軌道平面からの全角度を50度に増やすこと
が可能となるため、近地点で多少の傾斜角を除去するこ
とが好ましいことを示す。当然ながら、当業者は、その
希望に応じ、軌道の上昇を更に推進し且つ傾斜角の変動
を低減するのが好ましい場合にβ限界なる制約条件を満
たしつつも面内にTaが更に指向し得ることを認識するで
あろう（但し、少なくともTdから25度）。この場合でも
スラスト有効性を改良するために近隣スラスタを利用す
るという思想は変わらない。
【００４６】腹の状態においては、スラスト又はソーラ
アレイの有効性の低減はないことが前出の表にて示され
る。というのは前述した近地点でのジオメトリが腹(ant
i-nodes)で素晴らしいジオメトリを保証するからであ
る。実際、図１５に示すように、遠地点でのジオメトリ
は実際に非常に良好に違いない。実際の合成スラストは
所望のスラスト方向に沿って損失なしで起動され得る一
方で、太陽光はソーラアレイに対して殆ど垂直である
（法線方向から1.5度だけはずれる結果、99.97パーセン
トの有効性を得る）。図９の面外方向のスラスト角度
は、静止EORミッションにおいて典型的なものであり、
一般に近地点における軌道平面より上で及び遠地点にお
ける軌道平面より下でスラストするため、太陽が同一軌
道上の両方の位置でスラスト損失を引き起こさない。
【００４７】図８及び９に開示する典型的なスラスト・
プロファイルを考察すると、近接スラスタのスラスト有
効性が100パーセント未満である場合、ごくわずかな時
間以外しかないことが解る。最悪の軌道上においてさ
え、太陽及び所望のスラストベクトルは半軌道の間も領
域IIIにいることが許容されない。斯かる軌道のための
平均スラスト有効性の境界を95パーセントに定めるのは
極めて保守的である。
【００４８】衛星の軌道を静止軌道に上昇させるシステ
ム及び方法は、上述の通り開示された。前述の実施例
は、本発明の原理を適用し得る種々の実施例の単なる例
示である点を理解しなければならない。多数の及び他の
組み合わせは、本発明の範囲を逸脱することなく当業者
により容易になし得ることは明らかである。
【図面の簡単な説明】
【図１】 従来の衛星軌道の上昇方法に使用される化学
スラスタによる軌道上昇方策を図示する。
【図２】 従来の衛星軌道の上昇方法で使用される従来
の電気推進マヌーバ方策を図示する。
【図３】 本発明の衛星軌道の道上昇方法を使用する化
学スラスタによる軌道上昇方策を例示する。
【図４】 本発明の衛星軌道の上昇方法を使用する電気
推進マヌーバ方策を図示する。
【図５】 本発明原理に従う地球静止軌道に人工衛星の
軌道を上昇させるシステムを例示する。
【図６】 本発明原理に従う地球静止軌道に人工衛星の
軌道を上昇させる方法を例示する。
【図７】 本発明原理に従う地球静止軌道に人工衛星の
軌道を上昇させるための電気推進スラストベクトルの操
縦プロファイル(profile)を例示する。
【図８】 図７に記載のスラストベクトルの操縦プロフ
ァイルの面内方向の成分を例示する。
【図９】 図７に記載のスラストベクトルの操縦プロフ
ァイルの面外方向の成分を例示する。
【図１０】 従来の衛星軌道の上昇方法に使用される、
固定姿勢を維持する場合の実際及び所望のスラストベク
トルの間の角度の偏差を例示する。
【図１１】 １９９９年６月８日に出願された米国特許
出願第09/328091号において使用される太陽-ΔV操縦法
を図示する。
【図１２】 実際と所望のスラストベクトルが一致する
場合であって、スラストベクトルがソーラアレイ軸に垂
直でないときの操縦法を図示する。
【図１３】 本発明の原理に従うスラストベクトル操縦
法を図示する。
【図１４】 本発明の原理に従う電気推進軌道上昇方法
の近地点でのスラスト及び太陽光ベクトルの方向を例示
する。
【図１５】 本発明の原理に従う電気推進軌道上昇方法
の遠地点でのスラスト及び太陽光ベクトルの方向を例示
する。
【符号の説明】
11 人工衛星 13 地球 14 トランスファ軌道 15 静止軌道 17 バンアレン放射能帯
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 アーメッド カメル アメリカ合衆国 カリフォルニア州 94024 ロスアルトス キャンデイスウェ イ 1645 (72)発明者 ダレン ストラトメイヤー アメリカ合衆国 カリフォルニア州 94065 レッドウッドシティ ポートウォ ークプレイス 857 (72)発明者 サン フュル−ディアズ アメリカ合衆国 テキサス州 78756 オ ースティン ショールクリークブールバー ド 4307

Claims (29)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 地球廻りのトランスファ軌道に打ち上げ
    られる宇宙船を、トランスファ軌道から静止軌道に上昇
    せしめる方法であって、 化学、電気推進スラスタ及びソーラアレイを有する宇宙
    船を打ち上げるステップと、 打上げ用ロケットにより開始され、トランスファ軌道か
    ら始動して、中間軌道の遠地点(apogees)にて高推進の
    化学推進スラスタを起動することにより、バンアレン放
    射能帯を離れるまで連続的に各軌道の近地点(perigee)
    を持ち上げるステップと、 前記化学推進スラスタの起動ステップにより達成される
    前記宇宙船の軌道から静止軌道の近くまで軌道を上昇さ
    せるために前記電気推進スラスタを起動する一方で、ス
    ラストベクトル及びソーラアレイを操縦して前記ソーラ
    アレイへの太陽の照光を維持するステップと、 化学及び／又は電気推進スラスタを起動して最終的な静
    止軌道に到達するステップと、を含む方法。
  2. 【請求項２】 前記スラストベクトルはソーラアレイ軸
    に実質的に垂直であり、太陽光はソーラアレイに対し垂
    直を維持されることを特徴とする請求項１に記載の方
    法。
  3. 【請求項３】前記スラストベクトルはソーラアレイ軸に
    垂直ではなく、前記スラストベクトルを操縦してソーラ
    アレイに十分な電力を供給してソーラアレイを操縦せし
    め、燃料消費及び／又は最終起動への到達時間を最小に
    することを特徴とする請求項１に記載の方法。
  4. 【請求項４】 前記トランスファ軌道は副静止衛星軌道
    であることを特徴とする請求項１に記載の方法。
  5. 【請求項５】 前記トランスファ軌道は超静止衛星軌道
    であることを特徴とする請求項１に記載の方法。
  6. 【請求項６】 スラスタを起動するスラスタ起動プロフ
    ァイルは、前記宇宙船において生成されることを特徴と
    する請求項１に記載の方法。
  7. 【請求項７】 スラスタを起動するスラスタ起動プロフ
    ァイルは、地球上で生成され、地球上から前記宇宙船に
    伝送されることを特徴とする請求項１に記載の方法。
  8. 【請求項８】 宇宙船を操縦するプロファイルは、地球
    上で生成され、前記プロファイルは前記スラストベクト
    ル（ΔＶ）を操縦して太陽照光をソーラアレイに略垂直
    に維持せしめることを特徴とする請求項１に記載の方
    法。
  9. 【請求項９】 宇宙船を操縦するプロファイルは、地球
    上で生成され、前記プロファイルは前記スラストベクト
    ル（ΔＶ）を操縦し、前記スラストベクトルはソーラア
    レイ軸に垂直ではなく、前記スラストベクトルを操縦し
    てソーラアレイに十分な電力を供給してソーラアレイを
    操縦せしめ、燃料消費及び／又は最終起動への到達時間
    を最小にすることを特徴とする請求項１に記載の方法。
  10. 【請求項１０】 宇宙船を操縦するプロファイルは、前
    記宇宙船において生成され、前記プロファイルは前記ス
    ラストベクトル（ΔＶ）を操縦して太陽照光をソーラア
    レイに略垂直に維持せしめることを特徴とする請求項１
    に記載の方法。
  11. 【請求項１１】 前記宇宙船を上昇せしめる前記電気推
    進スラスタを起動するステップは、定期的に修正され、
    前記宇宙船が受ける外乱を補償することを特徴とする請
    求項１に記載の方法。
  12. 【請求項１２】 前記宇宙船を上昇せしめる前記電気推
    進スラスタを起動するステップは、所望の最終軌道位置
    に到達する前に終了し、化学推進スラスタ起動が使用し
    て前記宇宙船を所望の最終軌道位置に誘導し、前記宇宙
    船が受ける外乱を補償することを特徴とする請求項１に
    記載の方法。
  13. 【請求項１３】 前記宇宙船を上昇せしめる前記電気推
    進スラスタを起動するステップは、所望の最終軌道位置
    に到達する前に終了し、電気推進スラスタ操作とともに
    化学推進スラスタを断続的に起動し、前記宇宙船を所望
    の最終軌道位置に誘導し、前記宇宙船が受ける外乱を補
    償することを特徴とする請求項１に記載の方法。
  14. 【請求項１４】 前記宇宙船を上昇せしめる前記電気推
    進スラスタを起動するステップは、前記電気スラスタを
    スロットルバックモードにおいて起動することにより加
    速度性能を増大させ、前記宇宙船が受ける外乱を補償す
    るステップを含むことを特徴とする請求項１に記載の方
    法。
  15. 【請求項１５】 前記宇宙船を上昇せしめる前記電気推
    進スラスタを起動するステップは、最初に１つの又は１
    つより多い複数の電気スラスタを停止させ、後に起動せ
    しめ得ることにより、前記宇宙船が受ける外乱が発生し
    た場合に加速度性能を増大させ得るステップを含むこと
    を特徴とする請求項１に記載の方法。
  16. 【請求項１６】前記宇宙船を上昇せしめる前記電気推進
    スラスタを起動するステップは、予め計画された電気ス
    ラスタのコースト期間が選択的に短縮され又は延長さ
    れ、前記宇宙船が受ける外乱を補償するステップを含む
    ことを特徴とする請求項１に記載の方法。
  17. 【請求項１７】 前記宇宙船を上昇せしめる前記電気推
    進スラスタを起動するステップは、複数のモーメントホ
    イールを使用した調節可能な姿勢操縦プロファイルを含
    むことを特徴とする請求項１に記載の方法。
  18. 【請求項１８】 前記宇宙船を上昇せしめる前記電気推
    進スラスタを起動するステップは、得られるスラストベ
    クトルを前記宇宙船の質量中心から離すことを特徴とす
    る請求項１に記載の方法。
  19. 【請求項１９】 ジンバルを使用して、得られるスラス
    タを前記宇宙船の質量中心から離し、制御トルクを得る
    ことを特徴とする請求項１８に記載の方法。
  20. 【請求項２０】 １つ又はより多くのスラスタを区別し
    て速度を変化せしめ、前記得られるスラストを前記宇宙
    船の質量中心から離し、制御トルクを得ることを特徴と
    する請求項１８に記載の方法。
  21. 【請求項２１】 前記宇宙船の北側又は南側にある１つ
    のスラスタを、有効スラストを増加せしめ、電気的な軌
    道上昇フェーズ時間を減少せしめ、化学推進スラスタ起
    動ステップにより達成した軌道から静止起動の近くまで
    前記宇宙船を上昇せしめるために使用せしめることを特
    徴とする請求項１８に記載の方法。
  22. 【請求項２２】 前記宇宙船の北側又は南側にある隣接
    する２つのスラスタを、有効スラストを増加せしめ、電
    気的な軌道上昇フェーズ時間を減少せしめ、化学推進ス
    ラスタ起動ステップにより達成した軌道から静止起動の
    近くまで前記宇宙船を上昇せしめるために使用せしめる
    ことを特徴とする請求項１８に記載の方法。
  23. 【請求項２３】 地球廻りのトランスファ軌道に打ち上
    げられる宇宙船を、トランスファ軌道から静止軌道に上
    昇せしめるシステムであって、 化学、電気推進スラスタ及びソーラアレイを含む宇宙船
    と、 打上げ用ロケットにより開始され、トランスファ軌道か
    ら始動して、中間軌道の遠地点(apogees)にて高推進の
    化学推進スラスタを起動することにより、バンアレン放
    射能帯を離れるまで連続的に各軌道の近地点(perigee)
    を持ち上げるステップと、 前記化学推進スラスタの起動ステップにより達成される
    前記宇宙船の軌道から静止軌道の近くまで軌道を上昇さ
    せるために前記電気推進スラスタを起動する一方で、ス
    ラストベクトル及びソーラアレイを操縦して前記ソーラ
    アレイへの太陽の照光を維持するステップと、 化学及び／又は電気推進スラスタを起動して最終的な静
    止軌道に到達するステップを含むプロセッサと、を前記
    宇宙船に搭載するシステム。
  24. 【請求項２４】 前記宇宙船は、前記宇宙船においてス
    ラスタを起動するスラスタ起動プロファイルを生成する
    プロセッサを含むことを特徴とする請求項２３に記載の
    システム。
  25. 【請求項２５】 前記プロセッサは宇宙船を操縦するプ
    ロファイルを前記宇宙船において生成し、前記プロファ
    イルは前記スラストベクトル（ΔＶ）を操縦し、太陽照
    光を前記宇宙船のソーラアレイに略垂直に維持せしめる
    ことを特徴とする請求項２３に記載のシステム。
  26. 【請求項２６】 前記プロセッサは宇宙船を操縦するプ
    ロファイルを前記宇宙船において生成し、前記プロファ
    イルは前記スラストベクトル（ΔＶ）を操縦し、前記ス
    ラストベクトルはソーラアレイ軸に垂直ではなく、前記
    スラストベクトルを操縦してソーラアレイに十分な電力
    を供給してソーラアレイを操縦せしめ、燃料消費及び／
    又は最終起動への到達時間を最小にすることを特徴とす
    る請求項２３に記載のシステム。
  27. 【請求項２７】 前記複数のスラスタを起動するスラス
    タ起動プロファイルを決定し且つスラスタ起動プロファ
    イルを実行するスラスタ起動指令を生成するプロセッサ
    を含む地上装置と、複数の指令を前記宇宙船に伝送する
    伝達装置を含む請求項２３に記載のシステム。
  28. 【請求項２８】 前記地上装置内のプロセッサは、スラ
    ストベクトルを操縦する宇宙船操縦プロファイルを決定
    し、太陽照光をソーラアレイに略垂直に維持せしめ、宇
    宙船操縦プロファイルを実行する宇宙船操縦指令を生成
    し、前記伝達装置は、複数の宇宙船操縦指令を前記宇宙
    船に伝送することを特徴とする請求項２７に記載のシス
    テム。
  29. 【請求項２９】 前記地上装置内のプロセッサは、前記
    複数のスラスタから生成されたスラストベクトルを操縦
    する宇宙船操縦プロファイルを決定し、前記スラストベ
    クトルはソーラアレイ軸に垂直ではなく且つ宇宙船操縦
    プロファイルを実行する宇宙船操縦指令を生成し、前記
    伝達装置は、複数の宇宙船操縦指令を前記宇宙船に伝送
    することを特徴とする請求項２７に記載のシステム。
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