JP2020516524A - 第２の宇宙機に近接して動作する第１の宇宙機のための静電気放電軽減および関連する方法 - Google Patents

Abstract

第１の宇宙機が第２の宇宙機に近づくときの第１の宇宙機（１０）と第２の宇宙機（１１）との間の静電荷の差に起因する静電気放電の危険性を軽減または低下させるための方法およびシステムが、受動的静電気放電軽減デバイス（２０）を使用して達成され得る。いくつかの実施形態では、第１の宇宙機と第２の宇宙機との間の静的ポテンシャルの軽減は、第１の宇宙機上に設けられた電気推進システム（３１）によって能動的に達成され得る。いくつかの実施形態では、軽減は、第１の宇宙機と第２の宇宙機との間の静的ポテンシャルを能動的にも受動的にも軽減することによってもたらされ得る。【選択図】図１

Description

本出願は、２０１７年４月１３日に出願した米国仮特許出願第６２／４８４，９６９号「Ｅｌｅｃｔｒｏｓｔａｔｉｃ Ｄｉｓｃｈａｒｇｅ Ｍｉｔｉｇａｔｉｏｎ ｆｏｒ ａ Ｆｉｒｓｔ Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ Ｏｐｅｒａｔｉｎｇ ｉｎ Ｐｒｏｘｉｍｉｔｙ ｔｏ ａ Ｓｅｃｏｎｄ Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ」、および２０１７年１２月１日に出願した米国特許出願第１５／８２９，７５８号「Ｅｌｅｃｔｒｏｓｔａｔｉｃ Ｄｉｓｃｈａｒｇｅ Ｍｉｔｉｇａｔｉｏｎ ｆｏｒ ａ Ｆｉｒｓｔ Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ Ｏｐｅｒａｔｉｎｇ ｉｎ Ｐｒｏｘｉｍｉｔｙ ｔｏ ａ Ｓｅｃｏｎｄ Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ」の出願日の利益を主張するものであり、それらのそれぞれの開示は、この参照によりその全体が本明細書に組み込まれる。

本開示は、第１の宇宙機が第２の宇宙機の近くで動作しているとき、また特に第１の宇宙機が第２の宇宙機にドッキングするか他の方法で接触するために第２の宇宙機に近づくときの静電気放電に関して生じる課題に対処するためのシステムおよび方法に関する。

例えば遠距離通信、ＧＰＳナビゲーション、天気予報、および地図作成を含む様々な機能を行うために、数千の宇宙機が地球を周回する。国際宇宙ステーションを含む、より複雑で大型の宇宙機も軌道上に存在し、そのような宇宙機には、科学的な調査および研究のために世界中の国々が乗員および補給品を送り込む。しかし、宇宙機は、それらの機能寿命を延ばすためのサービスを定期的に必要とする。サービスは、例えば、構成要素の修理、燃料補給、軌道上昇、位置保持（ｓｔａｔｉｏｎ−ｋｅｅｐｉｎｇ）、運動量釣り合わせ、または他のメンテナンスを含み得る。寿命を延ばすメンテナンスなしでは、これらの宇宙機は稼働しなくなる可能性があり、また、交換は、一般に驚くほど費用がかかり、かつ、数年のリードタイムを有し得る。無人宇宙機の場合、そのようなサービスを遂行するために、サービス宇宙機が、メンテナンスを必要とするクライアント宇宙機とドッキングするために軌道に送り込まれて、ドッキングの後でクライアントに寿命延長メンテナンスを施し得る。

しかし、軌道上の宇宙機または他の物体は、異なる電位を有することが多い。２機の宇宙機が互いに近づくとき、２機の宇宙機間で静電気放電が起こり得るという重大な危険性が生じる。宇宙機は、そのような静電気放電事象によって損傷するかまたは破壊される可能性がある、多数の電子システムを含む。参照によりそれぞれの開示が全体として本明細書に組み込まれる米国特許第７，０７０，１５１号、第７，２１６，８３３号、７，２１６，８３４号、第７，４６１，８１８号、第７，４８４，６９０号、第７，５７５，１９９号、第７，５８８，２１３号、第７，６１１，０９６号、第７，６１１，０９７号、第７，６２４，９５０号、および第８，２０５，８３８号を含む様々な特許および公報が、静電気放電事象の危険性を軽減するための方法を検討してきた。しかし、第１の宇宙機と第２の宇宙機との間の静電気放電を軽減するための改善されたシステムおよび方法が望ましい。

第１の宇宙機と第２の宇宙機との間の静電荷の差に起因する静電気放電の危険性を軽減するための方法およびシステムが、本明細書において開示される。種々の実施形態は、接触前および／または接触時の第１の宇宙機と第２の宇宙機との間の静的ポテンシャルの安全な低減を促進する受動的静電気放電軽減デバイスを教示する。いくつかの実施形態は、受動的静電気放電軽減デバイスに電気的に接続される１つまたは複数のウィスカ（ｗｈｉｓｋｅｒ）を設けることによって達成され得る、第１および第２の宇宙機の電子構成要素に対する危険性を最小限に抑える態様で静電放電電流の流れを方向付けるための装置を提供する。いくつかの実施形態は、第１の宇宙機上に設けられた電気推進システムにより第１の宇宙機と第２の宇宙機との間の静的ポテンシャルを能動的に軽減することを提供する。いくつかの実施形態は、第１の宇宙機と第２の宇宙機との間の静的ポテンシャルを能動的にも受動的にも軽減することを提供する。

特定の実施形態は、第１の宇宙飛行体上に配置された受動的静電気放電軽減システムを含む、第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の静電気放電を軽減するためのシステムおよび方法を教示し、受動的静電気放電軽減システムは、１つまたは複数の抵抗器を含み、また、受動的静電気放電軽減システムは、１つまたは複数のフェライトビーズを含む。いくつかの実施形態では、受動的静電気放電軽減システムは、第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の静電気放電電流を約９０ナノ秒以下の期間にわたって約８００ミリアンペア以下に低減させる。いくつかの実施形態は、受動的静電気放電軽減システムの一部として１つまたは複数のウィスカをさらに備える。

特定の実施形態は、第１の宇宙飛行体上に配置された能動的静電気放電システムを含む、第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の静電気放電を軽減するためのシステムおよび方法を教示し、能動的静電気放電システムは、プラズマ場を操る。種々の実施形態では、操られるプラズマ場は、第１の宇宙飛行体のプラズマ場、第２の宇宙飛行体のプラズマ場、または第１および第２の両方の宇宙飛行体のプラズマ場である。能動的静電気放電システムは、電気推進装置を使用してプラズマ場を操ることができる。いくつかの実施形態は、電気推進装置が第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間のポテンシャルを約＋／−２００ボルト未満に低減させるのに十分なプラズマ場を作り出すことを実現する。電気推進装置は、１つまたは複数のホール効果スラスタであってもよい。

特定の実施形態は、第１の宇宙飛行体を宇宙空間内で操作するための推進機構と、第１の宇宙飛行体を第２の宇宙飛行体に少なくとも一時的に連結するために第１の宇宙飛行体上に位置決めされた捕獲機構と、静電気放電を受動的に軽減するための機構とを含む、第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の静電気放電を軽減するためのシステムおよび方法を教示する。静電気放電を受動的に軽減するための機構は、１つまたは複数の柔軟部材を含んでもよく、この柔軟部材は、いくつかの実施形態では、１つまたは複数のウィスカであり得る。いくつかの実施形態では、柔軟部材は、第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の最初の物理的接触を提供する。柔軟部材は、第２の宇宙飛行体の機関に接触してもよく、また、いくつかの実施形態では、柔軟部材は常に、第２の宇宙飛行体のいかなる他の物理的構造よりも先に機関に接触する。第２の宇宙飛行体の機関は、液体アポジエンジンであり得る。いくつかの実施形態によれば、捕獲機構は、プローブを含む。柔軟部材は、プローブ上に位置決めされ得る。いくつかの実施形態は、柔軟部材が第１の宇宙飛行体から第２の宇宙飛行体に向かう方向に延在することを実現する。柔軟部材は、非常に柔軟であり得る。いくつかの実施形態では、柔軟部材の柔軟性は、部分的にねじりばねによって提供される。いくつかの実施形態によれば、柔軟部材は、ベリリウム銅で構成される。

特定の実施形態は、第１の宇宙飛行体上に配置された受動的静電気放電軽減システムと、第１の宇宙飛行体上に配置された能動的静電気放電システムとを含む、第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の静電気放電を軽減するためのシステムおよび方法を教示する。いくつかの実施形態では、受動的静電気放電軽減システムは、１つまたは複数の抵抗器を含み、また、受動的静電気放電軽減システムは、１つまたは複数のフェライトビーズを含む。いくつかの実施形態では、能動的静電気放電システムは、プラズマ場を操る。受動的静電気放電軽減システムは、第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の静電気放電電流を約９０ナノ秒以下の期間にわたって約８００ミリアンペア以下に低減し得る。システムは、ウィスカ、または複数のウィスカをさらに含み得る。ウィスカは、第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の最初の物理的接触を提供することができ、かつ、第２の宇宙飛行体の機関に接触することができる。ウィスカは、第１の宇宙飛行体から第２の宇宙飛行体に向かう方向に延在し得る。いくつかの実施形態では、ウィスカは常に、第２の宇宙飛行体上のいかなる他の物理的構造よりも先に機関に接触する。捕獲機構は、プローブを含んでもよく、また、いくつかの実施形態では、ウィスカは、プローブ上に位置決めされ得る。ウィスカは、非常に柔軟であってよく、また、いくつかの実施形態では、柔軟性は、部分的にねじりばねによって提供される。いくつかの実施形態では、ウィスカは、ベリリウム銅で構成される。いくつかの実施形態では、操られるプラズマ場は、第１の宇宙飛行体のプラズマ場、第２の宇宙飛行体のプラズマ場、または第１および第２の両方の宇宙飛行体のプラズマ場である。能動的静電気放電システムは、電気推進装置を使用してプラズマ場を操ってもよく、電気推進装置は、いくつかの実施形態では１つまたは複数のホール効果スラスタであり得る。電気推進装置は、第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間のポテンシャルを約＋／−２００ボルト未満に低減させるのに十分なプラズマ場を作り出すことができる。

上記の概要は、本開示の例示された各実施形態またはあらゆる実施を説明するようには意図されていない。
本出願に含まれる図面は、本明細書に組み込まれてその一部を形成する。図面は、本開示の実施形態を示し、また、説明とともに本開示の原理を明らかにするのに役立つ。図面は、単に特定の実施形態の例示であり、本開示を限定するものではない。

１つまたは複数の実施形態による、近接している第１の宇宙機および第２の宇宙機の側面図である。 １つまたは複数の実施形態による、受動的静電気放電軽減システムの斜視図である。 １つまたは複数の実施形態による、受動的静電気放電軽減システムの回路の図である。 １つまたは複数の実施形態による、受動的静電気放電軽減システムのためのハウジングの斜視図である。 １つまたは複数の実施形態による、捕獲装置に取り付けられた受動的静電気放電軽減システムのためのハウジングの斜視図である。 １つまたは複数の実施形態による、第１の電気的接触装置の斜視図である。 １つまたは複数の実施形態による、第２の宇宙機の機関に近づきつつある受動的静電気放電軽減システムが取り付けられた捕獲装置の斜視図である。 １つまたは複数の実施形態による、第１の宇宙機および第２の宇宙機の部分間の予想される見本の静的ポテンシャルの差のグラフィカルな図である。 １つまたは複数の実施形態による、プラズマを作り出すための能動的静電気放電軽減システムの動作のグラフィカルな図である。 １つまたは複数の実施形態による、プラズマを作り出すための能動的静電気放電軽減システムの動作のグラフィカルな図である。

本明細書において開示される本開示の実施形態は様々な変更および代替形態を受け入れるが、その詳細が例として図面に示されており、また、詳細に説明される。しかし、その意図は本開示を説明される特定の実施形態に限定することではないことが、理解されるべきである。それどころか、その意図は、本開示の範囲に含まれるあらゆる変更、均等物、および代替物をカバーすることである。

本明細書において、所与のパラメータに関する「実質的に」という用語は、所与のパラメータ、特性、または条件が、許容可能な製作公差に含まれるようなわずかな相違を受けることを、当業者が理解するであろう程度で意味しかつ含む。例えば、実質的に満たされるパラメータは、少なくとも約９０％満たされてもよく、少なくとも約９５％満たされてもよく、さらには少なくとも約９９％満たされてもよい。

本発明者らは、第１の宇宙機の第２の宇宙機への接近に伴う静電荷の差に起因する静電気放電による損傷の危険性を認識した。いくつかの実施形態では、第１の宇宙機は、第１の宇宙機、第２の宇宙機、またはその両方の電子構成要素を保護するための静電気軽減を有利に提供する捕獲組立体を備え得る。いくつかの実施形態は、両方の宇宙機の構成要素を保護する態様で第１の宇宙機と第２の宇宙機との間の静的ポテンシャルを低減させるためのシステムおよび方法を提供する。

図１は、１つの実施形態による、宇宙区間において近接している２機の宇宙機の側面図である。いくつかの実施形態では、第１の宇宙機１０は、第２の宇宙機１１にドッキングするように設計され得る。第１の宇宙機１０は、第２の宇宙機１１にサービスを提供するように設計されたサービス宇宙機であり得る。いくつかの実施形態によれば、第２の宇宙機１１は、地球などの物体の周りの軌道上の人工衛星であり得る。第２の宇宙機１１が地球周回軌道上にある場合、第２の宇宙機１１は、地球低軌道もしくは地球中軌道、静止軌道もしくは静止軌道より上方の軌道（ａｂｏｖｅ−ｇｅｏｓｙｎｃｈｒｏｎｏｕｓ ｏｒｂｉｔ）、または任意の他の軌道上にあってよい。

第１の宇宙機１０は、プローブを含む捕獲装置２３、および推進システムを有し得る。第１の宇宙機１０の推進システムは、１つまたは複数の主スラスタ１７、１つまたは複数のジンバル式スラスタ１８、またはその両方を含み得る。主スラスタ１７、ジンバル式スラスタ１８、またはその両方は、電気推進装置であってもよい。第２の宇宙機１１は、機関１９を有し得る。機関１９は、液体アポジエンジンまたは固体燃料モータを含む、宇宙機に適した任意のタイプの機関またはモータであってよい。第１の宇宙機１０は、第１の静的ポテンシャル１２を有してもよく、第２の宇宙機１１は、第２の静的ポテンシャル１３を有してもよい。第２の宇宙機１１への第１の宇宙機１０の接近または接触に応じて、第１の静的ポテンシャル１２と第２の静的ポテンシャル１３との間の差異が静電気放電を引き起こす場合がある。そのような静電気放電は、もし第１の静的ポテンシャル１２と第２の静的ポテンシャル１３との間の差異が軽減されなければ、第１の宇宙機１０、第２の宇宙機１１、またはその両方に損傷を与える可能性がある。

図２は、１つの実施形態による受動的静電気放電軽減システム２０の斜視図である。受動的静電気放電軽減システム２０の図３に示されるような回路３２が、ハウジングまたは箱２４内に収容され得る。受動的静電気放電システム２０はまた、第１の宇宙機１０の捕獲装置２３または別の部分に電気的に接続され得る。受動的静電気放電システム２０はまた、第１の電気接触装置２５に電気的に接続され得る。第１の電気接触装置２５は、１つまたは複数の柔軟部材（例えば、ウィスカ２６）を含み得る。ウィスカ２６は、導電性材料を含む。ウィスカ２６は、少なくとも部分的にベリリウム銅で構成され得る。

図３は、１つの実施形態による受動的静電気放電軽減システム２０の回路３２の図である。受動的静電気放電軽減システム２０は、１つまたは複数の抵抗素子２７および１つまたは複数の誘導素子２８を含む抵抗−コイル回路すなわちＲＬ回路として構成され得る。いくつかの実施形態では、１つまたは複数の誘導素子２８は、誘導器、または１つもしくは複数のフェライトビーズ、または１つもしくは複数のチョーク、または別の誘導素子であり得る。１つまたは複数の抵抗素子２７は、１つまたは複数の抵抗器であってもよく、また、いくつかの実施形態では、１メガオームを超える抵抗を提供するように構成される場合があり、いくつかの実施形態では、１５メガオーム以上の抵抗を提供するように構成される場合がある。第１の宇宙機１０および第２の宇宙機１１が接触するかまたは第１の宇宙機１０と第２の宇宙機１１との間に静電気アークが発生するのに十分なほど近接するときに、受動的静電気放電軽減システム２０は、２機の宇宙機間の電圧差のための均等化経路を提供して、異なる静電荷が均等になることを可能にする。

受動的静電気放電軽減システム２０により、２機の宇宙機１０、１１間の静電圧の差が、エネルギーを除去するための熱に変換され得る。この散逸は、静電気放電、ならびにどちらかの宇宙機に害を及ぼし得るいかなる関連する電圧スパイクの振幅および立上がり時間も、緩和するか場合によっては排除する。いくつかの実施形態では、電圧差は、例えば５０〜９０ナノ秒またはそれより長い期間にわたって放電され得る。いくつかの実施形態では、放電電流は、受動的静電気放電軽減システム２０により８００ミリアンペア未満に低減され得る。いくつかの実施形態によれば、１つまたは複数の誘導素子２８および１つまたは複数の抵抗素子２７は、１０キロボルトに及ぶまたはそれを超える第１の宇宙機１０と第２の宇宙機１１との間の一時的な静的ポテンシャル差に適応するように選択され得る。いくつかの実施形態では、受動的静電気放電軽減システム２０は、個々の構成要素の故障の危険性を緩和することができる並列回路経路を有するように構成され得る。

図４は、受動的静電気放電軽減システム２０（図２）のためのハウジング２４の斜視図である。絶縁導体２１が、受動的静電気放電軽減システム２０と少なくとも１つの第１の電気接触装置２５（図２）との間の電気的接続を提供し、ここで、第１の電気接触装置２５は、ウィスカ２６（図２）の形式であり得る柔軟部材を含み得る。絶縁接地導体２２が、受動的静電気放電軽減システム２０と捕獲装置２３または第１の宇宙機１０（図１）の本体上の他の場所との間の電気的接続を提供する。

図５は、捕獲装置２３に取り付けられた受動的静電気放電軽減システム２０（図２）のためのハウジング２４の斜視図である。絶縁導体２１が、受動的静電気放電軽減システム２０と少なくとも１つの第１の電気接触装置２５との間の電気的接続を提供し、ここで、第１の電気接触装置２５は、ウィスカ２６などの柔軟部材を含み得る。

図６は、第１の電気接触装置２５の斜視図である。第１の電気接触装置２５は、ウィスカ２６などの１つまたは複数の柔軟部材を含み得る。ウィスカ２６は、ウィスカ２６の柔軟性を高めることができるばね要素２９を含み得る。ばね要素２９は、ねじりばねであってもよい。ばね要素２９は、ウィスカ２６が機関１９（図２）または第２の宇宙機１１（図１）上の別の物理的な構造に接触するときに、ウィスカ２６が実質的に回転する形で移動することを可能にし得る。第１の電気接触装置２５は、例えばウィスカ２６などの導電性構成要素を捕獲装置２３から電気的に隔離する１つまたは複数の絶縁柱３０により捕獲装置２３から電気的に隔離されるように設計され得る。絶縁柱３０は、被削性結晶化ガラス、または導電性構成要素を電気的に隔離するのに十分な他の絶縁材料で構成され得る。いくつかの実施形態では、第１の電気接触装置２５の導電性構成要素は、捕獲装置２３の最も近い導電性構成要素から０．６３５ｃｍ（０．２５インチ）もしくはそれ以上のところに、または電荷クリープ（ｃｈａｒｇｅ ｃｒｅｅｐ）もしくはアーク放電を防ぐのに適した別の距離に位置決めされ得る。

図７は、第２の宇宙機１１の機関１９に近づきつつある、受動的静電気放電軽減システム２０が取り付けられた捕獲装置２３の斜視図である。ウィスカ２６は、少なくとも１つのウィスカ２６が第１の宇宙機１０と第２の宇宙機１１との間の最初の物理的接触点を提供することを確実にするのに十分な長さのものであるように設計され得る。ウィスカ２６は、少なくとも１つのウィスカ２６が、第１の宇宙機１０の任意の部分が第２の宇宙機１１に物理的に接触する前に第１の宇宙機１０と第２の宇宙機１１との間の静電アークを可能にする距離に来る第１の宇宙機１０上の唯一の物理的構造であることを確実にするのに十分な長さのものであるように設計される。いくつかの実施形態では、ウィスカ２６は、少なくとも１５．２４ｃｍ（６インチ）の長さであり得る。

図８は、１つの実施形態による、能動的静電気放電軽減システムとともに使用するための第２の宇宙機に対する第１の宇宙機の帯電電位差を示す。図８は、第１の宇宙機１０および第２の宇宙機１１の種々の部分間の予想される見本の静的ポテンシャルの差または電荷の差を、グラフを用いて示す。いくつかの実施形態では、静的ポテンシャル差は、１０キロボルト程度またはそれ以上である場合があり、また、機体間の静電容量は、１００ピコファラッド程度またはそれ以上である場合がある。

図９Ａおよび図９Ｂは、プラズマを使用する能動的静電気放電軽減システム３１を示す。いくつかの実施形態では、能動的静電気放電軽減システム３１は、第１の宇宙機１０および第２の宇宙機１１の両方を包み込むことができるプラズマ場を生じさせ得る。いくつかの実施形態では、能動的静電気放電軽減システム３１は、主スラスタ１７、１つもしくは複数のジンバル式スラスタ１８、その両方、または別の機関であり得る第１の宇宙機１０の１つまたは複数の電気推進機関を使用して、プラズマ場を生じさせる。１つまたは複数の電気推進機関は、ホール効果スラスタであってもよい。能動的静電気放電軽減システム３１によって生じるプラズマ場は、低温プラズマであり得る。能動的静電気放電軽減システム３１は、第１の宇宙機１０および第２の宇宙機１１のそれぞれの基底基準に対して測定される静的ポテンシャルを低下させるように動作され得る。第１の宇宙機１０と第２の宇宙機１１との間の静的ポテンシャル差の低減は、様々な実施形態において、約５キロボルト未満、約１キロボルト未満、約２００ボルト未満、または約１００ボルト未満の水準までとされ得る。さらに、能動的静電気放電軽減システム３１の使用は、第１の宇宙機１０と第２の宇宙機１１との間のポテンシャルグラウンドバウンス（ｐｏｔｅｎｔｉａｌ ｇｒｏｕｎｄ ｂｏｕｎｃｅ）を低減させ得る。

いくつかの実施形態では、第１の宇宙機１０は、受動的静電気放電軽減システム２０および能動的静電気放電軽減システム３１の両方を有し得る。そのような実施形態では、能動的静電気放電軽減システム３１は、第１の宇宙機１０と第２の宇宙機１１との間の異なった静的ポテンシャルを、接触の前に低減させることができ、受動的静電気放電軽減システム２０は、第１の宇宙機１０と第２の宇宙機１１との間に残っている異なった静的ポテンシャルを、接触または静電アーク放電を可能にするのに十分な接近に応じて軽減することができる。そのような実施形態では、受動的静電気放電軽減システム２０および能動的静電気放電軽減システム３１は、どちらかのシステムの構成要素故障時の冗長性を提供する。

さらなる例示的な実施形態が、以下に開示される。
実施形態１：第１の宇宙飛行体上に配置された受動的静電気放電軽減システムを備える、第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の静電気放電を軽減するためのシステムであって、受動的静電気放電軽減システムが１つまたは複数の抵抗器を含む、システム。

実施形態２：受動的静電気放電軽減システムが、第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の静電気放電電流を約９０ナノ秒以下の期間にわたって約８００ミリアンペア以下に低減させる、実施形態１のシステム。

実施形態３：受動的静電気放電軽減システムが、誘導器、フェライトビーズ、およびチョークからなる群から選択される１つまたは複数の誘導素子をさらに含む、実施形態１のシステム。

実施形態４：１つまたは複数のウィスカをさらに備える、実施形態１のシステム。
実施形態５：第１の宇宙飛行体上に配置された能動的静電気放電システムを備える、第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の静電気放電を軽減するためのシステムであって、能動的静電気放電システムがプラズマ場を操る、システム。

実施形態６：プラズマ場が、第１の宇宙飛行体のプラズマ場である、実施形態５のシステム。
実施形態７：プラズマ場が、第２の宇宙飛行体のプラズマ場である、実施形態５のシステム。

実施形態８：能動的静電気放電システムが、電気推進装置を使用してプラズマ場を操る、実施形態５のシステム。
実施形態９：電気推進装置が、第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間のポテンシャルを約＋／−２００ボルト未満に低減させるのに十分なプラズマ場を作り出す、実施形態８のシステム。

実施形態１０：電気推進装置が、１つまたは複数のホール効果スラスタである、実施形態８のシステム。
実施形態１１：第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の静電気放電を軽減するためのシステムであって、第１の宇宙飛行体を宇宙空間内で操作するための推進機構と、第１の宇宙飛行体を第２の宇宙飛行体に少なくとも一時的に連結するために第１の宇宙飛行体上に位置決めされた捕獲機構と、第１の宇宙飛行体および第２の宇宙飛行体が連結しつつあるときに静電気放電を受動的に軽減するための機構と、を備えるシステム。

実施形態１２：静電気放電を受動的に軽減するための機構が、１つまたは複数のウィスカを含む、実施形態１１のシステム。
実施形態１３：ウィスカが、第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の最初の物理的接触を提供する、実施形態１２のシステム。

実施形態１４：ウィスカが、第１の宇宙飛行体および第２の宇宙飛行体が連結しつつあるときに第２の宇宙飛行体の機関に接触するように構成される、実施形態１３のシステム。

実施形態１５：ウィスカが、第１の宇宙飛行体および第２の宇宙飛行体が連結しつつあるときに第２の宇宙飛行体上のいかなる他の物理的構造よりも先に機関に接触するように位置決めされる、実施形態１４のシステム。

実施形態１６：機関が、液体アポジエンジンである、実施形態１５のシステム。
実施形態１７：捕獲機構が、プローブを含む、実施形態１２のシステム。
実施形態１８：ウィスカが、プローブ上に位置決めされる、実施形態１７のシステム。

実施形態１９：複数のウィスカが存在する、実施形態１３のシステム。
実施形態２０：ウィスカが、第１の宇宙飛行体および第２の宇宙飛行体が連結しつつあるときに、第１の宇宙飛行体から第２の宇宙飛行体が位置決めされる位置に向かう方向に延在する、実施形態１３のシステム。

実施形態２１：ウィスカが、非常に柔軟であるように構成される、実施形態１３のシステム。
実施形態２２：柔軟性が、部分的にねじりばねによって提供される、実施形態２１のシステム。

実施形態２３：ウィスカが、ベリリウム銅で構成される、実施形態１３のシステム。
実施形態２４：第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の静電気放電を軽減するための方法であって、１つまたは複数の抵抗器を含む受動的静電気放電軽減システムを第１の宇宙飛行体上に設けるステップと、第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間のいかなる静電気放電も受動的静電気放電軽減システムを通じて方向付けられることを確実にするように第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の最初の接触を設定するステップと、を含む方法。

実施形態２５：受動的静電気放電軽減システムを使用して第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の静電気放電電流を約９０ナノ秒以下の期間にわたって約８００ミリアンペア以下に低減させるステップをさらに含む、実施形態２４の方法。

実施形態２６：受動的静電気放電軽減システムが、誘導器、フェライトビーズ、およびチョークからなる群から選択される１つまたは複数の誘導素子をさらに含む、実施形態２４の方法。

実施形態２７：受動的静電気放電軽減システムが、１つまたは複数のウィスカをさらに備える、実施形態２４の方法。
実施形態２８：第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の静電気放電を軽減するための方法であって、第１の宇宙飛行体上に配置される能動的静電気放電システムを用意するステップと、能動的静電気放電システムを使用してプラズマ場を操るステップと、を含む方法。

実施形態２９：プラズマ場を操るステップが、第１の宇宙飛行体のプラズマ場を操ることを含む、実施形態２８の方法。
実施形態３０：プラズマ場を操るステップが、第２の宇宙飛行体のプラズマ場を操ることを含む、実施形態２８の方法。

実施形態３１：プラズマ場を操るステップが、電気推進装置を使用してプラズマ場を操ることを含む、実施形態２８の方法。
実施形態３２：電気推進装置を使用して第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間のポテンシャルを約＋／−２００ボルト未満に低減させるのに十分なプラズマ場を作り出すステップをさらに含む、実施形態３１の方法。

実施形態３３：電気推進装置が、１つまたは複数のホール効果スラスタである、実施形態３１の方法。
実施形態３４：第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の静電気放電を軽減するための方法であって、第１の宇宙飛行体を第２の宇宙飛行体に少なくとも一時的に連結するために第１の宇宙飛行体上に位置決めされる捕獲機構を用意するステップと、第２の宇宙飛行体に近接して宇宙空間にある第１の宇宙飛行体を操作するステップと、第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の静電気放電を受動的に軽減するための機構を用意するステップと、を含む方法。

実施形態３５：静電気放電を受動的に軽減するための機構が、ウィスカを含む、実施形態３４の方法。
実施形態３６：第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体とを物理的に接触させるステップであって、第１の宇宙飛行体および第２の宇宙飛行体が連結しつつあるときにウィスカが第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の最初の物理的接触を提供する、ステップをさらに含む、実施形態３５の方法。

実施形態３７：ウィスカが、第１の宇宙飛行体および第２の宇宙飛行体が連結しつつあるときに第２の宇宙飛行体の機関に接触するように構成される、実施形態３６の方法。
実施形態３８：ウィスカが、第１の宇宙飛行体および第２の宇宙飛行体が連結しつつあるときに第２の宇宙飛行体上のいかなる他の物理的構造よりも先に機関に接触するように構成される、実施形態３７の方法。

実施形態３９：機関が、液体アポジエンジンである、実施形態３８の方法。
実施形態４０：捕獲機構が、プローブを含む、実施形態３５の方法。
実施形態４１：ウィスカが、プローブ上に位置決めされる、実施形態４０の方法。

実施形態４２：複数のウィスカが存在する、実施形態３６の方法。
実施形態４３：ウィスカが、第１の宇宙飛行体および第２の宇宙飛行体が連結しつつあるときに、第１の宇宙飛行体から第２の宇宙飛行体が位置決めされる位置に向かう方向に延在する、実施形態３６の方法。

実施形態４４：ウィスカが、非常に柔軟である、実施形態３６の方法。
実施形態４５：柔軟性が、部分的にねじりばねによって提供される、実施形態４４の方法。

実施形態４６：ウィスカが、ベリリウム銅で構成される、実施形態３６の方法。
実施形態４７：第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の静電気放電を軽減するためのシステムであって、第１の宇宙飛行体上に配置された、１つまたは複数の抵抗器を含む受動的静電気放電軽減システムと、第１の宇宙飛行体上に配置された、プラズマ場を操る能動的静電気放電システムと、を備えるシステム。

実施形態４８：受動的静電気放電軽減システムが、第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の静電気放電電流を約９０ナノ秒以下の期間にわたって約８００ミリアンペア以下に低減させる、実施形態４７のシステム。

実施形態４９：受動的静電気放電軽減システムが、誘導器、フェライトビーズ、およびチョークからなる群から選択される１つまたは複数の誘導素子をさらに含む、実施形態４７のシステム。

実施形態５０：１つまたは複数のウィスカをさらに備える、実施形態４７のシステム。
実施形態５１：プラズマ場が、第１の宇宙飛行体のプラズマ場である、実施形態４７のシステム。

実施形態５２：プラズマ場が、第２の宇宙飛行体のプラズマ場である、実施形態４７のシステム。
実施形態５３：能動的静電気放電システムが、電気推進装置を使用してプラズマ場を操る、実施形態４７のシステム。

実施形態５４：電気推進装置が、第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間のポテンシャルを約＋／−２００ボルト未満に低減させるのに十分なプラズマ場を作り出す、実施形態５３のシステム。

実施形態５５：電気推進装置が、１つまたは複数のホール効果スラスタである、実施形態５３のシステム。
実施形態５６：ウィスカが、第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の最初の物理的接触を提供するように構成される、実施形態４９のシステム。

実施形態５７：ウィスカが、第２の宇宙飛行体の機関に接触するように構成される、実施形態５６のシステム。
実施形態５８：ウィスカが、第２の宇宙飛行体上のいかなる他の物理的構造よりも先に機関に接触するように構成される、実施形態５７のシステム。

実施形態５９：捕獲機構が、プローブを含む、実施形態４９のシステム。
実施形態６０：ウィスカが、プローブ上に位置決めされる、実施形態５９のシステム。
実施形態６１：複数のウィスカが存在する、実施形態６０のシステム。

実施形態６２：ウィスカが、第１の宇宙飛行体および第２の宇宙飛行体が連結しつつあるときに、第１の宇宙飛行体から第２の宇宙飛行体が位置決めされる位置に向かう方向に延在する、実施形態６０のシステム。

実施形態６３：ウィスカが、非常に柔軟である、実施形態６０のシステム。
実施形態６４：柔軟性が、部分的にねじりばねによって提供される、実施形態６３のシステム。

実施形態６５：ウィスカが、ベリリウム銅で構成される、実施形態６０のシステム。
実施形態６６：第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の静電気放電を軽減するための方法であって、第１の宇宙飛行体上に配置される能動的静電気放電システムを用意するステップと、能動的静電気放電システムを使用してプラズマ場を操るステップと、１つまたは複数の抵抗器を含む受動的静電気放電軽減システムを第１の宇宙飛行体上に設けるステップと、第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間のいかなる静電気放電も受動的静電気放電軽減システムを通じて方向付けられることを確実にするように第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の最初の接触を設定するステップと、を含む方法。

実施形態６７：受動的静電気放電軽減システムを使用して第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の静電気放電電流を約９０ナノ秒以下の期間にわたって約８００ミリアンペア以下に低減させるステップをさらに含む、実施形態６６の方法。

実施形態６８：受動的静電気放電軽減システムが、誘導器、フェライトビーズ、およびチョークからなる群から選択される１つまたは複数の誘導素子をさらに含む、実施形態６６の方法。

実施形態６９：受動的静電気放電軽減システムが、１つまたは複数のウィスカをさらに含む、実施形態６６の方法。
実施形態７０：プラズマ場を操るステップが、第１の宇宙飛行体のプラズマ場を操ることを含む、実施形態６６の方法。

実施形態７１：プラズマ場を操るステップが、第２の宇宙飛行体のプラズマ場を操ることを含む、実施形態６６の方法。
実施形態７２：プラズマ場を操るステップが、電気推進装置を使用してプラズマ場を操ることを含む、実施形態６６の方法。

実施形態７３：電気推進装置を使用して第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間のポテンシャルを約＋／−２００ボルト未満に低減させるのに十分なプラズマ場を作り出すステップをさらに含む、実施形態７２の方法。

実施形態７４：電気推進装置が、１つまたは複数のホール効果スラスタである、実施形態７２の方法。
実施形態７５：第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体とを物理的に接触させるステップであって、第１の宇宙飛行体および第２の宇宙飛行体が連結しつつあるときにウィスカが第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の最初の物理的接触を提供する、ステップをさらに含む、実施形態６９の方法。

実施形態７６：ウィスカが、第２の宇宙飛行体の機関に接触するように構成される、実施形態７５の方法。
実施形態７７：ウィスカが、第２の宇宙飛行体上のいかなる他の物理的構造よりも先に機関に接触するように構成される、実施形態７６の方法。

実施形態７８：機関が、液体アポジエンジンである、実施形態７６の方法。
実施形態７９：捕獲機構が、プローブを含む、実施形態６８の方法。
実施形態８０：ウィスカが、プローブ上に位置決めされる、実施形態７９の方法。

実施形態８１：ウィスカが、第１の宇宙飛行体および第２の宇宙飛行体が連結しつつあるときに、第１の宇宙飛行体から第２の宇宙飛行体が位置決めされる位置に向かう方向に延在する、実施形態８０の方法。

実施形態８２：ウィスカが、非常に柔軟である、実施形態６９の方法。
実施形態８３：柔軟性が、部分的にねじりばねによって提供される、実施形態８２の方法。

実施形態８４：ウィスカが、ベリリウム銅で構成される、実施形態６８の方法。
上記で説明されかつ添付の図面に示された本開示の実施形態は、本開示の範囲を限定するものではなく、本開示の範囲は、添付の特許請求の範囲およびその法的均等物の範囲に包含される。いかなる均等な実施形態も、本開示の範囲に含まれる。実際、明細書において図示および説明されたものに加えて、説明された要素の代替的で有用な組合せなどの本開示の様々な変更が、当業者には説明から明らかになるであろう。そのような変更および実施形態は、添付の特許請求の範囲および均等物の範囲にも含まれる。本明細書において使用される専門用語は、実施形態の原理、実際の応用、もしくは市場に見られる技術に対する技術上の改善を説明するために、または、本明細書において開示される実施形態を当業者が理解するのを可能にするために選択された。

Claims (16)

1. 第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の静電気放電を軽減するための、前記第１の宇宙飛行体上のシステムであって、
   前記第１の宇宙飛行体を宇宙空間内で操作するための推進機構と、
   前記第１の宇宙飛行体を前記第２の宇宙飛行体に少なくとも一時的に連結するために前記第１の宇宙飛行体上に位置決めされた捕獲機構と、
   １つまたは複数の抵抗器、および前記１つまたは複数の抵抗器に電気的に接続された１つまたは複数の柔軟部材を含む、静電気放電を受動的に軽減するための機構と、
   を備え、
   前記１つまたは複数の柔軟部材が、前記第１の宇宙飛行体および前記第２の宇宙飛行体が連結しつつあるときに前記柔軟部材のうちの１つが前記第１の宇宙飛行体と前記第２の宇宙飛行体との間の最初の物理的接触を提供するように構成される、
   システム。
2. 前記受動的静電気放電軽減システムが、前記第１の宇宙飛行体と前記第２の宇宙飛行体との間の静電気放電電流を約９０ナノ秒以下の期間にわたって約８００ミリアンペア以下に低減させるように構成される、請求項１に記載のシステム。
3. 前記受動的静電気放電軽減システムが、誘導器、フェライトビーズ、またはチョークを含む１つまたは複数の誘導素子をさらに備える、請求項１に記載のシステム。
4. 前記１つまたは複数の柔軟部材が、前記第１の宇宙飛行体および前記第２の宇宙飛行体が連結しつつあるときに前記第１の宇宙飛行体から前記第２の宇宙飛行体が位置決めされる位置に向かう方向に延在するように構成される、請求項１から３のいずれか一項に記載のシステム。
5. 前記１つまたは複数の柔軟部材が、ウィスカを含む、請求項４に記載のシステム。
6. 前記１つまたは複数の柔軟部材の柔軟性が、少なくとも部分的にねじりばねによって提供される、請求項５に記載のシステム。
7. 前記第１の宇宙飛行体上に配置された能動的静電気放電システムをさらに備え、前記能動的静電気放電システムが、前記第１の宇宙飛行体および前記第２の宇宙飛行体のうちの一方または前記第１の宇宙飛行体および前記第２の宇宙飛行体の両方のプラズマ場を操ることにより前記第１の宇宙飛行体と前記第２の宇宙飛行体との間の電位を低減させるために、前記第１の宇宙飛行体上の前記推進機構を使用するように構成される、請求項１から３のいずれか一項に記載のシステム。
8. 第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の静電気放電を軽減するための、前記第１の宇宙飛行体上のシステムであって、
   前記第１の宇宙飛行体上に配置された能動的静電気放電システムであって、前記第１の宇宙飛行体および前記第２の宇宙飛行体のうちの一方または前記第１の宇宙飛行体および前記第２の宇宙飛行体の両方のプラズマ場を操ることにより前記第１の宇宙飛行体と前記第２の宇宙飛行体との間の電位を低減させるために、前記第１の宇宙飛行体上の電気推進装置を使用するように構成された、能動的静電気放電システム
   を備える、システム。
9. 前記能動的静電気放電システムが、前記第１の宇宙飛行体または前記第２の宇宙飛行体のうちの一方のみの前記プラズマ場を操るように構成される、請求項８に記載のシステム。
10. 前記電気推進装置が、前記第１の宇宙飛行体と前記第２の宇宙飛行体との間のポテンシャルを約＋／−２００ボルト未満に低減させるように構成された前記プラズマ場を作り出すように構成される、請求項８または９に記載のシステム。
11. 前記電気推進装置が、１つまたは複数のホール効果スラスタである、請求項８または９に記載のシステム。
12. 前記第１の宇宙飛行体上に配置された受動的静電気放電軽減システムをさらに備え、前記受動的静電気放電軽減システムが、１つまたは複数の抵抗器、および前記１つまたは複数の抵抗器に電気的に接続された１つまたは複数の柔軟部材を含む、請求項８または９に記載のシステム。
13. 前記１つまたは複数の柔軟部材が、ウィスカを含む、請求項１２に記載のシステム。
14. 前記１つまたは複数の柔軟部材が、前記第１の宇宙飛行体および前記第２の宇宙飛行体が連結しつつあるときに前記第１の宇宙飛行体と前記第２の宇宙飛行体との間の最初の物理的接触を提供するように構成される、請求項１２に記載のシステム。
15. 前記１つまたは複数の柔軟部材が、前記第１の宇宙飛行体および前記第２の宇宙飛行体が連結しつつあるときに前記第１の宇宙飛行体から前記第２の宇宙飛行体が位置決めされる位置に向かう方向に延在するように、前記第１の宇宙飛行体上に位置決めされる、請求項１２に記載のシステム。
16. 第１の宇宙飛行体と第２の宇宙飛行体との間の静電気放電を軽減するための方法であって、
    前記第１の宇宙飛行体と前記第２の宇宙飛行体とをランデブーさせるステップと、
    能動的静電気放電システムまたは受動的静電気放電システムのうちの少なくとも一方を用いて前記第１の宇宙飛行体と前記第２の宇宙飛行体との間の静電気放電を軽減するステップであって、前記能動的静電気放電システムが、前記第１の宇宙飛行体および前記第２の宇宙飛行体のうちの一方または前記第１の宇宙飛行体および前記第２の宇宙飛行体の両方のプラズマ場を操ることにより前記第１の宇宙飛行体と前記第２の宇宙飛行体との間の電位を低減させるために、前記第１の宇宙飛行体上の電気推進装置を使用し、前記受動的静電気放電軽減システムが、１つまたは複数の抵抗器、および前記１つまたは複数の抵抗器に電気的に接続された１つまたは複数の柔軟部材を含み、前記１つまたは複数の柔軟部材が、前記第１の宇宙飛行体および前記第２の宇宙飛行体が連結しつつあるときに前記第１の宇宙飛行体と前記第２の宇宙飛行体との間の最初の物理的接触を提供する、ステップと、
    前記第１の宇宙飛行体および前記第２の宇宙飛行体を少なくとも一時的に連結するために前記第１の宇宙飛行体または前記第２の宇宙飛行体のうちの少なくとも一方上に位置決めされた捕獲機構により、前記第１の宇宙飛行体および前記第２の宇宙飛行体を固定するステップと、
    を含む方法。

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