JP2017047900A - 軌道上の宇宙機へ流体推進薬を再供給する推進薬移送方法 - Google Patents

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Abstract

【課題】人工衛星の軌道上で推進薬を再供給するための推進薬移送システム及び方法を提供する。【解決手段】軌道上の宇宙機に燃料補給する推進薬移送システム及び方法は、二元推進薬(酸化剤及び燃料)又は単元推進薬(典型的には、ヒドラジン)のいずれかによって燃料補給されるように構成された宇宙機の再供給を可能にするように構成される。このシステム及び方法は特に、最初から燃料補給の準備がされていなかった衛星の再供給にも同様に適しているが、このシステムはまた、燃料補給向けに特別に設計された衛星に使用することもできる。【選択図】図１ｃ

Description

本開示は、人工衛星において、最初に予定されたその寿命の終わり付近で、又は寿命の途中に、異常な軌道投入が行われた時点、別の作動上の問題が生じた時点、若しくは予定通りの動作中に計画された操縦を超えた時点で、軌道上で流体(すなわち、液体又は気体)推進薬を再供給(又は推進薬を除去)する方法及びシステムに関する。より詳細には、このシステム及び方法は、最初から燃料補給の準備がされていなかった衛星、並びに燃料補給向けに設計された衛星に再供給するように設計される。
現在動作中の多くの衛星は、限りある量の推進薬で設計されており、推進薬を再供給する可能性に対して設計されていない。設計の原理は、機上の推進薬供給を使い果たした後には衛星を交換することに依拠していた。衛星を交換する費用を考えると、推進薬寿命の終わりに近づいたが他の点では機能できる衛星、又は初期の推進システムの故障若しくは投入異常を受けた衛星、又は予定通りの動作に対する最初の意図を超えて操縦された衛星に、推進薬を再供給し、それによって数年又は長年にわたって動作寿命を延ばすことが可能になることは、非常に有利になるはずである。
すべてのGEO通信衛星のうちの半数もの衛星が10〜15年で寿命を終えているが、それらのサブシステムのすべて又は大部分はまだ機能できると推定されており、慎重に予算が付けられた推進薬の搭載量が枯渇することだけが、衛星を退役に追い込む原因となっている。現在の経済モデルを使用すると、これらの寿命の終わりにある衛星のいくつかに単一のミッションで燃料補給することが可能になれば、それぞれの有用寿命が高い費用効果で3〜5年延び、それによって、所望する場合に各衛星に対して交換衛星を打ち上げるための非常に高い資本コストを支出する必要が遅延されるはずである。衛星の中には、打ち上げられた直後に、1次推進システムの故障又は打上げ機上段に関連する故障を受けるものもある。これらの場合、帳簿価格全体が無価値と見なされ、保険業者は経営者に対して補償を支払わなければならない。この衛星は、保険業者の資産となり、最終的には、グレーブヤードで処分されるか、それとも軌道に再突入しなければならない。これらの資産に推進薬を再供給し、それによって静止軌道内の軌道ステーションへ移送することが可能になり、これらの寿命を5〜10年延ばすことができた場合、衛星の価値の大部分又はすべてを回収することができる。
主な技術上の難点は、これらの衛星がロボット補修向けに設計されていないことであり、一般に、そのようなミッションが技術上可能であるとは認められていない。具体的には、大部分の衛星は、推進薬充填及び排出弁が打上げ前に一度充填されると、打上げ後は開放又は操作されないことを意図して設計される。したがって、これらの充填及び排出弁に軌道内で遠隔からアクセスするには、いくつかの大きな難題があり、それぞれロボットで実現するには困難ないくつかの動作を伴うはずである。それには、保護用の熱ブランケットの切断及び除去、弁に手で巻き付けたいくつかのロックワイアの除去、外側及び内側の弁キャップを抜いて除去すること、推進薬充填ラインを弁ニップルに嵌合させること、弁を機械的に作動させること、並びに推進薬再供給が完了した後に内側の弁キャップを交換することが含まれる。
過去30年以上にわたって、軌道上の補修は多くの研究の対象となってきた。宇宙資産を処分して交換するのではなく、宇宙資産を保守するという発想は、様々な発想及びプログラムを引き付けてきた。これまでのところ、この概念は、有人宇宙プログラムだけに拠り所を見出しており、いくつかの成功例は、ソーラーマックス(Solar Max)及びハッブル宇宙望遠鏡の修理ミッション、パラパ-B2(Palapa-B2)及びウェスター(Westar)の救助ミッション、並びに国際宇宙ステーションの組立て及び保守に帰することができる。
最近まで、位置を保持するための推進薬を補充する目的で準備されていない衛星の推進薬システムにアクセスするという問題を解決できる技術は開示されてこなかった。現在軌道内にある衛星の大部分は、軌道における推進薬再供給を念頭に設計されておらず、推進薬システムへのアクセスは、打上げ前に地上で人間によってアクセスされるように設計されている。推進薬再供給の目的でクライアント宇宙機の推進薬システムにアクセスするのに必要な技術では、技術準備レベルは依然として非常に低く、一般に、補修ミッションの成功に対する大きな障害であると考えられている。
宇宙機推進システムに使用される推進薬を一つの供給源から別の供給源へ移送することは、関連する流体の多くが腐食性及び爆発性を有するため、非常に危険になる可能性がある。たとえば、二元推進薬システム内で燃料と酸化剤を不注意で混合すると、直ちに燃焼を引き起こすため、二元推進薬に対する流体移送システムは、偶発的な混合が決して生じないようにする必要がある。
したがって、衛星の状況、推進薬システムパラメータなどに応じて二つ以上の様式を使用して推進薬を送達する柔軟性を有する、補修用宇宙機からクライアント衛星へ推進薬を移送する推進薬移送システムを提供することは、非常に有利になるはずである。そのようなシステムは、単元推進薬に加えて二元推進薬、加圧剤、及びイオン又はプラズマ推進推進薬を移送できることが、非常に有利になるはずである。
本開示は、人工衛星の軌道上で推進薬を再供給するための推進薬移送システム及び方法に関する。このシステム及び方法は、二元推進薬酸化剤及び燃料並びに/又は単元推進薬並びに/又は加圧ガス推進薬若しくは加圧剤を使用するように構成された衛星の推進薬再供給を可能にするように構成される。このシステム及び方法は、最初から推進薬の再供給の準備がされていなかった衛星の推進薬再供給に特に適しているが、このシステムはまた、動作寿命中の後の時点における推進薬再供給向けに特別に設計された衛星に使用することもできる。
少なくとも第1の流体移送継手を有する少なくとも一つの貯蔵タンクを含むクライアント衛星へ流体を移送するためにサービサ宇宙機上に取り付けられたシステムが開示されており、このシステムは、
a)流体を貯蔵し、補修用宇宙機からクライアント衛星上の少なくとも一つの貯蔵タンクへ経路指定する流体貯蔵及び経路指定システムであって、
加圧ガスを収容する少なくとも一つの加圧タンク、少なくとも一つの流体貯蔵タンク、及び付随する流体移送継手、並びに
少なくとも一つの流体貯蔵タンク、少なくとも一つの加圧ガスタンク、及び付随する流体移送継手を接続する第1及び第2の流路を含む貯蔵及び経路指定システムと、
b)流れ制御システムであって、
第1及び第2の流路を通るガス及び流体の圧力及び流量を検出及び調整し、
付随する流体移送継手がクライアント衛星上の流体移送継手に結合された後、クライアント衛星上の少なくとも一つの貯蔵タンク内の圧力を検出し、
加圧ガスを使用して、前記流体タンクから、クライアント衛星上の前記少なくとも一つの貯蔵タンクへ、少なくとも一つの加圧ガスタンクの圧力以下の圧力である前記第1の流路を介して、又は少なくとも一つの加圧ガスタンクの圧力より大きい圧力である前記第2の流路を介して、流体を移送するように構成された流れ制御システムと、を備えている。
少なくとも第1の流体移送継手を有する少なくとも一つの貯蔵タンクを含むクライアント衛星へ流体を移送するためにサービサ宇宙機上に取り付けられたシステムも開示されており、このシステムは、
a)流体を貯蔵し、前記補修用宇宙機からクライアント衛星上の少なくとも一つの貯蔵タンクへ経路指定する手段と、
b)ガス及び流体の流れを制御する手段であって、
前記第1及び第2の流路を通る前記ガス及び流体の圧力及び流量を検出及び調整し、
前記付随する流体移送継手がクライアント衛星上の流体移送継手に結合された後、クライアント衛星上の少なくとも一つの貯蔵タンク内の圧力を検出し、
加圧ガスを使用して、前記流体タンクから、クライアント衛星上の前記少なくとも一つの貯蔵タンクへ、
少なくとも一つの加圧ガスタンクの圧力以下の圧力である前記第1の流路を介して、又は
少なくとも一つの加圧ガスタンクの圧力より大きい圧力である前記第2の流路を介して、流体を移送するように構成されたガス及び流体の流れを制御する手段と、を備えている。
それぞれ二元推進薬及び/又は単元推進薬で推進されるように構成されたサービサ衛星とクライアント衛星の推進薬タンクとの間で二元推進薬及び/又は単元推進薬を移送するためにサービサ衛星上に取り付けられ、各クライアント衛星が、推進薬貯蔵タンクにアクセスするために各推進薬タンクに付随する充填/排出弁を有している、推進薬移送システムも開示されており、この推進薬移送システムは、
a)第1、第2、及び第3の推進薬移送サブシステムであって、各推進薬移送サブシステムが、
加圧ガスを収容する少なくとも一つの加圧タンク及び少なくとも一つの推進薬貯蔵タンクを含み、少なくとも一つの推進薬貯蔵タンク及び少なくとも一つの加圧ガスタンクが、経路指定チューブシステムを通じて相互に流体連通している、第1、第2、及び第3の推進薬移送サブシステムと、
b)相互接続チューブシステムと一体化された流れ制御システムであって、
ガス及び推進薬の圧力及び流量を検出及び調整し、
推進薬移送サブシステムがクライアント衛星に結合され、クライアント衛星推進薬タンク上の充填/排出弁が開かれた後に、クライアント衛星推進薬貯蔵タンク内の圧力を検出する流れ制御システムと、
c)各推進薬移送サブシステムの流れ制御システムにインターフェース接続された指令及び制御システムであって、クライアント衛星推進薬タンクの検出された圧力に基づいて、各推進薬移送サブシステムと付随するクライアント衛星推進薬タンクとの間で推進薬の圧力及び流量を調節するように構成された指令及び制御システムと、
d)第1、第2、及び第3の推進薬移送サブシステムとクライアント衛星上のクライアント衛星推進薬タンク及び付随する推進薬タンクとの間の推進薬移送動作の遠隔テレオペレータ制御、又はテレオペレータ制御と監視下の自律性制御の組合せ、又は完全な自律制御のために、指令及び制御システムと遠隔オペレータとの間の通信を提供するように構成された通信システムと、を備えている。
クライアント衛星に燃料補給する方法も開示されており、この方法は、
a)クライアント衛星をサービサ宇宙機に解放可能に結合するのに適した位置及び向きでサービサ宇宙機をクライアント衛星の近傍へ操縦し、クライアント衛星をサービサ宇宙機に解放可能に結合するステップと、
b)サービサ宇宙機上に取り付けられたロボットアームを配備し、多機能ツールを解放可能に把持することをロボットアームに指令し、多機能ツールを操作して、クライアント衛星上の貯蔵タンクに流体連通しているクライアント衛星上の充填/排出弁にアクセスすることをロボットアームに指令するステップと、
c)多機能ツールを引き離し、燃料補給ツールを解放可能に把持することをロボットアームに指令し、燃料補給ツールを操作して、推進薬移送システムに接続された推進薬出口ホースを解放可能に把持し、この推進薬出口ホースを充填/排出弁に嵌合させることをロボットアームに指令するステップと、
e)充填/排出弁を開き、クライアント衛星貯蔵タンク内の圧力を測定し、測定された圧力に基づいて、測定された圧力に適した調節された圧力及び流量の条件下で推進薬を投入するように、サービサ衛星上に取り付けられた流れ制御システムを構成するステップと、 f)サービサ宇宙機上の推進薬貯蔵タンクから推進薬ホースへの配管システムを通ってクライアント衛星上の貯蔵タンクへ推進薬を移送することを、推進薬移送システムの構成された流れ制御システムに指令するステップと、
g)所望の量の推進薬がクライアント衛星へ移送された後、燃料補給ツールを操作して充填/排出弁を閉じることをロボットアームに指令するステップと、
h)推進薬ホースを充填/排出弁から外して推進薬ホースを引き離すステップと、
i)ロボットアームを引き離し、サービサ宇宙機をクライアント衛星から切り離すステップと、を含んでいる。
本開示の機能上の有利な態様のさらなる理解は、以下の詳細な説明及び図面を参照することによって実現することができる。
実施形態について、例示のみを目的として、図面を参照しながら次に説明する。
図1a〜1fに示す推進薬移送システム全体が相互にどのように関係しているかを示す簡単なブロック図である。 図1のブロック図の各区間の拡大図である。 図1のブロック図の各区間の拡大図である。 図1のブロック図の各区間の拡大図である。 図1のブロック図の各区間の拡大図である。 図1のブロック図の各区間の拡大図である。 図1のブロック図の各区間の拡大図である。 一つの図内に組み立てられているが、ここでは様々な任意選択のサブシステムを識別する、図1の概略図である。 図2の概略図の各区間の拡大図である。 図2の概略図の各区間の拡大図である。 図2の概略図の各区間の拡大図である。 図2の概略図の各区間の拡大図である。 図2の概略図の各区間の拡大図である。 図2の概略図の各区間の拡大図である。 図2の概略図の各区間の拡大図である。 図2の概略図の各区間の拡大図である。 推進薬移送システムを示すが、ここではすべての任意選択の冗長サブシステムのない概略図である。 本システムの一部を形成する高圧加圧剤サブシステムの拡大図である。 図1のブロック図の一部を示すが、すべての冗長な任意選択のサブシステムを含めて、二元推進薬を使用するように構成されたクライアント衛星に再供給する推進薬移送システムのみを示す図である。 図5の概略図の各区間の拡大図である。 図5の概略図の各区間の拡大図である。 図5の概略図の各区間の拡大図である。 図5の概略図の各区間の拡大図である。 推進薬が圧力勾配によってサービサ宇宙機上のより高圧の推進薬貯蔵タンクからより低圧のクライアント衛星推進薬タンクへ直接移送される推進薬移送プロセスの第1の方法向けに構成された推進薬移送システムの一部分の概略図である。 推進薬が第1に推進薬貯蔵タンクから移送タンク(図7a)へ循環され、次いで移送タンクからクライアント衛星推進薬タンク(図7b)へ循環される推進薬移送プロセスの第2の方法向けに構成されたシステムの一部分の概略図である。 推進薬が第1に推進薬貯蔵タンクから移送タンク(図7a)へ循環され、次いで移送タンクからクライアント衛星推進薬タンク(図7b)へ循環される推進薬移送プロセスの第2の方法向けに構成されたシステムの一部分の概略図である。 遠隔テレオペレーション制御センターと通信するコンピュータ制御システムを有するサービサ宇宙機上に取り付けられた燃料補給システムを示す図である。 推進薬を再供給すべきクライアント衛星上に位置する排出/充填弁を示す図である。 二次シールねじ付き特徴、予備充填/排出弁作動ナット、予備充填/排出弁トルク反応特徴、及び予備充填/排出弁シール取付け具を有する予備充填/排出弁を示す図である。 推進薬移送動作が完了した後に、クライアント衛星上の推進システムの充填/排出弁を閉鎖するために使用される交換用二次シール取付け具の立面図である。 再供給されているクライアント衛星上のクライアント衛星排出/充填弁に係合された予備充填/排出弁を示す図である。 本明細書に開示するシステムの一部を形成する例示的で非限定的なコンピュータ制御システムを示す図である。 機械ポンプを使用する流体移送システムの代替実施形態を示す図である。 機械ポンプを使用する流体移送システムの代替実施形態を示す図である。
本開示の様々な実施形態及び態様について、以下に論じる詳細を参照しながら説明する。以下の説明及び図面は本開示の例示であり、本開示を限定すると解釈されるべきではない。本開示の様々な実施形態の徹底的な理解を提供するために、多数の特有の詳細について説明する。しかし、場合によっては、本開示の実施形態の簡潔な議論を提供するために、よく知られている詳細又は従来の詳細については説明しない。
本明細書では、「備える、含む(comprises)」及び「備える、含む(comprising)」という用語は、包括的でオープンエンド(open ended)であり、排他的ではないと解釈されるべきである。具体的には、特許請求の範囲を含む本明細書内で使用されるとき、「備える、含む(comprises)」及び「備える、含む(comprising)」という用語、並びにこれらの変化形は、指定の特徴、ステップ、又は構成要素が含まれることを意味する。これらの用語は、他の特徴、ステップ、又は構成要素の存在を除外すると解釈されるべきではない。
本明細書では、「例示的(exemplary)」という用語は、「例、事例、又は例示として働く」ことを意味し、本明細書に開示する他の構成に比べて好ましい又は有利であると解釈されるべきではない。
本明細書では、「約(about)」及び「約(approximately)」という用語は、粒子の寸法、混合物の組成、又は他の物理的な特性若しくは特徴の範囲に関連して使用されるとき、平均して寸法の大部分を満足させるが統計的にこの領域外の寸法も存在し得る実施形態を除外しないように、寸法の範囲の上限及び下限内に存在し得るわずかな変動を包含することを意味する。本開示からのこれらの実施形態などの実施形態を除外することは意図しない。
本明細書では、推進薬が再供給される「衛星」という用語は、人工衛星を指す。
本明細書では、「予備充填/排出弁」という語句は、クライアント衛星の充填/排出弁に取り付けられた弁を指し、この弁は、推進薬移送動作の完了後に、クライアント充填/排出弁を適切に閉じることが可能でないことが判明した(すなわち、クライアント充填/排出弁の漏れが検出された)場合には、閉じて後に残すことができる。
［構成要素記号の定義］
部品及びそれらの機能のリストを、以下に示す。
CVは、チェック弁(Check Valves)を指し、レギュレータの下流及びチェック弁の上流の管材へのガス(推進薬の蒸気で汚染されていることがある)の逆流を防止するために使用される。酸化剤の蒸気と燃料又は単元推進薬の蒸気との混合は、これら二つが接触すると反応するため、防止しなければならない。
Fは、流量計(Flow Meter)変換器を指し、推進薬の流量を測定するために使用される。プロトタイプでは、超音波流量計が用いられ、それによって、所望の流量測定精度を実現し、腐食性の推進薬に対する損傷を受けやすい変換器部品のあらゆる接触を回避する。
FDVは、充填/排出弁(Fill/Drain Valve)を指し、様々な推進薬タンクとの間で流体(推進薬)をロード/アンロードするために使用される。
FVVは、充填/排気弁(Fill/Vent Valve)指し、加圧剤タンクとの間でガス(加圧剤)をロード/アンロードするために使用され、又は圧力試験のために管材にアクセスするために使用される。
FGは、ガスフィルタを指し、加圧剤タンク内又はシステム外の粒子状汚染物質が、普通なら弁の動作に干渉し得る下流へ移動するのを防止するために使用される。
FLは、フィルタ(Filter)を指し、貯蔵タンク内の粒子状汚染物質が、普通なら弁の動作に干渉し得る下流へ移動するのを防止するために使用される。
HPLVは、高圧ラッチ弁(High Pressure Latch Valve)を指し、打上げ中に下流のレギュレータを高圧源から遮断するために使用される。
HPTは、高圧変換器(High Pressure Transducer)を指し、システムの高圧部分の圧力を測定するために使用される。
IVGは、ガス遮断弁(Gas Isolation Valve)を指し、高圧区間から移送タンクへのガスの流れ(IVG1)、貯蔵タンクと移送タンクとの間のガスの流れ(IVG2)、及び移送タンクから宇宙へのガスの流れ(IVG3)を制御するために使用される。
IVLは、液体遮断弁(Liquid Isolation Valve)を指し、貯蔵タンクと移送タンク/(又はポンプ)との間(IVG1)、及びサービサ宇宙機上の推進薬移送システムの移送タンク/ポンプとクライアント衛星上の推進薬タンクとの間(IVG2)の流体(推進薬)の流れを制御するために使用される。
LPTは、低圧変換器(Low Pressure Transducer)を指し、システムの様々な部品の圧力を測定するために使用される。
NTDは、非推進デバイス(non-thrusting device)を指し、普通ならサービサとクライアント宇宙機の姿勢及び/又は軌道を妨げ得る推力を生成することなく、加圧剤を宇宙へ排気するために使用される。
PRは、推進薬貯蔵タンクを加圧して移送タンクを動作させるために、上流のガス圧力を加圧剤貯蔵タンク内の高い値(最高約320バール)からより低い下流の値(30バール以下)へ低減させるように作用する圧力レギュレータ(pressure regulator)を指す。
STは、推進薬貯蔵タンク(Storage Tank)を指し、クライアント衛星へ移送すべき推進薬のすべてを貯蔵するために使用され、また場合によっては、軌道操縦のためにサービサ宇宙機推進システムによって使用される。STには、打上げ前に推進薬が充填されるが、軌道内に位置するときに推進薬を再供給することもできる。
TTは、移送タンク(Transfer Tank)を指し、クライアント衛星推進薬移送動作間のフレックスホース圧力の緩和を含むいくつかの目的で、圧力勾配に逆らって貯蔵タンクからクライアントへ推進薬を周期的に移送する「ポンプ」として、流量計の性能を検査するための較正された体積として、また簡単なサイクル数を使用して推進薬を計測する予備手段として使用される。移送タンクは小さく、膜板又は封止された摺動ピストンによって分離された別個のガス及び流体体積を有する。移送タンクは、付随する弁と組み合わせると、本質的には空気圧式の容積ポンプである。この移送タンクは、モータ駆動式のピストンポンプ、ギアポンプ、又は膜板ポンプなどの何らかの他の形態のポンプに置き換えることもできる。これらの代替実施形態は、特に液体の推進薬ではなく気相の推進薬が使用されている場合に用いることができる。
UFM電子機器は、流量計変換器にインターフェース接続するために使用される(超音波)流量計((ultrasonic) flow meter)電子機器を指す。
記号■は、推進薬移送システムの関連機器の温度を測定するために使用されるサーミスタを指す。
Heは、流体推進薬を変位させるために使用されるガス加圧剤を指す。窒素(N)などの他の非反応性のガスを使用することもできるが、質量がより低いため、宇宙での適用分野にはヘリウム(He)が好ましい。ヘリウムは、高圧区間内の加圧剤タンク内に高圧で貯蔵される。
Fは、液体の二元推進薬燃料(fuel)を指し、クライアント衛星へ送達される。Fは、酸化剤と反応して推力を生じさせる。典型的な液体燃料はモノメチルヒドラジン(MMH)であるが、ヒドラジン(N2H4)又は非対称ジメチルヒドラジン(UDMH)などの他の燃料を使用することもできる。
Uは、第2の化学的に適合している液体の二元推進薬燃料を指す。1次燃料がMMHである場合、適した第2の燃料はUDMHになるはずである。
Hは、液体の単元推進薬を指し、クライアントへ送達される。Hは、触媒の存在下で解離して推力を生じさせる。Hはまた、酸化剤と反応して推力を生じさせることから、燃料のように作用することもできる。典型的な単元推進薬はヒドラジン(N2H4)であるが、アンモニア(NH3)などの他の単元推進薬を使用することもできる。
Xは、液体の二元推進薬酸化剤を指し、クライアントへ送達される。Xは、燃料と反応して推力を生じさせる。典型的な液体酸化剤は、97%のN2O4と3%のNOの窒素酸化物の混合物(MON3)であるが、発煙硝酸などの他の酸化剤を使用することもできる。
図1は、全体として10と示す完全な推進薬移送システムの概略図を示し、システムの複雑さのため、図1a〜1fに示す各区間に分割されている。すべての弁、センサ、圧力変換器などに付随する構成要素のラベルは、上記で定義したものである。図1〜7bに示す弁、圧力変換器などのすべての冗長な構成要素は、(同等の主要な構成要素に対する「A」との比較として)それらのラベルの添え字に「B」を有する。冗長な構成要素を示すこれらの図に加えて、図2a〜2hでは、システム10の任意選択のサブシステムが示されている。
図1は、全体として10と示す完全な推進薬移送システムの概略図を示す。すべての弁、センサ、圧力変換器などに付随する構成要素は、上記で定義したものである。図1〜7bに示す弁、圧力変換器などのすべての冗長な構成要素は、(同等の主要な構成要素に対する「A」との比較として)それらのラベルの添え字に「B」を有する。冗長な構成要素を示すこれらの図に加えて、図2では、システム10の任意選択のサブシステムが示されている。
たとえば、二元推進薬移送サブシステムに付随する推進インターフェース120、及び単元推進薬移送サブシステムに付随する推進インターフェース122は、任意選択である。これらのインターフェースは、二元推進薬(燃料及び酸化剤)並びに/又は単元推進薬をサービサ宇宙機推進システムへ供給する。これは、推進システム内で別個の推進薬タンクの必要を回避することによって、サービサ宇宙機の全体的な質量を低減させる。また、推進薬をクライアント宇宙機へ送達すること、又は軌道操縦のためにサービサ宇宙機によって使用することも可能である。そのような軌道操縦は、たとえば、クライアント宇宙機とランデブーするために、又はさらには(サービサ宇宙機がクライアント宇宙機にドッキングされている間に)クライアント宇宙機軌道を変更するために使用することができる。
さらに、低温ガススラスタサブシステム102も、任意選択である。低温ガススラスタは、異常の場合、ドッキングの直前にクライアント宇宙機へのサービサ宇宙機の最終の接近を阻止及び/又は逆行させるのに有用になることがある。推進薬移送システムの高圧供給を使用することで、低温ガススラスタに対する第2のガス源の必要が回避されるはずである。
燃料(及び/又は酸化剤)移送サブシステムに対する代替の推進薬ストリング106も、任意選択である。これらの1以上は、他の完全な推進薬移送サブシステム14(又は12)を追加することなく、追加の化学的に適合している燃料(又は酸化剤)のタイプを送達する手段を提供することができる。例として、MMH(モノメチルヒドラジン)を1次燃料として使用すると、可能な二次燃料はUDMH(非対称ジメチルヒドラジン)になるはずであるが、1次燃料に応じて、他の二次燃料タイプも可能である。二つの送達を交互に行うと、少量のこれらの二つの燃料が、移送タンク/ポンプ及び下流の構成要素内で混合するはずであるが、この混合は、典型的には、これらの二元推進薬流体に対する軍事上の標準によって定義される燃料純度仕様の範囲内で許容可能である。
ヘリウムORU(軌道交換可能ユニット(Orbital Replaceable Unit))インターフェース110は、任意選択である。これは、追加の加圧剤をサービサ宇宙機へ提供できる流体インターフェースを提供し、それによってサービサ宇宙機の有用寿命を延ばす。推進薬貯蔵タンクからの加圧剤を排気し、次いで推進薬移送プロセスを逆行させて何らかの他の宇宙機からサービサ宇宙機へ推進薬を移送することによって、流体推進薬を推進薬移送システムへ再供給することができる。他方の宇宙機は、依然として残っている推進薬を有する退役した宇宙機とすることができ、又は特定用途向けに作られた「タンカ」宇宙機とすることができる。サービサ宇宙機加圧剤貯蔵タンク内が高圧であるため、加圧剤を再供給することはより困難である。したがって、He ORUインターフェースを通って加圧剤を低圧で提供することが提案される。He ORUは、タンカ宇宙機によってサービサ宇宙機へ運ばれ、次いでサービサ宇宙機のロボットアームを使用してサービサ宇宙機へ移送されるはずである。
加圧剤再供給ライン100は、任意選択である。これらのライン及び付随する冗長弁(IVG4及びIVG5)は、クライアント推進薬タンク内の圧力が低くなりすぎた場合に、クライアントに加圧剤を再供給するために使用されるはずである。PMD(推進薬管理デバイス)タイプの推進薬タンクを有するクライアントの場合、推進薬と加圧剤との間に物理的障壁がないため、加圧剤の再供給は、クライアント衛星推進薬充填/排出弁を通って可能である。推進薬ライン内の加圧剤の気泡は、後の推進薬再供給中に推進薬によって洗い流される。浮き袋又は膜板タイプのタンクを有するクライアントの場合、加圧剤の再供給は、圧力が推進薬移送システムの能力の範囲内である場合にのみ、適当な加圧剤充填/排気弁を通って行う必要があるはずである。
図3は、上記で論じた任意選択のサブシステム100、102、106、110、120、及び122のない推進薬移送システム10の概略図を示す。推進薬移送システム10は、第1の推進薬移送サブシステム14を含み、第1の推進薬移送サブシステム14は、二元推進薬(燃料及び酸化剤)システムを使用するように構成された衛星の燃料タンクに再供給し、クライアント衛星の酸化剤タンクに再供給する第2のサブシステム12を収容している。推進薬移送システム10は、単元推進薬を使用するように構成された衛星上の貯蔵タンク36に燃料補給するように構成された第3の推進薬移送サブシステム16を含む。図3はまた、すべてのサブシステム12、14、及び16が、燃料補給される衛星上のそれぞれの推進薬タンクに結合され、具体的には、酸化剤移送サブシステム12が、酸化剤を貯蔵する推進薬タンク22に結合され、サブシステム14が、二元推進薬を使用するように構成された衛星上で燃料を貯蔵する推進薬タンク24に結合されることを示す。サブシステム16は、単元推進薬を使用するように構成された衛星上で単元推進薬を貯蔵する推進薬タンク26に結合されることが示されている。すべての場合、単元推進薬を移送するか、それとも二元推進薬を移送するかにかかわらず、予備充填/排出弁52は、第1に、クライアント衛星の排出/充填弁に嵌合される。以下、予備充填/排出弁52について、より詳細に論じる。
サブシステム12及び14はそれぞれ、二(2)つの流量計変換器を収容しており、貯蔵タンク30a、30bは、図3から見ることができるものと同一である。サブシステム12及び14はそれぞれ、上記の冗長性選択肢で構成されており、したがってそれぞれ、2組の管材、弁、及び圧力変換器、並びに移送タンク40a及び40bを収容する。加圧剤ガスは、高圧ヘリウム貯蔵タンク44から貯蔵タンク30a、30bへ、したがって出口ホース32及び34へ流れる。前述のように、移送タンクは、付随する弁と組み合わせると、本質的には空気圧式の容積ポンプ機構である。
単元推進薬を保持及び移送するように構成されたサブシステム16は、サブシステム12及び14のそれぞれに対するものと本質的には同じ弁/管材構成を有する。各サブシステム12、14、及び16は、高圧タンク44を推進薬貯蔵タンク30a、30b、36、移送タンク40a、40b、及び42、並びに出口ホース32、36へ相互接続する経路指定チューブシステム内の戦略的な場所に配置された様々な弁、漏れ検出器、ガス圧力レギュレータ、圧力変換器、並びに流れセンサ及びメータから構成された独自の流れ制御システムを含む。流れ制御システムが構成されるこれらすべての構成要素に対する記号は、上記で定義したものである。
したがって、図に示す様々な貯蔵タンク並びに経路指定チューブシステム及びポンプ機構は、流体を貯蔵し、補修用宇宙機からクライアント衛星上の付随する貯蔵タンクへ経路指定する手段を提供する。コンピュータ制御システムとインターフェース接続され、経路指定チューブシステム内の戦略的な場所に配置された複数の弁、漏れ検出器、圧力センサ、ガス圧力レギュレータ、温度センサ、流れセンサ、及びメータは、移送プロセス中の流体(ガス及び/又は液体)の流れを制御する手段を提供する。
各流れ制御システムの要素は、圧力及び流量などの流体の流れに関連するパラメータを調節又は制御する指令及び制御システムとインターフェース接続される。指令及び制御システムについては以下でより詳細に説明するが、このシステムは、推進薬移送システム上に取り付けられたコンピュータ/プロセッサを含むことができる。質量を節約するには、一つの冗長コンピュータのみを使用してすべてのサブシステムを制御することが好ましいが、各サブシステムは、独自のコンピュータコントローラを有することもできることが理解されるであろう。
上記のように、サブシステム12及び14はそれぞれ、任意の組合せで1対の貯蔵タンク30a及び30bに流動的に流体連通している二つの移送タンク40a(主要)及び40b(冗長)を含むが、サブシステム16は、単一の貯蔵タンク36に流体連通している二つの移送タンク42a及び42bを含む。これは単に、サービサ宇宙機構成の求めるところに従って単一又は複数の貯蔵タンクを使用できることを示すためのものである。軸外に取り付けられる場合、サービサ宇宙機の寿命全体にわたって相互を均衡させるために、2以上の貯蔵タンクを使用するべきであるが、軸上にある場合、一つの貯蔵タンクのみが必要とされる。貯蔵タンク30a及び30bは、高圧区間に流体連通している。
図4は、図1の推進薬移送サブシステムの高圧(最高約300バール)区間の拡大図を示す。1以上の加圧剤タンク44(図1〜5には四つを示すが、一つをはっきりと示し、三(3)つは部分的に隠れている)内に、ヘリウムが貯蔵される。冗長HPLVを使用して、下流の圧力レギュレータ(PR)を打上げ用の高圧から遮断する。四重冗長圧力レギュレータを用いて圧力を低減させ、燃料補給システムの残り部分により低い圧力(約20バール)のヘリウムを供給する。
図5〜5dは、衛星に二元推進薬を再供給するサブシステム12及び14に対して任意選択のサブシステム(図2〜2hからの100、106、110、及び120)を有する完全な推進薬移送システムを示す。
すべての推進薬移送サブシステムでは、ガス流量は、システムの高圧部分の圧力を測定するために使用される高圧変換器(HPT)及び高圧区間とは別個の推進薬移送サブシステムの様々な部分で圧力を測定するために使用される低圧変換器(LPT)の1以上から読み取った圧力に基づいて、ガス遮断弁(IVG)を開閉することによって調節される。
推進薬の流量は、ガス圧力を制御することによって間接的に調節される。しかし、状況によっては、加圧剤を排気することによって加圧剤を無駄にするのを回避するために、このように流量を低減させることは好ましくないことがある。したがって、状況によっては、流量は、既存の流体弁のみを使用して調節されることがある。推進薬の流量を制御する一つの方法は、予備充填/排出弁52を使用して流量を調節することである。予備充填/排出弁52は、そのアクチュエータナット132(図10参照)がどれだけ遠くまで回転されたかに応じて、部分的に開く。したがって、この好ましい形態では、流量は、アクチュエータナット132の調整によって制御され、流量が所望の流量に到達するまでアクチュエータナット132をゆっくりと回して開く。好ましくは、予備充填/排出弁52は調整可能なオリフィスを有しており、較正、及び予備充填/排出弁52に嵌合された燃料補給ツール(後述)によって実行されるアクチュエータナット132の回転数に関する知識に応じて、指令及び制御システムがオリフィス寸法を注意深く調整できるように較正される。
図6は、図1の推進薬移送サブシステムの単元推進薬区間の拡大図を示し、貯蔵タンク36を通って出口ホース34まで延びる加圧剤タンク44(図6には図示せず)の点線70は、貯蔵タンク36からクライアントタンク26への推進薬移送方法の第1の実施形態を使用して送達される推進薬に対する推進薬の経路を表す。この第1の形態、すなわち「直接移送モード」では、推進薬移送システムは、貯蔵タンク36から出口まで破線70によって示す貯蔵タンクからの簡単な圧力勾配のため、貯蔵タンク36から直接、推進薬の調節された移送を提供するように構成され、この出口は、流量計変換器、IVL1、IVL2、フレックスホース、予備充填/排出弁、及び燃料補給ツールを介して、クライアント衛星の付随する推進薬ライン(単元推進薬が移送されている場合、クライアント衛星上の単元推進薬ライン、燃料が移送されている場合、燃料ライン、又は酸化剤が移送されている場合、酸化剤ライン)に接続される。これは、クライアント衛星推進薬タンク26がサービサ宇宙機の推進薬貯蔵タンク36の圧力を下回る圧力である場合、好ましい動作モードである。クライアント衛星貯蔵タンク26の圧力(約5バール〜20バール)は、クライアント衛星のスラスタ動作圧力範囲及びその寿命状態に依存する。最大貯蔵タンク動作圧力(最高約30バール)は、タンク設計に依存する。この実施形態では、「ポンプ機構」は、加圧貯蔵タンク44自体及び付随する弁などである。
流体推進薬がサービサの貯蔵タンク36から流れると、貯蔵タンク内の加圧剤ガスHeは、推進薬によって空になった体積内へ膨張し、それによって貯蔵タンク36の圧力が低減される。高圧タンク44から弁IVG1及びIVG2を介して貯蔵タンクまで破線の矢印70によって示すように加圧剤ガスが流れることを可能にすることによって、貯蔵タンク36を加圧することができ、又はその圧力を維持することができる。
推進薬がクライアント推進薬タンク26内へ流れると、推進薬はタンク26内のガスを変位させ、それによってガスを圧縮する。これは、推進薬が軌道保守に費やされるにつれて、加圧剤ガスの膨張によって、その寿命全体にわたって、クライアント推進薬タンク26内の圧力低減を逆転させる。このようにして、クライアント衛星の状態は、推進薬の量の点でもそのタンク26内の圧力の点でも、初期の状態に戻る。
図7a及び7bは、推進薬を貯蔵タンク36からクライアント貯蔵タンク26へ移送する方法が「移送タンク/ポンプを介するポンプによる移送」モードを使用するような第2の動作モードを示す。この動作モードでは、推進薬移送システムは、第1に貯蔵タンク36から移送タンク42aへの推進薬の(ポンプ)循環移送の前半を使用して推進薬を移送するように構成される。図7aを参照すると、推進薬移送システムは、破線の矢印76によって示すように、貯蔵タンク36からの所望の量の推進薬を移送タンク42aに充填する。推進薬は、破線の矢印78によって示すように、加圧剤を移送タンク42aのガス体積46(膜板又はピストン49によって流体体積48から分離及び遮断される)から宇宙空間へ排気することによって引き起こされる圧力勾配によって押される。
図7bを参照すると、推進薬は次いで、矢印82によって示す配管経路に沿って高圧Heタンク44(図示せず)から移送タンク40aを加圧することによって引き起こされる圧力勾配を使用してクライアントタンク26へ移送され、その結果、移送タンク42a内の流体は、破線の矢印80によって示すように、クライアント衛星上の貯蔵タンク26内へ駆動される。これは、クライアント衛星推進薬タンク26が、サービサ推進薬貯蔵タンクの圧力より大きく、高圧区間内の圧力レギュレータに対する設定点までの圧力である場合、唯一の可能な動作である。
図3を参照すると、移送タンク40a(40b)又は42a(42b)と五つの弁IVG1、IVG2、IVG3、IVL1、及びIVL2の組合せは、協働で動作されるとき、ポンプとして作用することに留意されたい。他の(異なる協働の)方法で動作されるとき、これらの構成要素は、他の機能を実行する。これらの他の機能の例には、ホース32及び34内の圧力を緩和して、クライアント衛星充填/排出弁402からの燃料補給ツール50の切断、及び移送サイクルを数えることによる推進薬の計測を容易にする能力が含まれる。そのような計測は、推進薬がクライアント衛星へ実際に移送されるか否かにかかわらず、流量計の性能を検証するために使用することができる。
推進薬移送システムは、推進薬をクライアント衛星へ再供給するように主に構成されるが、逆の処理のために使用することもできることが理解されよう。たとえば、推進薬移送システムは、貯蔵タンク(複数可)36を排気し、次いで(逆の)圧力勾配によって、特定用途向けに作られたタンカ宇宙機又はクライアント衛星貯蔵タンク26からサービサの推進薬貯蔵タンク36へ推進薬を押すことによって、推進薬をサービサ宇宙機へ再供給するために使用することができる。そのような動作は、クライアント衛星がその所期の目的のために実行することはできなくなったが、それでもなお有用な推進薬源である場合に行われるはずである。これは、直接移送方法(図6)にも循環移送方法(図7a及び7b)にも等しく当てはまる。
いずれの移送方法でも、推進薬の流量は、チューブシステム内へ組み込まれた1以上の流量計を使用して測定される。任意のタイプの流量計、たとえばそれだけに限定されるものではないが、超音波流量計を使用することができる。流量は、機上のコンピュータによって時間とともに数値的にまとめられて、移送された推進薬の量を判定することができる。移送タンク/ポンプ42aを介する「ポンプ」移送の場合、移送された推進薬の量は、知られている移送タンク体積に基づいて、移送サイクル数を簡単に数えることによって判定することもできる。これはまた、予備の推進薬計測手段として使用することもできる。移送タンクの充填サイクルの前半を実行することを周期的に(すなわち、各クライアントに燃料補給する直接移送動作の初めで)使用して、流量計の性能を確認することができる。
上記の移送方法のいずれかによって、所望の量の推進薬が移送された後、(IVG3を開くことによって)移送タンク加圧剤を宇宙空間へ排気することができ、次いで(IVL2を開くことによって)フレックスホースの圧力を緩和して、クライアント衛星FDVからの燃料補給ツールの切断を容易にすることができる。
燃料補給されるクライアント衛星へサーバ宇宙機貯蔵タンクから流体を移送する二(2)つの方法について、単元推進薬サブシステム16を参照しながら説明したことに留意されたい。しかし、同じ二つの方法は、状況に応じて、二元推進薬を移送する推進薬移送サブシステム12及び14に用いられることが理解されよう。
推進薬を宇宙空間内へ輸送する金融資産価値を考えると、各クライアント宇宙機に提供される推進薬の量を正確に測定して、購入した推進薬の全量を顧客が受け取ったことを実証することが非常に好ましい。これを確実にするために、本設計には二つの特徴が組み込まれており、第1に、このシステムは、サービサ宇宙機からクライアント衛星への推進薬の非常によく調節された流れを提供するように構成され、そのような流れは、配管システムを通ってクライアント貯蔵タンクまで延びる流路内に設置された流量計によって容易になる。
第2に、圧力が漏れの存在のみによって変化するはずである期間(すなわち、燃料補給前後の漏れ検出期間)にわたって圧力変化を監視することによって、流路全体にわたって漏れ検出が可能になる。これらの監視期間は、予備充填/排出弁52がクライアント衛星充填/排出弁402に嵌合された後に予備充填/排出弁52を開く前後の期間、クライアント充填/排出弁を開く前後の期間、及び推進薬をクライアント衛星へ移送した後にクライアント衛星充填/排出弁を閉じる前後の期間、並びにクライアント充填/排出弁の閉鎖に続いて予備充填/排出弁を閉じた後の期間を含むことができる。
推進薬の移送前、移送中、及び移送後に開閉しなければならない推進薬移送システムの弁(たとえば、FVV、HPLV、HPT、IVG、IVL、NTD、及びPR)はそれぞれ、より詳細に後述する前述の指令及び制御システムにインターフェース接続された駆動回路によって作動される。
本発明の特徴は、クライアント充填/排出弁402が開かれた後にクライアント推進薬タンク24及び26内の圧力を検出する流れ制御システムの能力である。したがって、クライアント衛星推進薬タンク26が、サービサ推進薬貯蔵タンクの圧力より大きく、高圧区間内の圧力レギュレータに対する設定点までの圧力である場合、コンピュータは、図7a及び7bに示した方法を使用して、調節されたガス及び推進薬の流量を提供するようにプログラムされる。他方では、クライアント衛星推進薬タンク26が、サービサ宇宙機の推進薬貯蔵タンク36の圧力を下回る圧力である場合、コンピュータは、予備FDVを使用する図6に示す方法を使用して流量を適宜調節するようにプログラムされる。
上記のように、移送タンク40a及び42aは、付随する弁と組み合わせると、本質的には空気圧式の容積ポンプであり、モータ駆動式のピストンポンプ、ギアポンプ、又は膜板ポンプなどの何らかの他の形態のポンプに置き換えることができる。
したがって、本システムは、流量計からのフィードバックに基づいて、ガス及び推進薬の流量を動的に調節する能力を有するように設計され、それによって本システムには著しい利点が与えられ、クライアント衛星を物理的に修正する必要がなくなる。
本推進薬移送システムは、前述のように活動を停止した衛星から推進薬を除去するために使用されるのに加えて、任意の場所、たとえば軌道内又は月面上の第2の補給処、並びに燃料補給する必要のある衛星に推進薬を移送するために使用することができる。
図13及び図13aは、機械ポンプを使用する流体移送システムの代替実施形態を示す。図13は、一実施形態で図6のシステムを修正して「再充填及び移送」配管系統の一部をインラインポンプ400に置き換えることによって実現されるインラインポンプを使用する基本概念を示す。図13aは、一度に一つのポンプ400のみが有効になるように遮断弁を有する平行な流路内に位置する冗長ポンプ400を使用する一実施形態を示す。冗長な列を遮断するには、一つの遮断弁だけが必要とされるが、この図は、冗長ポンプ空胴から必要に応じて流体を締め出すことができるように、遮断されたポンプの入口/出口の両方を示す。
流体移送システムのすべての実施形態は、不活性ガスを有する加圧ガスタンクを含むことに留意されたい。インラインポンプをもたないシステムの実施形態の場合、加圧ガスは二つの役割を果たし、第1の役割は、サービサ衛星からクライアント衛星へ推進薬を動かす原動力を提供することであり、第2に、加圧ガスは、サービサ衛星貯蔵タンク(複数可)内で空になった体積を置き換える。原動力として機械ポンプを使用する図13及び図13aの実施形態の場合、加圧ガスはそれでもなお、サービサ貯蔵タンク(複数可)から空になった体積を置き換えるために使用される。したがって、どちらの実施形態も加圧ガスを使用するが、図13及び図13aのシステムは、より少ない量を使用する。
本明細書に開示する推進薬移送システムは、専用のサービサ宇宙機を含むことができる衛星燃料補給システムの一部を形成することができ、その専用のサービサ宇宙機の上には、ツール運搬具、ロボットアーム、及び様々なツールを含む推進薬移送装置が取り付けられる。図8は、燃料補給システムに加えて衛星の燃料補給に関連するそれらの物品を示すブロック図である。これには、ホストサービサ宇宙機400、燃料補給すべきクライアント衛星401、クライアント弁(複数可)402、ロボットアーム403、ロボットアーム403のエンドエフェクタによって解放可能に把持される燃料補給ツール50、推進薬結合機構405、推進薬出口ホース32、推進薬移送システム10、及び地球408への双方向の無線リンク407を提供する通信システム410が含まれる。図8はまた、予備充填/排出弁52、交換用シール取付け具133、二次シール取付け具122、及びリセットポスト111に対する格納地点を示す。
そのような専用のサービサ宇宙機は、全体として参照により本明細書に組み込まれている、2005年11月29日発行の米国特許第6,969,030号に開示されているものなどの宇宙機ドッキング機構を含むことができる。
衛星燃料補給システムは、ロバーツ(Roberts)らによる2012年10月15日出願の同時係属の米国特許出願第13/652,339号(米国特許出願公開第2013/XXX号)(全体として参照により本明細書に組み込まれている)に開示されている多機能ツールを含み、その目的は、充填/排出弁402自体へのアクセスを得るために必要なツール先端部を提供することであり、この多機能ツールは、ツールホルダと、ツールホルダによって保持され、ロボット制御下で単一の動力源によって起動される1組のツール先端部とを含む。多機能ツールは、ロボットアーム403のエンドエフェクタによって解放可能に把持可能である。
クライアント衛星上の充填/排出弁402にアクセスしてサービサ宇宙機からクライアント衛星への二元又は単元推進薬の移送を可能にする燃料補給ツール50は、2012年12月5日に完全な実用新案出願第XXX号として出願された同時係属の米国特許出願第61/566,893号(米国特許出願公開第XXX号)(全体として参照により本明細書に組み込まれている)に開示されているものと同じものとすることができる。
指令及び制御システムは、ロボットアーム403及びロボットアーム403に取り付けられたエンドエフェクタの動きを制御して、多機能ツール並びに燃料補給ツール50の動作を制御するように構成される。これは、流れ制御システムにインターフェース接続された上記のものと同じ指令及び制御システム、たとえばサービサ衛星上に取り付けられたコンピュータとすることができ、このコンピュータは、接近、クライアント衛星による捕獲/ドッキング、及び燃料補給動作中にサービサ衛星によって実行されるのに必要なすべての動作を実施するように、命令でプログラムされる。これはまた、別個のコンピュータシステムとすることができる。衛星燃料補給システムは、推進薬移送動作中に多機能ツール及び燃料補給ツールの動作を見るための視覚システムを含む。通信システム410は、ロボットアーム403にインターフェース接続され、視覚システム(1以上のカメラを含むことができる)、ロボットアーム403、したがってこれらのツールの遠隔動作(地球408又は任意の他の適した場所から)を可能にするように構成される。視覚システムは、流体移送システム貯蔵タンク及び配管システムをクライアント衛星の充填/排出弁に結合するために使用される流体移送継手上に取り付けられた特徴的なマーカ、並びに流体移送動作に関連するすべてのツール上のマーキングを含むことができる。
これらのカメラは、地上で補修用ロボットを制御するオペレータが、指令及び制御コンソールに位置する表示スクリーン上で作業箇所の特徴的な図を見るテレロボット制御モード内で、使用することができる。代替のモードでは、充填排出弁のような要素の位置は、3D点を抽出して充填排出弁の位置及び向きを判定する立体カメラ及び視覚システム、又は作業箇所上の他の関連する特徴のいずれかによって判定することができ、そこから、感知した六つの自由度座標に基づいて、ロボットアーム保持ツール(多機能ツール、燃料補給ツール)をこれらの場所へ駆動することができる。
ステレオカメラはまた、走査又はフラッシュライダーシステムに置き換えることもでき、そこから、測定された3-D点群を得て、燃料補給作業箇所上の所望の特徴又は形状の記憶されているCADモデルに基づいて所望の物体の姿勢を推定することによって、所望の六つの自由度座標を得ることができる。宇宙機が補修される目的で設計されたこれらの適用分野では、充填排出弁などの当該物品の場所を特定するために、オーグルビー(Ogilvie)ら(オーグルビー(Ogilvie),A.、ジャスティンオールポート(Justin Allport)、マイケルハンナ(Michael Hannah)、ジョンライマー(John Lymer))、「Autonomous Satellite Servicing Using the Orbital Express Demonstration Manipulator System」、Proc. of the 9th International Symposium on Artificial Intelligence、Robotics and Automation in Space(i-SAIRAS‘08)、カリフォルニア州ロサンゼルス、2008年2月25〜29日)に記載されているものなどの簡単な標的を、補修用ロボット上の単眼カメラと組み合わせて使用することもできる。最後に、デバイスを位置決めするために使用されるロボットアーム又はデバイスは、ツールと作業箇所(たとえば、充填排出弁)との間の反力を測定することが可能な1以上のセンサを含むことができる。これらは、オペレータがテレオペレーション制御するのを支援するために、オペレータに表示することができ、又は力のモーメントの自動収納制御モードで使用されることができ、どちらも、テレオペレータを支援し、又は監視下の自律制御モードで使用することができる。
このタイプのシステムは、特に遠隔制御を必要とする宇宙ベースのシステムにとって非常に有利である。燃料補給システムを構成する様々な構成要素は、燃料補給のためにサービサ宇宙機400として使用される任意の適した衛星上へ後付けすることができる。推進薬移送装置が取り付けられたサービサ宇宙機は、より大きい「母船」上に乗せてそこから打ち上げることができ、又は軌道宇宙ステーション上に貯蔵して、必要なときにそこから打ち上げることができる。
このシステムは、たとえば地球上、「母船」内、又は軌道宇宙ステーション内に位置する、遠隔に位置するオペレータによって、テレオペレーション下で動作させることができる。純粋な遠隔テレオペレータ制御下では、指令及び制御はテレオペレータによって行われ、テレオペレータは、知られているクライアント圧力及び流量計からのフィードバックに基づいて、推進薬移送システムに直接指令を発行し、選択された流体及びガス弁を開閉することができる。
さらに、サービサ衛星400(図8)は、図12に560で示す推進薬流れ制御システムにインターフェース接続できる機上のコンピュータ制御システム500を含み、その結果、クライアントタンク26内の圧力に基づいてどのモードの推進薬移送が選択されたかに応じて、選択されたシーケンス内の推進薬移送動作中に開閉されるすべての構成要素を駆動させることができる。推進薬流れ制御システムにインターフェース接続されたコンピュータ制御システム500の存在により、推進薬移送プロセスは、ローカルのミッションマネージャによって自律制御することができ、又はいくつかの監視下自律性レベルを含むことができ、その結果、純粋なテレオペレーションを受けることに加えて、テレオペレーション/監視下の自律性を混合させることができる。
本システムはまた、完全に自律的に動作するように構成される。完全に自律的なシステムとは、その外部環境を測定してそれに応答するシステムであり、完全な自律性は、外部条件に対するシステム状態の変化に対して非常に高い応答性を必要とする条件下で、又は危険な状況を制御するために急速な意思決定を必要とする条件のために、求められることが多い。完全な自律性の実装は、コストがかかることが多く、予見できない又は非常に不確実性の高い環境に対処できないことが多い。監視下の自律性は、人間のオペレータがシステム内で自律状態を開始できる場合、人間のテレオペレータによって提供される柔軟性とともに、応答性の高い自律的なローカルコントローラの利益を提供する。
推進薬をクライアント衛星に再供給する方法は、以下のステップを含む。第1に、サービサ宇宙機400は、a)サービサ宇宙機上の機上コンピュータシステムにインターフェースされた出力を有する機上のセンサからのセンサフィードバックに基づいて、コンピュータ制御下で、若しくはb)サービサ宇宙機から遠隔に位置するオペレータによるテレオペレータ制御下で、又はc)コンピュータとテレオペレータを組み合わせた制御下で、クライアント衛星401に対して所定の位置及び向きへ操縦される。
サービサ宇宙機400及びクライアント衛星401が所望の相対的な位置及び向きに着いた後、サービサ宇宙機400は、クライアント衛星401を解放可能に捕獲する。捕獲プロセスは、たとえば、全体として参照により本明細書に組み込まれている、2005年11月29日発行の米国特許第6,969,030号に開示されているものなどの衛星捕獲デバイスによる直接捕獲を伴うことができる。別法として、クライアント衛星401は、専用のロボットアーム430(図8に破線で示す)によって実現可能に捕獲することができる。又は、組合せ捕獲プロセスは、ロボットアーム430と、米国特許第6,969,030号に示されている機構との両方の使用を含むことができる。
捕獲が完了した後、ロボットアーム403は、ロバーツ(Roberts)らによる2011年10月12日出願の同時係属の米国特許出願第61/546,770号(米国特許出願公開第2013/XXX号)に開示されているものなどの多機能ツール440を解放可能に把持するように配備され、その際、ロボットアーム403は、ツール440(図12参照)を使用して、推進薬弁(複数可)402上のあらゆる熱ブランケット及びロックワイアを切断することによって、クライアント衛星401上の推進薬タンク弁402へのアクセスを得ることを指令される。これが完了した後、多機能ツール440は、サービサ宇宙機400上のエンドエフェクタによって解放され、そのツールホルダ上へ引き離され、燃料補給ツール50は、ロボットアーム403のエンドエフェクタによって解放可能に把持される。次いで、燃料補給ツール50は、衛星400上のそのホルダからの予備充填/排出弁52を解放可能に把持することを指令され、クライアント衛星推進薬タンク充填/排出弁402に嵌合される。
図9は、クライアント衛星排出/充填弁402、二次シール取付け具117、弁作動ナット131、トルク反応特徴121、及びクライアント弁中心線140を示す。図10aは、二次シールねじ付き特徴127と、予備充填/排出弁作動ナット132と、予備充填/排出弁トルク反応特徴129と、予備充填/排出弁シール取付け具128とを有する予備充填/排出弁52を示す。
図10bは、シール取付け具ねじ付き特徴137と、交換用二次シール取付け具トルク反応特徴135と、シール取付け具136とを有する交換用二次シール取付け具134を示す。図11は、燃料補給ツール50によってクライアント衛星排出/充填弁402に結合された後にクライアント衛星排出/充填弁402に係合された予備充填/排出弁52を示す。
クライアント衛星推進薬タンクに所望の量の推進薬が充填された後、クライアント衛星充填/排出弁402がうまく閉じた(すなわち、漏れない)場合、予備充填/排出弁52は、燃料補給ツール50によって除去され、燃料補給ツール50は、第2のシール取付け具134を把持し、次いで第2のシール取付け具134は、充填/排出弁402に嵌合され、次いで充填/排出弁402は、後に残される。充填/排出弁402が閉じられた後にシステム内の漏れを試験したとき、弁402が漏れることが分かった場合、予備充填/排出弁52が閉じられ、次いで弁402に嵌合されたまま後に残され、二次シール取付け具134は、ツール50によって予備充填/排出弁52に取り付けられ、同じく後に残される。
サーミスタは、すべての推進薬移送サブシステム及びそれらのサブシステムに対応するハードウェア上の関連機器の温度を測定するために使用される。サーミスタは、次のように燃料補給サブシステム内に含むことができる。
1)すべてのタンクに対して、サーミスタは、温度を監視するために使用される。これらの温度センサ/サーミスタは、高圧変換器とともに、タンクが安全な状態にあることを確認するために使用される。コンピュータ制御システム(後述)にインターフェース接続されたサーミスタ及び高圧変換器はまた、相互接続されたタンク間の圧力差を計算してこれらのタンク間の流量(及び流れの方向)を予測するために使用される。
2)加圧剤タンクの場合、サーミスタは、高圧変換器とともに、P・V=m・R・Tを使用して、残っている加圧剤の量を判定するために使用される。
3)移送タンクの場合、サーミスタは、温度の関数として推進薬密度及びタンク体積を判定するために使用される。移送される推進薬質量は、(サイクル数)*(TT体積)*(推進薬密度)の式によって与えられる。
4)圧力変換器の場合、サーミスタは、温度の関数として圧力測定を補正するために使用される。
5)流量計変換器の場合、サーミスタは、温度の関数として流れ測定を補正するために使用される。サーミスタはまた、温度の関数として推進薬密度を判定するために使用される。流量計は体積流量を測定し、次いでこの体積流量に推進薬密度を掛けて、質量流量を判定する。以下で論じるコンピュータ制御システムは、すべてのセンサにインターフェース接続されており、上記の計算を行ってシステムのすべての部分を監視するように、命令でプログラムされる。
予備充填/排出弁52の使用は、いくつかの理由のために非常に有利である。クライアント充填排出弁を正しく閉じることができない場合(すなわち、漏れる場合)、燃料補給ツールが取り外されるとすぐに、推進薬がクライアント推進サブシステムから漏れるはずである。この状況は許容できるものではなく、その発生リスクは、潜在的な顧客に、宇宙機への推進薬の再供給を思いとどまらせる可能性もある。このリスクは、予備充填/排出弁52の使用によって軽減される。このシステムは、予備充填/排出弁52もスロットル弁として機能するように構成することができる。予備充填/排出弁52が部分的にしか開かれない場合、流れ抵抗が増大するため、推進薬の流量を調節するために使用することができる。これは、普通ならクライアント推進薬タンクとサービサ宇宙機推進薬貯蔵タンクとの間の圧力差のみによって流量が判定されるはずの直接移送方法にとって有用である。予備充填/排出弁52は、クライアント貯蔵タンク26から宇宙の真空への主要な流路の二次封止を提供する。
図8及び図12を次に参照すると、推進薬再供給システムの一部を形成する例示的な演算システム500が示されている。このシステムは、クライアント衛星充填/排出弁402へアクセスし、予備充填/排出弁52を取り付け、推進薬出口ホース32又は34を予備充填/排出弁52に嵌合し、推進薬をタンク22又は26内へ移送し、ホース32又は34を予備充填/排出弁52から外し、弁52を封止し、サービサ宇宙機400をクライアント衛星401から切り離すという手順全体にわたって、ロボットアーム403の動きを制御するように構成及びプログラムされたコンピュータ制御システム525を含む。
上記のように、コンピュータ制御システム525は、視覚システム550、推進薬移送システムの流れ制御システム560、及びロボットアーム403にインターフェース接続される。前述の通信システム410が提供され、通信システム410は、ロボットアーム403にインターフェース接続され、視覚システム(1以上のカメラ550を含むことができる)、ロボットアーム403、及び流れ制御システム560の遠隔動作(地球408又は任意の他の適した場所から)を可能にするように構成される。このタイプのシステムは、特に遠隔制御を必要とする宇宙ベースのシステムにとって非常に有利である。多機能ツール540(図12)にアクセス可能であり、多機能ツール(図示せず)上の単一の動力源によって起動されるように構成され、したがって独自の電源を必要としない1組のツール先端部をツール運搬具内に提供することによって、膨大な重量の節約が提供され、これはすべての打上げで非常に重要である。
本開示のいくつかの態様は、少なくとも部分的に、ソフトウェア内で実施することができる。すなわち、これらの技法は、マイクロプロセッサなどのそのプロセッサに応答して、コンピュータシステム又は他のデータ処理システム内で実施することができ、ROM、揮発性RAM、不揮発性メモリ、キャッシュ、磁気及び光学ディスク、又は遠隔記憶デバイスなどのメモリ内に収容された命令シーケンスを実行することができる。さらに、これらの命令は、コンパイル及びリンクされた形態でデータネットワークを介して演算デバイス内へダウンロードすることができる。別法として、上記で論じたプロセスを実行する論理回路は、大規模集積回路(LSI)、特定用途向け集積回路(ASIC)などの個別のハードウェア構成要素、又は電気的に消去可能でプログラム可能な読取り専用メモリ(EEPROM)などのファームウェアなど、追加のコンピュータ及び/又は機械可読媒体内で実施することもできる。
図12は、指令及び制御システムの一部を形成するコンピュータ制御システム525の例示的で非限定的な実装形態を提供し、コンピュータ制御システム525は、1以上のプロセッサ530(たとえば、CPU/マイクロプロセッサ)と、バス502と、ランダムアクセスメモリ(RAM)及び/又は読取り専用メモリ(ROM)を含むことができるメモリ535と、1以上の内部記憶デバイス540(たとえば、ハードディスクドライブ、コンパクトディスクドライブ、又は内部フラッシュメモリ)と、電源545と、1以上の通信インターフェース410と、様々な入出力デバイス及び/又はインターフェース555とを含む。
図12には各構成要素の一つのみを示すが、コンピュータ制御システム525内には任意の数の各構成要素を含むことができる。たとえば、コンピュータは、典型的には、複数の異なるデータ記憶媒体を収容する。さらに、バス502は、すべての構成要素間の単一の接続として示されているが、バス502は、2以上の構成要素をリンクする1以上の回路、デバイス、又は通信チャネルを代表することができることが理解されよう。たとえば、パーソナルコンピュータ内では、バス502は、マザーボードを含み、又はマザーボードであることが多い。
一実施形態では、コンピュータ制御システム525は、汎用コンピュータ若しくは宇宙で動作するように構成された任意の他のハードウェア等価物とすることができ、又はそれらを含むことができる。コンピュータ制御システム525はまた、1以上の通信チャネル又はインターフェースを通じてプロセッサ530に結合された1以上の物理的デバイスとして実施することができる。たとえば、コンピュータ制御システム525は、特定用途向け集積回路(ASIC)を使用して実施することができる。別法として、コンピュータ制御システム525は、ハードウェアとソフトウェアの組合せとして実施することができ、ソフトウェアは、メモリから又はネットワーク接続を介してプロセッサ内へロードされる。
コンピュータ制御システム525は、1組の命令でプログラムすることができ、これらの命令は、プロセッサ内で実行されると、本開示に記載する1以上の方法をシステムに実行させる。コンピュータ制御システム525は、図示のものよりさらに多い又は少ない構成要素を含むことができる。
いくつかの実施形態について、完全に機能するコンピュータ及びコンピュータシステムの文脈で説明したが、様々な実施形態は、様々な形態のプログラム製品として分配することが可能であり、実際に分配を行うために使用される機械又はコンピュータ可読媒体の特定のタイプにかかわらず適用することが可能であることが、当業者には理解されよう。
コンピュータ可読媒体は、データ処理システムによって実行されると様々な方法をシステムに実行させるソフトウェア及びデータを記憶するために使用することができる。実行可能なソフトウェア及びデータは、たとえばROM、揮発性RAM、不揮発性メモリ、及び/又はキャッシュを含む様々な場所に記憶することができる。これらのソフトウェア及び/又はデータの部分は、これらの記憶デバイスのいずれか一つの中に記憶することができる。概して、機械可読媒体は、機械(たとえば、コンピュータ、ネットワークデバイス、パーソナルデジタルアシスタント、製造ツール、1組の1以上のプロセッサを有する任意のデバイスなど)によってアクセス可能な形態で情報を提供(すなわち、記憶及び/又は伝送)する任意の機構を含む。
コンピュータ可読媒体の例には、それだけに限定されるものではないが、中でも、揮発性及び不揮発性メモリデバイス、読取り専用メモリ(ROM)、ランダムアクセスメモリ(RAM)、フラッシュメモリデバイス、フロッピー(登録商標)及び他の取外し可能なディスク、磁気ディスク記憶媒体、光記憶媒体(たとえば、コンパクトディスク(CD)、デジタル多用途ディスク(DVD)など)などの記録可能型及び記録不能型の媒体が含まれる。命令は、搬送波、赤外信号、デジタル信号などの電気、光、音響、又は他の形態の伝搬信号に対するデジタル及びアナログ通信リンク内で実施することができる。
本システムは、以下の理由のため、リチャードT.ハワード(Richard T. Howard)、ペジュマンモタゲディ(Pejmun Motaghedi)によって編集された、「Sensors and Systems for Space Applications II」、Proc. of SPIE Vol. 6958、695808、(2008)内のスコットローテンバーガー(Scott Rotenberger)、デービッドソーホー(David SooHoo)、ガブリエルアブラハム(Gabriel Abraham)の「Orbital Express Fluid Transfer Demonstration System」に開示されているシステムに比べて有利である。ローテンバーガー(Rotenberger)では、複数の「ブロー及び再充填」サイクルを実行することによって、移送タンクを充填して50ポンド/平方インチ差圧力(psid)まで加圧し、所望のクライアント充填及び圧力まで、調節されていないブローを実行する必要がある。この調節されていない手法を用いると、移送サイクルを完了しようとするとき、最初の移送圧力と最後の圧力との間に相当な差が生じる。したがって、最初の流量と最後の流量との間の差(すなわち、ダイナミックレンジ)がより大きくなり、正確な質量流量の測定を実現するのが困難になる。
本システムは、事実上の貯蔵タンクを、好ましくは約20バールで維持し(ただし、この圧力に制限されるものではない)、推進薬の出口流を直接調節し、その結果、移送流量は安全であり、圧力は、クライアント衛星内で連続して制御された形でゆっくりと増大される。本明細書に開示する流体移送システムは、このようにして加圧剤を節約し、推進薬移送手順中の任意の時点で必要とされるものが何であれ、それに流れを調節することが可能である。流量計は流量を測定し、これは直接、フィードバックに使用することができる。
さらに、上記で組み込まれている流量調節特徴は、ローテンバーガー(Rotenberger)らが必要としたようなクライアントタンク入口構成の変化などのクライアント推進システムの特徴を修正する必要を排除する。
本明細書に開示するシステムについて、推進薬が完全又は部分的に枯渇した後に軌道内の衛星に再供給する遠隔の推進薬移送システムとして説明したが、本システムはまた、宇宙への打上げ前に推進薬を衛星へ安全に移送するために使用することもできることが理解されるであろう。この文脈では、プロセス全体を安全な距離をあけて遠隔制御できるため、燃料補給手順中に人間が直接接触する必要はない。この状況では、燃料補給は、熱ブランケットを封止して様々なロックワイアで弁を配線する前に行われ、したがってこれらは、打上げ前のシナリオで切断する必要はないはずである。
上記の特有の実施形態は例として示されており、これらの実施形態では、様々な修正形態及び代替形成も可能であることを理解されたい。特許請求の範囲は、開示する特定の形態に限定されるのではなく、本開示の精神及び範囲内に入るすべての修正形態、均等物、及び代替形態を包含することを意図することをさらに理解されたい。

Claims (11)

  1. クライアント衛星に燃料補給する方法であって、
    a)クライアント衛星をサービサ宇宙機に解放可能に結合するのに適した位置及び向きで前記サービサ宇宙機を前記クライアント衛星の近傍へ操縦し、前記クライアント衛星を前記サービサ宇宙機に解放可能に結合するステップと、
    b)前記サービサ宇宙機上に取り付けられたロボットアームを配備し、多機能ツールを解放可能に把持することを前記ロボットアームに指令し、前記多機能ツールを操作して、前記クライアント衛星上の貯蔵タンクに流体連通している前記クライアント衛星上の充填/排出弁にアクセスすることを前記ロボットアームに指令するステップと、
    c)前記多機能ツールを引き離し、燃料補給ツールを解放可能に把持することを前記ロボットアームに指令し、前記燃料補給ツールを操作して、推進薬移送システムに接続された推進薬出口ホースを解放可能に把持し、前記推進薬出口ホースを前記充填/排出弁に嵌合させることを前記ロボットアームに指令するステップと、
    e)前記充填/排出弁を開き、前記クライアント衛星貯蔵タンク内の圧力を測定し、測定された圧力に基づいて、測定された圧力に適した調節された圧力及び流量の条件下で推進薬を移送するように、前記サービサ宇宙機上に取り付けられた流れ制御システムを構成するステップと、
    f)前記サービサ宇宙機上の推進薬貯蔵タンクから前記推進薬ホースへの配管システムを通って前記クライアント衛星上の前記貯蔵タンクへ推進薬を移送することを、前記推進薬移送システムの構成された流れ制御システムに指令するステップと、
    g)所望の量の推進薬が前記クライアント衛星へ移送された後、前記燃料補給ツールを操作して前記充填/排出弁を閉じることを前記ロボットアームに指令するステップと、
    h)前記推進薬ホースを前記充填/排出弁から外して前記推進薬ホースを引き離すステップと、
    i)前記ロボットアームを引き離して前記サービサ宇宙機を前記クライアント衛星から切り離すステップと、を含んでいる方法。
  2. ステップc)において、前記推進薬ホースを前記充填/排出弁に嵌合させることを前記ロボットアームに指令する前に、前記燃料補給ツールを操作して、予備充填/排出弁を解放可能に把持し、前記予備充填/排出弁を前記サービサ宇宙機上の前記充填/排出弁に嵌合させることを前記ロボットアームに指令し、その後、前記燃料補給ツールを操作して、前記推進薬ホースを解放可能に把持し、前記推進薬ホースを前記予備充填/排出弁に嵌合させ、前記充填/排出弁と前記予備充填/排出弁との双方を開くことを前記ロボットアームに指令する、請求項1に記載の方法。
  3. 漏れを検出するために、前記充填/排出弁及び前記予備充填/排出弁が開かれた後、前記配管システム内で期間にわたって圧力を監視するステップを含んでいる、請求項2に記載の方法。
  4. 前記期間が、推進薬を前記クライアント衛星へ移送する前後の双方の期間を含んでいる、請求項3に記載の方法。
  5. 前記クライアント衛星貯蔵タンクの前記圧力を測定するステップe)において、前記圧力が、前記サービサ宇宙機の推進薬貯蔵タンクの圧力より低い場合、測定された圧力に適した調節された圧力及び流量の条件下で推進薬を投入するように、前記サービサ宇宙機上に取り付けられた流れ制御システムを構成する前記ステップが、前記推進薬移送システムを通る第1の流路を提供し、
    i)前記推進薬移送システム内に収容された少なくとも一つの加圧ガスタンクと少なくとも一つの推進薬貯蔵タンクとの間の加圧ガスと、
    ii)前記少なくとも一つの推進薬貯蔵タンクと前記推進薬出口ホースとの間の推進薬との調節された流れを提供することを含んでいる、請求項1に記載の方法。
  6. 前記クライアント衛星貯蔵タンクの前記圧力を測定するステップe)において、前記圧力が、前記サービサ宇宙機の推進薬貯蔵タンクの圧力より高く、且つ少なくとも一つの加圧ガスタンクに付随する高圧区間配管システム内の圧力レギュレータに対する設定点までである場合、測定された圧力に適した調節された圧力及び流量の条件下で推進薬を投入するように、前記サービサ宇宙機上に取り付けられた流れ制御システムを構成する前記ステップが、前記推進薬移送システムを通じて第2の流路を提供し、少なくとも一つの貯蔵タンクから少なくとも一つの推進薬移送タンクの流体体積へ推進薬の調節された流れを提供し、これは、前記少なくとも一つの移送タンクのガス体積を宇宙空間へ排気し、少なくとも一つの推進薬貯蔵タンクと前記流体体積との間の流路を開き、所望の量の推進薬が前記流体体積へ移送された後、前記ガス体積を宇宙空間へ排気するのを停止することによって容易になり、その後、前記ガス体積を加圧し、前記流体体積から前記推進薬出口ホースへの流路を開き、それによって前記流体体積から前記推進薬出口へ前記推進薬を押し流して前記クライアント衛星貯蔵タンク内へ入れることを含んでいる、請求項5に記載の方法。
  7. ステップg)が、前記燃料補給ツールを操作して、前記予備充填/排出弁を前記クライアント衛星充填/排出弁から外して前記予備充填/排出弁を引き離すことを前記ロボットアームに指令するステップと、前記燃料補給ツールを操作して、交換用二次シール取付け具を解放可能に把持し、前記交換用二次シール取付け具を前記クライアント衛星充填/排出弁に結合することを前記ロボットアームに指令するステップとをさらに含んでいる、請求項2に記載の方法。
  8. ステップg)が、前記燃料補給ツールを操作して、交換用二次シール取付け具を解放可能に把持し、前記交換用二次シール取付け具を前記予備充填/排出弁に結合し、それによって前記予備充填/排出弁を前記クライアント衛星充填/排出弁に嵌合させたまま後に残すことを前記ロボットアームに指令するステップをさらに含んでいる、請求項1に記載の方法。
  9. 前記クライアント衛星が単元推進薬を使用し、単元推進薬が前記サービサ宇宙機から前記クライアント衛星へ移送される、請求項1に記載の方法。
  10. 前記クライアント衛星が、燃料及び酸化剤を含む二元推進薬を使用し、ステップb)、c)、d)、e)、f)、g)、及びh)が、前記クライアント衛星上の付随する燃料推進薬タンクへ燃料を移送するために第1に実施され、次いでステップb)、c)、d)、e)、f)、g)、及びh)が、前記クライアント衛星上の付随する酸化剤推進薬タンクへ酸化剤を移送するために繰り返される、請求項1に記載の方法。
  11. 前記サービサ宇宙機と前記クライアント衛星との間の推進薬移送動作の遠隔テレオペレーション制御、監視下の自律制御、又は完全な自律制御のために、前記指令及び制御システムと遠隔オペレータとの間の通信を提供するように構成された通信システムを通じて、前記指令が発行される、請求項1に記載の方法。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP7561244B2 (ja) 2017-07-21 2024-10-03 ノースロップ グラマン システムズ コーポレーション 宇宙船作業用デバイス、ならびに関連の組立体、システム、および方法

Families Citing this family (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8781652B2 (en) 2012-07-27 2014-07-15 Linquest Corporation Estimation of propellant remaining in a satellite
US9546892B2 (en) * 2013-10-10 2017-01-17 The Boeing Company Methods and systems for estimation of propellant transfer in an ion propulsion system
FR3014503B1 (fr) * 2013-12-11 2016-01-01 Snecma Systeme de regulation de debit ameliore pour l'alimentation en fluide propulseur d'un propulseur electrique de vehicule spatial
RU2750349C2 (ru) 2014-08-26 2021-06-28 Астроскейл Израэл Лтд. Система и способ стыковки для спутников
WO2016145326A1 (en) * 2015-03-11 2016-09-15 The Aerospace Corporation Co-orbiting laser communications relay satellite
US10336475B1 (en) * 2015-11-10 2019-07-02 Space Systems/Loral, Llc Flexible propulsion system
CN106882401A (zh) * 2015-12-16 2017-06-23 北京空间技术研制试验中心 多功能服务转移飞行器装置
US11505330B2 (en) * 2016-08-20 2022-11-22 Modern Technology Solutions, Inc. Refueling system and systems with end effectors
CN106516165B (zh) * 2016-10-27 2018-10-09 北京控制工程研究所 一种提高双组元姿控推力器脉冲控制精度的方法
US10625882B2 (en) 2017-03-06 2020-04-21 Effective Space Solutions Ltd. Service satellite for providing in-orbit services using variable thruster control
US11104459B2 (en) 2017-04-13 2021-08-31 Northrop Grumman Systems Corporation Systems for capturing a client vehicle
US11358739B2 (en) 2017-09-10 2022-06-14 Orbit Fab, Inc. Systems and methods for delivering, storing, and processing materials in space
US11530053B2 (en) * 2017-11-09 2022-12-20 Skycorp, Inc. Systems and methods for spacecraft reprovisioning
US10926892B1 (en) * 2017-11-10 2021-02-23 Space Systems/Loral, Llc On-orbit propellant metering and refueling
EP3587282A1 (en) * 2018-06-21 2020-01-01 Airbus Oneweb Satellites SAS Satellite control apparatuses and methods
US11084710B1 (en) * 2018-09-25 2021-08-10 United States Of America As Represented By The Administrator Of Nasa Refueling tool and quick disconnect
US11053027B2 (en) * 2018-10-01 2021-07-06 The Boeing Company Space-based gas supply system
US11346306B1 (en) 2019-01-03 2022-05-31 Ball Aerospace & Technologies Corp. Chemical and cold gas propellant systems and methods
CN113631481A (zh) 2019-01-15 2021-11-09 诺思路·格鲁曼系统公司 航天器服务装置及相关组件、系统和方法
US11498705B1 (en) 2019-05-09 2022-11-15 Ball Aerospace & Technology Corp. On orbit fluid propellant dispensing systems and methods
JP2023508874A (ja) 2019-12-20 2023-03-06 マクドナルド デットワイラー アンド アソシエイツ インコーポレーテッド 燃料補給ツールおよび燃料補給ツール組み込みシステム
CN111268183A (zh) * 2020-03-01 2020-06-12 中国科学院微小卫星创新研究院 星载空间机械臂
CN111390872B (zh) * 2020-03-19 2022-06-03 上海航天控制技术研究所 一种舱外机器人双臂协同柔性拖拽与对接逆操作方法
US11827386B2 (en) 2020-05-04 2023-11-28 Northrop Grumman Systems Corporation Vehicle capture assemblies and related devices, systems, and methods
US20210339893A1 (en) 2020-05-04 2021-11-04 Northrop Grumman Systems Corporation Vehicle capture assemblies and related devices, systems, and methods
US20240116654A1 (en) * 2021-01-15 2024-04-11 Astroscale Holdings Inc. Method and system for multi-object space debris removal
US12012233B2 (en) * 2021-05-10 2024-06-18 Ball Aerospace & Technologies Corp. Active on orbit fluid propellant management and refueling systems and methods
CN113415444A (zh) * 2021-06-25 2021-09-21 山东航天电子技术研究所 一种高压浮动断接器
US11945606B1 (en) 2021-10-19 2024-04-02 Ball Aerospace & Technologies Corp. Electric propulsion based spacecraft propulsion systems and methods utilizing multiple propellants
CN113978769A (zh) * 2021-10-21 2022-01-28 上海空间推进研究所 一种在轨航天器推进剂补加自主控制系统
CN115743621A (zh) * 2022-11-15 2023-03-07 深圳星际太空科技有限公司 一种多飞行器的推进剂补加系统
US12065270B1 (en) 2023-11-03 2024-08-20 United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force System and method for asynchronous autogenously pressurized in-space propulsion
CN118270250B (zh) * 2024-06-03 2024-09-17 北京未来宇航空间科技研究院有限公司 可扩展模块化的动力舱

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005069332A (ja) * 2003-08-22 2005-03-17 Toyota Central Res & Dev Lab Inc 水素供給ステーション及びその水素充填方法
JP2009532253A (ja) * 2006-03-31 2009-09-10 ザ・ボーイング・カンパニー アダプタ、ツール、および取付機構を有する二部構成の宇宙飛行体整備ビークルシステム
JP2010520832A (ja) * 2007-03-09 2010-06-17 マクドナルド デットウィラー アンド アソシエーツ インク． 衛星燃料供給システムおよび方法

Family Cites Families (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4831531A (en) * 1987-02-20 1989-05-16 Sargent Industries, Inc. System for the performance of activity in space
CA1294997C (en) * 1987-09-28 1992-01-28 Ron Vandersluis End effectors and grapple fixtures
US4929011A (en) * 1988-02-04 1990-05-29 National Research Counsil Of Canada/Conseil National De Recherches Du Canada Grapple fixture
US5133517A (en) * 1988-12-15 1992-07-28 External Tanks Corporation Access door pallet
US5145227A (en) * 1990-12-31 1992-09-08 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Electromagnetic attachment mechanism
US5158362A (en) * 1991-02-08 1992-10-27 General Electric Company Method for measuring the mass of liquid in a storage tank
US5167464A (en) * 1991-10-07 1992-12-01 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The Natoinal Aeronautics And Space Administration High-repeatability, robot friendly, ORU interface
US5299764A (en) * 1991-10-23 1994-04-05 Scott David R In-space servicing of spacecraft employing artificial life robotics
US5421540A (en) * 1992-08-26 1995-06-06 Ting; Paul C. Method and apparatus for disposal/recovery of orbiting space debris
US6843446B2 (en) * 1993-11-12 2005-01-18 David D. Scott Apparatus and methods for in-space satellite operations
US5511748A (en) * 1993-11-12 1996-04-30 Scott; David R. Method for extending the useful life of a space satellite
US5563794A (en) * 1993-11-22 1996-10-08 Hughes Aircraft Company Repetitive control of thermal shock disturbance
US5441221A (en) * 1993-12-03 1995-08-15 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Heavy-lift vehicle-launched space station method and apparatus
US5582366A (en) * 1995-01-19 1996-12-10 Motorola, Inc. Satellite fueling system and method therefor
US5813632A (en) * 1995-10-02 1998-09-29 Taylor; Thomas C. Salvage hardware apparatus and method for orbiting objects
WO2003084813A2 (en) * 1999-03-11 2003-10-16 Constellation Services International Method of using dwell times in intermediate orbits to optimise orbital transfers and method and apparatus for satellite repair
WO2002070345A2 (en) * 2001-03-07 2002-09-12 Constellation Services International, Inc. Supplying space platforms with intermediate orbital docking
US20030029969A1 (en) * 2001-07-23 2003-02-13 Turner Andrew E. System and method for orbiting spacecraft servicing
US6739555B2 (en) * 2001-08-03 2004-05-25 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Reusable module for the storage, transportation, and supply of multiple propellants in a space environment
US6739552B2 (en) 2001-11-29 2004-05-25 The Boeing Company Side wall supported armrest for aircraft
DE10259638B4 (de) * 2002-12-18 2004-12-09 Intersecure Logic Limited Servicefahrzeug zur Ausführung von Handlungen an einem Ziel-Raumfahrzeug, Wartungssystem und Verfahren zur Nutzung eines Servicefahrzeugs
US7163179B1 (en) * 2003-02-14 2007-01-16 Taylor Thomas C Commercial service platform in space
US7114682B1 (en) * 2004-02-18 2006-10-03 Kistler Walter P System and method for transportation and storage of cargo in space
US6969030B1 (en) * 2004-07-14 2005-11-29 Macdonald Dettwiler Space And Associates Inc. Spacecraft docking mechanism
US7413148B2 (en) * 2005-09-07 2008-08-19 The Boeing Company Remotely located cryocooler
US7575200B2 (en) * 2005-09-07 2009-08-18 The Boeing Company Space depot for spacecraft resupply
US7861975B2 (en) * 2006-03-31 2011-01-04 The Boeing Company Two part spacecraft servicing vehicle system with universal docking adaptor
EP2530018B1 (en) * 2006-11-28 2014-07-23 The Boeing Company Systems and methods for refueling spacecraft
US7559508B1 (en) * 2006-12-07 2009-07-14 Taylor Thomas C Propellant depot in space
US8074935B2 (en) * 2007-03-09 2011-12-13 Macdonald Dettwiler & Associates Inc. Satellite refuelling system and method
US9463883B2 (en) * 2013-08-22 2016-10-11 Bigelow Aerospace, LLC Spacecraft capture tug

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005069332A (ja) * 2003-08-22 2005-03-17 Toyota Central Res & Dev Lab Inc 水素供給ステーション及びその水素充填方法
JP2009532253A (ja) * 2006-03-31 2009-09-10 ザ・ボーイング・カンパニー アダプタ、ツール、および取付機構を有する二部構成の宇宙飛行体整備ビークルシステム
JP2010520832A (ja) * 2007-03-09 2010-06-17 マクドナルド デットウィラー アンド アソシエーツ インク． 衛星燃料供給システムおよび方法

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP7561244B2 (ja) 2017-07-21 2024-10-03 ノースロップ グラマン システムズ コーポレーション 宇宙船作業用デバイス、ならびに関連の組立体、システム、および方法

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Dipprey et al. Orbital express propellant resupply servicing
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