JP3934153B2 - 宇宙内人工衛星の操作装置および方法 - Google Patents

Description

本件出願は、１９９３年１１月１２日に出願された米国特許出願第０８／１５２，４５９号の一部継続出願である。
技術分野
本発明は、人工衛星の有効寿命を変え、人工衛星を点検し、宇宙軌道を調整することなど、宇宙内の人工衛星の操作装置および方法に関する。
より詳細には、本発明は、通信、気象観測、宇宙観測およびこれに類する機能を行う人工衛星の有効寿命を伸ばし、あるいは、変えるためのかかる装置および方法に関するものである。
本発明は、また、宇宙空間において、複雑な宇宙内燃料補給あるいは修理機能を行うことなく、かかる人工衛星の有効寿命を伸ばすためのかかる装置および方法に関するものである。
本発明は、さらに、人工衛星を計画どおりに軌道から外して、再突入させ、あるいは、使用済みの人工衛星を再度ブーストして、より高い軌道あるいは他の軌道に移し、人工衛星が軌道から外れるのを遅らせ、あるいは、静止位置、あるいは、他の操作または非操作軌道などに、人工衛星を位置させるための装置および方法に関するものである。
本発明は、さらにまた、操作あるいは非操作人工衛星の状態を決定するためにその点検などの種々の近接操作をおこなうための装置および方法に関するものである。
背景技術
現在のエレクトロニクスの高い信頼性のために、多くの人工衛星の寿命切れ（ＥＯＬ）は、衛星内推進剤の枯渇ならびに安定化および軌道制御を含む方向指示、指向などのためのこれに対応する姿勢および位置制御の損失によって決まる。ＥＯＬを伸ばすために、従来、提案されたアプローチは、他の宇宙船から補給することによって人工衛星のタンク内に推進剤を満すことである。あるいは、目標人工衛星に、他の外部推進剤タンクを機械的に取付けることによっても、この目的を達成すまことができるであろう。
通常の推進剤の枯渇によるＥＯＬに加えて、人工衛星が、初めに、適切でない軌道に送られる場合が、数多くあった。このような軌道は、付加的な推進操縦によって、修正することができた。しかしながら、人工衛星内推進剤を用いて、人工衛星を所望の軌道に動かすと、それに対応して、人工衛星の有効寿命が短くなるという結果が生ずる。ある場合には、初期の軌道修正により、人工衛星内推進剤を完全に枯渇させてしまうため、初期の軌道修正が不可能になることもあった。
かつて、宇宙内燃料補給技術を開発する相当な努力が費やされた。しかしながら、これのためには、従来の人工衛星や危険な近接操作、燃料の流出による人工衛星の汚染の虞れ、その他の実施上の問題に対して大規模でかつ高価な修正を要していた。
逆に、人工衛星の他の機能不全、修理できない装置があること、あるいは、人工衛星の旧式化などの種々の理由により、人工衛星の作動寿命を伸ばすことができないときは、予め計画された軌道からの逸脱および再突入を行うことができることが望ましい。こうすることにより、作動できない即ち旧式化した人工衛星が、人工衛星を働らかせるのに利用できる空間をふさぎ続けることがなくなり、他の人工衛星あるいは宇宙船との衝突のおそれを減ずる。人工衛星の軌道からの逸脱および再突入を予め計画することができれば、これらの技術により、居住区域に再突入して、悲惨な結果を招く虞れを減少させることも可能となるであろう。さらに、たとえ、計画された軌道からの逸脱および再突入が必要ないとしても、あるいは、その他の方法で、人工衛星の宇宙軌道を変えることが望ましいときは、人工衛星の宇宙軌道を他の操作あるいは非操作軌道に変えるための、あるいは、有用な軌道をふさいでいる人工衛星や、軌道から外れようとしている人工衛星を再度ブーストして、それほどふさいでおらず、危険のない静止軌道に移すための装置および方法を提供することが望ましい。
発明の目的
本発明の主たる目的は、人工衛星の有効寿命を伸ばし、もしくは、変え、その宇宙軌道を変えることなどの宇宙内人工衛星の操作のための装置および方法を提供することにある。
本発明の別の目的は、人工衛星に燃料補給を行う従来技術に比して、簡単な方法によって、かつ、簡単な装置を使って、人工衛星の有効寿命を伸ばすことにある。
本発明の他の目的は、使用済みあるいは旧式化した人工衛星を設計通りに、計画通り軌道を逸脱させ、再突入させることができ、人工衛星の軌道を他の操作あるいは非操作の軌道に変えることができ、あるいは、使用済みあるいは旧式化した人工衛星を静止軌道に再度ブーストすることのできる装置および方法を提供することにある。
これらの、他の、そして、さらに他の本発明の目的および利点は、図面を参照してなされる以下の詳細な説明によって、当業者には明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
第１図は、本発明の現在好ましい実施態様にしたがって構成された延長宇宙船の斜視図である。
第２図は、第１図の延長宇宙船のサービスモジュールの一部切欠き斜視図である。
第３図は、第１図の延長宇宙船の指令モジュールの斜視図である。
第４図は、ドッキング操縦装置および目標人工衛星と第１図ないし第３図の延長宇宙船との機械的相互結合を示す図面である。
第５図ないし第７は、人工衛星を使用不能な軌道から意図した操作軌道に移し、その後、延長宇宙船と目標人工衛星のドッキングされた結合体の位置保持、及び方向指示を行うため、本発明の装置および方法によって行なわれる典型的なミッションの概要を示す図面である。
第８図および第９図は、本発明の好ましい実施態様において採用され、ドッキング、点検などの近接操作の人間による制御を可能とするリモート・コックピットシステムを示す図面である。
発明の開示
要するに、本発明の一つの実施態様にしたがい、目標人工衛星の寿命を調整する装置が提供される。この装置は、ドッキングされた人工衛星・宇宙船結合体又は組合せを形成するために用いられる延長宇宙船を備えている。延長宇宙船は、ドッキングされた人工衛星・宇宙船結合体を形成するために目標人工衛星と延長宇宙船とを機械的に連結するドッキング手段、延長宇宙船の誘導、航空及び制御システムならびに船内推進剤供給部を含んでいる。誘導、航空及び制御システムは、ドッキングされた人工衛星・宇宙船結合体の位置を制御する手段を提供する。推進剤供給部は、宇宙船と人工衛星とのランデブーおよびドッキング及び、ドッキングされた人工衛星・宇宙船結合体の位置制御を行うのに十分なものである。
本発明の好ましい実施態様においては、グローズド・ループ・テレプレゼンスのためのさらに他の装置および方法が提供され、この装置および方法においては、宇宙船内のカメラから発生された可視表示に応答して、（誘導コンピュータを含む）リモート・コックピット内の人間操作式手動制御器からのアップリンク信号によって、目標人工衛星に対する延長宇宙船の動きが制御され、ドッキング、点検などの近接操作の間、延長宇宙船の遠隔操作がなされる。
ここで使用されるように、「目標人工衛星の寿命を調整する」とは、通常、位置制御用の船内推進剤の有効性によって制限される目標人工衛星の有効寿命を伸ばすこと、あるいは、使用済みのまたは旧式になった人工衛星の軌道活動を、計画された軌道逸脱および再突入により、あるいは、人工衛星をその以前の軌道から他の軌道あるいは静止軌道に移すことによって、終了させることのいずれかを意味する。
ここで使用されるように、「ドッキングされた人工衛星・宇宙船結合体の位置を制御する」とは、地球に対するドッキングされた人工衛星・宇宙船結合体の軌道を制御すること、および／または、地球または星座に対するドッキングされた結合体の姿勢を制御することの双方を含んでいる。
本発明の別の実施態様においては、目標人工衛星の寿命を調整する方法が提供される。本発明の方法は、延長宇宙船を目標人工衛星に機械的に連結して、ドッキングされた人工衛星・宇宙船結合体を形成し、延長宇宙船の誘導、航空及び制御システムを作動して、ドッキングされた人工衛星・宇宙船結合体の位置制御をおこなうように構成されている。この方法に用いられる延長宇宙船は、ドッキングの後、ドッキングされた人工衛星・宇宙船の位置制御のための船内推進剤供給部を備えている。
本発明の好ましい実施態様においては、その方法および装置は、誘導コンピュータ、手動制御器および可視表示装置を含む「リモート・コックピット」を使用する。「制御法則」および人間操作式手動制御器に基づき、（宇宙船内テレビジョンカメラからの可視表示および姿勢、消耗品、注意／警告などの処理された他のダウンリンク入力に応答して）誘導コンピュータからのアップリンク信号により、ドッキング、点検などの近接操作の間、宇宙船を遠隔操作することができる。
発明の最良の実施態様
図面を参照すると、第１図ないし第３図には、本発明の原理にしたがって構成され、本発明の原理にしたがって使用される延長宇宙船（extension spacecraft）が示されている。宇宙船１０は、指令モジュール１１およびサービスモジュール１２を備えている。延長人工衛星は、外気圏構造をなし、密閉貨物室又はトーラス（Taurus）あるいはスペースシャトルなどの地球打ち上げ乗り物の密閉シュラウドの範囲の、宇宙へ、たとえば、ランデブー相軌道（rendezvous phasing orbit）あるいは早い低軌道に、ミッションの要求、利用可能性、コストなどにしたがって、運ばれるようになっている。たとえば、本発明のある実施態様においては、基線地球打ち上げ乗り物は、約５０００キログラムの低い地球軌道ペイロード挿入能力と約１３００キログラムの対地静止遷移軌道を有するデルタ（Delta）７９２０である。
サービスモジュール１２は、他の機能のうち、推進、パワーおよび通信支持を与え、したがって、指令モジュール１１内の対応するサブシステムに対する要求を最小のものにする指令モジュール１１のための「スペースバス」として働く。したがって、宇宙内サービスを提供するための指令モジュール１１の運転設計寿命（operations phase design lifetime）は、一定の活動期間中、目標乗り物における特定の、プログラムされた仕事に基づいて、比較的短い。あるミッションに対して、指令モジュール１１は、サービスモジュール１２と分離され、独立して働く。また、あるミッションに対しては、本出願人の付与された米国特許第５，２４２，１３５号に開示されるような宇宙トランスファー乗り物（spacetransfer vehicle）（ＳＴＶ）を、延長宇宙船１０を、打ち上げ挿入軌道（launch insertion orbit）からランデブー軌道（rendezvous phasing orbit）に移すために用いることができる。
当業者には明らかなように、ここに記載された独立した指令およびサービスモジュールによれば、ミッションの融通性が最大になり、したがって、現在、本発明の好ましい実施態様であるが、指令モジュール１１のすべての機能をサービスモジュール１２に組み込むことも可能である。
特に、第２図を参照すると、サービスモジュール１２の主たる目的は、指令モジュール１１の推進能力を増大させることにある。たとえば、指令モジュール１１が、ＳＤＩＯ 軽量・外気圏発射乗り物（Lightweight Exoatmospheric Projectile Vehicle）の変種として構成されるときには、サービスモジュール１２は、ユタ州、ノースソルトレイクシティのイントラスペース社（Intraspace Inc.,）によって、アメリカ海軍用に製造された既存の「スモール・アルティメータ」（ＳＡＬＴ）人工衛星（“Small Altimeter” satellite）の設計に基づくことができる。サービスモジュール１２は、指令モジュールアダプタリング２１、ＧＰＳアンテナ２２、Ｓ−バンドＯＭＮＩアンテナ２３、軌道挿入モータ２４、推進剤タンク２５およびバッテリ２６を備えている。中央デッキ２７には、反応制御システム２８および船内プロセッサ２９が取付けられている。これらの構成要素は、太陽電池アレイ３１が取付けられたモノコック構造３０により囲まれている。
サービスモジュール１２は、延長宇宙船・人工衛星結合体に要求される特定の移送操縦およびあらゆるランデブーおよび近接操縦を行うことができる大きさになっている。ある目標宇宙船位置に対しては、ランデブーのために延長宇宙船を位置決めするのに要するエネルギー、たとえば、目標人工衛星に対する傾斜変更に要するエネルギーは、サービスモジュール１２から利用できるエネルギーより大きいことがある。そのような場合には、ＳＴＶが、延長宇宙船１０に付け加えられ、サービスモジュール１２の推進能力が増大される。
大きな操縦のため、サービスモジュール１２には、４つの改良されたマークワード（Marquardt）Ｒ−４−Ｄ ４９０ ニュートン（１００ポンド）スラスト軸流エンジンの「クワッド」（“quad”）アレイからなる蓄積可能な二元推進剤システムが設けられている。この構造により、適当な推力・重量比が与えられ、ミッションを完了するための余分なエンジン出力能力および推進作用のない操縦の影響を最小なものとすることができる。マークワード（Marquardt）Ｒ−４−Ｄエンジンは、その高い信頼性、高いＩＳＰ（３２２秒）、完成度（８００以上、作られている。）および有効性のために選ばれている。
延長宇宙船が位置保持をしているときに目標人工衛星の汚染を防止するために、延長宇宙船の姿勢制御システムは、サービスモジュール１２の周囲でクワッド（in quad）に取付けられた１６×５ポンド（lb）の反動推進エンジンからなる窒素低温ガスシステムである。この形状が、例えば、位置保持及びドッキングのための、３軸回転及び３軸並進の両方を可能にする。
第３図を特に詳細に参照すると、指令モジュール１１が、全ての延長宇宙船操作に使用するための誘導、航空及び、制御（Guidance,Navigation,Control:ＧＮＣ）システムと、各々が約１００ポンド（lbs.）即ち490ニュートン（N）の推進力の「進路変更（divert）」反動推進エンジンを備えた主推進システムと、姿勢制御システムと、データ及び通信サブシステムを含む幾つかの主要なサブシステムとを含む。指令モジュールペイロードは、目標探索、追跡、点検用のセンサを備えた「目標検知追尾（seeker）」サブシステムと、ドッキング装置又はクランプ或いはグリッパを備えたロボットアームのような種々のサービス装置を備えたドキングシステムとからなる。
指令モジュール１１の基本形状は、ミッション計画の融通性を増大させ、インターフェイスの要求を最小にし、既存の又は開発上の小さな宇宙船の使用を最大にし、打ち上げに先立って地上で接近操作及びハードウエアの独立した試験及び実証を容易にできるように、完全に独立した輸送手段として構成されている。指令モジュール１１は、（後述するＵＨＦ−１回収ミッションに関しては）サービスモジュール１２に取付けられたままが良く、又は、取り外されて自主的に作動してもよい。従って、サービスモジュール１２は、２又は３以上の指令モジュール１１を運ぶことができる。そのような形状では、サービスモジュール１２は、一次宇宙船として働き、指令モジュールを、観察宇宙船として使用するために取外すことができる。どちらの場合でも、指令モジュール１１の分離に先立って、組合わされた指令モジュール−サービスモジュールの進路変更反動推進エンジンによって、ある種のランデブ解除マヌーバが行われることになる。
ベースラインデザイン指令モジュール１１は、小さな変更を加えたＳＤＩＯ ＰＥＡＰの変形からなる。ロケットダイナ（Rocketdyne）ＡＨＩＴビークル（Vehicle）を、ベースライン指令モジュール１１として選択する。この乗り物即ち輸送手段は、ＳＤＩＯナショナルホバーテストファシリティ（National Hover Test Facility）で、何回かのフルアップホバーテストを完了している。現在の形状では、その重量は、１.７キログラムの推進剤を含み、１０.２キログラムである。それは、毎秒３５７メートルの速度増加デルタを生じる。
この形状では、指令モジュールは、低温ガス姿勢制御システム反動推進エンジン３２と、サービスモジュールのエンジン（５ポンド）より著しく高い推進力（４９０ニュートン、１００ポンド）を有する２つの進路変更反動推進エンジン３３とを有する。これらの進路変更反動推進エンジン３３は、サービスモジュール１２から目標人工衛星に向かう視線に沿って、整列させられる。これらの反動推進エンジン３３は、目標人工衛星の汚染を排除するために、目標人工衛星のごく近くでは使用されることがない。ＡＨＩＴビークルの残りの２つの反動推進エンジンは、取外される。
進路変更用反動推進エンジンの前方整列により、目標検知追尾組立体を目標人工衛生に向けて連続的に差し向けさせ、かくして、制動操縦（braking maneuvers）を行う位置（site）の目標線と反対に延長宇宙船を１８０度回転させる必要性をなくす。サービスモジュール１２のエンジン２４を、制動を行うのに使用することができるけれども、これらのエンジンの低推進レベル（総計９.０６kg（２０ポンド））により、はるかに長い燃焼時間、点火時間における非常に短い余裕、燃焼期間、軌道位置及び相対速度を生じさせる。
第５図乃至第７図は、本発明の装置及び方法によって達成される代表的な飛行計画を示す。この計画は、故障した打ち上げ乗り物によって１９９３年３月２９日に非操作軌道に打ち上げられた海軍のＵＨＦ−１人工衛星の回収を想定している。次いで、海軍は、ＵＨＦ−１人工衛星が完全に難破しているとの声明を出した。現在、ＵＨＦ−１人工衛星４１は、近地点１１８ｎｍ（海里）、遠地点１９３６５ｎｍ（海里）、傾斜角２７度の、実質的に対地静止トランスファー軌道５１にある。第５図乃至第７図に示す回収飛行概要は、軌道を円形（circularizing）にし、傾斜角をほぼ０度に減ずることによって、静止軌道（ＧＥＯ）５２への人工衛星４１の投入を達成するように設計されている。
この計画を達成するため、地球打ち上げ乗り物５３によって延長宇宙船１０を地球から、近地点１８０ｎｍ（海里）、遠地点ほぼ１９３４５ｎｍ（海里）、傾斜角２７度のランデブー相軌道（ＲＰＯ）５４に打ち上げる。延長宇宙船１０のＲＰＯへの投入後、共通楕円シーケンス開始（Coeliptic Sequence Initiation、以下「ＣＳＩ」と呼ぶ）と、一定のデルタ高度（Constant Delta Height、以下「ＣＤＨ」と呼ぶ）と、ターミナルフェイズ開始（Terminal Phase Initiation、以下「ＴＰＩ」と呼ぶ）と、制動（Braking）とからなる、４−インパルスシーケンス（four-impulse sequence）が開始される。ＣＳＩは、相対高さと、延長宇宙船１０と目標人工衛生４１との間の位相角との所望の比を確立する。ＣＳＩはまた、引き続く操作（maneuvers）に基づいて、標準点灯状態（standard lighting conditions）及び目標４１への最終アプローチのトランスファ時間を確立する。ＣＤＨは、延長宇宙船１０と目標人工衛生との間の一定の高度差（constant differential altitude）を確立する。ＴＰＩは、目標人工衛星４１の軌道５２上の特定の時間と位置で目標人工衛星４１を捕らえる延長宇宙船の軌跡を確立する。１３０度の計画通りのトランスファー間隔（nominal transfer interval）を使用して、推進剤の使用を最適化し、最終アプローチ中十分な制御オーソリティを行い、捕捉の後半部分中零近くのように（スターフィールドに対する）目標人工衛星４１の明瞭な惰性運動を保証し、トランスファーが照準線（line of the sight）に沿っていることを保証する。制動は、特定の範囲／速度（rate）の「ゲート（gates）」で行われる一連の別個の操作として行われ、各ゲートは、実際の範囲／速度が予め計画された値に減じられる、目標からの一定範囲で生ずる。これらのゲートの操作は、乗り物と０との間の相対速度を徐々に減ずる。延長宇宙船１０と目標人工衛星４１とのドッキング後、ドッキングされた組合せ５７は、次いで、一連の操作を行い、ドッキングされた組合せ５８の近地点を（第７図に破線で示す）中間軌道まで上げ、近地点を１９３６５ｎｍ（海里）まで上げ、傾斜角を０近くまで減じ、ドッキングされた組合せを最終作動軌道（ＧＥＯ）５２に置く。
第８図及び第９図は本発明の好ましい実施形態の装置及び方法を示し、この実施形態はランデブー及び接近運転、例えば点検及びドッキングの人間制御用の「リモートコックピット」６０を有する。地上又は宇宙船上に置かれるリモートコックピット６０は、制御法則を収容する誘導、航空及び制御装置コンピュータ６１と、制御装置６７と、変数表示器６２とを有する。制御装置６７はパイロット操作式並進手動制御器６３と、回転手動制御器６４と、エンジンオン・オフスイッチ６５とを有する。アップリンクの制御信号６８及びダウンリンクの宇宙船運動変数信号６９を発生する適当な信号処理器６６が設けられている。制御装置６７及びその関連した信号処理器６６からの処理された制御信号７１（「パイロット入力」）は宇宙船７２にアップリンクされ、一方、宇宙船７２はダウンリンクの運動変数信号６９をＧＮＣコンピュータ６１に与えて表示装置６２の信号処理器６６への表示変数信号７３を発生させる。
当業者が発明を理解し且つ実施する事ができるように発明を説明し、好ましい実施形態を示したが、発明の範囲を以下において請求する。

Claims (3)

1. 無人目標人工衛星の寿命を伸ばす方法であって、
   （ａ） 無人延長宇宙船を、軌道を回っている無人目標人工衛星の近接内へ遠隔的に移動させ、
   （ｂ） 前記延長宇宙船を前記目標人工衛星に機械的に連結してドッキングした人工衛星−宇宙船結合体を形成し、前記延長宇宙船は、
   （ｉ） 前記延長宇宙船及び前記ドッキングした人工衛星−宇宙船結合体の位置制御のための誘導、航空及び制御装置と、
   （ii） 前記目標人工衛星の寿命を伸ばすための船内推進剤供給部と、を含み、
   （ｃ） 前記延長宇宙船の前記誘導、航空及び制御装置を作動して前記目標人工衛星の寿命を伸ばす、前記方法。
2. 無人目標人工衛星の寿命を伸ばす方法であって、
   （ａ） 無人延長宇宙船を、意図されてない軌道に意図的でなく位置して、軌道を回っている無人目標人工衛星の近接内へ遠隔的に移動させ、
   （ｂ） 前記延長宇宙船を前記目標人工衛星に機械的に連結してドッキングした人工衛星−宇宙船結合体を形成し、前記延長宇宙船は、
   （ｉ） 前記延長宇宙船及び前記ドッキングした人工衛星−宇宙船結合体の位置制御のための誘導、航空及び制御装置と、
   （ii） 前記目標人工衛星の寿命を調整するための船内推進剤供給部と、を含み、
   （ｃ） 前記延長宇宙船の前記誘導、航空及び制御装置を作動して前記人工衛星−宇宙船結合体を意図されてない軌道から第２の意図された軌道に移動させ、
   （ｄ） 前記第２の意図された軌道の目標人工衛星を作動する、前記方法。
3. 前記延長宇宙船の前記誘導、航空及び制御装置の継続作動によって前記目標人工衛星の寿命を伸ばす段階を更に有する、請求項２に記載の目標人工衛星の寿命を伸ばす方法。

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