JP3911014B2 - 宇宙でのサテライトオペレーションを行う装置および方法 - Google Patents
宇宙でのサテライトオペレーションを行う装置および方法 Download PDFInfo
- Publication number
- JP3911014B2 JP3911014B2 JP51636096A JP51636096A JP3911014B2 JP 3911014 B2 JP3911014 B2 JP 3911014B2 JP 51636096 A JP51636096 A JP 51636096A JP 51636096 A JP51636096 A JP 51636096A JP 3911014 B2 JP3911014 B2 JP 3911014B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- spacecraft
- satellite
- sire
- control
- target
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Images
Description
本願は、１９９３年１１月１２日に出願された米国特許出願第０８／１５２４５９号の一部継続出願である１９９４年１１月１４日に出願されたＰＣＴ国際出願第ＰＣＴ／ＵＳ９４／１３０５２号の一部継続出願である。
本発明は、宇宙での、人工衛星の寿命を変更したり、人工衛星を検査したり、その宇宙軌跡を調整したりする等のサテライトオペレーションを行う装置および方法に関する。
より詳細には、本発明は、通信、天候調査、宇宙探査、同様の機能を果たす人工衛星の有効動作寿命を延ばしたり、または別の形で変更したりする装置および方法に関するものである。
別の観点からは、本発明は、宇宙での複雑な燃料補給や修繕機能を行うことなく人工衛星の有効寿命を引き延ばすための装置および方法に関するものである。
さらに別の観点によれば、本発明は、人工衛星の計画的な軌道外しおよび再突入を行ったり、軌道ずれを遅延させたり、人工衛星をパーキングまたは他の動作または非動作軌道または軌跡に置くために、使い尽くされた人工衛星をより高い軌道または別の軌跡へと再押し上げしたりする装置および方法に関するものである。同様に、本発明は、他のスペースクラフトとの衝突を避けるために、宇宙における破片の軌跡を変更したり軌道外しを行うことに関するものである。
さらに別の観点によれば、本発明は、種々な近接オペレーション、すなわち、動作または非動作人工衛星の状態等を判断するための検査等を行うための装置おおよび方法に関するものである。
さらにまた別の観点によれば、本発明は、計画された国際宇宙ステーションの如き軌道を回っているスペースクラフトへ燃料を供給したり再補給したりするための装置および方法に関するものである。
現在のエレクトロニクスの信頼性は高いので、たいていの人工衛星の寿命の最後（ＥＯＬ）は、搭載推進燃料の枯渇や、そのことによって安定化を含めて向きやポインティングのための姿勢および位置制御および軌道制御が失われてしまうことで決まってくる。ＥＯＬを引き延ばす方法として従来提案されている方法は、別のスペースクラフトからその人工衛星のタンクに推進燃料を補給するものである。また別の方法としては、問題の人工衛星に付加的な外部推進燃料タンクを機械的に取り付けることで、このような目的を達成できるであろう。
通常の推進燃料の枯渇によるＥＯＬとは別に、初期的に人工衛星が許容し得ない軌道へ配置されてしまうような場合が数多くあった。これらの軌道は、付加的な推進操縦によって修正されうる。しかしながら、人工衛星を許容しうる軌道へと移動させるのにその人工衛星の搭載推進燃料を使用してしまうと、それだけその人工衛星の有効寿命が減少してしまうことになる。ある場合には、初期軌道修正のためにその人工衛星の搭載推進燃料源が完全に枯渇してしまい、そのような初期軌道修正が不可能な場合もあった。
従来、宇宙での燃料補給技術を開発するため相当の努力がなされてきている。しかしながら、これらの開発技術では、通常の人工衛星に対して相当広範囲に亘り且つ費用のかかる変更が必要であったり、危険な接近オペレーションが必要であったり、燃料漏れにより人工衛星が汚染されてしまう可能性があったり、その他の実地上の問題が生じたりしてしまっていた。
反対に、人工衛星の動作寿命の延長が、種々な理由、例えば、修繕され得ないような人工衛星またはその機器の他の故障や、人工衛星の劣化等のために行えない時には、予め計画された軌道外しおよび再突入を行うことができるのが望ましい。こうすることにより、動作しない劣化した人工衛星が、作動している人工衛星の利用空間を彷徨い続けるようなことはなくなり、他の人工衛星や宇宙船と衝突してしまう可能性を減ずることができる。もし、軌道外しおよび再突入を予め計画できる場合には、これらの技術によれば、災害をもたらすような人口密集領域への再突入の可能性を減少させることができる。その上、計画的な軌道外しおよび再突入が必要でない場合でも、または、他の理由で人工衛星の宇宙軌跡を変更することが望ましい場合には、人工衛星の宇宙軌跡を別の動作または非動作軌跡へと変更したり、または、有用な軌道を彷徨っている人工衛星または軌道を外れようとしている人工衛星を、彷徨のより少ないより危険の少ないパーキング軌道へと再押し上げしたりする装置および装置を提供することが望ましいであろう。
本発明の主たる目的は、宇宙での、例えば、人工衛星の有効寿命を引き延ばしたり、別な仕方で変更したり、その宇宙軌跡を変更したする等の如き、サテライトオペレーションを行うための装置および方法を提供することである。
本発明のもう一つ別の目的は、人工衛星への燃料補給を含む従来の技術に比較して簡単な方法で簡単な装置を使用して人工衛星の有効寿命を引き延ばすことである。
本発明のさらに別の目的は、使い尽くされた、または、劣化した人工衛星の計画的な軌道外しおよび再突入を行えるようにしたり、人工衛星の宇宙軌跡を別の動作または非動作軌跡へと変更したり、または、使い尽くされた、または、劣化した人工衛星をパーキング軌道へ再押し上げできるようにする装置および方法を提供することである。
本発明のこれらの目的、その他の目的および効果は、当業者には、添付図面に関してなされる次の詳細な説明から、明らかとなろう。
第１図は、本発明の現時点での好ましい実施例にしたがって構成された拡張スペースクラフトの斜視図である。
第２図は、第１図の拡張スペースクラフトのサービスモジュールの部分破断斜視図である。
第３図は、第１図の拡張スペースクラフトのコマンドモジュールの斜視図である。
第４図は、第１図から第３図の拡張スペースクラフトとターゲットサテライトとのドッキング操縦および機械的相互接続を例示する図である。
第５図から第７図は、サテライトを使用しえない軌道からその意図された動作軌道へと移送し、その後、ドッキングされた拡張スペースクラフトとターゲットサテライトとの組合せ体に対してステーションキーピングおよびポインティングを行うため、本発明の装置および方法によって行われる典型的な飛行任務遂行手順を例示する図である。
第８図から第９図は、ドッキング、検査等の如き接近オペレーションの手動制御を行うために、本発明の好ましい実施例において使用される遠隔コックピットシステムを例示している図である。
本明細書において使用される用語「ターゲットサテライトの寿命を調整する」は、位置制御のために搭載推進燃料を使用できる程度によって通常決まってくるターゲットサテライトの有効寿命を引き延ばすこと、または、使い尽くされた、または、劣化したサテライトの軌道活動を、計画的な軌道外しまたは再突入により、または、サテライトを前の軌道から別の既成またはパーキング軌道へと移送することにより、終わらせること、を意味している。
本明細書において使用する用語「ドッキングされたサテライトとスペースクラフトとの組合せ体を制御する」は、そのドッキングされた組合せ体の地球に対する軌跡を制御すること、および／または、そのドッキングされた組合せ体の地球または星場に対する姿勢を制御すること、を意味している。
本発明の一実施例によれば、次のモード（遠隔操作、自動および自主）にて操作されうるサテライト検査回復延長（ＳＩＲＥ）スペースクラフトのオペレーションを通してターゲットサテライトの検査、回復および寿命延長の如きサテライト接近オペレーションを行う装置および方法が提供される。このＳＩＲＥコンセプトは、さらに、これに限定されるものではないが、総称して「ターゲットサテライト」と定義される宇宙におけるサテライト、スペースクラフト、スペースシステム、スペースプラットホームおよびその他の乗り物および物体の検査、サービシング、回復および寿命延長を含む特定（軌道上）のオペレーションを行うのに使用されるこれらの方法および技術からなる。
ＳＩＲＥ接近飛行任務の３つの基本的タイプは、「寿命延長」、「回復」および「利用」と定義される。各タイプの飛行任務は、さらに、より特定の技術および動作必要条件にしたがって、いくつかの別の種類に分けられる。例えば、寿命延長飛行任務の目的は、そうでなければ充分に機能しうるのに、搭載推進燃料の枯渇のために、その計画された寿命の最後（ＥＯＬ）に近づいているサテライトに対して付加的なステーションキーピング推進燃料を与えることである。したがって、この寿命延長飛行任務によれば、充分に機能しうるサテライトが、ドッキングされたＳＩＲＥサテライトとスペースクラフトとの組合せ体を形成することにより、その計画された寿命の最後を越えて、ある延長期間に旦ってその所望の（収益を出す）軌道において動作し続けることができるようにすることができる。
寿命延長飛行任務を遂行するために、ＳＩＲＥスペースクラフトは、案内、航行および制御システム、搭載推進燃料源およびドッキングされたサテライトとスペースクラフトとの組合せ体を形成するために、ターゲットサテライトとＳＩＲＥスペースクラフトとを機械的に接続するためのドッキング手段を含む。好ましくは、推進システムは、接近オペレーションのためのモノメチルヒドラヂンおよびＮ2Ｏ4からなる自動点火性のものである。ＳＩＲＥスペースクラフトの案内、航行および制御システムは、ドッキングされたサテライト−スペースクラフト組合せ体の位置を制御する手段を与える。搭載推進燃料源は、ＳＩＲＥスペースクラフトとターゲットサテライトとのランデブーおよびドッキングおよびドッキングされたサテライト−スペースクラフト組合せ体の位置制御を行うのに充分なものである。
本発明の別の実施例によれば、ターゲットサテライトの寿命を調整する方法が提供される。この本発明の方法は、ＳＩＲＥスペースクラフトスペースクラフトをターゲットサテライトに機械的に接続し、ドッキングされたサテライト−スペースクラフト組合せ体を形成し、ＳＩＲＥスペースクラフトの案内、航行および制御システムを付勢してドッキングされたサテライト−スペースクラフト組合せ体の位置制御を行うことを含む。この方法に使用されるＳＩＲＥスペースクラフトは、ドッキングの後に、ドッキングされたサテライト−スペースクラフト組合せ体の位置制御をするための搭載推進燃料源を含む。ＳＩＲＥスペースクラフトに位置および姿勢制御の如きすべてのステーションキーピング機能を行わせることにより、サテライトは、その元々計画された寿命の最後のあとでも長く、電気通信および天候マッピングの如き計画された機能を行うことができる。
回復飛行任務の目的は、軌道を回っているサテライトが遭遇する種々な異常を修正することである。これらの異常としては、不正確な打ち上げ軌道、軌道減衰、サテライト機能能力の喪失およびサテライトシステムの故障がある。不正確な打ち上げ軌道また軌道減衰を修正するために、ＳＩＲＥスペースクラフトは、寿命延長飛行任務のために使用されるスペースクラフトと同様の構成をとっている。回復ＳＩＲＥスペースクラフトは、案内、航行および制御システム、搭載推進燃料源およびターゲットサテライトをＳＩＲＥスペースクラフトに機械的に接続してドッキングされたサテライト−スペースクラフト組合せ体を形成するドッキング手段を含む。ＳＩＲＥスペースクラフトの案内、航行および制御システムは、ドッキングされたサテライト−スペースクラフト組合せ体の位置を制御する手段を与える。搭載推進燃料源は、スペースクラフトとサテライトとのランデブーおよびドッキングをしたり、その後にサテライトを別の軌道へ移送したり、または、サテライト−スペースクラフト組合せ体の再突入を行うのに充分なものである。
ターゲットサテライトが、アンテナやソーラーアレイが開かない等の能力喪失に陥る場合に対しては、ＳＩＲＥスペースクラフトは、修繕または改造を行うための付加的装置またはスペースクラフトを地球へ戻すための付加的装置（シャトル）を含む。好ましい実施例においては、ＳＩＲＥスペースクラフトは、ドッキングされたサテライト−スペースクラフト組合せ体を形成するためのドッキング手段およびターゲットサテライトの修繕および／または改造を行うための介在ツールを含む。これらの介在ツールとしては、例えば、スペースクラフト熱ブランケットの如きサテライトの部分を除去し交換するための手段、アンテナまたソーラーアレイが開かない原因となっている拘束ケーブルを切断するための手段、膠着してしまった機構を開くための手段がある。より詳細に述べると、例えば、これらの介在ツールとしては、ＮＡＳＡによって設計されたスティンガーの如きサテライト捕捉バー、スペースシャトルに見られる遠隔操作システム（ＲＭＳ）を小型化したものと同様な１つまたはそれ異常のロボットアーム、遠隔操作カメラの如きサテライト近接検査ツール、２フィンガーグリッパー、ケーブル／ピン／ボルトカッターおよびレバーフォースツールがある。
別の形として、特定のシステム（サブシステム、コンポーネント）故障のために、回復飛行任務を遂行するのに、ターゲットサテライトには、その計画された動作能力に加えて、サテライトを回復するための冗長性を含めた代替または補足システムが設けられる。例えば、西ヨーロッパのためのテレビジョンカバーレイジを与えるために設計された３軸安定化スペースクラフトであるAnik E-1およびAnik E-2は、共に、それらの主慣性ホイールの故障を起こした。同様に、いくつかの付加的スペースクラフトもまた、それらの慣性ホイールに早期故障を起こしそうな異常を示した。補足慣性ホイールを装備したＳＩＲＥスペースクラフトをターゲットサテライトにドッキングすることにより、そのサテライトがその計画された寿命の最後まで動作しうるようにするに必要な安定化を行うことができる。
利用飛行任務の目的は、サテライトおよびその他の宇宙船および物体の宇宙での検査、環境保護および衝突回避（破片制御）の如き、その他のすべてのＳＩＲＥ宇宙保守飛行任務、および計画されている国際宇宙ステーションアルファ（ＩＳＳＡ）の如き軌道を回っているサテライトの燃料補給を含む。付加的利用飛行任務としては、軌道を回っているスペースクラフトの計画された退役を行うことがある。軍事上のアプリケーションの如き特定の状況のもとでは、サテライトの任務を解くことが望まれる。好ましい実施例では、ＳＩＲＥスペースクラフトは、ＳＩＲＥスペースクラフトからノズル等を通して放射されて、ターゲットサテライトに接触するような液体汚染物質を含む。理想的には、この汚染物質は、ターゲットサテライトのシステム性能を劣化させて、最終的にそのターゲットサテライトを完全に故障させる。ＳＩＲＥスペースクラフトの独特の特徴は、ランデブーのために使用される自動点火性推進システムである。この推進燃料（モノメチルハイドラジンおよびＮ2Ｏ4）をターゲットサテライトに噴霧することにより、スペースクラフトシステムが汚染させられ、例えば、太陽電池や電気通信ディスクが急速に劣化させられて、ターゲットサテライトを劣化および最終的故障させることができる。
図面を参照するに、第１図から第３図は、本発明の原理によって構成され且つ使用されるＳＩＲＥスペースクラフトを例示している。このスペースクラフト１０は、コマンドモジュール１１と、サービスモジュール１２とを備えている。ＳＩＲＥサテライトは、外部大気構成を実施しており、宇宙へ、例えば、飛行任務の必要条件、利用性、コスト等にしたがって、例えば、タウラスまたはスペースシャトルの如き、地上発射船（ＥＬＶ）の包囲シュラウド内または包囲積み荷隔室における低い軌道またはランデブー相軌道へと搬送されるようなものとされている。例えば、本発明の一つの実施例では、ベースライン地上発射船は、デルタ７９２０であり、これは、ほぼ５０００キログラムの低地上軌道ペイロード挿入能力を有し且つほぼ１３００キログラムの地球同期移送軌道を有する。
サービスモジュール１２は、コマンドモジュール１１のための宇宙バスとして動作し、なかでも、推進、パワーおよび通信サポートを行い、コマンドモジュール１１における対応するサブシステムに必要な条件を減少させている。したがって、宇宙でのサービスのためのコマンドモジュール１１のオペレーション相設計寿命は、一定の活動期間中にターゲット船での特定のプログラムされたタスクに基づいて、比較的に短くすることができる。特定の飛行任務の場合、コマンドモジュール１１は、サービスモジュール１２から分離され、独立して動作する。また、特定の飛行任務の場合、本出願人の米国特許第５２４２１３６号に開示されたような宇宙移送船（ＳＴＶ）は、ＳＩＲＥスペースクラフト１０を、打ち上げ挿入軌道からランデブー相軌道（ＲＰＯ）へと移送するのに使用されうる。
当業者には明らかなように、コマンドモジュール１１の機能のすべては、サービスモジュール１２へ組み込むことができる。しかし、ここで説明する別々のコマンドモジュールおよびサービスモジュールは、飛行任務に最大の融通性を与え、したがって、現在においては、本発明の好ましい実施例である。
特に第２図を参照するに、サービスモジュール１２の主目的は、コマンドモジュール１１の推進能力を増大することである。例えば、もし、コマンドモジュール１１がＳＤＩＯ軽量外部大気発射（ＬＥＡＰ）船の変形として構成されている場合には、サービスモジュール１２は、UtahのNorth Salt Lake CityのIntraspace Inc．によって米国海軍のために製造された既存のSmall Altimeter（ＳＡＬＴ）サテライトの設計に基づいている。サービスモジュール１２は、コマンドモジュールアダプタリング２１と、ＧＰＳアンテナ２２と、ＳバンドＯＭＮＩアンテナ２３と、軌道挿入モータ２４と、推進燃料タンク２５と、バッテリー２６とを含む。ミッドデッキ２７には、反応制御システム２８と、搭載プロセッサ２９とが取り付けられている。これらの構成部分は、モノコキュウー構造３０によって包囲されており、この構造３０には、太陽電池アレイ３１が取り付けられている。
サービスモジュール１２は、すべてのランデブーおよび接近操縦、並びに、ＳＩＲＥスペースクラフトとターゲットサテライトとのドッキングされた組合体に必要とされる特定の移送操縦を行えるようなサイズとされている。特定のターゲットスペースクラフトの位置の場合には、ランデブーのためにＳＩＲＥスペースクラフトを位置決めするのに必要とされるエネルギは、サービスモジュール１２から得られるものより大きい場合があり、例えば、ターゲットサテライトの傾きを変更するためのエネルギより大きい場合がある。このような場合において、ＳＴＶは、サービスモジュール１２の推進能力を増大するためにＳＩＲＥスペースクラフト１０へ加えられる。
主たる操縦のために、サービスモジュール１２には、４アップレートマークアートＲ−４−Ｄ ４９０ニュートン（１００ポンド）スラスト軸エンジンの４倍アレイからなる貯蔵しうる複推進システムが装備される。このような構成により、非衝撃操縦の影響を最少にするに充分なスラスト−重量比が与えられ、且つ、飛行任務を完了するためのエンジンアウト能力の冗長性が与えられる。マークアートＲ−４−Ｄエンジンは、それらの信頼性が非常に高いこと、Ｉｓｐが高いこと（３２２秒）、完成度（８００以上生産）および利用性のために選択されている。
ＳＩＲＥスペースクラフトがステーションキーピングされているときに、ターゲットサテライトの汚染を防止するために、ＳＩＲＥスペースクラフト姿勢制御システムは、サービスモジュール１２の周辺の四辺に取り付けられた１６×５ポンドスラスターからなる窒素冷却ガスシステムである。このような構成により、ステーションキーピングおよびドッキングのために、例えば、３軸回転および３軸並進が可能となる。
特に第３図を参照するに、コマンドモジュール１１は、すべてのＳＩＲＥスペースクラフトオペレーションのために使用される案内、航行および制御（ＧＮＣ）システム、各々がほぼ１００ポンド（４９０Ｎ）スラストの転向スラスターを有する主推進システム、姿勢制御システム、およびデータおよび通信サブシステムを含むいくつかの主要サブシステムを含む。コマンドモジュールペイロードは、ターゲット探索、追跡および検査のためのセンサを有する探索サブシステム、およびクランプまたはグリッパーを有するドッキング装置またはロボットアームの如き種々なサービス装置を有するドッキングシステムからなる。
コマンドモジュール１１の基本的構成は、飛行任務計画の融通性を高め、インターフェイスの必要条件を最少とし、既存の、または開発中の小型スペースクラフトを最大に使用し、打ち上げ前の地上施設における特定の接近オペレーションおよびハードウェアの独立したテストおよび検証を行うことができる完全に独立の宇宙船として定められている。コマンドモジュール１１は、サービスモジュール１２（後述するようなＵＨＦ−１回復飛行任務の場合）に取り付けられたままとされるか、または、自主作動で切り離されうる。したがって、サービスモジュール１２は、２つまたはそれ以上のコマンドモジュール１１を運ぶことができる。このような構成の場合には、サービスモジュール１２は、主スペースクラフトとして動作し、コマンドモジュールは、観測スペースクラフトとして使用するために切り離される。どちらの場合においても、コマンドモジュール１１の分離前に、特定のランデブー制動操縦が、組み合わされたコマンドモジュールおよびサービスモジュールの転向スラスターによって行われる。
ベースライン設計のコマンドモジュール１１は、小さな変更個所を有したＳＤＩＯ ＬＥＡＰの変形からなる。ロケットダインＡＨＩＴ宇宙船が、ベースラインコマンドモジュール１１として選定されている。この宇宙船は、ＳＤＩＯナショナルホーバーテスト施設におけるフルアップホーバーテストを完了している。現在の構成では、それは、推進燃料を1.7キログラムを含む10.2キログラムの重量である。それは、３５７ｍ／秒のデルタ速度増大を発生する。
この構成では、コマンドモジュールは、冷ガス姿勢制御システムスラスター３２および２つの転向スラスター３３を含み、スラスター３３は、サービスモジュールエンジン（５ポンド）よりも相当に高いスラスト（４９０Ｎ、１００ポンド）を有する。これらの転向スラスター３３は、サービスモジュール１２からターゲットサテライトの方向に見た線にそって整列されている。これらの転向スラスター３３は、サテライトの汚染を排除するため、ターゲットサテライトに対して近接しては使用されない。ＡＨＩＴの他の２つの転向スラスターは、除去される。
転向スラスターをこのように前方向に整列させていることにより、探索組立体を、ターゲットサテライトの方へ連続して向けることができるので、制動操縦を行うのに、ターゲットラインとは反対にＳＩＲＥスペースクラフトを１８０度回転させるような必要はなくなる。サービスモジュール１２のエンジン２４は、制動を行うために使用されうるのであるが、これらのエンジンのスラストレベルは低いので（総計で２０ポンド）、燃焼時間が非常に長く、点火時間、燃焼持続時間、軌道位置決めおよび相対速度におけるマージンが非常に狭くなる。
第５図から第７図は、本発明の装置および方法によって達成される典型的な飛行任務遂行手順を例示している。この手順は、劣化打ち上げ船によって１９９３年３月２９日に非作動軌道へ打ち上げられた海軍ＵＨＦ−１サテライトの回復を行うものとして例示されている。海軍は、ＵＨＦ−１サテライト４１が完全に失敗であったと述べていた。現在、ＵＨＦ−１サテライト４１は、近地点１１８ｎｍ、遠地点１９３６５ｎｍ、傾き２７度で実質的に地球同期移送軌道５１にある。第５図から第７図に示した回復飛行プロフィールは、その軌道を円形化し、その傾きをほぼ０度まで減少させることにより、地球静止軌道（ＧＥＯ）５２へとサテライト４１を入れるためのものとして計画されている。
この飛行任務を達成するために、ＳＩＲＥスペースクラフト１０は、地球打ち上げ船５３によって地球から、近地点１８０ｎｍ、遠地点ほぼ１９３４５、傾き２７度でランデブー相軌道（ＲＰＯ）５４へと打ち上げられる。ＳＩＲＥスペースクラフト１０をＲＰＯへ入れた後、楕円シーケンス始動（ＣＳＩ）、定デルタ高（ＣＤＨ）、終端相始動（ＴＰＩ）および制動からなる４インパルスシーケンスが開始される。ＣＳＩは、ＳＩＲＥスペースクラフト１０とターゲットサテライト４１との間の相対高さ対相角度の比率を所望のものとする。ＣＳＩは、また、その後の操縦に基づいて、ターゲット４１への最終的な接近のために、標準のライティング条件および移送時間を確立させる。ＣＤＨは、ＳＩＲＥスペースクラフト１０とターゲットサテライトとの間に一定の差動高度を確立させる。ＴＰＩは、ターゲットサテライト４１の軌道５２の特定の時間位置でターゲットサテライト４１を捕捉するＳＩＲＥスペースクラフト軌跡を確立させる。１３０度の交渉移送間隔が、推進燃料の使用を最適化し、最終接近中に充分な制御が行われるようにし、捕捉の後半部中にターゲットサテライト４１の見掛け上の慣性運動（星場に対して）を零に近いものとし、移送が視界の方向にそって行われるようにするのに、使用される。制動は、特定のレンジ／レートゲートで行われる一連の別々の操縦として行われる。各操縦は、実際のレンジ／レートが予め計画された値まで減少させられるターゲットからのレンジにて行われる。これらのゲートでの操縦により、それら船の間の相対速度を零へと漸次減少させる。ＳＩＲＥスペースクラフト１０とターゲットサテライト４１とのドッキング後、ドッキングされた組合せ体５７は、一連の操縦を行って、中間軌道（第７図において点線で示された）を通してのドッキングされた組合せ体５７の近地点を上げて、１９３６５ｎｍまでとし、傾きを零近くまで減少させ、ドッキングされた組合せ体を最終動作軌道（ＧＥＯ）５２に置くようにする。
特に重要なものとして、本発明の好ましい実施例では、この方法および装置には、案内コンピュータ、ハンドコントローラおよび視覚ディスプレイを含む遠隔コックピットが使用される。当業者には理解されるように、遠隔コックピットは、ＳＩＲＥスペースクラフトの遠隔制御を行うために、スペースシャトル、宇宙ステーション、飛行任務制御センター、マウンテンバンカー、または、自動車や船の如きところのどの場所にも配置されうる。サテライト、スペースクラフト等を制御するのに普通使用される地上ステーションセンターとは違って、この遠隔コックピットは、航空機やスペースクラフトのコックピットと実質的に類似したものとして構成されている。接近オペレーションを行うスペースクラフトに対しては地上ステーション制御では緻密な制御を行えないという問題を克服するために、画像モニター、ＦＤＡＩ（目盛り付き３軸８ボール）、ＳＩＲＥスペースクラフトからのダウンリンクのアナログまたはデジタルリードアウト、回転ハンドコントローラ（ＲＨＣ）および並進ハンドコントローラ（ＴＨＣ）を含む遠隔コックピットを提供する。画像モニターは、ＳＩＲＥスペースクラフトからのパイロットアイウインドウビューを与える。ジェミニアポロ計画によって使用されたシステムと類似したＦＤＡＩは、スペースクラフトの姿勢、船速度および姿勢誤差の集中化インサイドアウトディスプレイを与える。より詳細には、ＦＤＡＩは、ランデブー制動が完了する公称時での対象サテライトに中心をおく基準の慣性フレームに対する姿勢（ロール−３６０度、ピッチ−３６０度、ヨウ−＋／−８０度）を与える。３つの相互に直交するスペースクラフト本体軸の各々のまわりの角速度、ロール、ピッチおよびヨウがパイロットへ与えられる。さらに、ＦＤＡＩは、３つのすべての軸における慣性基準に対するスペースクラフトの角度位置の姿勢誤差を与える。
パイロットがＳＩＲＥスペースクラフトを遠隔的に飛行させることができるように、遠隔コックピットは、ターゲットサテライトまでのレンジ、ターゲットサテライトへのレンジレート、ターゲットサテライトに対するＳＩＲＥスペースクラフトの視界線（ＬＯＳ）角、経過時間、残余燃料、および３つのＳＩＲＥスペースクラフトの本体軸の各々にそってスラスターコマンドの結果としてＳＩＲＥスペースクラフトへ伝えられた速度（デルタＶ）を表すアナログおよびデジタルリードアウトを含む。
ＳＩＲＥスペースクラフトを制御するために、遠隔コックピットは、好ましくは、回転ハンドコントローラおよび並進ハンドコントローラを含むとよい。回転ハンドコントローラは、ハンドコントローラ偏向に比例した３つの基本軸のまわりでの両方向におけるスペースクラフトの回転運動のための３軸手動本体レートコマンドを与える。ライトハンドコントローラは、ニュートラルにした状態で姿勢保持を行いながら、多重軸作動を同時に行うことができる。好ましくは、ライトハンドコントローラは、ハンドコントローラ移動（停止）の限界で直接スイッチによって、ＲＣＳジェットソレノイドへ直接的に緊急角加速度コマンドを与えることができるのがよい。
並進ハンドコントローラは、各左右、上下、前後のハンド方向にそって並進ハンドコントローラからのオン／オフ応答によるスラスターに対する手動オン／オフ加速制御を与える。したがって、並進ハンドコントローラの移動により、主本体軸（Ｘ、ＹおよびＺ）の各々にそって両方向におけるＳＩＲＥスペースクラフトの並進移動（直線運動）がなされる。
手動操作ハンドコントローラ（スペースクラフト搭載テレビカメラから発生される視覚ディスプレイおよび姿勢、消費、注意／警報等の如きその他の処理ダウンリンク入力に応答する）からのコントロール法則および入力に基づいて案内コンピュータからのアップリンク信号は、例えば、ドッキング、検査等の接近動作中にスペースクラフトの遠隔操作を与える。
第８図および第９図は、例えば、検査および／またはドッキングの如きランデブーおよび接近オペレーションの手動制御のための遠隔コックピット６０を含む本発明の現在の好ましい実施例のシステムおよび方法を示している。地上または別のスペースクラフトに配置されうる遠隔コックピット６０は、コントロール法則を含む案内、航行および制御システム６１と、制御システム６７と、変数ディスプレイ６２とを含む。制御システム６７は、パイロット操作並進ハンドコントローラ６３と、回転ハンドコントローラ６４と、エンジンオンオフスイッチ６５とを含む。アップリンク制御信号６８およびダウンリンクスペースクラフト運動変数信号６９を発生するために適当な信号プロセッサ６６が設けられる。制御システム６７およびその関連した信号プロセッサ６６からの処理された制御信号７１（パイロット入力）は、スペースクラフト７２へアップリンクされ、そして、そのスペースクラフト７２は、ＧＮＣコンピュータ６１へダウンリンク運動変数信号６９を与え、ディスプレイシステム６２の信号プロセッサ６６へのディスプレイ変数信号７３を発生する。
好ましい実施例においては、本発明は、ターゲットサテライトに対する拡張スペースクラフトの移動が、スペースクラフト搭載カメラ等から発生される視覚または画像ディスプレイに応答して、遠隔コックピット（案内コンピュータを含む）の手動ハンドコントローラによって制御されて、ドッキング、検査等の如き接近オペレーション中にＳＩＲＥスペースクラフトの遠隔動作を行う閉ループ遠隔表示または画像処理のための付加的装置および方法を含む。
接近オペレーションにおいてＳＩＲＥスペースクラフトを制御するために、人間オペレータには、航空機またはスペースクラフトのウインドウまたはポータルからの眺望と同様の可視像が与えられる。この像は、ＳＩＲＥスペースクラフトに配置されたセンサから遠隔コックピットへ伝えられる像信号によって発生される。好ましい実施例では、センサは、ビデオ像を遠隔コックピットへ伝える１つまたはそれ以上のビデオカメラである。付加的な画像発生システムは、接近オペレーションを行うためにＳＩＲＥスペースクラフトのパイロットに有用な３次元像を発生するためにレーダ、レーザ像形成を使用する。
好ましい実施例では、視覚像システムは、軌道における薄暗がりおよび暗闇の中での少なくとも４等星の実際の星場バックグランドを示す。可視星場を与えることは、パイロットがランデブーを行うのに非常に重要である。ランデブーの初期部分中に確立される幾何学形態の結果として、ＳＩＲＥスペースクラフトとターゲットサテライトとの最終的な速度整合は、ＳＩＲＥの視界の線にそって直接的にターゲットサテライトに対して操縦を行うことによって達成される。ライティングを適切に行うと、背景の星場に対するターゲットの見掛け上の相対運動がＳＩＲＥの垂直または水平並進によって相殺されるような暗闇とすることができる。ランデブー幾何学形態により、比較的に低い推進姿勢制御スラスターを使用して、直線的な視覚／手動スラストプロフィールとすることができる。特に、ランデブーを通じて、特に終端相中における主たるパラメータは、能動ＳＩＲＥスペースクラフトと受動ターゲットサテライトとの間の相対運動であり、この相対運動においては、ターゲットサテライトは宇宙で固定されているように見える。
星場に対するターゲットサテライトの相対運動が零（上下および左右）であるとき、パイロットは、ターゲットとの適切な捕捉軌跡にある。一例として、もし、ターゲットが星場に対して上方へ移動している場合には、パイロットは、ＳＩＲＥとターゲットサテライトとの間の相対運動を零とするように並進ハンドコントローラでスラストアップし、捕捉軌跡を取る。このプロセス中、ＦＤＡＩを使用して、パイロットは、ライトハンドコントローラで固定スペースクラフト姿勢を維持する。アイおよびブレインプロセッサを有するパイロットは、ウインドウ（星を示す視覚像）およびハンドコントローラが必要であるように、これらの操縦を行うのに必須である。
別の実施例では、本発明の像形成システムは、幾何学的パターン認識システム（ＧＰＲＳ）を含む。動作において、このＧＰＲＳは、アポロＣＯＡＳ／スタンドオフクロスターゲットシステムと実質的に同様である。このアポロＣＯＡＳ／スタンドオフクロスターゲットシステムに関するより詳細な点については、本明細書に引用文献として組み込まれる「Apollo Experience Report-Crew Provisions and Equipment Subsystem」McAllister, F. A., NASA/MSC, March 1972を参照されたい。ＧＰＲＳを用いて、ドッキングの如き接近オペレーションを行うためにターゲットサテライトに近づくときに、遠隔コックピットのパイロットには、ターゲットサテライトの２つのコンピュータ発生３次元透視幾何学的ラインパターン（図形）が与えられる。その第１のパターンは、ターゲットの現在（実時間）の位置の表示であり、第２のパターンは、ＳＩＲＥスペースクラフトとの初期接触の点（時間）でのターゲットサテライトの表示である。実時間ターゲットは、ターゲットが初期接触の点へ移動しているように見えるようなパイロットの目に対するターゲットサテライトの実際の正確な幾何学的向きを表している。接触ターゲットの点（時間）は、２つの船の間の初期接触の時間（点）でのパイロットの目に対するターゲットサテライトの必要とされる正確な幾何学的向きを表している。このようにして、ＳＩＲＥはターゲットサテライトに対して実際に移動しているのであるが、基準のフレームは、パイロットの目で固定されている。
ＳＩＲＥがターゲットを首尾よく捕捉するためには、２つのパターンは、初期接触の時間／点で重ね合わされねばならず、すなわち、ＳＩＲＥとターゲットサテライトとの間の相対距離が零でなければならない。ターゲットの相対位置および向きは、２つの船のベクトルから連続的に得られる。
さらに別の実施例では、ＧＰＲＳは、パイロットの目に第３の像、公称ターゲットを与える。この公称ターゲットは、ターゲットが初期接触の点に移動するときの、ターゲットスペースクラフトの公称の（計画された）幾何学的向きである。好ましくは、この像は、接近の開始からＳＩＲＥとサテライトとが係合するまでの間の所定の時間でターゲットサテライトの公称位置および向きをパイロットが重ね合わせることができるように、ターンオンおよびオフされ得る。さらにパターン認識を容易とするために、３つの像（接触の点（時間）、実時間ターゲットおよび公称ターゲット）の各々を、異なる色で与えたり、異なる種類の線、例えば、ダッシュ線やドット線で与えたりする。
当業者が理解し実施しうるような形にて本発明を説明してきたのであるが、本
発明の精神および範囲から逸脱せずに、これらの細部について種々変形しるものであることは、当業者には分かるであろう。
本発明は、宇宙での、人工衛星の寿命を変更したり、人工衛星を検査したり、その宇宙軌跡を調整したりする等のサテライトオペレーションを行う装置および方法に関する。
より詳細には、本発明は、通信、天候調査、宇宙探査、同様の機能を果たす人工衛星の有効動作寿命を延ばしたり、または別の形で変更したりする装置および方法に関するものである。
別の観点からは、本発明は、宇宙での複雑な燃料補給や修繕機能を行うことなく人工衛星の有効寿命を引き延ばすための装置および方法に関するものである。
さらに別の観点によれば、本発明は、人工衛星の計画的な軌道外しおよび再突入を行ったり、軌道ずれを遅延させたり、人工衛星をパーキングまたは他の動作または非動作軌道または軌跡に置くために、使い尽くされた人工衛星をより高い軌道または別の軌跡へと再押し上げしたりする装置および方法に関するものである。同様に、本発明は、他のスペースクラフトとの衝突を避けるために、宇宙における破片の軌跡を変更したり軌道外しを行うことに関するものである。
さらに別の観点によれば、本発明は、種々な近接オペレーション、すなわち、動作または非動作人工衛星の状態等を判断するための検査等を行うための装置おおよび方法に関するものである。
さらにまた別の観点によれば、本発明は、計画された国際宇宙ステーションの如き軌道を回っているスペースクラフトへ燃料を供給したり再補給したりするための装置および方法に関するものである。
現在のエレクトロニクスの信頼性は高いので、たいていの人工衛星の寿命の最後（ＥＯＬ）は、搭載推進燃料の枯渇や、そのことによって安定化を含めて向きやポインティングのための姿勢および位置制御および軌道制御が失われてしまうことで決まってくる。ＥＯＬを引き延ばす方法として従来提案されている方法は、別のスペースクラフトからその人工衛星のタンクに推進燃料を補給するものである。また別の方法としては、問題の人工衛星に付加的な外部推進燃料タンクを機械的に取り付けることで、このような目的を達成できるであろう。
通常の推進燃料の枯渇によるＥＯＬとは別に、初期的に人工衛星が許容し得ない軌道へ配置されてしまうような場合が数多くあった。これらの軌道は、付加的な推進操縦によって修正されうる。しかしながら、人工衛星を許容しうる軌道へと移動させるのにその人工衛星の搭載推進燃料を使用してしまうと、それだけその人工衛星の有効寿命が減少してしまうことになる。ある場合には、初期軌道修正のためにその人工衛星の搭載推進燃料源が完全に枯渇してしまい、そのような初期軌道修正が不可能な場合もあった。
従来、宇宙での燃料補給技術を開発するため相当の努力がなされてきている。しかしながら、これらの開発技術では、通常の人工衛星に対して相当広範囲に亘り且つ費用のかかる変更が必要であったり、危険な接近オペレーションが必要であったり、燃料漏れにより人工衛星が汚染されてしまう可能性があったり、その他の実地上の問題が生じたりしてしまっていた。
反対に、人工衛星の動作寿命の延長が、種々な理由、例えば、修繕され得ないような人工衛星またはその機器の他の故障や、人工衛星の劣化等のために行えない時には、予め計画された軌道外しおよび再突入を行うことができるのが望ましい。こうすることにより、動作しない劣化した人工衛星が、作動している人工衛星の利用空間を彷徨い続けるようなことはなくなり、他の人工衛星や宇宙船と衝突してしまう可能性を減ずることができる。もし、軌道外しおよび再突入を予め計画できる場合には、これらの技術によれば、災害をもたらすような人口密集領域への再突入の可能性を減少させることができる。その上、計画的な軌道外しおよび再突入が必要でない場合でも、または、他の理由で人工衛星の宇宙軌跡を変更することが望ましい場合には、人工衛星の宇宙軌跡を別の動作または非動作軌跡へと変更したり、または、有用な軌道を彷徨っている人工衛星または軌道を外れようとしている人工衛星を、彷徨のより少ないより危険の少ないパーキング軌道へと再押し上げしたりする装置および装置を提供することが望ましいであろう。
本発明の主たる目的は、宇宙での、例えば、人工衛星の有効寿命を引き延ばしたり、別な仕方で変更したり、その宇宙軌跡を変更したする等の如き、サテライトオペレーションを行うための装置および方法を提供することである。
本発明のもう一つ別の目的は、人工衛星への燃料補給を含む従来の技術に比較して簡単な方法で簡単な装置を使用して人工衛星の有効寿命を引き延ばすことである。
本発明のさらに別の目的は、使い尽くされた、または、劣化した人工衛星の計画的な軌道外しおよび再突入を行えるようにしたり、人工衛星の宇宙軌跡を別の動作または非動作軌跡へと変更したり、または、使い尽くされた、または、劣化した人工衛星をパーキング軌道へ再押し上げできるようにする装置および方法を提供することである。
本発明のこれらの目的、その他の目的および効果は、当業者には、添付図面に関してなされる次の詳細な説明から、明らかとなろう。
第１図は、本発明の現時点での好ましい実施例にしたがって構成された拡張スペースクラフトの斜視図である。
第２図は、第１図の拡張スペースクラフトのサービスモジュールの部分破断斜視図である。
第３図は、第１図の拡張スペースクラフトのコマンドモジュールの斜視図である。
第４図は、第１図から第３図の拡張スペースクラフトとターゲットサテライトとのドッキング操縦および機械的相互接続を例示する図である。
第５図から第７図は、サテライトを使用しえない軌道からその意図された動作軌道へと移送し、その後、ドッキングされた拡張スペースクラフトとターゲットサテライトとの組合せ体に対してステーションキーピングおよびポインティングを行うため、本発明の装置および方法によって行われる典型的な飛行任務遂行手順を例示する図である。
第８図から第９図は、ドッキング、検査等の如き接近オペレーションの手動制御を行うために、本発明の好ましい実施例において使用される遠隔コックピットシステムを例示している図である。
本明細書において使用される用語「ターゲットサテライトの寿命を調整する」は、位置制御のために搭載推進燃料を使用できる程度によって通常決まってくるターゲットサテライトの有効寿命を引き延ばすこと、または、使い尽くされた、または、劣化したサテライトの軌道活動を、計画的な軌道外しまたは再突入により、または、サテライトを前の軌道から別の既成またはパーキング軌道へと移送することにより、終わらせること、を意味している。
本明細書において使用する用語「ドッキングされたサテライトとスペースクラフトとの組合せ体を制御する」は、そのドッキングされた組合せ体の地球に対する軌跡を制御すること、および／または、そのドッキングされた組合せ体の地球または星場に対する姿勢を制御すること、を意味している。
本発明の一実施例によれば、次のモード（遠隔操作、自動および自主）にて操作されうるサテライト検査回復延長（ＳＩＲＥ）スペースクラフトのオペレーションを通してターゲットサテライトの検査、回復および寿命延長の如きサテライト接近オペレーションを行う装置および方法が提供される。このＳＩＲＥコンセプトは、さらに、これに限定されるものではないが、総称して「ターゲットサテライト」と定義される宇宙におけるサテライト、スペースクラフト、スペースシステム、スペースプラットホームおよびその他の乗り物および物体の検査、サービシング、回復および寿命延長を含む特定（軌道上）のオペレーションを行うのに使用されるこれらの方法および技術からなる。
ＳＩＲＥ接近飛行任務の３つの基本的タイプは、「寿命延長」、「回復」および「利用」と定義される。各タイプの飛行任務は、さらに、より特定の技術および動作必要条件にしたがって、いくつかの別の種類に分けられる。例えば、寿命延長飛行任務の目的は、そうでなければ充分に機能しうるのに、搭載推進燃料の枯渇のために、その計画された寿命の最後（ＥＯＬ）に近づいているサテライトに対して付加的なステーションキーピング推進燃料を与えることである。したがって、この寿命延長飛行任務によれば、充分に機能しうるサテライトが、ドッキングされたＳＩＲＥサテライトとスペースクラフトとの組合せ体を形成することにより、その計画された寿命の最後を越えて、ある延長期間に旦ってその所望の（収益を出す）軌道において動作し続けることができるようにすることができる。
寿命延長飛行任務を遂行するために、ＳＩＲＥスペースクラフトは、案内、航行および制御システム、搭載推進燃料源およびドッキングされたサテライトとスペースクラフトとの組合せ体を形成するために、ターゲットサテライトとＳＩＲＥスペースクラフトとを機械的に接続するためのドッキング手段を含む。好ましくは、推進システムは、接近オペレーションのためのモノメチルヒドラヂンおよびＮ2Ｏ4からなる自動点火性のものである。ＳＩＲＥスペースクラフトの案内、航行および制御システムは、ドッキングされたサテライト−スペースクラフト組合せ体の位置を制御する手段を与える。搭載推進燃料源は、ＳＩＲＥスペースクラフトとターゲットサテライトとのランデブーおよびドッキングおよびドッキングされたサテライト−スペースクラフト組合せ体の位置制御を行うのに充分なものである。
本発明の別の実施例によれば、ターゲットサテライトの寿命を調整する方法が提供される。この本発明の方法は、ＳＩＲＥスペースクラフトスペースクラフトをターゲットサテライトに機械的に接続し、ドッキングされたサテライト−スペースクラフト組合せ体を形成し、ＳＩＲＥスペースクラフトの案内、航行および制御システムを付勢してドッキングされたサテライト−スペースクラフト組合せ体の位置制御を行うことを含む。この方法に使用されるＳＩＲＥスペースクラフトは、ドッキングの後に、ドッキングされたサテライト−スペースクラフト組合せ体の位置制御をするための搭載推進燃料源を含む。ＳＩＲＥスペースクラフトに位置および姿勢制御の如きすべてのステーションキーピング機能を行わせることにより、サテライトは、その元々計画された寿命の最後のあとでも長く、電気通信および天候マッピングの如き計画された機能を行うことができる。
回復飛行任務の目的は、軌道を回っているサテライトが遭遇する種々な異常を修正することである。これらの異常としては、不正確な打ち上げ軌道、軌道減衰、サテライト機能能力の喪失およびサテライトシステムの故障がある。不正確な打ち上げ軌道また軌道減衰を修正するために、ＳＩＲＥスペースクラフトは、寿命延長飛行任務のために使用されるスペースクラフトと同様の構成をとっている。回復ＳＩＲＥスペースクラフトは、案内、航行および制御システム、搭載推進燃料源およびターゲットサテライトをＳＩＲＥスペースクラフトに機械的に接続してドッキングされたサテライト−スペースクラフト組合せ体を形成するドッキング手段を含む。ＳＩＲＥスペースクラフトの案内、航行および制御システムは、ドッキングされたサテライト−スペースクラフト組合せ体の位置を制御する手段を与える。搭載推進燃料源は、スペースクラフトとサテライトとのランデブーおよびドッキングをしたり、その後にサテライトを別の軌道へ移送したり、または、サテライト−スペースクラフト組合せ体の再突入を行うのに充分なものである。
ターゲットサテライトが、アンテナやソーラーアレイが開かない等の能力喪失に陥る場合に対しては、ＳＩＲＥスペースクラフトは、修繕または改造を行うための付加的装置またはスペースクラフトを地球へ戻すための付加的装置（シャトル）を含む。好ましい実施例においては、ＳＩＲＥスペースクラフトは、ドッキングされたサテライト−スペースクラフト組合せ体を形成するためのドッキング手段およびターゲットサテライトの修繕および／または改造を行うための介在ツールを含む。これらの介在ツールとしては、例えば、スペースクラフト熱ブランケットの如きサテライトの部分を除去し交換するための手段、アンテナまたソーラーアレイが開かない原因となっている拘束ケーブルを切断するための手段、膠着してしまった機構を開くための手段がある。より詳細に述べると、例えば、これらの介在ツールとしては、ＮＡＳＡによって設計されたスティンガーの如きサテライト捕捉バー、スペースシャトルに見られる遠隔操作システム（ＲＭＳ）を小型化したものと同様な１つまたはそれ異常のロボットアーム、遠隔操作カメラの如きサテライト近接検査ツール、２フィンガーグリッパー、ケーブル／ピン／ボルトカッターおよびレバーフォースツールがある。
別の形として、特定のシステム（サブシステム、コンポーネント）故障のために、回復飛行任務を遂行するのに、ターゲットサテライトには、その計画された動作能力に加えて、サテライトを回復するための冗長性を含めた代替または補足システムが設けられる。例えば、西ヨーロッパのためのテレビジョンカバーレイジを与えるために設計された３軸安定化スペースクラフトであるAnik E-1およびAnik E-2は、共に、それらの主慣性ホイールの故障を起こした。同様に、いくつかの付加的スペースクラフトもまた、それらの慣性ホイールに早期故障を起こしそうな異常を示した。補足慣性ホイールを装備したＳＩＲＥスペースクラフトをターゲットサテライトにドッキングすることにより、そのサテライトがその計画された寿命の最後まで動作しうるようにするに必要な安定化を行うことができる。
利用飛行任務の目的は、サテライトおよびその他の宇宙船および物体の宇宙での検査、環境保護および衝突回避（破片制御）の如き、その他のすべてのＳＩＲＥ宇宙保守飛行任務、および計画されている国際宇宙ステーションアルファ（ＩＳＳＡ）の如き軌道を回っているサテライトの燃料補給を含む。付加的利用飛行任務としては、軌道を回っているスペースクラフトの計画された退役を行うことがある。軍事上のアプリケーションの如き特定の状況のもとでは、サテライトの任務を解くことが望まれる。好ましい実施例では、ＳＩＲＥスペースクラフトは、ＳＩＲＥスペースクラフトからノズル等を通して放射されて、ターゲットサテライトに接触するような液体汚染物質を含む。理想的には、この汚染物質は、ターゲットサテライトのシステム性能を劣化させて、最終的にそのターゲットサテライトを完全に故障させる。ＳＩＲＥスペースクラフトの独特の特徴は、ランデブーのために使用される自動点火性推進システムである。この推進燃料（モノメチルハイドラジンおよびＮ2Ｏ4）をターゲットサテライトに噴霧することにより、スペースクラフトシステムが汚染させられ、例えば、太陽電池や電気通信ディスクが急速に劣化させられて、ターゲットサテライトを劣化および最終的故障させることができる。
図面を参照するに、第１図から第３図は、本発明の原理によって構成され且つ使用されるＳＩＲＥスペースクラフトを例示している。このスペースクラフト１０は、コマンドモジュール１１と、サービスモジュール１２とを備えている。ＳＩＲＥサテライトは、外部大気構成を実施しており、宇宙へ、例えば、飛行任務の必要条件、利用性、コスト等にしたがって、例えば、タウラスまたはスペースシャトルの如き、地上発射船（ＥＬＶ）の包囲シュラウド内または包囲積み荷隔室における低い軌道またはランデブー相軌道へと搬送されるようなものとされている。例えば、本発明の一つの実施例では、ベースライン地上発射船は、デルタ７９２０であり、これは、ほぼ５０００キログラムの低地上軌道ペイロード挿入能力を有し且つほぼ１３００キログラムの地球同期移送軌道を有する。
サービスモジュール１２は、コマンドモジュール１１のための宇宙バスとして動作し、なかでも、推進、パワーおよび通信サポートを行い、コマンドモジュール１１における対応するサブシステムに必要な条件を減少させている。したがって、宇宙でのサービスのためのコマンドモジュール１１のオペレーション相設計寿命は、一定の活動期間中にターゲット船での特定のプログラムされたタスクに基づいて、比較的に短くすることができる。特定の飛行任務の場合、コマンドモジュール１１は、サービスモジュール１２から分離され、独立して動作する。また、特定の飛行任務の場合、本出願人の米国特許第５２４２１３６号に開示されたような宇宙移送船（ＳＴＶ）は、ＳＩＲＥスペースクラフト１０を、打ち上げ挿入軌道からランデブー相軌道（ＲＰＯ）へと移送するのに使用されうる。
当業者には明らかなように、コマンドモジュール１１の機能のすべては、サービスモジュール１２へ組み込むことができる。しかし、ここで説明する別々のコマンドモジュールおよびサービスモジュールは、飛行任務に最大の融通性を与え、したがって、現在においては、本発明の好ましい実施例である。
特に第２図を参照するに、サービスモジュール１２の主目的は、コマンドモジュール１１の推進能力を増大することである。例えば、もし、コマンドモジュール１１がＳＤＩＯ軽量外部大気発射（ＬＥＡＰ）船の変形として構成されている場合には、サービスモジュール１２は、UtahのNorth Salt Lake CityのIntraspace Inc．によって米国海軍のために製造された既存のSmall Altimeter（ＳＡＬＴ）サテライトの設計に基づいている。サービスモジュール１２は、コマンドモジュールアダプタリング２１と、ＧＰＳアンテナ２２と、ＳバンドＯＭＮＩアンテナ２３と、軌道挿入モータ２４と、推進燃料タンク２５と、バッテリー２６とを含む。ミッドデッキ２７には、反応制御システム２８と、搭載プロセッサ２９とが取り付けられている。これらの構成部分は、モノコキュウー構造３０によって包囲されており、この構造３０には、太陽電池アレイ３１が取り付けられている。
サービスモジュール１２は、すべてのランデブーおよび接近操縦、並びに、ＳＩＲＥスペースクラフトとターゲットサテライトとのドッキングされた組合体に必要とされる特定の移送操縦を行えるようなサイズとされている。特定のターゲットスペースクラフトの位置の場合には、ランデブーのためにＳＩＲＥスペースクラフトを位置決めするのに必要とされるエネルギは、サービスモジュール１２から得られるものより大きい場合があり、例えば、ターゲットサテライトの傾きを変更するためのエネルギより大きい場合がある。このような場合において、ＳＴＶは、サービスモジュール１２の推進能力を増大するためにＳＩＲＥスペースクラフト１０へ加えられる。
主たる操縦のために、サービスモジュール１２には、４アップレートマークアートＲ−４−Ｄ ４９０ニュートン（１００ポンド）スラスト軸エンジンの４倍アレイからなる貯蔵しうる複推進システムが装備される。このような構成により、非衝撃操縦の影響を最少にするに充分なスラスト−重量比が与えられ、且つ、飛行任務を完了するためのエンジンアウト能力の冗長性が与えられる。マークアートＲ−４−Ｄエンジンは、それらの信頼性が非常に高いこと、Ｉｓｐが高いこと（３２２秒）、完成度（８００以上生産）および利用性のために選択されている。
ＳＩＲＥスペースクラフトがステーションキーピングされているときに、ターゲットサテライトの汚染を防止するために、ＳＩＲＥスペースクラフト姿勢制御システムは、サービスモジュール１２の周辺の四辺に取り付けられた１６×５ポンドスラスターからなる窒素冷却ガスシステムである。このような構成により、ステーションキーピングおよびドッキングのために、例えば、３軸回転および３軸並進が可能となる。
特に第３図を参照するに、コマンドモジュール１１は、すべてのＳＩＲＥスペースクラフトオペレーションのために使用される案内、航行および制御（ＧＮＣ）システム、各々がほぼ１００ポンド（４９０Ｎ）スラストの転向スラスターを有する主推進システム、姿勢制御システム、およびデータおよび通信サブシステムを含むいくつかの主要サブシステムを含む。コマンドモジュールペイロードは、ターゲット探索、追跡および検査のためのセンサを有する探索サブシステム、およびクランプまたはグリッパーを有するドッキング装置またはロボットアームの如き種々なサービス装置を有するドッキングシステムからなる。
コマンドモジュール１１の基本的構成は、飛行任務計画の融通性を高め、インターフェイスの必要条件を最少とし、既存の、または開発中の小型スペースクラフトを最大に使用し、打ち上げ前の地上施設における特定の接近オペレーションおよびハードウェアの独立したテストおよび検証を行うことができる完全に独立の宇宙船として定められている。コマンドモジュール１１は、サービスモジュール１２（後述するようなＵＨＦ−１回復飛行任務の場合）に取り付けられたままとされるか、または、自主作動で切り離されうる。したがって、サービスモジュール１２は、２つまたはそれ以上のコマンドモジュール１１を運ぶことができる。このような構成の場合には、サービスモジュール１２は、主スペースクラフトとして動作し、コマンドモジュールは、観測スペースクラフトとして使用するために切り離される。どちらの場合においても、コマンドモジュール１１の分離前に、特定のランデブー制動操縦が、組み合わされたコマンドモジュールおよびサービスモジュールの転向スラスターによって行われる。
ベースライン設計のコマンドモジュール１１は、小さな変更個所を有したＳＤＩＯ ＬＥＡＰの変形からなる。ロケットダインＡＨＩＴ宇宙船が、ベースラインコマンドモジュール１１として選定されている。この宇宙船は、ＳＤＩＯナショナルホーバーテスト施設におけるフルアップホーバーテストを完了している。現在の構成では、それは、推進燃料を1.7キログラムを含む10.2キログラムの重量である。それは、３５７ｍ／秒のデルタ速度増大を発生する。
この構成では、コマンドモジュールは、冷ガス姿勢制御システムスラスター３２および２つの転向スラスター３３を含み、スラスター３３は、サービスモジュールエンジン（５ポンド）よりも相当に高いスラスト（４９０Ｎ、１００ポンド）を有する。これらの転向スラスター３３は、サービスモジュール１２からターゲットサテライトの方向に見た線にそって整列されている。これらの転向スラスター３３は、サテライトの汚染を排除するため、ターゲットサテライトに対して近接しては使用されない。ＡＨＩＴの他の２つの転向スラスターは、除去される。
転向スラスターをこのように前方向に整列させていることにより、探索組立体を、ターゲットサテライトの方へ連続して向けることができるので、制動操縦を行うのに、ターゲットラインとは反対にＳＩＲＥスペースクラフトを１８０度回転させるような必要はなくなる。サービスモジュール１２のエンジン２４は、制動を行うために使用されうるのであるが、これらのエンジンのスラストレベルは低いので（総計で２０ポンド）、燃焼時間が非常に長く、点火時間、燃焼持続時間、軌道位置決めおよび相対速度におけるマージンが非常に狭くなる。
第５図から第７図は、本発明の装置および方法によって達成される典型的な飛行任務遂行手順を例示している。この手順は、劣化打ち上げ船によって１９９３年３月２９日に非作動軌道へ打ち上げられた海軍ＵＨＦ−１サテライトの回復を行うものとして例示されている。海軍は、ＵＨＦ−１サテライト４１が完全に失敗であったと述べていた。現在、ＵＨＦ−１サテライト４１は、近地点１１８ｎｍ、遠地点１９３６５ｎｍ、傾き２７度で実質的に地球同期移送軌道５１にある。第５図から第７図に示した回復飛行プロフィールは、その軌道を円形化し、その傾きをほぼ０度まで減少させることにより、地球静止軌道（ＧＥＯ）５２へとサテライト４１を入れるためのものとして計画されている。
この飛行任務を達成するために、ＳＩＲＥスペースクラフト１０は、地球打ち上げ船５３によって地球から、近地点１８０ｎｍ、遠地点ほぼ１９３４５、傾き２７度でランデブー相軌道（ＲＰＯ）５４へと打ち上げられる。ＳＩＲＥスペースクラフト１０をＲＰＯへ入れた後、楕円シーケンス始動（ＣＳＩ）、定デルタ高（ＣＤＨ）、終端相始動（ＴＰＩ）および制動からなる４インパルスシーケンスが開始される。ＣＳＩは、ＳＩＲＥスペースクラフト１０とターゲットサテライト４１との間の相対高さ対相角度の比率を所望のものとする。ＣＳＩは、また、その後の操縦に基づいて、ターゲット４１への最終的な接近のために、標準のライティング条件および移送時間を確立させる。ＣＤＨは、ＳＩＲＥスペースクラフト１０とターゲットサテライトとの間に一定の差動高度を確立させる。ＴＰＩは、ターゲットサテライト４１の軌道５２の特定の時間位置でターゲットサテライト４１を捕捉するＳＩＲＥスペースクラフト軌跡を確立させる。１３０度の交渉移送間隔が、推進燃料の使用を最適化し、最終接近中に充分な制御が行われるようにし、捕捉の後半部中にターゲットサテライト４１の見掛け上の慣性運動（星場に対して）を零に近いものとし、移送が視界の方向にそって行われるようにするのに、使用される。制動は、特定のレンジ／レートゲートで行われる一連の別々の操縦として行われる。各操縦は、実際のレンジ／レートが予め計画された値まで減少させられるターゲットからのレンジにて行われる。これらのゲートでの操縦により、それら船の間の相対速度を零へと漸次減少させる。ＳＩＲＥスペースクラフト１０とターゲットサテライト４１とのドッキング後、ドッキングされた組合せ体５７は、一連の操縦を行って、中間軌道（第７図において点線で示された）を通してのドッキングされた組合せ体５７の近地点を上げて、１９３６５ｎｍまでとし、傾きを零近くまで減少させ、ドッキングされた組合せ体を最終動作軌道（ＧＥＯ）５２に置くようにする。
特に重要なものとして、本発明の好ましい実施例では、この方法および装置には、案内コンピュータ、ハンドコントローラおよび視覚ディスプレイを含む遠隔コックピットが使用される。当業者には理解されるように、遠隔コックピットは、ＳＩＲＥスペースクラフトの遠隔制御を行うために、スペースシャトル、宇宙ステーション、飛行任務制御センター、マウンテンバンカー、または、自動車や船の如きところのどの場所にも配置されうる。サテライト、スペースクラフト等を制御するのに普通使用される地上ステーションセンターとは違って、この遠隔コックピットは、航空機やスペースクラフトのコックピットと実質的に類似したものとして構成されている。接近オペレーションを行うスペースクラフトに対しては地上ステーション制御では緻密な制御を行えないという問題を克服するために、画像モニター、ＦＤＡＩ（目盛り付き３軸８ボール）、ＳＩＲＥスペースクラフトからのダウンリンクのアナログまたはデジタルリードアウト、回転ハンドコントローラ（ＲＨＣ）および並進ハンドコントローラ（ＴＨＣ）を含む遠隔コックピットを提供する。画像モニターは、ＳＩＲＥスペースクラフトからのパイロットアイウインドウビューを与える。ジェミニアポロ計画によって使用されたシステムと類似したＦＤＡＩは、スペースクラフトの姿勢、船速度および姿勢誤差の集中化インサイドアウトディスプレイを与える。より詳細には、ＦＤＡＩは、ランデブー制動が完了する公称時での対象サテライトに中心をおく基準の慣性フレームに対する姿勢（ロール−３６０度、ピッチ−３６０度、ヨウ−＋／−８０度）を与える。３つの相互に直交するスペースクラフト本体軸の各々のまわりの角速度、ロール、ピッチおよびヨウがパイロットへ与えられる。さらに、ＦＤＡＩは、３つのすべての軸における慣性基準に対するスペースクラフトの角度位置の姿勢誤差を与える。
パイロットがＳＩＲＥスペースクラフトを遠隔的に飛行させることができるように、遠隔コックピットは、ターゲットサテライトまでのレンジ、ターゲットサテライトへのレンジレート、ターゲットサテライトに対するＳＩＲＥスペースクラフトの視界線（ＬＯＳ）角、経過時間、残余燃料、および３つのＳＩＲＥスペースクラフトの本体軸の各々にそってスラスターコマンドの結果としてＳＩＲＥスペースクラフトへ伝えられた速度（デルタＶ）を表すアナログおよびデジタルリードアウトを含む。
ＳＩＲＥスペースクラフトを制御するために、遠隔コックピットは、好ましくは、回転ハンドコントローラおよび並進ハンドコントローラを含むとよい。回転ハンドコントローラは、ハンドコントローラ偏向に比例した３つの基本軸のまわりでの両方向におけるスペースクラフトの回転運動のための３軸手動本体レートコマンドを与える。ライトハンドコントローラは、ニュートラルにした状態で姿勢保持を行いながら、多重軸作動を同時に行うことができる。好ましくは、ライトハンドコントローラは、ハンドコントローラ移動（停止）の限界で直接スイッチによって、ＲＣＳジェットソレノイドへ直接的に緊急角加速度コマンドを与えることができるのがよい。
並進ハンドコントローラは、各左右、上下、前後のハンド方向にそって並進ハンドコントローラからのオン／オフ応答によるスラスターに対する手動オン／オフ加速制御を与える。したがって、並進ハンドコントローラの移動により、主本体軸（Ｘ、ＹおよびＺ）の各々にそって両方向におけるＳＩＲＥスペースクラフトの並進移動（直線運動）がなされる。
手動操作ハンドコントローラ（スペースクラフト搭載テレビカメラから発生される視覚ディスプレイおよび姿勢、消費、注意／警報等の如きその他の処理ダウンリンク入力に応答する）からのコントロール法則および入力に基づいて案内コンピュータからのアップリンク信号は、例えば、ドッキング、検査等の接近動作中にスペースクラフトの遠隔操作を与える。
第８図および第９図は、例えば、検査および／またはドッキングの如きランデブーおよび接近オペレーションの手動制御のための遠隔コックピット６０を含む本発明の現在の好ましい実施例のシステムおよび方法を示している。地上または別のスペースクラフトに配置されうる遠隔コックピット６０は、コントロール法則を含む案内、航行および制御システム６１と、制御システム６７と、変数ディスプレイ６２とを含む。制御システム６７は、パイロット操作並進ハンドコントローラ６３と、回転ハンドコントローラ６４と、エンジンオンオフスイッチ６５とを含む。アップリンク制御信号６８およびダウンリンクスペースクラフト運動変数信号６９を発生するために適当な信号プロセッサ６６が設けられる。制御システム６７およびその関連した信号プロセッサ６６からの処理された制御信号７１（パイロット入力）は、スペースクラフト７２へアップリンクされ、そして、そのスペースクラフト７２は、ＧＮＣコンピュータ６１へダウンリンク運動変数信号６９を与え、ディスプレイシステム６２の信号プロセッサ６６へのディスプレイ変数信号７３を発生する。
好ましい実施例においては、本発明は、ターゲットサテライトに対する拡張スペースクラフトの移動が、スペースクラフト搭載カメラ等から発生される視覚または画像ディスプレイに応答して、遠隔コックピット（案内コンピュータを含む）の手動ハンドコントローラによって制御されて、ドッキング、検査等の如き接近オペレーション中にＳＩＲＥスペースクラフトの遠隔動作を行う閉ループ遠隔表示または画像処理のための付加的装置および方法を含む。
接近オペレーションにおいてＳＩＲＥスペースクラフトを制御するために、人間オペレータには、航空機またはスペースクラフトのウインドウまたはポータルからの眺望と同様の可視像が与えられる。この像は、ＳＩＲＥスペースクラフトに配置されたセンサから遠隔コックピットへ伝えられる像信号によって発生される。好ましい実施例では、センサは、ビデオ像を遠隔コックピットへ伝える１つまたはそれ以上のビデオカメラである。付加的な画像発生システムは、接近オペレーションを行うためにＳＩＲＥスペースクラフトのパイロットに有用な３次元像を発生するためにレーダ、レーザ像形成を使用する。
好ましい実施例では、視覚像システムは、軌道における薄暗がりおよび暗闇の中での少なくとも４等星の実際の星場バックグランドを示す。可視星場を与えることは、パイロットがランデブーを行うのに非常に重要である。ランデブーの初期部分中に確立される幾何学形態の結果として、ＳＩＲＥスペースクラフトとターゲットサテライトとの最終的な速度整合は、ＳＩＲＥの視界の線にそって直接的にターゲットサテライトに対して操縦を行うことによって達成される。ライティングを適切に行うと、背景の星場に対するターゲットの見掛け上の相対運動がＳＩＲＥの垂直または水平並進によって相殺されるような暗闇とすることができる。ランデブー幾何学形態により、比較的に低い推進姿勢制御スラスターを使用して、直線的な視覚／手動スラストプロフィールとすることができる。特に、ランデブーを通じて、特に終端相中における主たるパラメータは、能動ＳＩＲＥスペースクラフトと受動ターゲットサテライトとの間の相対運動であり、この相対運動においては、ターゲットサテライトは宇宙で固定されているように見える。
星場に対するターゲットサテライトの相対運動が零（上下および左右）であるとき、パイロットは、ターゲットとの適切な捕捉軌跡にある。一例として、もし、ターゲットが星場に対して上方へ移動している場合には、パイロットは、ＳＩＲＥとターゲットサテライトとの間の相対運動を零とするように並進ハンドコントローラでスラストアップし、捕捉軌跡を取る。このプロセス中、ＦＤＡＩを使用して、パイロットは、ライトハンドコントローラで固定スペースクラフト姿勢を維持する。アイおよびブレインプロセッサを有するパイロットは、ウインドウ（星を示す視覚像）およびハンドコントローラが必要であるように、これらの操縦を行うのに必須である。
別の実施例では、本発明の像形成システムは、幾何学的パターン認識システム（ＧＰＲＳ）を含む。動作において、このＧＰＲＳは、アポロＣＯＡＳ／スタンドオフクロスターゲットシステムと実質的に同様である。このアポロＣＯＡＳ／スタンドオフクロスターゲットシステムに関するより詳細な点については、本明細書に引用文献として組み込まれる「Apollo Experience Report-Crew Provisions and Equipment Subsystem」McAllister, F. A., NASA/MSC, March 1972を参照されたい。ＧＰＲＳを用いて、ドッキングの如き接近オペレーションを行うためにターゲットサテライトに近づくときに、遠隔コックピットのパイロットには、ターゲットサテライトの２つのコンピュータ発生３次元透視幾何学的ラインパターン（図形）が与えられる。その第１のパターンは、ターゲットの現在（実時間）の位置の表示であり、第２のパターンは、ＳＩＲＥスペースクラフトとの初期接触の点（時間）でのターゲットサテライトの表示である。実時間ターゲットは、ターゲットが初期接触の点へ移動しているように見えるようなパイロットの目に対するターゲットサテライトの実際の正確な幾何学的向きを表している。接触ターゲットの点（時間）は、２つの船の間の初期接触の時間（点）でのパイロットの目に対するターゲットサテライトの必要とされる正確な幾何学的向きを表している。このようにして、ＳＩＲＥはターゲットサテライトに対して実際に移動しているのであるが、基準のフレームは、パイロットの目で固定されている。
ＳＩＲＥがターゲットを首尾よく捕捉するためには、２つのパターンは、初期接触の時間／点で重ね合わされねばならず、すなわち、ＳＩＲＥとターゲットサテライトとの間の相対距離が零でなければならない。ターゲットの相対位置および向きは、２つの船のベクトルから連続的に得られる。
さらに別の実施例では、ＧＰＲＳは、パイロットの目に第３の像、公称ターゲットを与える。この公称ターゲットは、ターゲットが初期接触の点に移動するときの、ターゲットスペースクラフトの公称の（計画された）幾何学的向きである。好ましくは、この像は、接近の開始からＳＩＲＥとサテライトとが係合するまでの間の所定の時間でターゲットサテライトの公称位置および向きをパイロットが重ね合わせることができるように、ターンオンおよびオフされ得る。さらにパターン認識を容易とするために、３つの像（接触の点（時間）、実時間ターゲットおよび公称ターゲット）の各々を、異なる色で与えたり、異なる種類の線、例えば、ダッシュ線やドット線で与えたりする。
当業者が理解し実施しうるような形にて本発明を説明してきたのであるが、本
発明の精神および範囲から逸脱せずに、これらの細部について種々変形しるものであることは、当業者には分かるであろう。
Claims (11)
- 宇宙での接近オペレーションを行う方法において、軌道を回っているターゲットサテライトに対して接近するＳＩＲＥスペースクラフトを遠隔制御するために遠隔コックピットを操作することを含み、
前記遠隔コックピットは、
(a) 地上又は別のスペースクラフトに配置される、前記スペースクラフトから離れた遠隔コックピットと、
(b) 前記遠隔コックピットに配置され、前記スペースクラフトに搭載された像形成手段および運動センサ手段からダウンリンクされる信号のための可視ディスプレイを含むスペースクラフト変数ディスプレイシステムと、
(c) 前記ディスプレイシステムの表示に応答して前記遠隔コックピットにおける人間パイロットによって手動的に操作されうる制御手段であって、前記接近オペレーション中に前記スペースクラフトを制御するために前記スペースクラフトにアップリンクされる制御姿勢および速度を与えるパイロット入力信号をコンピュータを通して発生するための、回転ハンドコントローラと並進ハンドコントローラを含む２つ以上のハンドコントローラを含む前記制御手段と、を有することを特徴とする方法。 - (a) 前記ターゲットサテライトに前記ＳＩＲＥスペースクラフトを機械的に接続して、ドッキングされたサテライトとスペースクラフトとの組合せ体を形成することを含み、前記ＳＩＲＥスペースクラフトは、
（ｉ）前記ドッキングされたサテライトおよびスペースクラフトの位置制御のための案内、航行および制御システムと、
（ii）サテライトの寿命を調整するための搭載推進燃料源とを含み、さらに、
(b) 前記案内、航行および制御システムを付勢して、前記軌道を回っているサテライトの寿命を調整することを含む請求項１記載の宇宙での接近オペレーションを行う方法。 - (a) 前記ターゲットサテライトに前記ＳＩＲＥスペースクラフトを機械的に接続して、ドッキングされたサテライトとスペースクラフトとの組合せ体を形成することを含み、前記ＳＩＲＥスペースクラフトは、
（ｉ）前記ドッキングされたサテライトおよびスペースクラフトの位置制御のための案内、航行および制御システムと、
（ii）前記サテライトとスペースクラフトとの組合せ体の位置を制御するための搭載推進燃料源とを含み、さらに、
(b) 前記案内、航行および制御システムを付勢して、前記サテライトとスペースクラフトとの組合せ体の位置を制御することを含む請求項１記載の宇宙での接近オペレーションを行う方法。 - (a) 前記ターゲットサテライトに前記ＳＩＲＥスペースクラフトを機械的に接続して、ドッキングされたサテライトとスペースクラフトとの組合せ体を形成することを含み、前記ＳＩＲＥスペースクラフトは、
前記ドッキングされたサテライトおよびスペースクラフトの安定化制御を行う安定化手段を含み、さらに、
(b) 前記安定化手段を付勢して、前記サテライトとスペースクラフトとの組合せ体の安定化制御を行うことを含む請求項１記載の宇宙での接近オペレーションを行う方法。 - (a) 前記ターゲットサテライトに前記ＳＩＲＥスペースクラフトを機械的に接続して、ドッキングされたサテライトとスペースクラフトとの組合せ体を形成することを含み、前記ＳＩＲＥスペースクラフトは、
サテライトを改造または修繕するための介在ツールを含み、さらに、
(b) 前記介在ツールを操作して前記サテライトを改造または修繕することを含む請求項１記載の宇宙での接近オペレーションを行う方法。 - (a) 前記ターゲットサテライトに前記ＳＩＲＥスペースクラフトを機械的に接続して、ドッキングされたサテライトとスペースクラフトとの組合せ体を形成することを含み、前記ＳＩＲＥスペースクラフトは、
サテライトサブシステムを含み、さらに、
(b) 前記サテライトサブシステムを付勢して、前記サテライトの継続使用ができるようにすることを含む請求項１記載の宇宙での接近オペレーションを行う方法。 - 前記サテライトを消勢させることを含む請求項１記載の宇宙での接近オペレーションを行う方法。
- 前記ＳＩＲＥスペースクラフトは、前記サテライトに固体または液体または気体物質を噴射して前記サテライトの消勢を行うことを含む請求項７記載の宇宙での接近オペレーションを行う方法。
- ターゲットサテライトに接近するスペースクラフトの宇宙での接近オペレーションを制御するための遠隔コックピットシステムにおいて、
(a) 地上又は別のスペースクラフトに配置される、前記スペースクラフトから離れた遠隔コックピットと、
(b) 前記遠隔コックピットに配置され、前記スペースクラフトに搭載された像形成手段および運動センサ手段からダウンリンクされる信号のための可視ディスプレイを含むスペースクラフト変数ディスプレイシステムと、
(c) 前記ディスプレイシステムの表示に応答して前記遠隔コックピットにおける人間パイロットによって手動的に操作されうる制御手段であって、前記接近オペレーション中に前記スペースクラフトを制御するために前記スペースクラフトにアップリンクされる制御姿勢および速度を与えるパイロット入力信号をコンピュータを通して発生するための、回転ハンドコントローラと並進ハンドコントローラを含む２つ以上のハンドコントローラを含む前記制御手段と、を備えることを特徴とする遠隔コックピットシステム。 - 前記スペースクラフトディスプレイシステムは、さらに、幾何学的パターン認識システムを備える請求項９記載の遠隔コックピットシステム。
- 前記遠隔コックピットは、更に、スペースクラフトのロール、ピッチ、ヨウを与えるＦＤＡＩを更に備える請求項１記載の遠隔コックピット。
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US94/13052 | 1994-11-14 | ||
| PCT/US1994/013052 WO1995014611A1 (en) | 1993-11-12 | 1994-11-14 | Apparatus and methods for in-space satellite operations |
| PCT/US1995/015103 WO1996015030A1 (en) | 1993-11-12 | 1995-11-13 | Apparatus and methods for in-space satellite operations |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09511472A JPH09511472A (ja) | 1997-11-18 |
| JP3911014B2 true JP3911014B2 (ja) | 2007-05-09 |
Family
ID=22243265
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP51636096A Expired - Fee Related JP3911014B2 (ja) | 1994-11-14 | 1995-11-13 | 宇宙でのサテライトオペレーションを行う装置および方法 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP0741655B2 (ja) |
| JP (1) | JP3911014B2 (ja) |
| DE (1) | DE69532522T4 (ja) |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8878111B2 (en) | 2009-02-24 | 2014-11-04 | Blue Origin, Llc | Bidirectional control surfaces for use with high speed vehicles, and associated systems and methods |
| RU2463559C1 (ru) * | 2011-04-27 | 2012-10-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Планшет для выбора объектов наблюдения с орбитального космического аппарата |
| US9217389B1 (en) | 2011-11-10 | 2015-12-22 | Blue Origin, Llc | Rocket turbopump valves and associated systems and methods |
| JP6426364B2 (ja) * | 2014-04-04 | 2018-11-21 | 株式会社アストロスケール | デブリ除去装置及びデブリ除去システム |
| RU2750349C2 (ru) * | 2014-08-26 | 2021-06-28 | Астроскейл Израэл Лтд. | Система и способ стыковки для спутников |
| US11104459B2 (en) | 2017-04-13 | 2021-08-31 | Northrop Grumman Systems Corporation | Systems for capturing a client vehicle |
| WO2019018826A1 (en) | 2017-07-21 | 2019-01-24 | Nicholson James Garret | SPACE VEHICLE MAINTENANCE DEVICES AND ASSEMBLIES, SYSTEMS, AND ASSOCIATED METHODS |
| US11492148B2 (en) | 2019-01-15 | 2022-11-08 | Northrop Grumman Systems Corporation | Spacecraft servicing pods configured to perform servicing operations on target spacecraft and related devices, assemblies, systems, and methods |
| US11174966B1 (en) | 2020-03-09 | 2021-11-16 | Blue Origin, Llc | Fluid damped check valve, and associated systems and mei'hods |
| US11391243B1 (en) | 2020-03-09 | 2022-07-19 | Blue Origin, Llc | Seal for gimbaling and/or fixed rocket engine nozzles, and associated systems and methods |
| 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 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5421540A (en) * | 1992-08-26 | 1995-06-06 | Ting; Paul C. | Method and apparatus for disposal/recovery of orbiting space debris |
-
1995
- 1995-11-13 EP EP95943583A patent/EP0741655B2/en not_active Expired - Lifetime
- 1995-11-13 JP JP51636096A patent/JP3911014B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1995-11-13 DE DE1995632522 patent/DE69532522T4/de not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0741655B2 (en) | 2010-05-19 |
| EP0741655B1 (en) | 2004-02-04 |
| DE69532522D1 (de) | 2004-03-11 |
| EP0741655A1 (en) | 1996-11-13 |
| DE69532522T2 (de) | 2005-01-05 |
| EP0741655A4 (en) | 1997-01-02 |
| DE69532522T4 (de) | 2010-11-25 |
| DE69532522T3 (de) | 2010-10-14 |
| JPH09511472A (ja) | 1997-11-18 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5806802A (en) | Apparatus and methods for in-space satellite operations | |
| US6843446B2 (en) | Apparatus and methods for in-space satellite operations | |
| US7370834B2 (en) | Apparatus and methods for in-space satellite operations | |
| US6484973B1 (en) | Apparatus and methods for in-space satellite operations | |
| WO1996015030A1 (en) | Apparatus and methods for in-space satellite operations | |
| US5803407A (en) | Apparatus and methods for in-space satellite operations | |
| US5299764A (en) | In-space servicing of spacecraft employing artificial life robotics | |
| US7438264B2 (en) | Method and associated apparatus for capturing, servicing and de-orbiting earth satellites using robotics | |
| US6845303B1 (en) | Micro-satellite and satellite formation for inverse and distributed proximity operations | |
| Goodman | History of space shuttle rendezvous and proximity operations | |
| JP3911014B2 (ja) | 宇宙でのサテライトオペレーションを行う装置および方法 | |
| WO1997031822A2 (en) | Apparatus and methods for in-space satellite operations | |
| WO2022153619A1 (en) | Method and system for multi-object space debris removal | |
| Oda | ETS-VII: achievements, troubles and future | |
| Goodman | Apollo 13 guidance, navigation, and control challenges | |
| Ueno et al. | Space robotic mission concepts for capturing stray objects | |
| Malaviarachchi et al. | A small satellite concept for on-orbit servicing of spacecraft | |
| King | Saving hubble | |
| Belyaev et al. | From the First Manned Mission into Space to the Permanently Manned Orbital Station | |
| Whitsett | Role of the Manned Maneuvering Unit for the Space Station | |
| Mody et al. | An overview of space robotic operations principles for human spaceflight and exploration | |
| Rogers | The Next Step for the MMU-Capabilities and Enhancements | |
| Orloff et al. | Apollo 13: The seventh manned mission: in-flight abort 11–17 April 1970 | |
| Sarina | OMV mission operations | |
| Huber et al. | Orbital Maneuvering Vehicle (OMV) missions applications and systems requirements |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20041102 |
|
| A601 | Written request for extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601 Effective date: 20050202 |
|
| A602 | Written permission of extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602 Effective date: 20050318 |
|
| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20050502 |
|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20060808 |
|
| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20061204 |
|
| A911 | Transfer of reconsideration by examiner before appeal (zenchi) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A911 Effective date: 20061221 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20070115 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20070126 |
|
| R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100202 Year of fee payment: 3 |
|
| S111 | Request for change of ownership or part of ownership |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313113 |
|
| S531 | Written request for registration of change of domicile |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313531 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100202 Year of fee payment: 3 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110202 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120202 Year of fee payment: 5 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |