JP5333939B2 - 位置を同時に高精度で特定することにより、編隊飛行する必要がある宇宙機の配備を制御するシステム - Google Patents

Description

本発明は、ミッションを集合的に遂行するために編隊での移動を目的とする宇宙機、例えば衛星等に関し、特に、選択された構成を示す編隊の構築を目的とする宇宙空間でのかかる宇宙機の配備の制御に関する。

特定の編隊飛行ミッションでは、宇宙機（例えば、衛星（又は「フライヤ」））を隔てる距離は、配備後、小さくなければならず、又は実際に非常に小さくなければならない（例えば、約１０ｍ）。

配備は、最初、自律的相対制御に都合の良い動力学的条件下で全宇宙機を「局内」に入れるように計画される。この配備は、１つ又は複数の個別の発射装置を使用して１機又は複数のコンポジットを打ち上げることによって開始することができる。ここで、「コンポジット」という用語は、数機の宇宙機を一時的に輸送するモジュールであって、推進手段を備え、推進手段がもはや有用でなくなるとすぐに、そこから宇宙機が分離するモジュールを意味する。配備は、全宇宙機を遷移軌道上で直接放つことによって行うこともできる。

配備を開始するこういった技術は、控えめに言っても２つの共通した欠点を生じさせる。衛星間隔は、衛星間の可視性が保証されないようなものである可能性があり、且つ宇宙機を最終的な相対移動と共に「ランデブ」させることがあり、これは衝突の危険を誘発し得る。ここで、「ランデブ」という用語は、全宇宙機が、相対位置決め計測システム、例えば、衛星間無線周波（ＲＦ）リンク（機内ＲＦ相対計測手段によって画定される）の最大範囲に等しい直径、すなわち、この例では通常８ｋｍであるランデブ空間（ｒｅｎｄｅｚｖｏｕｓ ｓｐａｃｅ）と呼ばれる球内にある瞬間を意味する。

今日、編隊配備技術は実際には実施されたことがない。宇宙機を天体に対して位置決めする技術のみが周知であり、極められている。これは、地上に設置された局により、宇宙機の連続位置を測定すること、及びこれも地上で、位置測定に応じて天体に対して宇宙機を位置決めすることを目的とするマヌーバ（ｍａｎｅｕｖｅｒ）を決定することにある。こういったマヌーバは、その後、宇宙機が機内変位手段（ノズル及び／又はアクチュエータ）の助けによりマヌーバを実行するように、宇宙機に（遠隔）送信される。

一般の認めるところでは、２、３の配備手続きが提案されたが、これらのいずれも打ち上げから局配置（ｓｔａｔｉｏｎｉｎｇ）（編隊内の最終位置）までの間に衛星間ＲＦリンクを失う可能性を考慮していない。ここで、単一の発射装置により打ち上げられる場合、ＲＦ範囲球（すなわちランデブ球）の整合が必ずしも保証されるわけではない。さらに、宇宙機が、各宇宙機に及ぼされる力の差を補償するのに十分なマヌーバ機能を必ずしも有するわけではない。

さらに、いくつかの発射装置により打ち上げる場合、種類の異なる要素（コンポジット及び宇宙機）を通信させることに関して今まで何の考慮もされていない。この場合、衛星間隔はＲＦ範囲よりもはるかに大きいため、このように通信するには必然的に外部手段に頼る必要がある。この外部手段は、位置測定の実行を担当し、宇宙機のマヌーバを決定し、ＲＦ範囲に適合する精度でのランデブを確保しながら宇宙機を各標準軌道に従わせるように、波の声により（ｂｙ ｖｏｉｃｅ ｏｆ ｗａｖｅ）軌道補正の形態でこれらマヌーバを送信する地上の局でしかあり得ない。

したがって、本発明の目的はこの状況を改善することである。

このために、マヌーバ手段が設けられ、選択された編隊に従って移動することを目的とする少なくとも２機の宇宙機の配備を制御する専用のシステムであって、一方では宇宙機の軌道位置を略同時に高精度で特定することを担う第１の測定手段と、他方では編隊を選択された構成にするように、選択された瞬間に基準軌道に対して選択された位置に、この基準軌道上の主機の時間法則（ｔｉｍｅ ｌａｗ）に関して各宇宙機を実質的に位置決めすることを目的とするマヌーバを宇宙機ごとに軌道位置に応じて決定することを担う第１の計算手段とを備える制御装置（オプションとして地上に設置される）を備えるシステムが提案される。

本発明による制御システムは、個別又は組み合わせて取り込むことができる他の特徴を含むことができる。
−主機は、編隊の宇宙機のうちの１つ（この場合、その他の宇宙機は従機と呼ばれる）又は編隊全体を表すダミー機（例えば、編隊の重心に配置される）のいずれかである。
−第１の計算手段は、基準軌道上の主機の時間法則に関して、選択された瞬間に基準軌道に対して選択された位置に、且つ実質的に主機に対して選択された相対速度（例えば、略０）で、各宇宙機を位置決めすることを目的とするマヌーバを決定することを担うことができる。
−制御システムは、一方では各宇宙機に設置される第２の相対計測手段であって、宇宙機がいわゆるランデブ空間内にあるときに、少なくとも、各自の宇宙機の、その他の宇宙機の少なくともいくつかに相対する位置の測定を実行することを担う、例えば無線周波式（ＲＦ）の第２の相対計測手段と、他方では各宇宙機に設置される第２の計算手段であって、少なくとも相対位置測定に基づいてその他の宇宙機のうちの少なくともいくつかとの衝突リスクを推定し、衝突リスクが選択値を超えた場合、とるべき局所瞬間回避（ｌｏｃａｌ ａｎｄ ｆｌｅｅｔｉｎｇ ａｖｏｉｄａｎｃｅ）マヌーバを決定することを担う第２の計算手段と、を備えることができる。
−第２の相対計測手段は、各自の宇宙機のその他の宇宙機のうちの少なくともいくつかに対する相対速度の少なくとも測定並びにオプションとして推定を実行することを担うことができる。この場合、第２の計算手段は、少なくとも相対位置測定及び／又は相対速度の測定若しくは推定に基づいて、その他の宇宙機のうちの少なくともいくつかとの衝突リスクを推定することを担う。
−第２の相対計測手段及び第２の計算手段は、発射装置から各宇宙機が切り離される間に遅くとも始動することができる。
−第１の測定手段は、地上の選択された地点に設置される少なくとも２つの測定局であって、各測定局は、少なくとも、様々な宇宙機から各測定局を隔てる距離を略同時に測定することを担う少なくとも２つの測定局、並びに少なくとも略同時の距離測定に基づいて宇宙機の軌道位置を特定することを担う処理手段を含むことができる。
−第１の測定手段は、「デルタＤＯＲ」（「Ｄｅｌｔａ Ｄｉｆｆｅｒｅｎｔｉａｌ Ｏｎｅ ｗａｙ Ｒａｎｇｅ」）と呼ばれる技術により宇宙機の軌道位置を特定することを担うことができる。

本発明は、上に提示した種類の配備制御システムの部分を形成することを目的とする制御装置も提案する。

本発明は、同種の宇宙機内において編隊で移動することを目的とする宇宙機（例えば、衛星等）であって、マヌーバ手段と、上に提示した種類の配備制御システムの第２の相対計測手段及び第２の計算手段と、を備える宇宙機も提案する。

本発明の他の特徴及び利点が、以下の詳細な説明及び添付図面を吟味することから明らかになるものとする。添付図面は、本発明を補足する役割を果たすのみならず、適宜、本発明の定義に貢献する役割も果たすことができる。

本発明の目的は、選択された構成を示す編隊の構築を目的として宇宙空間での宇宙機の配備を制御できるようにすることである。

以下、例示及び非限定的な例として、宇宙機が、地球又は宇宙の観測ミッションを遂行するために編隊で飛行する（又は飛行を目的とする）観測衛星（オプションとして「フライヤ」型）であるものとみなす。

しかし、本発明はこの種類の宇宙機に制限されない。本発明は、実際には、選択された構成（オプションとして変更可能な）に従って編隊で飛行することを目的とするすべての宇宙機に関連する。

本発明は、（宇宙）機がそれぞれの発射装置から、並びにオプションとして１つ又は複数のコンポジット（又は自律推進手段を有する輸送モジュール）から切り離された後、介入する。

本発明は、マヌーバ手段ＭＤｉが設けられ、選択された編隊に従って移動することを目的とする少なくとも２機の宇宙機ＥＳｉの配備を制御することを目的とするシステムを提案する。ここで、「配備」という用語は、不変的（であるが変更可能）に選択された構成（又は幾何学的形状）を示す編隊を構築するように宇宙機ＥＳｉを互いに関して位置決めできるようなフェーズを意味する。

図１に示される例では、編隊飛行することを目的とする２機のみの宇宙機ＥＳ１及びＥＳ２（ｉ＝１及び２）が示されている。しかし、本発明はこの数に制限されない。本発明は、実際には、２機以上であれば、任意の数の宇宙機に関連する。

本発明による配備制御システムは、地上に設置される少なくとも１つの制御装置であって、第１の測定手段ＭＭ１ｊ及びＭＴ並びに第１の計算モジュールＭＣ１を備える少なくとも１つの制御装置を備える。

以下、例示及び非限定例として、制御装置が地上に設置されるものとみなされる。しかし、これは必須ではない。実際には、その場所は（例えば）飛行中の衛星のコンステレーションに関してもたらされると考えることも可能である。この場合、制御装置は、同期クロックを保有するコンステレーションの衛星に設置される。

第１の測定手段ＭＭ１ｊ及びＭＴは、配備フェーズ（特に、宇宙機をランデブ空間内に入れなければならないいわゆるクルーズサブフェーズ中に）にある宇宙機ＥＳｉの軌道位置を略同時に高精度で特定することを担う。ここで、「ランデブ空間」という用語は、２機の宇宙機間の無線周波範囲（ＲＦ）に略等しい直径の球を意味する。この範囲は現在約８ｋｍである。

ここで、高精度という用語は、通常、約百万ｋｍの距離に対して数十ｍ又は実際には数百ｍの程度の精度を意味する。

この種の精度を達成するために、例えば、ＥＳＯＣ及びＪＰＬにより開発され、例えばインターネットアドレスｈｔｔｐ：／／ｗｗｗ．ｉｓｓｆｄ．ｄｌｒ．ｄｅ／ｐａｐｅｒｓ／Ｐ０１１８．ｐｄｆでアクセス可能な記事において説明されているデルタＤＯＲ（「Ｄｅｌｔａ Ｄｉｆｆｅｒｅｎｔｉａｌ Ｏｎｅ ｗａｙ Ｒａｎｇｅ」）と呼ばれる技術を使用することが可能である。

かかる技術は、約１５０万ｋｍの距離（これは、地球に関してラグランジュ２（Ｌ２）点に対応する）に対して約２５ｍの精度を得ることを可能にする。この技術の実施には、例えば地球の地上に設置された少なくとも２つの測定局ＳＴｊ（ここで、ｊ＝１及び２）及び局ＳＴｊに結合される処理モジュールＭＴが必要である。

異なる向きを有して同期された遠隔測定手段による宇宙機の観測に頼って軌道位置を特定する当業者に既知の他の任意の技術を使用してもよい。

各（測定）局ＳＴｊは、宇宙機ＥＳｉに向けられた信号（例えば、無線周波（ＲＦ）信号−ＲＦは計測及び通信リンクの両方として機能する）を発し、反射された信号を集め、それから略同時に様々な宇宙機ＥＳｉから隔てられた距離（範囲測定）並びに（例えば、ドップラー測定により）好ましくは宇宙機ＥＳｉの半径方向速度を推定することが可能な第１の測定モジュールＭＭ１ｊを備える。局ＳＴｊが宇宙機ＥＳｉに対して測定を略同時に実行することにより、すべての宇宙機に共通する絶対測定での誤差を防ぐことが可能になる。

処理モジュールＭＴは、距離測定及びオプションの半径方向速度測定に基づいて様々な宇宙機ＥＳｉの軌道位置を特定することを担当し、これは、局ＳＴｊの第１の測定モジュールＭＭ１ｊにより（地上局ＳＴｊの同期クロックの精度で）同時に行われる。軌道位置は、例えば、軌道力学により提供される宇宙機ＥＳｉの軌道を予測するモデル及び地上局ＳＴｊにより実行される測定のモデルに基づき、カルマンフィルタ式の位置／速度測定の組のある時間にわたっての再帰的フィルタリングにより特定される。

図１に示すように、処理モジュールＭＴは、例えば、局ＳＴｊから物理的に切り離された計算センタＣＣに設置することができる。しかし、変形形態として、局ＳＴｊの１つに設置してもよい。

制御システムの第１の計算モジュールＭＣ１は、第１の測定手段ＭＭ１ｊ及びＭＴにより同時に特定される軌道位置に応じての各宇宙機ＥＳｉのマヌーバ（又はマヌーバプラン）の決定を担う。特に、第１の計算モジュールＭＣ１は、基準軌道ＴＲ上の主機の時間法則に関して、この基準軌道ＴＲに対して選択された瞬間に選択された位置（又はランデブポイント）ＰＲに宇宙機を実質的に位置決めすることを目的とするマヌーバを宇宙機ＥＳｉごとに決定する。

ここで、「時間法則」という用語は、基準軌道ＴＲ上の主機の移動を支配し、したがって、基準軌道ＴＲに関して各瞬間でのその理論上の位置（並びにオプションとしてそのベクトル速度）の特定を可能にする法則を意味する。

さらに、ここで、「マヌーバ」という用語は、地上から宇宙機ＥＳｉに（遠隔）送信され、宇宙機がランデブに向かって操縦されるように宇宙機の現在の軌道を補正することを目的とする１つ又は複数のコマンドを意味する。

図に示すように、主機は、例えば、編隊の宇宙機のうちの１つ（ＥＳ１）である。この場合、その他の宇宙機ＥＳ２は従機と呼ばれる。この場合、第１の計算モジュールＭＣ１はまず、実質的に主機ＥＳ１を選択された基準軌道ＴＲ上に位置決めすることを目的とするマヌーバを決定する。次に、従機ＥＳ２ごとに、基準軌道ＴＲ上の主機ＥＳ１の時間法則に関して、実質的に従機を基準軌道ＴＲに対して選択された位置（又はランデブポイント）ＰＲに位置決めすることを目的とするマヌーバを決定する。

しかし、変形形態では、主機は、編隊全体を表すダミー機であってよい。例えば、このダミー機は編隊の重心に配置され、その軌道は基準軌道ＴＲである。この場合、編隊のすべての宇宙機ＥＳｉは従機である。この場合、第１の計算モジュールＭＣ１はまず、ダミー（主）機の基準軌道ＴＲを特定する。次に、宇宙機ＥＳ１、ＥＳ２ごとに、基準軌道ＴＲ上のダミー（主）機の時間法則に関して、選択された瞬間に基準軌道ＴＲに対して選択された位置（又はランデブポイント）ＰＲに実質的に位置決めすることを目的とするマヌーバを決定する。

以下、例示及び非限定例として、主機が編隊の宇宙機ＥＳ１であるものとみなされる。

各従機ＥＳ２に対して、主機ＥＳ１に対するその最終位置を実質的に構成し、したがって選択された編隊内にある選択位置ＰＲが対応する（さらに後述する任意の局所及び最終的な補正以内まで）ことに留意することが重要である。したがって、目的は、各従機ＥＳ２ごとに、基準軌道ＴＲに関して従機ＥＳ１に対する特定のランデブポイントＰＲを決定し、次に、従機をこのランデブポイントＰＲに到達させるマヌーバを決定することである。ランデブポイントＰＲとは、例えば、最初の５つの軌道パラメータ（６番目のパラメータである、例えば軌道上の位置はフリーである）によって画定される５つの寸法を有する空間の点である。

こうして第１の計算モジュールＭＣ１により上記宇宙機ＥＳｉに対して画定される「マヌーバプラン」により、選択された構成に従った編隊を構築することが可能である。

図１に示すように、第１の計算モジュールＭＣ１は、例えば、計算センタＣＣに設置することができる。しかし、変形形態として、局ＳＴｊのうちの１つに設置してもよい。

マヌーバプランは、例えば、（計算センタＣＣが第１の計算モジュールＭＣ１を含み、適した伝送手段を有する場合）計算センタＣＣにより、又は地上局ＳＴｊのうちの１つにより様々な宇宙機ＥＳｉに転送される。

場合によっては、従機ＥＳ２を特定のランデブポイントＰＲに到達させるために、いくつかの連続したマヌーバプランが必要になり得ることに留意されたい。したがって、第１の測定手段ＭＭ１ｊは、例えば第１の計算モジュールＭＣ１により、定期的又は指示されたときに距離の測定並びに好ましくは半径方向速度の測定を実行するように構成することができる。

好ましくは、計算モジュールＭＣ１が従機ＥＳ２に対して決定するマヌーバ（又はマヌーバプラン）は、基準軌道ＴＲに対して実質的に選択された位置（又はランデブポイント）ＰＲのみならず、主機ＥＳ１に対して選択された相対速度で従機ＥＳ２を選択された瞬間に位置決めすることを目的とする。この相対速度は、例えば、選択された構成に編隊をフリーズさせるように実質的にゼロに等しく選択される。

これは、主機ＥＳ１の推定され、場合によっては補正された時間法則、すなわち位置及び速度を総合的に考慮して推定される時間法則によって行われる。カルマンフィルタは、所与の計画対象期間にわたる距離並びに好ましくは半径方向速度の測定の累積によりすべてを同時に推定する。予測は、時間と共に最後の測定から外れるバイアスを有する将来の時間法則も与える。

従来、宇宙機ＥＳｉは、宇宙機ＥＳｉに決定されたマヌーバを地上から受信すると、それらマヌーバを、宇宙機ＥＳｉに含まれる軌道補正モジュールＭＣＯｉに伝達する。軌道補正モジュールＭＣＯｉは、半自律機内制御ソフトウェアの一体部分であり、頭字語ＧＮＣ（「ガイダンスナビゲーション及びコントロール」）でよりよく知られ、ＧＮＣの各タイムスステップで、地上から受信したマヌーバ命令を力及び／又はトルクに変換し、次に、これら力及び／又はトルクをコマンドに変換し、これらコマンドを理解可能な形態でその宇宙機ＥＳｉのマヌーバ手段ＭＤｉに送信することを担う。

マヌーバ手段ＭＤｉはいかなる種類のものであってよい。特にノズル及び／又はアクチュエータ、特にインパルスマヌーバ用には化学的なもの、又は特に連続推進マヌーバ用には冷ガス、電磁場放射、又は電磁場放射に基づくプラズマ的なものを含むことができる。

変形形態として、各宇宙機ＥＳｉの絶対位置を推定するのではなく、各地上局ＳＴｊの測定の差分に基づいて相対位置を判断してもよいことに留意されたい。この差分量の共分散が大きい場合には、カルマンフィルタの一定データに入力されると、推定精度を改良することが可能である。使用される予測モデルは、一方の宇宙機ＥＳｉ、例えば主機の絶対位置測定が前に行われたものと仮定して、２機の所与の宇宙機ＥＳｉの外乱差分の予測モデルである。

制御システムは、好ましくは、地上に設置される制御装置（ＭＭ１ｊ、ＭＴ、ＭＣ１）に対する補足として、少なくとも各従機ＥＳ２（並びにオプションとして主機ＥＳ１）に設置される第２の相対計測手段ＭＭ２ｉ及び第２の計算モジュールＭＣ１を含む。

第２の相対計測手段ＭＭ２ｉは、宇宙機がランデブ空間内にあるとき、すなわち測定が無線周波（ＲＦ）式の場合には電波範囲内にあるときに、それが設置された宇宙機ＥＳｉの、その他の宇宙機ＥＳｉ’のうちの少なくともいくつかに対する相対位置の少なくとも数組の同時測定を実行することを担う。

第２の相対計測手段ＭＭ２ｉは、無線周波以外の種類であってもよい。

第２の相対計測手段ＭＭ２ｉは、オプションとして、相対位置の数組の同時測定を補足し、各自の宇宙機ＥＳｉに対するその他の宇宙機ＥＳｉ’の相対位置のうちの少なくともいくつかをより細かく特定できるようにする相対速度測定を実行することもできる。

各第２の計算モジュールＭＣ２ｉは、少なくとも、関連する第２の相対計測手段ＭＭ２ｉにより実行される相対位置の測定及びオプションの相対速度の測定に基づいて、その宇宙機ＥＳｉと測定を受けた他の各宇宙機ＥＳｉ’（ｉ≠ｉ’）との衝突リスクを推定することを担う。例えば、第２の計算モジュールＭＣ２ｉは、測定を受けた各宇宙機ＥＳｉ’に宇宙機ＥＳｉと衝突する確率を表す値を送る。第２の計算モジュールＭＣ２ｉは、次に、各確率値を閾値と比較することができ、確率値が閾値よりも大きい場合（すなわち、衝突リスクがある場合）、その宇宙機ＥＳｉが少なくとも１機の他の宇宙機ＥＳｉ’を避けられるようにすることを目的とする局所瞬間回避マヌーバを決定する。

衝突リスク推定の精度を向上させるために、第２の相対計測手段ＭＭ２ｉは、それぞれの宇宙機ＥＳｉの、距離測定及び相対方向測定を受けた他の各宇宙機ＥＳｉ’に対する相対位置及びオプションとして相対ベクトル速度の推定（予測）の実行を担うこともできる。したがって、例えば、測定の比較開始から測定の最後の瞬間まで位置及び相対速度、すなわち時間法則を付与し、したがって、アクチュエータ及び擾乱差分の影響が分かっているという条件付きで、それら値を将来に外挿できるようにするカルマンフィルタを含むことができる。将来への推定（外挿）のバイアスが時間と共に増大することに留意されたい。先験的には、カルマンフィルタはバックアップモードで使用されないが、これを考えることが可能である。

第２の計算モジュールＭＣ２ｉは、相対位置の測定及び／又は推定並びにオプションとして相対速度の測定及び／又は推定に基づいて、その宇宙機ＥＳｉと測定を受けた他の各宇宙機ＥＳｉ’との衝突リスクの推定を担う。

第２の相対計測手段ＭＭ２ｉ及び第２の計算モジュールＭＣ２ｉは、少なくとも各従機ＥＳ２に設置され、当業者が一般に衝突防止（又は回避）装置と呼ぶものを構成する。当業者に既知の任意の種類の衝突防止（又は回避）装置を宇宙機ＥＳｉに使用することが可能である。

第２の計算モジュールＭＣ２ｉにより決定される回避マヌーバは、好ましくは、その宇宙機ＥＳｉに対して地上で決定されるマヌーバ（又はマヌーバプラン）よりも優先される。したがって、第２の計算モジュールＭＣ２ｉは、宇宙機ＥＳｉが回避マヌーバを実行しなければならないと決定した場合、その都度、回避マヌーバを関連する軌道補正モジュールＭＣＯｉ（例えば、ＧＮＣ式の）に伝達する。軌道補正モジュールＭＣＯｉは、回避マヌーバを軌道補正コマンドに変換し、次に、軌道補正コマンドを宇宙船ＥＳｉのマヌーバ手段ＭＤｉに送信し、それにより、マヌーバ手段ＭＤｉは軌道補正コマンドを実行する。

好ましくは、少なくとも各従機ＥＳ２に設置される第２の相対計測手段ＭＭ２ｉ及び第２の計算モジュールＭＣ２ｉは、宇宙機が発射装置から、又は宇宙機を一時的に輸送するコンポジットがある場合にはコンポジットから切り離されるときに遅くとも始動（起動）できるように設計される。したがって、各宇宙機ＥＳｉは、配備フェーズの開始からすぐに衝突検出の対象をなすことができる。

従機ＥＳ２が特定のランデブポイントＰＲに到達したときに、主機ＥＳ１が基準軌道ＴＲからわずかにずれていた、且つ／又は時間法則に正確に従っていなかった、且つ／又は従機ＥＳ２に対する相対速度が地上で選択されたものではなかったということが起こり得る。この場合、従機ＥＳ２の特定のランデブポイントＰＲ及び／又は相対速度を補正しなければならない。地上で実行される測定が十分に精密ではない場合、宇宙機ＥＳｉに設置された第２の相対計測手段ＭＭ２ｉ及び第２の計算モジュールＭＣ２ｉは、主機ＥＳ１の実際の位置に関しての宇宙機ＥＳｉの正確な位置決めを担うことができる。実際には、第２の相対計測手段ＭＭ２ｉ及び第２の計算モジュールＭＣ２ｉは、主機ＥＳ１に対する従機ＥＳ２の相対位置（及び相対速度）を特定し、次にそれ（それら）を計画された相対位置（及び／又は計画された相対速度）と比較し、計画された相対速度で主機ＥＳ１に対して正しく精密に位置決めされるように、従機ＥＳ２が実行しなければならない補正マヌーバを決定することができる。この最終補正は、機内で完全に自律的に行うことができるが、地上からの要求でトリガされるか、又は従機ＥＳ２が地上により最初に決定されたランデブポイントＰＲに到着した後、自律的にトリガされる。

第１の計算モジュールＭＣ１、第２の計算モジュールＭＣ２ｉ、軌道補正モジュールＭＣＯｉ、及び処理モジュールＭＴは、電子回路、ソフトウェア（又はコンピュータ）モジュール、又は回路とソフトウェアとの組み合わせの形態で具体化することができる。

本発明により、電波範囲（通常８ｋｍ）よりも大きな距離にわたって主機からはぐれた宇宙機（従機）を編隊内に再統合することが可能になることに留意されたい。

さらに、主機の最終軌道に対して各ランデブポイントを画定することを選択することにより、クルーズ（又は移動）サブフェーズ中の制御問題が、衝突防止機能のオプションの（且つ好ましい）実施を除き、回避されることに留意されたい。これにより、このサブフェーズ中の軌道補正モジュール（ＧＮＣ）の作業を簡易化し、したがって、ナビゲーション及びガイドに関連する要件に関して低減されるため、消費を最適化することが可能になる。

本発明は、単なる例としての上記の制御システム、制御装置、及び宇宙機の各実施形態に制限されず、添付の特許請求の範囲内の当業者が考え得るあらゆる変形形態を包含する。

制御装置のうちの第１の測定手段及び第１の計算手段が地上（地上局）に設置される本発明の一実施態様を上述した。しかし、制御装置のうちの第１の測定手段及び／又は第１の計算手段は、同期クロックを保有する飛行中のコンステレーションの衛星内に設置してもよい。例えば、制御装置のうちの第１の測定手段は、飛行中のコンステレーションの衛星に設置してよく、制御装置のうちの第１の計算手段は、地上にある局に設置される。この場合、選択された構成に従って配置されなければならない宇宙機の配置は、飛行中の衛星のコンステレーションに関して行われる。

本発明による制御システムによる２機の宇宙機の例示的な配備を非常に概略的に示す。

Claims (15)

1. 局で決定されたマヌーバに従って動作し、宇宙機（ＥＳｉ）の移動を制御するマヌーバ手段（ＭＤｉ）が設けられ、選択された編隊に従って移動することを目的とする少なくとも２機の編隊飛行する必要がある宇宙機（ＥＳｉ）の配備を制御するシステムであって、
   局が、
   ｉ）前記宇宙機（ＥＳｉ）の軌道位置を略同時に高精度で特定するように設計される第１の測定手段（ＭＭ１ｊ、ＭＴ）と、
   ｉｉ）前記編隊を選択された構成にするように、選択された瞬間に基準軌道（ＴＲ）に対して選択された位置に、前記基準軌道（ＴＲ）上の主機（ＥＳ１）の移動を支配し、主機（ＥＳ１）の位置の特定を可能にする法則を用いて前記各宇宙機を位置決めすることを目的とするマヌーバを前記宇宙機（ＥＳｉ）ごとに前記軌道位置に応じて決定するように設計される第１の計算手段（ＭＣ１）と、
   を備え、
   宇宙機が、
   自己の宇宙機（ＥＳｉ）とその他の宇宙機（ＥＳｉ’）との相対位置の計測を実行する第２相対計測手段（ＭＭ２ｉ）と、
   第２相対計測手段（ＭＭ２ｉ）の計測結果に基づいてその他の宇宙機（ＥＳｉ’）に対する正確な相対位置に自己の宇宙機（ＥＳｉ）を移動させるための補正マヌーバを決定する第２の計算モジュール（ＭＣ２ｉ）と、
   を備え、
   宇宙機が、ランデブポイント（ＲＰ）を逸脱しているときには、宇宙機のマヌーバ手段（ＭＤｉ）は、局で決定されるマヌーバに従って動作し、
   宇宙機が、ランデブポイント（ＲＰ）空間内にあり、補正マヌーバが決定されたときには、補正マヌーバが決定された宇宙機（ＥＳｉ）のマヌーバ手段（ＭＤｉ）は、補正マヌーバに従って動作する
   宇宙機の配備を制御するシステム。
2. 前記主機が前記編隊の前記宇宙機（ＥＳｉ）のうちの１つであり、この場合、前記編隊の前記他の宇宙機は従機と呼ばれることを特徴とする、請求項１に記載のシステム。
3. 前記主機が、ダミー機であることを特徴とする、請求項１に記載のシステム。
4. 前記第１の計算手段（ＭＣ１）が、基準軌道（ＴＲ）上の前記主機（ＥＳ１）の移動を支配し、主機（ＥＳ１）の位置の特定を可能にする法則を用いて、編隊が選択された瞬間に前記基準軌道（ＴＲ）に対して選択された位置に、且つ前記主機（ＥＳ１）に対して選択された相対速度で、各宇宙機（ＥＳ２）を位置決めすることを目的とするマヌーバを決定するように設計されることを特徴とする、請求項１〜３のいずれか一項に記載のシステム。
5. 前記第１の計算手段（ＭＣ１）が、前記主機（ＥＳ１）に対して略ゼロの相対速度で各宇宙機（ＥＳ２）を位置決めすることを目的とするマヌーバを決定するように設計されることを特徴とする、請求項４に記載のシステム。
6. ｉ）前記各宇宙機（ＥＳ２）に設置される第２の相対計測手段（ＭＭ２ｉ）であって、前記宇宙機がいわゆるランデブ空間内にあるときに、少なくとも、各自の前記宇宙機（ＥＳｉ）とその他の前記宇宙機（ＥＳｉ’）のうちの少なくともいくつかとの相対位置の測定を実行し、少なくとも前記測定から前記他の宇宙機（ＥＳｉ’）に対する各自の宇宙機（ＥＳｉ）の相対位置のうちの少なくともいくつかを推定するように設計される第２の相対計測手段（ＭＭ２ｉ）と、ｉｉ）前記各宇宙機（ＥＳ２）に設置される第２の計算手段（ＭＣ２ｉ）であって、少なくとも前記相対位置測定に基づいてその他の宇宙機のうちの少なくともいくつかとの衝突リスクを推定し、前記衝突リスクが選択値を超えた場合、局所瞬間回避マヌーバを決定するように設計される第２の計算手段と、を備えることを特徴とする、請求項１〜５のいずれか一項に記載のシステム。
7. 前記第２の相対計測手段（ＭＭ２ｉ）が、前記その他の宇宙機（ＥＳｉ’）のうちの少なくともいくつかに対する各自の前記宇宙機（ＥＳｉ）の相対速度の推定を実行するように設計され、前記第２の相対計測手段（ＭＣ２ｉ）が、少なくとも前記相対位置測定及び／又は前記相対速度測定に基づいて前記その他の宇宙機（ＥＳｉ’）のうちの少なくともいくつかとの前記衝突リスクを推定するように設計されることを特徴とする、請求項６に記載のシステム。
8. 前記第２の相対計測手段（ＭＭ２ｉ）及び前記第２の計算手段（ＭＣ２ｉ）が、各自の前記宇宙機（ＥＳｉ）が発射装置から切り離される間に遅くともに始動するのに適することを特徴とする、請求項６及び７のいずれか一項に記載のシステム。
9. 前記第１の測定手段が、地上の選択された地点に設置される少なくとも２つの測定局（ＳＭｉ）であって、各測定局（ＳＭｉ）が、少なくとも、前記宇宙機から前記測定局を隔てる距離を略同時に測定するように設計される、少なくとも２つの測定局（ＳＭｉ）と、少なくとも前記略同時の距離測定に基づいて前記宇宙機（ＥＳｉ）の前記軌道位置を特定するように設計される処理手段（ＭＴ）と、を含むことを特徴とする、請求項１〜８のいずれか一項に記載のシステム。
10. 前記第１の測定手段（ＭＭ１ｉ）が、「デルタＤＯＲ」と呼ばれる技術により前記宇宙機（ＥＳｉ）の前記軌道位置を特定するように設計されることを特徴とする、請求項１〜９のいずれか一項に記載のシステム。
11. 前記制御装置（ＭＭ１ｊ、ＭＴ、ＭＣ１）が地上に設置されることを特徴とする、請求項１〜１０のいずれか一項に記載のシステム。
12. 制御装置（ＭＭ１ｊ、ＭＴ、ＭＣ１）であって、請求項１〜１１のいずれか一項に記載の配備制御システムの部分を形成するのに適した制御装置。
13. マヌーバ手段（ＭＤｉ）を備え、同種の宇宙機群内において編隊で移動することを目的とする宇宙機（ＥＳｉ）であって、請求項６に記載の配備制御システムの第２の相対計測手段（ＭＭ２ｊ）及び第２の計算手段（ＭＣ２ｉ）を備えることを特徴とする、宇宙機。
14. 衛星であることを特徴とする、請求項１３に記載の宇宙機。
15. 宇宙機の第２の計算モジュール（ＭＣ２ｉ）が、第２相対計測手段（ＭＭ２ｉ）の計測結果に基づいてその他の宇宙機（ＥＳｉ’）と衝突するリスクの有無を判断し、衝突リスクがあると判断されたときに、局所瞬間回避マヌーバを決定し、局所瞬間回避マヌーバが決定された宇宙機（ＥＳｉ）のマヌーバ手段（ＭＤｉ）は、他のマヌーバよりも優先して所瞬間回避マヌーバを実行することを特徴とする請求項１に記載のシステム。

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