JP2018531832A - 撮像光学機器を備える衛星 - Google Patents

Abstract

本発明は、衛星（１）に関する。当該衛星（１）は、光軸（Ｖ）を有する主レンズを備える光学撮影機器（３）を少なくとも１つと、衛星のランチャの衛星インターフェースシステム（２’）に対して取り外し可能に固定するようになっているランチャインターフェースシステム（２）を少なくとも１つと、前記ランチャインターフェース（２）および前記光学機器（３）の間を連結し、上端（９）と下端（１０）との間において前記主レンズの前記光軸（Ｖ）に対して略平行に延在する連結デバイス（７）と、を備え、前記光学機器（３）は視野を有している、衛星（１）であって、前記ランチャインターフェースシステム（２）は、前記下端（１０）において前記連結デバイス（７）に接続され、前記光学機器（３）の前記光軸（Ｖ）は、前記連結デバイス（７）の前記上端（９）から前記下端（１０）に向かっており、前記ランチャインターフェースシステムは、前記機器の前記視野の外側にあることを特徴とする、衛星（１）。

Description

本発明は、宇宙飛行体の分野に関し、具体的には、観測衛星または測定衛星などの光学機器の存在を伴うミッションを有する衛星に関する。

衛星を宇宙空間に放出するために、衛星は、まず、打上げ機上に搭載および固定される。その後、打上げ機は宇宙空間へ推進し、そして、衛星が打上げ機から切り離され、決められた軌道上に放出される。

放出前にも、放出段階中においても、打上げ機上の衛星は、衝撃や振動に関連する多くの応力にさらされ、衛星そのもののみならず打上げ機に対する衛星の付属物も、それらの応力に耐え得るものでなければならない。しかし、衛星への応力の伝達は、慎重に制御されなければならない。特に、衛星が、衝撃および振動によってズレまたは損傷が起こる可能性のあるデリケートな光学機器を有している場合は、慎重に制御されなければならない。

宇宙ミッション用の光学機器は、検出システムを備えた焦点面内において画像を取得するために、典型的には、光線等の線を集束させるための屈折対物系、反射屈折対物系、または反射対物系の少なくとも１つで形成されている。

光学機器の見通し線、すなわち光学機器が面する方向は、機器の対物系の光軸と一致している場合があり、また、偏向鏡によって、光軸に対して角度を有している場合がある。光学機器が撮像機器である場合、すなわち、ある領域の画像、例えば地表のある領域の画像を形成することを可能にする少なくとも１つのセンサを備える場合、光学機器は、センサの機能面、すなわち、画像が形成されるセンサの表面から撮影領域まで拡がる円錐台に相当する視野も画定している。

光学機器は、典型的には、例えば打上げ機に搭載されたプラットフォームのような支持構造上に取り付けられ、機器の見通し線は、プラットフォームに対して垂直であるか、またはプラットフォームに対して平行になっている。より具体的には、対物系は、その光軸がプラットフォームに対して垂直になるようにプラットフォームによって支持され、偏向鏡によって、見通し線を傾けることができる。支持構造は、他の衛星機器をさらに支持することができる。

機器の完全性および当該機器の部材の位置合わせは、打上げ時および放出時の衝撃および振動の影響を受ける可能性があり、その結果、当該機器の性能が低下する可能性がある。

したがって、打上げ機内の衛星の機械的強度と光学機器の保護との両方を保証するために、リングを介して打上げ機に対して支持構造を組みつけることにより衛星を打上げ機に固定することが通例である。当該リングによって、衛星が、打上げ機に対して、見通し線がインターフェースリングと反対の方向を向くように、または垂直の方向を向くように、接続される。光学機器は、支持構造によってインターフェースリングから離されており、これにより、インターフェースリングから光学機器への衝撃および振動の伝達が減少する。

この構成は、衛星の生産および設置の一連の流れの結果でもある。支持構造および光学機器は、一般に、２つの異なる場所で別々に製造され、その後、組み立てられる。このように、機器は支持構造に対して追加されるので、見通し線を支持構造と反対の方向に向ける、または支持構造に対して垂直にすることは当然である。構造の内部容積は、衛星機器の収容、特に電子機器および推進剤タンクの収容にも使用され、このように、サービスプラットフォーム(service platform)を形成する。

特許ＦＲ２，９５９，４９０に、このような衛星の例が記載されている。この例では、衛星の構造は、機器支持プラットフォームと、耐力壁（この場合は４つ）とを備え、サービスハウジングを形成し、打上げ機インターフェースリングに強固に固定されており、このリングは、打上げ機の衛星インターフェースリングに固定されるものである。一実施形態によれば、当該衛星は、一方の端部において支持壁に固定されて他方の端部においてプラットフォームに固定されたペイロードハウジング（payload housing）を備え、当該プラットフォームは光学機器を支持し、光学機器の開口はインターフェースリングの反対側に向けられるか、一側面に向けられる。ハウジングの各々は、衛星および光学機器の動作のための様々な機器を収容することができる。このように、光学機器は、サービスハウジングおよびペイロードハウジングによってインターフェースリングから離され、これにより、打上げ機から光学機器への応力の伝達が減少する。

図１は、従来技術によるこのような衛星１００を分解図にて概略的に示す。従来技術の衛星１００は、打上げ機の衛星インターフェースリングに一体的に固定されるようになっている打上げ機インターフェースリング１０１と、当該打上げ機インターフェースリングに固定された支持プラットフォーム１０２と、当該支持体１０２に搭載され、透明なシリンダにて示される容積１０３を占める光学機器と、当該支持プラットフォーム１０２に固定された支持構造１０４と、当該光学機器および任意で当該機器に関連する電子機器をも支持する構造体１０５と、を備える。この設計では、光学機器１０３は、インターフェースリング１０１の軸１０７に対して平行であってリング１０１と反対の方向を向いている見通し線１０６を備えているので、機器１０３の開口１０８は、リング１０１と反対の方向に向けられている。既に述べたように、代わりに、見通し線１０６は、リング１０１の軸１０７に対して垂直であってもよく、この場合、開口１０８は一側面に向けられる。これらは、この設計による衛星の２つの可能な構成に過ぎない。

この設計の欠点は、解像度、特に光学機器の解像度に関して性能が制限されることである。

確かに、光学機器の性能は、一般的にその直径、すなわち対物系の直径と関係しており、対物系が大きいほど、解像度および放射感度の点で性能が向上する。これは、光学機器が望遠鏡である場合、より正確には、コルシュ型望遠鏡である場合は、特にあてはまる。コルシュ型望遠鏡は、そのコンパクトさのため、宇宙分野においてよく使用され、鏡（１つまたは２つ以上）の直径と焦点距離とが関連付けられている。したがって、望遠鏡の性能を向上させる必要がある場合には、その直径およびその長さを長くする必要があり、これは、衛星の寸法の増大を意味する。

しかし、打上げ機において、衛星において利用可能な空間の幅および高さは、ペイロードフェアリング内の使用可能容積によって制限される。デュアル打上げの場合、デュアル打上げ構造、例えばＶＥＧＡ打上げ機上のＶＥＳＰＡ構造は、乗員の寸法が特に狭い下側区画を備える。

従来技術の設計においては、衛星の長さはすでに部分的に支持構造によって占められているため、機器の長さ、ひいては機器の直径は、ペイロードフェアリングの直径またはデュアル打上げ構造の直径によって制限される。

したがって、前述の欠点を克服する新しい衛星設計が必要とされている。

そのため、本発明の目的の１つは、性能が改善された光学機器を備える新しい衛星を提案し、同時に、当該機器の保護を保証することである。

この目的のために、本発明の第１の態様は、
光軸を有する主対物系を備え、視野を有している少なくとも１つの撮像光学機器と、
衛星打上げ機の衛星インターフェースシステムに対して取り外し可能に固定されるようになっている少なくとも１つの打上げ機インターフェースシステムと、
前記打上げ機インターフェースと前記光学機器との間を連結し、上端と下端との間において前記主対物系の前記光軸に対して略平行に延在する連結デバイスと、を備える衛星に関する。

そして、前記打上げ機インターフェースシステムは、前記下端において前記連結デバイスに接続され、前記光学機器の前記光軸は、前記連結デバイスの前記上端から前記下端に向かっており、前記打上げ機インターフェースシステムは、前記機器の前記視野の外側にある。

一実施形態によれば、前記連結デバイスは、筒形の側壁を備え、前記筒形が有する軸は、前記見通し線に対して平行であり、前記連結デバイスは、前記見通し線側を向いた内部表面を有し、当該内部表面は、前記光学機器の前記主対物系の少なくとも一部分が延在する内部空間を画定する。

前記主対物系は、例えば、主鏡を少なくとも１つ備える望遠鏡であり、前記主鏡の光軸は前記対物系の前記光軸であり、前記主鏡は、好ましくは、完全に前記内部空間内において延在している。

前記側壁は、円形の準線を有する筒形であってもよく、多角形の準線を有する筒形であってもよく、または、正方形または長方形の準線を有する筒形であって前記連結デバイスが４つの壁を有するようになっていてもよい。

一実施形態によれば、前記衛星は、前記連結デバイスに固定された補助機器を少なくとも１つさらに備える。

前記補助機器は、例えば、推進用の推進剤タンク、または、電気推進用のガスのタンクを含む。

一実施形態によれば、前記打上げ機インターフェースシステムはインターフェースリングであり、前記光学機器の前記見通し線が前記インターフェースリングを通過している。

例えば、前記光学機器の直径は５０ｃｍより大きく、例えば、１００ｃｍである。

一実施形態によれば、前記連結デバイスの前記上端は、別の衛星と係合して衛星同士を積み重ねるようになっている補助インターフェースシステムを備える。

他の利点および特徴は、以下の添付図面を伴う本発明の特定の実施形態の説明によって明らかになるであろう。
図１は、従来技術による衛星の分解図を概略的に示す。 図２は、本発明による衛星の分解図を概略的に示す。 図３は、本発明による衛星の一例の断面図を概略的に示す。 図４は、衛星の例示的な実施形態の立体図である。 図５は、図４の衛星の分解図である。 図６は、図４および図５の衛星の底面図である。 図７は、本発明による衛星を２つ重ねたものの断面図を概略的に示す。 図８は、デュアル打上げ用のＶＥＧＡ打上げ機のペイロードフェアリングの概略図である。当該ＶＥＧＡ打上げ機は２つのコンパートメントを備えており、そのうちの下側コンパートメントは、図４〜図６の衛星が配置されるＶＥＳＰＡコンパートメントである。

図１は、前書きにおいて既に説明した。

図２および図３は、本発明による衛星１の第１の実施形態を概略的に示す。衛星１は、衛星打上げ機の衛星インターフェースシステム２’（図３において破線で示す）に対して取り外し可能に固定されるようになっている打上げ機インターフェースシステム２を備える。打上げ機インターフェースシステム２は、通常、軸Ａを有するインターフェースリングであり、以下の説明においても同様とする。インターフェースリング２の直径は、一般的に、標準的な空間寸法から選択される。すなわち、９３７ｍｍ、１１９４ｍｍおよび１６６６ｍｍから選択される。そして、衛星インターフェースシステム２’は、環状形状であり、相補的な寸法を有する。２つのリング２、２’は、図示しないロック機構、例えばバンドとも呼ばれる締め付けベルトの形のロック機構を用いて組み合わされ、このロック機構は、２つのリングのうち一方、好ましくは、衛星１の打上げ機インターフェースリング２と一体になっている。

衛星１は、図２において破線で描かれた円柱として表される光学機器３を備える。当該破線は、光学機器３が占める空間を示している。光学機器３の対物系は、例えば、望遠鏡であり、入力鏡とも呼ばれる主鏡Ｍ_１を備える。当該主鏡Ｍ_１の光軸は、ここでは、当該機器の見通し線Ｖに相当する。光学機器３は、ここでは衛星ペイロードの一部、すなわち、衛星１のミッションのための主要機器である。

衛星１の主鏡Ｍ_１は支持プラットフォーム６に固定されている。支持プラットフォーム６は、上面６ａおよび下面６ｂを有する板状であり、これら２つの面６ａおよび６ｂは、光学機器３の見通し線Ｖに対して略垂直である。

本明細書において用いられる形容詞「上」および「下」ならびにそれらの変形は、図面の自然な向きを基準として、明確性のために用いられ、打上げ機が打上げ位置にあるときの当該打上げ機内における衛星の位置に対応する。

より具体的には、図示した例において、光学機器３の鏡Ｍ_１の後部は、支持プラットフォーム６の下面６ｂに接触している。

衛星１は、光学機器３と打上げ機インターフェースリング２との間を連結する連結デバイス７をさらに備える。ここで制限の意図無しに提示する実施形態において、連結デバイス７は、本体７、すなわち、衛星１の支持構造を構成し、当該支持構造に対して、光学機器３とともに、補助機器を取り付けることができる（以下に記載の通り）。具体的には、以下では、補助と称される機器は、光学機器３以外の全ての機器であり、例えば、衛星制御用電子機器のみならず、光学機器３の適切な動作を保証する機器をも含む。

ここに提示する実施形態において、本体７は、少なくとも１つの側壁８を有する。当該側壁８は、上側の第１端部９と下側の第２端部１０との間において、光学機器の見通し線Ｖに対して略平行に延在している。

あるいは、連結デバイス７は、打上げ機インターフェースリング２を光学機器３に対して接続する１つ以上のバーまたはロッドであってもよい。そして、衛星１は、補助機器を取り付けることができる追加の構造を備えていてもよい。

以下の実施形態では、簡略化のため、連結デバイス７を衛星１の本体と称する。

側壁８の上端９は、支持プラットフォーム６に対して、より正確には、支持プラットフォーム６の下面６ｂに対して固定されている。例えば、上端９は、その全表面がプラットフォーム６の下面６ｂと接触している。線形の接続手段、すなわち、上端９の表面全体に連続して拡がる手段、または、多少局部的な接続手段によって、本体７がプラットフォーム６に対して固定される。

衛星１の打上げ機インターフェースリング２は、下端１０において本体７に対して接続されている。すなわち、インターフェースリング２は、下端１０において、本体７に対して、見通し線Ｖに沿って配置されており、インターフェースリング２と本体７との間の接続が下端１０において確立されている。

したがって、例えば、側壁８の下端１０は、インターフェースリング２上に直接載っており、側壁８は、インターフェースリング２に対して固定されている。換言すれば、側壁８の下端１０の表面の少なくとも一部分は、インターフェースリング２の上面の少なくとも一部分と接触している。

別の例によれば、本体７の下端１０は、インターフェースリング２に直接的には載っておらず、振動減衰システムが、インターフェースリング２の上面と下端１０との間に配置される。

このように、本体７とインターフェースリング２との間の接続を下端１０において確立することにより、光学機器の見通し線Ｖは、インターフェースリング２の軸Ａに対して略平行となる。さらに、主鏡Ｍ_１の裏は、本体７の上端９に固定されたプラットフォーム６と接触しているため、見通し線Ｖは、インターフェースリング２の方に向けられている。

一般に、本発明によれば、対物系の光軸は、ここでは、光学機器３の見通し線Ｖと一致し、上端９から下端１０に向かっており、対物系は、衝撃および振動を少なくとも部分的に本体７に吸収させて衝撃および振動から対物系を保護するために、インターフェースリング２から離して取り付けられる。対物系が入力鏡Ｍ_１を備えた望遠鏡である場合、当該鏡はこのようにインターフェースリング２から離されて、当該入力鏡Ｍ_１は保護される。

さらに、本発明によれば、インターフェースデバイス２は、光学機器３の視野の外側にある。言い換えれば、インターフェースデバイス２は、取得する画像の分解能を最適にするために、光学機器３の視野から光線の一部を遮断しない。この例では、リング状のインターフェースデバイス２は、中央に自由空間を有する閉輪郭を画定し、この空間を、光学機器３の視野が通過している。

以下では、「長手方向に」という形容詞およびその変形は、インターフェースリング２の軸Ａおよび見通し線Ｖに対して平行な方向を意味し、形容詞「横方向に」およびその変形は、長手方向に対して垂直な方向を意味する。

例示的な実施形態によれば、側壁８は、見通し線Ｖを中心とする筒形、円形断面、または多角形断面の側壁である。例えば、後述するような略平坦な表面を形成するために、側壁８の断面は、好ましくは、正方形であってもよい。このように、側壁８は、本体７の内部空間１１を外部環境から隔離する。具体的には、側壁８は、見通し線Ｖ方向に向けられた内部表面１２と、見通し線Ｖ方向とは反対方向に向けられた外部表面１３とを有する。そして、内部空間１１は、側壁８の内部表面１２および２つの端部９、１０によって画定され、上端９は、プラットフォーム６によって閉じられ、上端１０は開いており、光線Ｒが光学機器３内に入って内部空間１１内にある主鏡Ｍ_１に到達するようになっている。このように、側壁８の下端１０は、光学機器３の見通し線Ｖがインターフェースリング２を横切るように、インターフェースリング２に対して直接的または間接的に載っている。

したがって、衛星の本体７のみがインターフェースリング２と接触しているので、打上げ機によって衛星１に伝達される応力は、必然的に本体７を通過し、本体７は、これらの応力の少なくとも一部分を吸収して、光学機器３を保護する助けとなる。

本体７およびプラットフォーム６には、補助機器、すなわち、光学機器３以外の機器を搭載してもよい。特に、補助機器を側壁８の外部表面１３上に搭載してもよい。すなわち、それらは外部表面１３によって直接支持される。筒形の側壁８は、必ずしもそうではないが、見通し線Ｖ上に中心を有してもよく、その結果、光学機器３は内部空間１１の中心に配置される。光学機器３はまた、内部空間１１において中心をずらして配置し、内部表面１２に直接的に支持される補助機器の取り付けのための領域、特に、光学機器３の動作に関係する電子機器の取り付けのための領域を、妨げの無い状態にしておいてもよい。

光学機器３の対物系は、例えば、主鏡Ｍ_１および副鏡Ｍ_２を備えるコルシュ（Ｋｏｒｓｃｈ）型の望遠鏡である。主鏡Ｍ_１はその中心に開口１４を有する。２つの鏡Ｍ_１およびＭ_２は互いに対向して配置されているので、見通し線Ｖに沿って光学機器３に入射する光線Ｒは、まず主鏡Ｍ_１によって副鏡Ｍ_２上に反射され、副鏡Ｍ_２によって再び鏡Ｍ_１に向けて反射され、そこで開口１４を通過する。主鏡Ｍ_１の開口１４は、支持プラットフォーム６の開口１５と一致しており、これにより、光線Ｒは、プラットフォーム６を通過して光学機器３の検出システムに到達する。検出システムは、例えば、本体７の外部に搭載されている。検出システムは、外部鏡Ｍ_３と少なくとも１つのセンサ１６とを備え、これらは、プラットフォーム６の外部表面６ａ上に搭載されている。外部鏡Ｍ_３は、プラットフォーム６の開口１５に面して配置され、光線Ｒが、支持プラットフォーム６の上面６ａ上に搭載されたセンサ１６の機能面に向かって反射されるようになっている。

プラットフォーム６は、横方向に横壁８を越えて延在している。すなわち、側壁８の横方向寸法よりも大きい横寸法を有し、これにより、衛星の長さを増加させることなく、光学機器３の焦点距離を増加させることできる。センサ１６は、プラットフォームの上面６ａの周縁部に配置されるため、プラットフォーム６の横方向の寸法を大きくするほど、センサ１６と外部鏡Ｍ_３との間の距離を大きくすることができる。好ましくは、センサ１６の機能面の反対側の面、すなわち、衛星が軌道上にあるときに宇宙空間に向けられる面を、輻射性物質で覆って、衛星内において発生する熱を放熱するようにしてもよい。このように、センサ１６の外部鏡Ｍ_３に対する距離、したがって、光学機器３に対する距離によっても、放熱性を良くすることができる。

光学機器３の２つの鏡Ｍ_１およびＭ_２は、本体７の内部空間１１内に配置されているため、側壁８は光学機器３を保護する役割を果たす。

そして、本体７の側壁８は、好ましくは、光学機器３のための保護デバイスを形成する。例えば、既に述べたように、側壁８は、見通し線Ｖに対して平行でない光線に対する障壁として機能することができる。

光学機器３の鏡Ｍ_１およびＭ_２の上記配置によって、鏡Ｍ_１をインターフェースリング２から離すことができ、そして、打上げ機から打上げ機インターフェースリング２を介して伝達される応力から鏡Ｍ_１を保護することができる。

衛星１は、例えば、本体７の形状、光学機器３の種類、本体７が提供し得る寸法および追加の機能について、様々な変形が可能である。

図４〜図６を参照して、本発明による衛星１の一実施形態を説明する。ここで、光学機器３は、上に示したようなＫｏｒｓｃｈ型の望遠鏡である。図２および図３を参照して提示されたものと同一または類似の要素または構成要素は、同じ参照符号を用いて示す。

図４では、主鏡Ｍ_１および複数のセンサ１６が見えるようにするために、プラットフォーム６を透明で示し、検出システムの外部鏡は省略する。

この実施形態において、本体７の側壁８は、略９０度に配置された４つの略平坦な壁１７によって構成された長方形または正方形の断面を有する。そして、４つの壁１７のそれぞれは、側壁８の内部表面１２上の略平坦な内面と、側壁８の外部表面１３上の略平坦な外面とを形成し、補助機器、すなわち、光学機器３以外の機器を、４つの壁１７に取り付けることができる。これにより、衛星の適切な動作およびミッションの成功の一助となる。

側壁８の正方形または長方形の断面によれば、外壁１３に搭載される補助機器を考慮に入れて、打上げ機の横方向寸法に合わせてサイズを最適化することができる。しかし、六角形または八角形などの、他の多角形を使用してもよい。

各壁１７は、下端１０によってインターフェースリング２に固定されている。具体的には、各壁１７の下端１０の離れた２箇所の表面部分は、インターフェースリング２の上面に直接接触し、実質的に２点の接点または２箇所の接触領域を形成する。そして、各壁１７とインターフェースリング２との間は、例えば、各接触点または各接触領域において、多かれ少なかれ局部化した接続、例えば、ねじによって接続される。あるいは、各壁１７は、インターフェースリング２との間に１点の接触点または１箇所の接触領域のみを有していてもよい。

側壁８の断面が円形である場合、直径は、有利には、インターフェースリング２の直径に対応する。そして、下端１０の全表面およびリング２の上面に、糊付け、ステープル止め、または溶接などの線形の接続手段を連続的に配置することができ、機械的強度が向上する。

衛星１の他の部材はインターフェースリング２と接触していないことが好ましい。そうすれば、応力が全て打上げ機から本体７に伝達される。

壁１７によって形成された略平坦な面のおかげで、補助機器の搭載が容易である。特に、ここに示す実施形態においては、可能な限り高い解像度を得るために、望遠鏡が、本体７の内部空間１１のほとんどを占め、全てを占める場合もある。言い換えれば、主鏡Ｍ_１が最大直径を有する。そして、補助機器が、好ましくは、壁１７の外部表面１３に固定されている。すなわち、補助機器が、壁１７の外部表面１３によって直接支持されている。壁１７は平坦であることが電子機器を搭載するのに特に好適であるが、これに限定されない。

そして、本体７の外部表面１３には、推進システム１８が搭載されている。電気推進の使用は有利である。なぜなら、運ぶ推進剤の量が従来の化学推進の量よりも大幅に少ないからである。このように、燃料タンク（通常はキセノン）を、容易に壁１７の外部表面１３の外側に配置することができ、同時に、横方向の寸法を、打上げ機内に収まる寸法に維持することができる。これにより、内部空間１１を、光学機器３のために利用できるように残しておくことができ、主鏡Ｍ_１の直径全体を、内部空間１１内に配置することができる。ただし、短期のミッションにおいては、従来の化学推進を使用することができるが、推進剤の必要量は少なく、タンクは本体１３の外表面上に収容することができる。

バッテリ、制御ユニット、またはセンサなどの、他の補助機器１９も、壁１７の外部表面１３に取り付けることができる。

衛星１は、ピボットアーム２２によって本体７の外部表面１３に対して固定された格納式ソーラーパネル２１をさらに備えていてもよい。

壁１７の外部表面１３には、ＣＭＧ２３（Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｍｏｍｅｎｔｕｍ Ｇｙｒｏｓｃｏｐｅの頭字語）などのアクチュエータ手段を搭載してもよい。

このように、支持プラットフォーム６および本体７は、共に、衛星１の全ての機器を支持する。補助装置を壁１７の外部表面１３上に光学装置３とは独立して配置することができるため、高いモジュール性がもたらされる。インターフェースリング２によって伝達される応力の経路は、必然的に本体７の側壁８を通り、光学機器３が保護される。そして、光学機器３の長さ、すなわち、その見通し線Ｖに沿った寸法は、衛星１の全長が従来技術に比べて短くなるようにしつつ、増加させることができる。光学機器３が上述したような望遠鏡である場合には、光学機器の長さを長くすることにより、主鏡Ｍ_１と副鏡Ｍ_２との間の距離を大きくすることができ、そのため、光学原理の寸法要件を満たしつつ、鏡Ｍ_１およびＭ_２の直径を大きくすることができる。鏡Ｍ_１およびＭ_２の直径を、主鏡Ｍ_１が内部空間１１いっぱいになるまで大きくすることにより、望遠鏡の解像度が高められる。

ちなみに、従来技術による衛星の光学機器の主鏡の直径が、ＶＥＧＡ用のＶＥＳＰＡペイロードフェアリングの容積内において約４０〜５０ｃｍ（センチメートル）の直径に達することができるのに対し、本発明による衛星の主鏡Ｍ_１は、打上げ機インターフェースが１１９４ｍｍである構成において、そして、同じＶＥＧＡ用のＶＥＳＰＡペイロードフェアリングの容積内において、この数値を超えて２倍にまで達することができる、すなわち、１ｍの直径にまで達することができる。

言い換えれば、応力が本体７の側壁８を通過する衛星１の設計により、そして、インターフェースリング２に接続された下端１０の方に見通し線Ｖが向くように光学機器３を向けることにより、光学機器３の全長、そして、衛星の全長を短くすることができ、これにより、少なくとも従来技術のものと同等の性能を維持することができる。前書きにおいて示したように、衛星１の長さは、打上げ機内の占有面積の点で最も重要な寸法である。

本発明による衛星１は、デュアル打上げシステムの場合における小さい方のコンパートメント、一般的には、ＶＥＧＡ打上げ機用のＶＥＳＰＡ構造内のような下側コンパートメントに配置するのに特に適している。図７は、このようなＶＥＳＰＡ構造を備えるＶＥＧＡ打上げ機のペイロードフェアリング２４の容積を概略的に示す。２つの独立したコンパートメント（下側コンパートメント２５および上側コンパートメント２６）が形成されている。ここで、「下側」および「上側」という形容詞は、図７の自然な方向を参照して使用しており、衛星組み立てのために打上げ機を地面に置いたときの向きに対応するものである。各コンパートメント２５、２６は、衛星インターフェースリングに取り付けられた衛星を収容するようになっている。

下側コンパートメント２５のサイズは小さく、特に、その中に配置する衛星の長さの方向におけるサイズは小さい。したがって、所望の性能を維持しつつ長さが縮小された本発明による衛星１は、下側コンパートメント２５内に配置するのに特に適している。

衛星１は、同じ設計または異なる設計の別の衛星と互いに積み重ねるのに特に適し得る。この目的のために、別の実施形態によれば、連結デバイス７は、例えばインターフェースリング２の軸Ａと一致する長手方向の主軸を有する中央シリンダとして形成される。この場合においても、衛星１は、中央シリンダ７に固定された壁１７を備えることができる。支持プラットフォーム６は中央シリンダ７に固定されている。例えば、光学機器３および支持プラットフォーム６は、中央シリンダ７の内部に収容されている。検出システムは、中央シリンダ７の外側、上端９の表面上に搭載することができる。中央シリンダ７は、両端において長手方向に壁１７を越えて延在していてもよく、これにより、打上げ機インターフェースリング２を、中央シリンダ７に対して、下端部１０において固定することができ、中央シリンダ７の上端９は、別の衛星システムの補完的なインターフェースと係合するための補助インターフェースシステム２７を搭載するために利用可能である。打上げ機インターフェースリング２について、補助インターフェースシステム２７はインターフェースリングであってもよく、以下では、インターフェースリングとして説明する。補助インターフェースリング２は、内部表面が中央シリンダ７に固定されている。

本発明による設計の衛星１を２つ積み重ねることを容易にするために、第１の衛星１の補助インターフェース２は、第２の衛星１の打上げ機インターフェースリング２と係合するようになっている。

そして、本発明の２つの衛星１は、次のようにして積み重ねることができる。

第１の衛星１を、その打上げ機インターフェースリング２によって、打上げ機２８の衛星インターフェースリングに固定する。第２の衛星１を、それぞれの見通し線Ｖが一致する、または少なくとも平行になるようにして、第１の衛星１上に配置する。第１の衛星１の上端９は、第２の衛星１の下端１０と対向しており、第１の衛星の補助インターフェースリング２７は、第２の衛星１の打上げ機インターフェースリング２に連結される。２つのリング２、２７により、２つの衛星１の間の接続が確実になる。

中央シリンダ７の上端９の表面に搭載された検出システムは、壁１７を長手方向に越えて延在することができる。この場合、積み重ねた衛星のうち第２の衛星１は、２つの衛星１が積み重ねられた状態において、第１の衛星１の検出システムを収容するための空間を備える。

このように積み重ねた衛星において、打上げ機の衛星インターフェースリング２’によって第１の衛星１へ伝達される全ての応力は、第１の衛星１の本体７の側壁８に沿って進み、第２の衛星１の本体７の側壁８へ伝達され、ここでもまた、第２の衛星１の光学機器３が保護される。このように、応力が通る機械的経路は、２つの衛星１の本体７の側壁８に限定される。

本発明による衛星１を２つよりも多く上記のように積み重ねる場合も同様である。

したがって、本発明による設計の衛星１は、光学機器３の性能、特に、解像度における性能を、少なくとも、技術水準と同等の性能に保ちつつ、コンパクトな構造を提供することを可能にする。

従来技術と同等の性能を提供しつつ小型化することに加え、衛星１がコンパクトであることによってその慣性を減少させることができ、これにより、エネルギー消費を低減するための衛星の姿勢制御を容易にすることができる。

さらに、衛星の長さが短くなり、速度ベクトルにさらされる表面積が減少するため、抵抗が減少し、これにより、エネルギー消費を低減するための姿勢制御がさらに容易になる。

衛星１を、打上げ機インターフェースリング２が衛星インターフェースリング２’と一体になるようにして打上げ機に搭載すると、見通し線Ｖが重力方向に関して下方を向く。打上げ機内の環境は、埃等の粒子がゼロではないため、光学機器３を、その見通し線を下方に向くように向けることにより、鏡Ｍ_１は、光学機器３の性能を劣化させ得る粒子汚染から保護される。

Claims (13)

1. 光軸（Ｖ）を有する主対物系を備え、視野を有している少なくとも１つの撮像光学機器（３）と、
   衛星打上げ機の衛星インターフェースシステム（２’）に対して取り外し可能に固定されるようになっている少なくとも１つの打上げ機インターフェースシステム（２）と、
   前記打上げ機インターフェース（２）と前記撮像光学機器（３）との間を連結し、上端（９）と下端（１０）との間において前記主対物系の前記光軸（Ｖ）に対して略平行に延在する連結デバイス（７）と、を備え、
   前記打上げ機インターフェースシステム（２）は、前記下端（１０）において前記連結デバイス（７）に接続され、前記撮像光学機器（３）の前記光軸（Ｖ）は、前記連結デバイス（７）の前記上端（９）から前記下端（１０）に向かっており、前記打上げ機インターフェースシステムは、前記撮像光学機器の前記視野の外側にあることを特徴とする、衛星（１）。
2. 前記連結デバイス（７）は、筒形の側壁（８）を備え、前記筒形が有する軸は、前記見通し線（Ｖ）に対して平行であり、前記連結デバイス（７）は、前記見通し線（Ｖ）側を向いた内部表面（１２）を有し、当該内部表面（１２）は、前記撮像光学機器（３）の前記主対物系の少なくとも一部分が延在する内部空間（１１）を画定する、請求項１に記載の衛星（１）。
3. 前記主対物系は、主鏡（Ｍ_１）を少なくとも１つ備える望遠鏡であり、前記主鏡（Ｍ_１）の光軸は前記対物系の前記光軸であり、前記主鏡（Ｍ_１）は前記内部空間（１１）内において延在していることを特徴とする請求項２に記載の衛星（１）。
4. 前記側壁（８）が、円形の準線を有する筒形であることを特徴とする請求項２または３に記載の衛星（１）。
5. 前記側壁（８）が、多角形の準線を有する筒形であることを特徴とする請求項２または３に記載の衛星（１）。
6. 前記側壁（８）が、正方形または長方形の準線を有する筒形であり、前記連結デバイス（７）が４つの壁（１）を有していることを特徴とする請求項５に記載の衛星（１）。
7. 前記連結デバイス（７）に固定された補助機器（１８、１９、２０、２１、２２）を少なくとも１つさらに備えることを特徴とする請求項１〜６のいずれかに記載の衛星（１）。
8. 前記補助機器（１８、１９、２０、２１、２２）は、推進用の推進剤タンクを備えることを特徴とする請求項７に記載の衛星（１）。
9. 前記補助機器（１８、１９、２０、２１、２２）は、電気推進用のガスのタンク（１８）を備えることを特徴とする請求項７に記載の衛星（１）。
10. 前記打上げ機インターフェースシステム（２）がインターフェースリングであり、前記撮像光学機器（３）の前記見通し線（Ｖ）が前記インターフェースリングを通過することを特徴とする請求項１〜９のいずれかに記載の衛星（１）。
11. 前記撮像光学機器（３）の直径が５０ｃｍより大きいことを特徴とする請求項１〜１０のいずれかに記載の衛星（１）。
12. 前記撮像光学機器（３）の直径が１００ｃｍであることを特徴とする請求項１１に記載の衛星（１）。
13. 前記連結デバイス（７）の前記上端（９）は、別の衛星と係合して衛星同士を積み重ねるようになっている補助インターフェースシステム（２４）を備えることを特徴とする請求項１〜１２のいずれかに記載の衛星（１）。

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