JP2023501349A - 搭載型レーダー及びライダーシステムを使用して宇宙物体を追跡する方法 - Google Patents

Abstract

本発明は、宇宙機（１０１）によって周回軌道上のターゲットを追跡する方法に関し、本方法は、ライダーを起動するステップ、ライダーシステムから信号を取得するステップ、ライダー信号からターゲット軌道データを決定するステップを含む獲得フェーズ（５０４、５０５）を含み、宇宙機を、ターゲットに接近するために又はターゲットを検査するために軌道（５０５）に乗せ、この軌道は、ターゲット軌道データに基づいて決定され、ターゲットが検出されなくなった場合、広視野レーダーの起動を含む、近距離検出フェーズを起動するステップを含む。【選択図】図６

Description

本発明は、宇宙物体（以下、「ターゲット」という）を検出し、位置を特定し、追跡するための宇宙機システムに関する。ターゲットは、協調的又は非協調的であり得、また、操縦可能又は操縦不能であり得る。

より詳細には、本発明は、宇宙機（以下、「ハンター」という）に搭載されるナビゲーションシステムに関し、このナビゲーションシステムは、「宇宙ランデブー」を実行するように構成される、すなわち、衝突リスクを抑えながら、検査、編隊飛行又はドッキングなど、ターゲットと近接オペレーションを行う目的で、ハンターをターゲットに近づけるように構成される。

このようなミッションに適した既存のナビゲーションシステムは、通常、単一のアクティブ電磁レーダー又はライダーセンサーを使用している。いくつかのナビゲーションシステムは、アクティブセンサーと、赤外線カメラ又は広視野の可視光カメラなど、１つ以上のパッシブセンサーを組み合わせることもある。実際、１つ以上のパッシブセンサーを併用することで、単一のアクティブセンサーを使用した場合と比べて、これらのシステムの性能を向上させることができる。しかしながら、昼から夜へ、あるいは夜から昼へと急激な移行時には、パッシブセンサーの性能が大きく低下し得る。また、直射日光にさらされると、これらのパッシブセンサーは損傷する可能性がある。このため、パッシブセンサーは、アクティブセンサーと組み合わせて使用する場合でも、性能を向上させることはなく、したがって、起こり得るすべての運用状況下での近距離飛行の安全性の問題が解決されない。

さらに、近距離では、飛行の安全性が問題となる。ハンターは、ターゲットの飛行高度に内在するスペースデブリとの衝突リスクよりも高い衝突リスクとなってはならない。したがって、近距離飛行の安全性を確保するためには、昼から夜へ、あるいは夜から昼への急激な移行中に、非常に広い角度領域で追跡ができなくなった場合でも、検出・位置特定システムは迅速にターゲットを見つけることができなければならない。

宇宙ランデブーミッションで通常使用される狭視野のアクティブセンサー、すなわち指向性レーダー及び走査ライダーでは、この問題を解決することはできない。この種のミッションで一般的に使用される広視野のアクティブセンサー、すなわちフラッシュライダーは、追跡ができなくなった場合でも、ターゲットを迅速に見つけることができる。しかしながら、その精度は近距離での宇宙ランデブーの安全性を保証するには不十分である。それらはまた、追跡喪失の原因となる宇宙ターゲットのフリッカー現象に敏感であるため、衝突リスクが高まる。かかるフリッカー現象は、レーダー（又はライダー）の方向にターゲットから再放出されたレーダー（又はライダー）信号の大きな変動に相当する。これらの変動は、センサーに対するターゲットの向き、ターゲットの形状、飛行条件等による。

したがって、昼と夜との間の急激な移行によって、又はターゲットが太陽とハンターとの間を通過するときに発生し得るセンサー感度の変動によって、又はターゲット要素のフリッカーによって、又はターゲットが非常に動的な操縦を実行するときに発生し得る、ターゲットの追跡喪失のリスクを減らすことが望まれる。追跡喪失の場合には、追跡をリセットするために短時間内にターゲットを検出すること、したがって、宇宙ランデブーミッション及びターゲットの近傍でハンターによって行われるオペレーションを確実なものにすることが望ましい。

実施形態は、既知の軌道上に位置するターゲットを宇宙機によって追跡する方法に関し、この方法は獲得フェーズを含み、獲得フェーズは、ターゲットの推定方向においてある領域を走査するためにライダーシステムを走査モードで起動するステップ、ライダーシステムから信号を取得するステップ、取得したライダーシステム信号を用いてターゲットの軌道データを決定するステップ、ターゲットに接近するために又はターゲットを検査するために宇宙機を軌道に乗せるステップであって、軌道はターゲット軌道データに基づいて決定されるステップ、及び、ターゲットが獲得フェーズにおいて検出されなくなった場合、ターゲットの近距離検出フェーズを起動するステップを含み、この近距離検出フェーズは、広視野レーダーを起動するステップ、広視野レーダーから信号を取得して処理し、ターゲットを検出するステップ、及び、広視野レーダーからの信号においてターゲットが検出される場合、獲得フェーズを起動するステップ、それ以外の場合、ターゲットからの後退軌道に宇宙機を乗せるステップを含む。

一実施形態によれば、方法は遠距離検出フェーズを含み、遠距離検出フェーズは、宇宙機において狭視野レーダーを走査モードで起動するステップ、狭視野レーダーから信号を取得して処理し、ターゲットを検出するステップ、及び、狭視野レーダーからの信号においてターゲットが検出された場合、狭視野レーダーから取得した信号に基づいてターゲットの軌道データを決定し、獲得フェーズを起動するステップを含む。

一実施形態によれば、方法は、通信システムからターゲットの静的軌道パラメータを受信するステップ、静的軌道パラメータに基づいてターゲット軌道データを推定するステップ、及びターゲットの推定位置が、第１の距離閾値未満、宇宙機から離れている場合に遠距離検出フェーズを起動するステップを含む。

一実施形態によれば、方法は、遠距離検出フェーズの起動時に、ターゲット軌道データに基づいて推定された方向にライダーシステムを向けるステップ、及びライダーシステムから信号を取得して処理し、ターゲットを検出するステップを含む。

一実施形態によれば、狭視野レーダーがライダーシステムと同時に起動され、狭視野レーダー及びライダーシステムからのデータは、ターゲット軌道データを精密化するためにカルマンフィルタを用いて融合される。

一実施形態によれば、宇宙機が後退軌道上にあるとき、広視野レーダーは、狭視野レーダーと交互に起動される。

一実施形態によれば、ターゲットが広視野レーダーによって検出されると、ライダーシステムは、広視野レーダー又は狭視野レーダーからの信号から決定されるターゲット軌道データによって定められる初期方向に向けられ、その後、ライダーシステムによるターゲットの検出がない場合、第１の走査パターンに沿って連続する方向に向けられる。

一実施形態によれば、ターゲットが広視野レーダーによって検出されると、狭視野レーダーは、広視野レーダーからの信号から決定されるターゲット軌道データによって定められる初期方向に向けられ、その後、狭視野レーダーによる検出がない場合、第２の走査パターンに沿って連続する方向に向けられる。

一実施形態によれば、ターゲットが獲得フェーズにおいてライダーシステムによって又は狭視野レーダーによって検出されると、宇宙機とターゲットとの間の距離は、第１の距離値未満の第２の距離閾値と比較され、宇宙機をターゲットの検査軌道に乗せるターゲットの検査ゾーンを定める。

一実施形態によれば、方法は、近距離検出フェーズ又は獲得フェーズにおいて、宇宙機が辿る軌道とターゲットの推定軌道データとに基づいてターゲットとの衝突リスクを推定するステップ、及び衝突リスクが閾値より大きい場合、宇宙機を後退軌道に乗せるステップを含む。

実施形態はまた、メモリにロード可能なコンピュータプログラム製品であって、メモリに接続されたコンピュータによって実行されると、先に定義された方法を実施するようにコンピュータを構成するコンピュータプログラム製品に関連し得る。

実施形態はまた、広視野レーダー及びライダーシステムからデータを受信するためのインタフェース回路を含み、先に定義された方法を実施するように構成されているコンピュータに関連し得る。

一実施形態によれば、インタフェース回路は、狭視野レーダーからデータを受信するように、又は広視野と狭視野との間で構成可能な視野を有するレーダーシステムにコマンドを送信し、レーダーシステムからデータを受信するように構成されている。

実施形態はまた、先に定義されたコンピュータと、広視野レーダーと、ライダーシステムとを備える宇宙機に関連し得る。

本発明の実施形態を、添付の図面に関連して、もっぱら例示を目的として提供される以下の記載において公開する。

一実施形態による、ハンターの機能を果たす宇宙機を概略的に示す。 一実施形態による、宇宙機に搭載されたレーダーシステムの視野を概略的に示す。 一実施形態による、搭載型宇宙機ナビゲーションシステムの機能的アーキテクチャを概略的に示す。 一実施形態による、宇宙機ナビゲーションシステムのハードウェアアーキテクチャを概略的に示す。 ナビゲーションシステムのミッションコンピュータのハードウェアアーキテクチャを概略的に示す。 一実施形態による、ターゲットに関する宇宙機ランデブーミッションの異なるフェーズを概略的に例解する。 一実施形態による、ナビゲーションシステムの動作を例解する状態及び移行図を示す。

一実施形態において、宇宙機（又はハンター）と宇宙物体（又はターゲット）との間の宇宙ランデブーにおいて、特にハンターがターゲットに対して近接オペレーションを行うことを可能にするために、アナログ又はデジタルスケーラブル視野を有するレーダーと、アナログ又はデジタル走査ライダーとを併用する。レーダーのモジュール式の視野は、特定の方向にリンクバランスを最適化すること、又は逆に広い視野を瞬時にカバーすることを可能にする。走査ライダーセンサーは、ハンターによる安全な近接オペレーションに必要な角度分解能と精度を提供する。他のセンサーを組み合わせて使用することで、ターゲット検出・追跡性能を向上させることができる。ハンターによって実行される近接オペレーションは、ターゲットの検査及び／又はその近傍環境の調査（デブリの存在、宇宙天気、電磁スペクトル解析）、ターゲットへのハンターのドッキング、及び／又はターゲットのメンテナンス作業を含み得る。ターゲットは、星の周回軌道上にある又は太陽系内の既知の軌道を辿る、衛星、宇宙ステーション、宇宙機、又はデブリの一部であり得る。

一実施形態によれば、初めに、狭視野又は指向性視野レーダーを使用して、ターゲットが検出及び位置特定されるまで、ハンターの環境を漸進的に走査する。ライダーは、レーダーの検出を確認し、レーダーによって提供されるターゲットの位置特定データを精密化するために使用することができる。また、ハンターがターゲットに接近した状態で追跡を喪失した場合、ターゲット検出時よりも高いリフレッシュレートで広視野レーダーを使用し、ターゲットを素早く見つけ、ライダーをターゲットに向け、その位置を精密に特定することができる。このようにして、本発明は、短時間でターゲット追跡を回復し、ターゲット位置の２つの独立した測定値を比較し、特に異常がある場合にはランデブーを中断する。スペクトル的に離れた２つの検出手段の併用により、特に所与のスペクトル帯域におけるターゲットのフリッカーによって引き起こされるターゲット追跡喪失のリスクは低減される。かくして近距離飛行の安全性が向上する。

図１は、一実施形態によるハンター宇宙機１０１を示す。ハンター１０１は、搭載システムに電力を供給するバッテリに蓄えられる太陽放射からエネルギーを回収するためのソーラーパネル１０２を備えている。ハンター１０１は、ターゲット検査フェーズ中にターゲットを撮影するための可視範囲の撮像装置１０３を含み得る。ハンター１０１は、極小衛星であり得る。

また、ハンター１０１は、以下のうちの１つ以上を含み得る：赤外線範囲撮像装置、スペクトラムアナライザ、ターゲットにコマンドを送信するように構成されたリモートコントロール、所望の近接オペレーションを行うように構成された宇宙天気アナライザ。

ハンター１０１は、ハンターと、１つ以上の地上又は宇宙ステーションとの間の通信リンクを提供する電気通信システム１０４を含む。したがってハンター１０１はオペレータからミッション命令を受信することができる。受信したミッション命令は、ターゲットの位置をいつでも推定することができる軌道を特徴付けるデータを含み得、このようなデータは以下「静的軌道パラメータ」と称す。電気通信回路はまた、ハンターがターゲットの検査中に収集した宇宙空間データを地上又は宇宙ステーションに送信することを可能にする。

一実施形態によれば、ハンター１０１は、送信アンテナ１０５と複数の受信アンテナ１０６とを含む構成可能な視野レーダーシステムを含む。送信アンテナ１０５は、入射レーダー信号のフィールド内に存在し得る１つ以上のターゲットから反射され、宇宙空間を伝播する入射レーダー信号を送信する。受信アンテナ１０６は、可能性のあるターゲットから反射された信号を収集する。レーダーシステムの視野は、広視野と狭視野との間で調整することができる。

別の実施形態によれば、レーダーシステムは、広視野レーダーと狭視野レーダーとを含む。

一実施形態によれば、ハンター１０１は、走査ライダー１０７を含む。この走査は、機械的又は電子的デバイスによって実行されてもよい。

図２は、一実施形態によるレーダーシステムの視野２０１、２０２を示す。レーダーシステムは、送信エネルギー及び受信エネルギーがレーダーシステムによって所与の方向に集中する狭視野モード２０１を有する。狭視野は、方位角及び仰角において同一であり得る角度幅Ａ１を有する。一実施形態によれば、角度幅Ａ１は３～１０°であり、例えば５°に等しい。レーダーシステムは、広い角度セクターをほぼ瞬時に観測するために使用される広視野モード２０２を有する。広視野は、方位角及び仰角において同一であり得る角度幅Ａ２を有する。例示的な実施形態によれば、角度幅Ａ２は、３０°～１８０°であり、例えば１００°に等しい。

一実施形態によれば、レーダーシステムは、ターゲットがハンター１０１から距離ｄ１とｄ２との間の距離にあるときは狭視野モードで、ターゲットがハンターから距離ｄ２未満の距離にあるときは広視野モードで構成される。一例において、距離ｄ１は１～５ｋｍの間であり、距離ｄ２は５０ｍ～１０００ｍの間であり、例えば５００ｍに等しい。距離ｄ１は、狭視野モードにおけるレーダーシステムの感度に依存し、また、レーダーから放出された放射線をレーダーに向けて反射するターゲットの部分を考慮した、ターゲットのレーダー等価表面に依存する。

図３は、一実施形態による、ハンター１０１のナビゲーションシステムの機能的アーキテクチャを示す。ナビゲーションシステムは以下を含む：
ミッションコンピュータＭＣＬＣ、
インタフェース回路３０３を介してコンピュータＭＣＬＣに結合された電気通信システムＣＯＭＣ、
インタフェース回路３０５を介してコンピュータＭＣＬＣに結合されたナビゲーションシステムＮＡＶＣ、
インタフェース回路３０７によってコンピュータＭＣＬＣに結合されたレーダーシステムＲＤＲＳ、
インタフェース回路３０９によってコンピュータＭＣＬＣに結合された走査ライダーシステムＬＤＲＳ、及び
ターゲット及びその近傍に関する情報を取得するための宇宙空間データ取得システムＳＤＣＣであって、インタフェース回路３１１によってコンピュータＭＣＬＣに結合されている宇宙空間データ取得システムＳＤＣＣ。

コンピュータＭＣＬＣは、インタフェース回路３０３を介して、通信システムＣＯＭＣからミッション命令を受信し、通信システムＣＯＭＣへデータを送信するように構成されている。コンピュータＭＣＬＣはまた、レーダーシステムＲＤＲＳ及びライダーシステムＬＤＲＳ及びナビゲーションシステムＮＡＶＣを制御し、インタフェース回路３０５、３０７、３０９を介して、これらのシステム及びナビゲーションシステムからデータを受信し処理するように構成されている。

電気通信システムＣＯＭＣを通じて、地上オペレータは、ターゲットの静的軌道パラメータを含む検査ミッション命令をコンピュータＭＣＬＣに送信し、いつでもターゲットの位置をおおよそ決定することが可能である。天体を周回する衛星の場合、静的軌道パラメータは、周回軌道長半径、周回軌道離心率、周回軌道面傾斜、昇交点経度、近星点引数、及びターゲットの近星点通過時刻を含み得る、周回軌道パラメータを含む。

ナビゲーションシステムＮＡＶＣは、地心基準フレームにおけるハンター１０１の位置を決定するように構成されたグローバルナビゲーション衛星システム（ＧＮＳＳ）受信機と、ハンターを所望の方向に方向付けるための１つ以上の電気スラスター、慣性ホイール及び磁気カプラーとを含み得る。ナビゲーションシステムはまた、所望の方向にハンターを方向付けるための１つ以上の化学スラスターと、星に対するハンターの向きを決定するための星位置同定具とを含み得、かかる装置は当該技術分野において「スター・トラッカー」として知られている。

一実施形態によれば、ミッションコンピュータＭＣＬＣは、ターゲットの想定位置からアプローチ距離ｄ１に位置するためにハンターが辿るべき軌道を決定する。これを行うために、ミッションコンピュータＭＣＬＣは、ナビゲーションシステムＮＡＶＣによって提供される基準フレーム、例えば地心基準フレームにおけるハンターの位置と、通信システムＣＯＭＣによって受信されるターゲットの静的軌道パラメータを使用する。次いで、辿るべき軌道が、コンピュータＭＣＬＣによって実行され、コンピュータＭＣＬＣはナビゲーションシステムＮＡＶＣに送信するナビゲーションコマンドを決定する。

一実施形態によれば、レーダーシステムＲＤＲＳは、０．１ＧＨｚ～１００ＧＨｚの周波数帯、例えば１４．３ＧＨｚ～１４．４ＧＨｚの周波数帯で動作する周波数変調連続波（ＦＭＣＷ）レーダーを備える。このレーダーは、ハンターがターゲットの想定位置に対するアプローチ距離ｄ１に到達すると同時に、ターゲットの検出、位置特定及び追跡を行うために使用される。

一実施形態によれば、ライダーシステムＬＤＲＳは、機械走査型又は電子走査型ライダーを含む。機械走査型ライダーは、ミッションコンピュータＭＣＬＣから発行されるコマンドに基づいて、ライダー送受信装置を指示するためのサーボモータを含む。レーダーシステムＲＤＲＳとライダーシステムＬＤＲＳは、コンピュータＭＣＬＣに検出データを提供し、コンピュータＭＣＬＣはこのデータを相関及び融合して、ターゲットの存在を確認し、必要に応じてターゲット位置推定を精密化する。融合アルゴリズムは、レーダーデータとライダーデータを融合するために、当業者に知られているカルマンフィルタを使用する。

図４は、一実施形態によるレーダーシステムＲＤＲＳを示す。レーダーシステムＲＤＲＳは、ＡＥＳＡ（Ａｃｔｉｖｅ Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃａｌｌｙ Ｓｃａｎｎｅｄ Ａｒｒａｙ）アンテナなど、アクティブ電子走査型送信アンテナ１０５を含む。送信アンテナ１０５は、送信アンテナ１０５の利得を制御し、それを広視野又は狭視野又は指向性視野向けに構成するための制御インタフェース４０２を含む。

レーダーシステムＲＤＲＳは、アクティブ電子走査型受信アンテナ１０６も含む。アンテナ１０６によって受信された信号の位相を比較することによって、ターゲットの到来方向を決定することができる。例示的実施形態によれば、レーダーは、少なくとも３つの受信アンテナ１０６（図１及び図４の例では４つ）を含む。各受信アンテナ４０３は、受信アンテナの受信利得を制御し、アンテナの視野を広視野又は狭視野又は指向性に設定するための制御インタフェース４０４を含む。レーダーシステムＲＤＲＳは、送信アンテナ４０１に供給される送信すべきレーダー信号の生成を保証する送信回路ＴＸＣと、受信アンテナ１０６によって受信された信号のフィルタリング及びデジタル化機能を保証する受信回路ＲＸＣとを含む。インタフェース４０７により、回路ＴＸＣ及びＲＸＣは同期をとることができる。

レーダーシステムＲＤＲＳはまた、レーダー信号を処理してターゲットを検出し、位置を特定するためのレーダー信号プロセッサＲＰＲＣを含む。インタフェース４０９は、プロセッサＲＰＲＣを送信回路ＴＸＣと同期させるために使用される。インタフェース４１０は、プロセッサＲＰＲＣを受信回路ＲＸＣと同期させる。デジタルバス４１１は、受信回路ＲＸＣによってデジタル化された信号のプロセッサＲＰＲＣへの伝送を提供する。

レーダーシステムＲＤＲＳはまた、レーダープロセッサＲＰＲＣがコマンドを受信し、軌道データ及びレーダーシステムによって検出されたターゲットを特徴付けるデータを提供するための入出力インタフェース４１２を含む。以下では、ターゲットの推定「軌道データ」は、ターゲットの少なくとも２つのタイムスタンプされた位置を定義するデータを指し、このデータは、将来の推定位置を含み得、各位置は誤差の大きさと関連付けてもよく、又はタイムスタンプされた位置を定義するデータは、タイムスタンプされた速度ベクトルを定義するデータと関連付けてもよく、速度ベクトルは誤差の大きさと関連付けてもよい。

別の実施形態によれば、レーダーシステムＲＤＲＳは、広視野送信アンテナ及び狭視野送信アンテナを含む。アンテナの選択は、指定されたアンテナに送信されるレーダー信号をルーティングし、指定されていないアンテナを分離する、サーキュレータによって行われる。

図５は、一実施形態による、宇宙機に搭載されたミッションコンピュータＭＣＬＣのハードウェアアーキテクチャを概略的に示す。コンピュータＭＣＬＣは、以下を含む：
ミッションプログラムを実行するように構成された中央処理装置ＣＰＵ、
コンピュータに正規の時間基準を提供するクロック回路ＣＬＫ、
ＣＰＵ及びミッションプログラムの起動に必要な情報を含む不揮発性メモリＮＶＭ、例えばＲＯＭ（リードオンリーメモリ）、
ＣＰＵの起動後及びミッションプログラムの実行中に動作に必要なデータを記憶するためのＲＡＭ（ランダムアクセスメモリ）、
ミッションコンピュータＭＣＬＣを他の搭載システム（ＣＯＭＣ、ＮＡＶＣ、ＲＤＲＳ、ＬＤＲＳ、ＳＤＣＣ）に接続するための入力及び／又は出力ポートを備えるインタフェース回路ＩＯＣ、
ＣＰＵがＮＶＭ、ＶＭメモリ、又は回路ＩＯＣの入力及び／又は出力ポートのアクセスアドレスを指定することを可能にするアドレスバスＡＢ、
ＣＰＵ、ＮＶＭ及びＶＭメモリと回路ＩＯＣの入力及び出力ポートとの間で情報を交換することを可能にするデータバスＤＢ。

ＣＰＵは、１つ以上のプロセッサ、特に、レーダーシステムＲＤＲＳ及び／又はライダーシステムＬＤＲＳからの信号を処理する専用のプロセッサを含み得る。例えば、プロセッサの１つは、レーダー及びライダー信号を処理して、これらの信号を例えばカルマンフィルタによって相関及び融合し、レーダーシステムＲＤＲＳ及び／又はライダーシステムＬＤＲＳによって検出された物体の推定軌道データを提供する専用であってもよい。

図６は、例えば通信システムＣＯＭＣによって受信された命令の形態で、ハンター１０１に与えられた例示的なミッションを例解する。図６の例では、このミッションは、既知の軌道上に位置するターゲット５０２の検査を含む。このミッションの開始に先立ち、ハンター１０１は待機軌道上に位置し、ミッション命令の受信を待っている。ミッション命令は、ターゲット５０２の静的軌道パラメータ、例えば、天体を周回する衛星の場合には周回軌道データを指定する。

一実施形態によれば、ターゲット検査ミッションは、以下を含む：
（ｉ）ターゲット５０２から距離ｄ１までの、超遠距離アプローチフェーズ５０３ａ、
（ｉｉ）ターゲットから距離ｄ１及びｄ２の間の、ターゲットの検出及び位置特定フェーズ５０３ｂ、
（ｉｉｉ）距離ｄ１において、ターゲットの軌道をより正確に推定し、ハンターが辿るべき検査軌道を決定するための、ターゲットの観測フェーズ５０４、
（ｉｖ）ミッションの安全性を保証するために十分な距離を自動的に維持するターゲットの検査フェーズ５０５、及び
（ｖ）ターゲットからの後退フェーズ５０６。

超遠距離アプローチフェーズ５０３ａの間、ハンター１０１のミッションコンピュータＭＣＬＣは、ナビゲーションシステムＮＡＶＣを制御し、ターゲットの静的軌道パラメータを使用して、ターゲットの想定位置５０２から距離ｄ１までナビゲートする。

検出及び位置特定フェーズ５０３ｂの間、ミッションコンピュータＭＣＬＣは、レーダーシステムＲＤＲＳを制御して、ターゲット５０２が検出及び位置特定されるまで、指向性視野内の環境を走査する。このフェーズの間、レーダーシステムＲＤＲＳの起動は、狭視野モードで、周期的に実行することができる。

ターゲット５０２の想定位置から距離ｄ２、典型的には５００ｍに達すると、ミッションコンピュータＭＣＬＣは、観測フェーズ５０４に切り替わり、レーダーシステムＲＤＲＳを狭視野に構成し、検出フェーズ中に決定されたように、レーダーシステムＲＤＲＳ及びライダーシステムＬＤＲＳをターゲット５０２の方向に指向する。ＲＤＲＳ及びＬＤＲＳシステムからのデータは、ターゲット５０２の現在及び将来の軌道パラメータをより正確に推定するために、コンピュータＭＣＬＣによって使用される。

検査フェーズ５０５は、ターゲット軌道５０２が推定され、飛行条件と要求される安全上の制約が満たされる場合に開始される。予定通りの場合、レーダーシステムＲＤＲＳは、宇宙空間に送信される電力を低減するために指向性視野に構成されたままである。走査ライダーシステムＬＤＲＳは、ターゲット５０２及びその近傍環境に向けられる。検査フェーズ５０５の間、ターゲットの追跡は、特に、ターゲットの自発的な操縦、又はターゲットのフリッカー、昼と夜との間の移行中、又は観測方向に太陽が存在する場合に、低下することがあり、これは追跡喪失につながる可能性がある。追跡が低下したことをコンピュータＭＣＬＣが観測するとすぐに、レーダーシステムＲＤＲＳは、短時間でターゲット５０２を検出するように自動的に広視野に構成される。

検査の終了時に、コンピュータＭＣＬＣは後退フェーズ５０６に入り、その間、ターゲット５０２から離れるようにナビゲーションシステムＮＡＶＣを制御する。レーダーシステムＲＤＲＳ及びライダーシステムＬＤＲＳは、ハンター１０１とターゲット５０２との間の相対距離が、ターゲットが操縦する場合であっても衝突リスクを防ぐのに十分大きくなるまで、アクティブなままである。

図７は、一実施形態による、ミッションコンピュータＭＣＬＣによって実装されるアルゴリズムの一例を例解する。初期化操作ＩＮＩＴを行った後、コンピュータＭＣＬＣは、ハンターをパーキング周回軌道などの待機軌道上に保持する待機状態ＳＳＯへ移行する。コンピュータＭＣＬＣは、ミッションコマンドを受信するまで待機状態ＳＳＯを維持する（条件６０２）。この状態では、コンピュータＭＣＬＣは、軌道パラメータがドリフトした場合に、その軌道を修正するためにナビゲーションシステムＮＡＶＣを用いて待機軌道上にハンター１０１を維持する。

ミッションコマンドを受信すると（条件６０３）、コンピュータＭＣＬＣは待機状態ＳＳＯから遠距離アプローチ状態ＡＰＳに移行する。状態ＳＳＯとＡＰＳとの間の移行６０３は、電気通信システムＣＯＭＣによる、ターゲット５０２の静的軌道パラメータを指定するミッションコマンドの受信によってトリガーされる。コンピュータＭＣＬＣは、ハンターとターゲットの想定位置との間の距離が距離ｄ１より大きいままである限り、アプローチ状態ＡＰＳに留まる（条件６０４）。アプローチ状態ＡＰＳにおいて、コンピュータＭＣＬＣは、ナビゲーションシステムＮＡＶＣによって提供される地心基準フレームにおけるハンターの位置と、ターゲットの静的軌道パラメータとに基づいて、ハンター１０１とターゲット５０２との間の距離を周期的に推定する。コンピュータＭＣＬＣはまた、アプローチ経路を決定し、距離ｄ１に達するまで、ターゲットまでのこのアプローチ経路をナビゲートする。

距離ｄ１に達すると（条件６０５）、コンピュータＭＣＬＣは、アプローチ状態ＡＰＳからターゲット検出状態ＤＴＳに移行し、ターゲット５０２を検出し、その位置を特定するために、狭視野に構成されたレーダーシステムＲＤＲＳを周期的に起動する。レーダーシステムＲＤＲＳは、リンクバジェットを最適化するために狭視野で構成される。実際、遠距離において、自由空間における伝播損失は、レーダーリンクバジェットに強い影響を与える。これらの損失は、送信エネルギーを所与の方向に集中させることで部分的に補うことができ、これにより送信電力を増加させることなくターゲットを検出することが可能になる。実際、送信される電力が大きくなればなるほど、受信アンテナに接続された受信チェーンを飽和させる混信を防ぐために、レーダーの送信アンテナ１０５から受信アンテナ１０６を分離することが必要である。

初めは、レーダービームはターゲットの推定位置の方向に向けられている。レーダービームは、ターゲットが物理的に位置する可能性のある角度範囲をカバーするのに十分な広さの狭視野モードである。しかしながら、ターゲットが検出されていない間は、レーダービームは推定されるターゲットの方向から正方形又は円形のスパイラルパターンで様々な方向に向けられる。レーダービームは、推定されるターゲットの方向に電子的に向けることができる。あるいは、ハンターの方向付けが可能なナビゲーションシステムによって、又は電動照準システムによって、レーダービームを推定されるターゲットの方向に機械的に向けることができる。レーダーシステムＲＤＲＳは、ターゲットが検出されるまでアクティブに維持され得る。

一実施形態によれば、レーダーシステムＲＤＲＳは、複数の線形周波数変調波形を使用する。波形のパラメータは、送信帯域幅、最小周波数と最大周波数との間の立ち上がり時間、最大周波数と最小周波数との間の立ち下がり時間、及び周波数がその最小値に留まる緩和時間である。これらのパラメータによって、レーダーの性能の一部、すなわち、距離精度、距離分解能、最大明瞭距離、視線速度精度、視線速度分解能、及び明瞭視線速度範囲、が決定される。

各波形は、明瞭な測定範囲と、精度・分解能との間の妥協点を提供する。ターゲットを検出するために、レーダーシステムは、広い明瞭な距離測定と広い明瞭な視線速度測定の波形を使用する。最初の検出の後、レーダーは、距離が高精度・高分解能の波形と、視線速度が高精度・高分解能の波形を使用する。これらの波形に関連する測定の不明瞭さは、以前に得られた測定によって除去される。

一実施形態によれば、ターゲット５０２が検出されると、レーダーシステムＲＤＲＳは、明瞭な広範囲の波形と高精度・高分解能の波形との間で周期的に交互に切り替わる。

ターゲット５０２がレーダーシステムＲＤＲＳによって検出されると、コンピュータＭＣＬＣは、レーダーシステムによって提供された測定値を使用して、カルマンフィルタを用いてターゲットの推定軌道データを精密化し、ターゲットの現在位置及び将来位置の推定値を提供する。また、計算された各位置の周辺には、測位誤差とカルマンフィルタモデルの誤差を考慮し、ある確率でターゲットを含むボリュームが定義される。この確率は０．５～０．９９９９の間の値に設定され、好ましくは０．９９００である。定義されたボリュームは、例えば衝突リスクの推定や、レーダーＲＤＲＳ又はライダーＬＤＲＳによって観測される環境を定義するために使用される。

ターゲットの速度ベクトルは、レーダーシステムによって提供される視線速度と、ターゲットのいくつかの連続する計算された位置及びこれらの連続する位置間で経過した時間から計算される接線速度とから計算することができる。

コンピュータＭＣＬＣは、「ハンターは検査ゾーン外にある」という条件６０６が真である限り、検出状態ＤＴＳに留まる。検査ゾーンは、ターゲット５０２の想定又は推定位置を中心とする半径ｄ２の球に相当する。

コンピュータＭＣＬＣは、条件６０７「ハンターは検査エリア内にあり、ターゲットは検出されない」が真である場合、検出状態ＤＴＳから後退状態ＤＰＳに移行する。この移行条件は、ハンター１０１がターゲットの想定位置から距離ｄ２以下の距離に到達しているが、ターゲット５０２の存在を確認して検出すること又はその検出可能性がないことに相当する。

また、コンピュータＭＣＬＣは、条件６０８「ハンターは検査エリア内にあり、ターゲットは検出された」が真である場合、検出状態ＤＴＳから観測状態ＯＰＳに移行する。この移行条件は、ターゲットが検出され、ハンター１０１がターゲットの想定位置５０２から距離ｄ２以内に位置していることを示す。

コンピュータＭＣＬＣは、条件６０９「検査操縦が計算中であり、許容可能な衝突リスク」が真である限り、観測状態ＯＰＳに留まる。状態ＯＰＳにおいて、コンピュータＭＣＬＣは、ターゲット５０２の推定位置に対するハンター１０１の観測位置に基づいて、ターゲット５０２との衝突リスクを評価する。観測状態ＯＰＳにおいて、コンピュータＭＣＬＣは、ターゲットの推定位置から一定の距離を保つようにナビゲーションシステムＮＡＶＣを制御する。このため、コンピュータＭＣＬＣは、狭視野に構成されたレーダーシステムＲＤＲＳ、及び任意選択的にライダーシステムＬＤＲＳを周期的に起動し、ターゲットを検出して位置を特定する。ライダーシステムＬＤＲＳが起動した場合、レーダーシステムＲＤＲＳによって決定されたターゲット位置の確認と精密化のために使用される。

ライダーの最初の指向方向は、ターゲット５０２の最後に計算された位置に対応する。ライダーシステムは、周波数変調電磁波を送信し、受信信号をサンプリングする。ハンターとターゲットの距離は、ターゲットが受信信号において検出されるサンプルに対応するサンプリングタイムスタンプに従って決定されるが、このサンプルのタイムスタンプは、送信機とターゲットとの間の波の外方移動時間と、ターゲットと受信機との間の戻り移動時間とを決定し、ここで外方距離と戻り距離は同一であると仮定されていることが理解されている。ターゲットが最初の指向方向で検出されなかった場合、ライダーシステムＬＤＲＳは走査パターンに従って最初の指向方向周辺を走査する。このパターンは、ガリレオスパイラルなどのスパイラルや、ターゲットの想定位置を中心とした円又は楕円などの同心円状の閉曲線であり得る。ライダー走査は、ターゲットの想定位置から周期的に実行される。ターゲット５０２の想定位置は、最後の既知の位置とターゲットの推定軌道データ、及び最後の既知の位置が得られてから経過した時間に基づいて決定される。

レーダーシステムＲＤＲＳ及びライダーシステムＬＤＲＳからのデータは、ターゲットを追跡し、より正確にターゲット軌道データを推定するために、例えばカルマンフィルタによって相関及び融合される。コンピュータＭＣＬＣはまた、１つ以上の検査軌道と、各軌道に関連するターゲットとの衝突リスクとを決定し、許容可能な衝突リスクと関連する検査軌道を選択する。衝突リスクは、ハンター１０１の軌道データ、及びターゲット５０２の最後の既知の位置データに基づいて、ターゲットの全ての起こり得る操縦を考慮して推定することができ、各操縦は、推定可能であればその発生確率によって重み付けすることができる。高レベルの飛行の安全性を保証するためには、ハンターの位置の推定に使用されるＧＮＳＳ衛星の故障など、低い発生確率の事象も考慮することによって、衝突リスクを評価することが可能である。

観測状態ＯＰＳにおいてターゲットを見失った場合、コンピュータＭＣＬＣは、環境の走査を継続することによってレーダーシステムＲＤＲＳをアクティブな状態に維持し、レーダーシステムＲＤＲＳ及びライダーシステムＬＤＲＳから受信した最新の位置データから推定されるターゲット５０２の位置に基づいた位置にハンター１０１を保つように制御する。次いで、ターゲットの最後の検出から経過した時間も考慮して、衝突リスクを評価する。コンピュータＭＣＬＣはまた、ハンター１０１の適切な動作のテストを周期的に実行し得る。

コンピュータＭＣＬＣは、条件６１０「観測位置に関連する許容できない衝突リスク」が真である場合、観測状態ＯＰＳから後退状態ＤＰＳに移行する。移行条件６１０は、ターゲットを観測している間の許容できない衝突リスクに対応する。また、ターゲットの追跡データが不十分である場合、又はターゲット５０２の自発的な操縦が検出された場合、又は、ハンター１０１の機能不全が検出された場合にも、衝突リスクが許容できない場合がある。

コンピュータＭＣＬＣは、「検査軌道が計算された」という条件６１１が真である場合、観測状態ＯＰＳから検査状態ＩＰＳに移行する。移行条件６１１は、特にターゲット５０２との衝突リスクに関して満足のいく検査軌道が得られたことに相当し、ターゲットの十分な追跡データがあることを想定している。

コンピュータＭＣＬＣは、条件６１３が真である限り、すなわち、検査成功基準がまだ満たされていないが、検査操縦に関連する衝突リスクは許容可能なままであり、ターゲット追跡データが十分にある場合、ＩＰＳ検査状態に留まる。検査成功基準は、ミッション命令に依存し、例えば、ターゲット５０２に関して収集された情報の十分な品質及び多様性に対応し得る。検査状態ＩＰＳにおいて、コンピュータＭＣＬＣは、狭視野に構成されたレーダーシステムＲＤＲＳ及びライダーシステムＬＤＲＳを周期的に起動し、ターゲットを検出し位置を特定する。ＲＤＲＳシステム及びＬＤＲＳシステムからのデータは、例えばカルマンフィルタを使用して相関及び融合され、ターゲット５０２の位置を特定し、ターゲットの軌道データをより正確に決定することができる。コンピュータＭＣＬＣは、ナビゲーションシステムＮＡＶＣを制御して、観測状態ＯＰＳにおいて以前に計算された検査軌道に従うようにハンターの軌道を周期的に修正する。コンピュータＭＣＬＣは、ターゲット５０２の位置データに対するハンター１０１のナビゲーションデータに基づいて、検査軌道に関連する衝突リスクを周期的に計算する。検査状態ＩＰＳにおいて、及びミッション命令に従い、コンピュータＭＣＬＣは、宇宙空間データ取得システムＳＤＣＣを起動し、ターゲット５０２及びその近傍の情報を取得する。

コンピュータＭＣＬＣは、条件６１９が真であり、検査成功基準が満たされるか、又は検査操縦に関連する衝突リスクが許容できない場合、検査状態ＩＰＳから後退状態ＤＰＳに移行する。

コンピュータＭＣＬＣは、追跡の喪失又は不十分な追跡データという条件６１５が真である場合、検査状態ＩＰＳから検査中断状態ＳＴＰに移行する。条件６１５は、検査成功基準がまだ満たされていないが、検査操縦に関連する衝突リスクが許容可能なままであり、ターゲット追跡データが不十分である場合に真である。移行条件６１５は、状態ＩＰＳにおけるターゲット５０２の検出が低下したことに起因し、この低下は、ターゲットの反射面のフリッカーによって引き起こされ得る。追跡喪失条件は、レーダーシステムＲＤＲＳ及び／又はライダーシステムＬＤＲＳによる最後のＭの連続した取得のうちＮ個においてターゲット５０２が検出されない場合に到達し得る。

コンピュータＭＣＬＣは、ターゲットの追跡喪失条件６１５が真であり、また追跡喪失条件が開始してからの遅延が終了していない限り、検査中断状態ＳＴＰに留まる。追跡喪失条件ＳＴＰにおいて、コンピュータＭＣＬＣは、検査経路を辿るようにナビゲーションシステムＮＡＶＣを制御し、追跡喪失条件に移行してからの経過時間を決定する。また、コンピュータＭＣＬＣは、ターゲット５０２を見つける目的で、ほぼ瞬時にその周囲を観測するように広視野構成のレーダーシステムＲＤＲＳ２０２を周期的に制御する。ライダーシステムＬＤＲＳなどの別のセンサーシステムも、ＳＴＰ状態において、ターゲットの位置を再び特定するために起動することができる。

コンピュータＭＣＬＣは、ターゲットを追跡しているという条件６１８が真である場合、追跡喪失状態ＳＴＰをから検査状態ＩＰＳに戻る。移行条件６１８は、ハンター１０１に搭載された１つ以上のセンサーによるターゲット５０２の検出後の追跡の再開に対応する。その後、レーダーシステムＲＤＲＳの視野は、狭視野２０１に達するまで漸進的に縮小されてもよい。新しい取得ごとに、レーダーは、前の取得中にレーダーシステムＲＤＲＳ又はライダーシステムＬＤＲＳによって提供された信号から決定されたターゲットの方向にレーダーの視野を集中させるように指向される。

コンピュータＭＣＬＣは、遅延終了という条件６１７が真であるとき、すなわち、ターゲット５０２がまだ検出されないまま、追跡喪失からの遅延が終了したとき、追跡喪失状態ＳＴＰから後退状態ＤＰＳに移行する。

コンピュータＭＣＬＣは、条件６２１「ハンターは検査ゾーンにある」が真である限り、言い換えると、ハンター１０１がターゲット５０２の推定位置から距離ｄ２以下の距離にある限り、後退状態ＤＰＳに留まる。後退状態ＤＰＳにおいて、コンピュータＭＣＬＣは、後退軌道を決定し、その軌道に沿ってハンターを誘導するようにナビゲーションシステムＮＡＶＣを制御する。さらに、コンピュータＭＣＬＣは、広視野と狭視野で交互になるモードで構成されたレーダーシステムＲＤＲＳを周期的に起動し、ターゲット５０２を検出し、位置を特定する。コンピュータＭＣＬＣはまた、ターゲットを検出し、位置を特定するために、１つ以上の他のセンサーを起動し得る。

コンピュータＭＣＬＣは、条件６２２「ハンターは検査エリア外にある」が真である場合、後退状態ＤＰＳから、そのパーキング周回軌道などの「待機軌道に戻る」状態ＢＳＯに移行する。移行条件６２２は、ターゲット５０２の推定位置が、ハンター１０１からの距離ｄ２よりも大きい距離にある場合に真となる。「待機軌道に戻る」状態ＢＳＯにおいて、コンピュータＭＣＬＣは、待機軌道に進むようにナビゲーションシステムＮＡＶＣを制御する。コンピュータＭＣＬＣは、条件６２４「ハンターは待機軌道外にある」が真である限り、すなわち、ハンターが待機軌道に戻らない限り、状態ＢＳＯに留まる。

コンピュータＭＣＬＣは、ハンター１０１が待機軌道に到達したとき（条件６２５）、「待機軌道に戻る」状態ＢＳＯから「待機軌道を保持する」状態ＳＳＯに移行する。

先に記載した規定は、ターゲットの追跡を喪失するリスクを最小化し、起こり得る追跡喪失の期間を短縮することによって、近距離宇宙ランデブーの安全性を保証するものである。実際、離れたスペクトルにおいて送信及び受信信号に基づいて動作する少なくとも２つのアクティブセンサーの実装は、観測されたスペクトル帯域においてターゲットのフリッカーを相関させないことによって、及び昼と夜との間の急激な移行及び他の電磁信号との干渉に対する耐性を高めることによって、追跡喪失のリスクを低減させる。広視野レーダーシステムの実装により、特にターゲットが近い範囲に存在して非協力的な操縦を行った直後に、ターゲットを迅速に検出することが可能になる。このように宇宙ランデブーの安全性を高めることで、衝突リスクを高めることなく、ハンターとターゲットとの間の安全距離を縮めることが可能になり、詳細な検査やドッキングなど、より短い距離での近接オペレーションを自動的に行うことができる。

本発明は様々な代替形態及び用途を受け入れる余地があることは、当業者には明らかであろう。特に、本発明は、図７を参照して記載したステップのシーケンス、及びこれらのステップのそれぞれで起動されるセンサーのリストに限定されるものではない。ハンターが遠距離でターゲットを検出し、次いでターゲットを検出するとターゲットを捕獲し、ターゲットに近接したときにハンターがターゲットを検出できなくなると近距離でターゲットを検出するというフェーズを経ることが重要である。

また、本発明は、レーダーシステムとライダーシステムの周期的な起動に限定されるものではない。例えば、これらのシステムのうちの１つの起動の時間は、ランダムに定義することができ、又は以前に取得された信号の関数として、特にこれらの信号の精度の関数として決定することができる。したがって、この精度が満足のいくものでない場合、２つの取得の間の時間間隔を短縮することができる。

代替的に、ミッション命令で提供される静的軌道パラメータが、狭視野に構成されたレーダー及び／又はライダーをターゲット（５０２）に向けることができるように十分に正確である場合、遠距離検出フェーズＤＴＳを省略することができる。

Claims (14)

1. 既知の軌道上に位置するターゲットを宇宙機（１０１）によって追跡する方法であって、前記方法は、
   ターゲット（５０２）の推定方向においてある領域を走査するためにライダーシステム（ＬＤＲＳ）を走査モードで起動するステップ、
   前記ライダーシステムから信号を取得するステップ、
   前記取得したライダーシステム信号を用いて、前記ターゲットの軌道データを決定するステップ、
   前記ターゲットに接近するために又は前記ターゲットを検査するために前記宇宙機を軌道（５０５）に乗せるステップであって、前記軌道は前記ターゲット軌道データに基づいて決定されるステップ、及び
   前記ターゲットが獲得フェーズにおいて検出されなくなった場合、前記ターゲットの近距離検出フェーズ（ＳＴＰ）を起動するステップであって、
   広視野レーダー（２０２）を起動するステップ、
   前記広視野レーダーから信号を取得して処理し、前記ターゲットを検出するステップ、及び
   前記広視野レーダーからの信号において前記ターゲットが検出される場合、前記獲得フェーズを起動するステップ、それ以外の場合、前記ターゲットからの後退軌道（５０６）に前記宇宙機を乗せるステップ
   を含むステップと、
   を含む獲得フェーズ（ＯＰＳ、ＩＰＳ）を含む、方法。
2. 前記宇宙機において狭視野レーダー（ＲＤＲＳ）（２０１）を走査モードで起動するステップ、
   前記狭視野レーダーから信号を取得して処理し、ターゲットを検出するステップ、及び
   前記狭視野レーダーからの信号においてターゲット（５０２）が検出された場合、前記狭視野レーダーから取得した信号に基づいて前記ターゲットの軌道データを決定し、前記獲得フェーズ（ＯＰＳ、ＩＰＳ）を起動するステップ、
   を含む遠距離検出フェーズ（ＤＴＳ）を含む、請求項１に記載の方法。
3. 通信システム（ＣＯＭＣ）から前記ターゲット（５０２）の静的軌道パラメータを受信するステップ、
   前記静的軌道パラメータに基づいてターゲット軌道データを推定するステップ、及び
   ターゲットの推定位置が、第１の距離閾値（ｄ１）未満、前記宇宙機（１０１）から離れている場合に、前記遠距離検出フェーズ（ＤＴＳ）を起動するステップ、
   を含む、請求項２に記載の方法。
4. 前記遠距離検出フェーズ（ＤＴＳ）の起動時に、前記ターゲット軌道データ（５０２）に基づいて推定された方向に前記ライダーシステム（ＬＤＲＳ）を向けるステップ、及び前記ライダーシステムから信号を取得して処理し、前記ターゲットを検出するステップを含む、請求項３に記載の方法。
5. 狭視野レーダー（ＲＤＲＳ）（２０１）が前記ライダーシステム（ＬＤＲＳ）と同時に起動され、前記狭視野レーダー及び前記ライダーシステムからのデータは、カルマンフィルタを用いて融合され、前記ターゲット軌道データ（５０２）を精密化する、請求項１乃至４の一項に記載の方法。
6. 前記宇宙機（１０１）が前記後退軌道（５０６）上にあるとき、前記広視野レーダー（ＲＤＲＳ）（２０２）は、狭視野レーダー（２０１）と交互に起動される、請求項１乃至５の一項に記載の方法。
7. 前記ターゲット（５０２）が前記広視野レーダー（ＲＤＲＳ）（２０２）によって検出されると、前記ライダーシステム（ＬＳＲＳ）は、前記広視野レーダー又は前記狭視野レーダーからの信号から決定されるターゲット軌道データによって定められる初期方向に向けられ、その後、前記ライダーシステムによる前記ターゲットの検出がない場合、第１の走査パターンに沿って連続する方向に向けられる、請求項１乃至６の一項に記載の方法。
8. 前記ターゲット（５０２）が前記広視野レーダー（ＲＤＲＳ）（２０２）によって検出されると、狭視野レーダー（ＲＤＲＳ）（２０１）は、前記広視野レーダーからの信号から決定されるターゲット軌道データによって定められる初期方向に向けられ、その後、前記狭視野レーダーによる検出がない場合、第２の走査パターンに沿って連続する方向に向けられる、請求項１乃至７の一項に記載の方法。
9. 前記ターゲットが前記獲得フェーズ（ＯＰＳ、ＩＰＳ）において前記ライダーシステム（ＬＤＲＳ）によって又は狭視野レーダー（２０１）（ＲＤＲＳ）によって検出されると、前記宇宙機（１０１）と前記ターゲット（５０２）との間の距離が、前記第１の距離値（ｄ１）未満の第２の距離閾値（ｄ２）と比較され、前記宇宙機（１０１）を前記ターゲットの検査軌道（５０５）に乗せる前記ターゲットの検査ゾーンを定める、請求項１乃至８の一項に記載の方法。
10. 前記近距離検出フェーズ（ＳＴＰ）又は前記獲得フェーズ（ＯＰＳ、ＩＰＳ）において、前記宇宙機（１０１）が辿る軌道と前記ターゲット（５０２）の推定軌道データとに基づいて前記ターゲットとの衝突リスクを推定するステップ、及び前記衝突リスクが閾値より大きい場合、前記宇宙機を前記後退軌道（５０６）に乗せるステップを含む、請求項１乃至９の一項に記載の方法。
11. メモリにロード可能なコンピュータプログラム製品であって、前記メモリに接続されたコンピュータ（ＭＣＬＣ）によって実行されると、請求項１乃至１０の一項に記載の方法を実施するように前記コンピュータを構成するコンピュータプログラム製品。
12. 広視野レーダー（ＲＤＲＳ）（２０２）及びライダーシステム（ＬＤＲＳ）からデータを受信するためのインタフェース回路を含み、請求項１乃至１０の一項に記載の方法を実施するように構成されているコンピュータ（ＭＣＬＣ）。
13. 前記インタフェース回路が、狭視野レーダー（２０１）からデータを受信するように、又は広視野（２０２）と狭視野（２０１）との間で構成可能な視野を有するレーダーシステム（ＲＤＲＳ）にコマンドを送信し、前記レーダーシステム（ＲＤＲＳ）からデータを受信するように構成されている、請求項１２に記載のコンピュータ。
14. 請求項１２又は１３に記載のコンピュータ（ＭＣＬＣ）と、広視野レーダー（ＲＤＲＳ）（２０２）と、ライダーシステム（ＬＤＲＳ）とを備える宇宙機。

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