JP7191119B2 - 連続推進力によって駆動される宇宙船からペイロードを放出する方法 - Google Patents

連続推進力によって駆動される宇宙船からペイロードを放出する方法 Download PDF

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Description

本発明は、宇宙用途の分野に関する。より正確には、本発明は、ランチャーまたは軌道宇宙船などの宇宙船による少なくとも１つのペイロードの放出に関する。
実際には衛星であるいくつかのペイロードは、間欠的に推進される宇宙船によって軌道に配置することができる。間欠的な推進のこれらの段階は、ペイロード間の衝突や宇宙船との衝突を防ぐために、各ペイロードの放出に固有である。
間欠的な推進のこれらの段階は、特に、エンジンを再点火し、推進段階の間に行われる弾道段階中に少なくとも１つのタンクに推進剤を分散させるという事実により、推進剤の消費を増加させる傾向がある。
さらに、間欠的な推進のこれらの段階は、宇宙船と衛星の軌道を予測して実行することを複雑にする。間欠的な推進のこれらの段階では、オンボードシステムのアクティブ化、操作、非アクティブ化サイクルの数も増加する。
したがって、ペイロード間や宇宙船との衝突を防止することにより、軌道上でペイロードを放出する必要がある一方で、推進剤の消費と、可能であれば、ペイロードと宇宙船の軌道の複雑さを制限する必要がある。
本発明は、従来技術の解決策で遭遇する問題を少なくとも部分的に解決することを目的とする。
この点で、本発明は、衛星などの少なくとも１つのペイロードの放出方法を目的とする。本発明によれば、放出方法は、衛星が放出されるときに連続推進力によって駆動される宇宙船からペイロードを放出するステップを含む。
本発明による放出方法は、少なくとも１つのペイロードが他の衛星または宇宙船と衝突するのを防ぎながら、推進材料の消費を制限することにより、軌道上で少なくとも１つのペイロードを放出することを可能にする。有利なことに、放出方法は、ペイロードの軌道および宇宙船の軌道の複雑さを制限する。
特に、宇宙船の推進手段の点火および消火の数の制限により、推進剤の消費が削減される。
宇宙船は、重力に加えて、軌道上にある天体に対する連続推進力によって駆動される。
推進力は、少なくとも衛星が放出されたときに継続される。その結果、宇宙船は、放出直後のペイロードに対する連続推進力によって駆動され、宇宙船の軌道をこのペイロードの軌道から遠ざけ、衝突を回避する傾向がある。
本発明は、任意に、共に組み合わせるか、または組み合わせない以下の特徴の１つまたは複数を含むことができる。
好ましくは、放出するステップは、ペイロードの放出指令と、放出指令に従った宇宙船の少なくとも１つのペイロードの物理的な放出とを含む。
特定の実施形態によれば、放出方法は、宇宙船の飛行中に宇宙船からいくつかのペイロードを放出することを含む。
特定の実施形態によれば、放出するステップは、少なくとも１つのペイロードを含む少なくとも１つのペイロードの第１グループの放出、および／または少なくとも１つのペイロードを含む少なくとも１つのペイロードの第２グループの放出を含む。
放出方法は、推進剤の消費を制限しながら、ペイロード間とペイロードと宇宙船との衝突を防止することにより、軌道上でいくつかのペイロードを放出することを可能にする。
特定の実施形態によれば、第１グループのペイロードは、宇宙船から同時に放出される。
特定の実施形態によれば、第２グループのペイロードは、宇宙船から同時に放出される。
好ましくは、放出するステップは、第１のグループのペイロードの同時放出指令と、放出指令に従って宇宙船から第１のグループのペイロードを物理的に放出するステップとを含む。
好ましくは、放出するステップは、第２のグループのペイロードの同時放出指令と、放出指令に従って宇宙船から第２のグループのペイロードを物理的に放出するステップとを含む。
ペイロードを同時に放出することにより、ペイロードの放出によって引き起こされる宇宙船の軌道の変更をより簡単に制限できる。
一般に、グループのペイロードは、同時に、またはあるグループのペイロードの放出の瞬間と別のグループのペイロードの放出の瞬間との間の間隔よりもはるかに短い間隔で放出される。
特定の実施形態によれば、第１のグループのペイロードおよび／または第２のグループのペイロードは、特にペイロードが同一である場合、宇宙船の長手方向軸の周りに等しく分配される方向に放出される。
特定の実施形態によれば、第１のグループのペイロードおよび／または第２のグループのペイロードは、宇宙船の長手方向軸に対して直角に放出される。
特定の実施形態によれば、放出するステップは、宇宙船の長手方向軸に直交する方向および反対方向の２つのペイロードの放出を含む。
特定の実施形態によれば、放出方法は、少なくとも１つのペイロードを放出する前に、軌道面に対して宇宙船の長手方向軸を配向するステップを含む。
特定の実施形態によれば、少なくとも１つのペイロードをその放出の前に軌道面に対して回転方向に向けるために、宇宙船をその長手方向軸の周りに回転させるステップを含む。
特定の実施形態によれば、放出方法は、それらの軌道上の同一の向きで少なくとも２つのペイロードを放出することを含む。
特定の実施形態によれば、宇宙船の連続推進力と放出中の宇宙船の軌道速度との間の角度はゼロではない。
特定の実施形態によれば、連続推進力は、放出の間、宇宙船の長手方向軸に従って方向付けられる。
特定の実施形態によれば、宇宙船の連続推進力は、放出中に軌道速度の方向に向けられる。
この場合、連続推進力は、例えばペイロードの放出の前に、宇宙船の軌道を増加させる傾向がある。
別の特定の実施形態によれば、連続推進力は、放出中に軌道速度と反対の方向に向けられる。
この場合、連続推進力は、例えばペイロードの放出前に、宇宙船の軌道を減少させる傾向がある。
特定の実施形態によれば、放出方法は、放出するステップの前に宇宙船を軌道上で進める主推進のステップを含み、連続推進力の強度は、主推進力の強度よりも厳密に小さい。
特定の実施形態によれば、主推進力の強度に対する連続推進力の強度の比は、５×１０－４～５×１０－３の間、好ましくは３．８４×１０－４および／または３．８４×１０－３の間であえる。
特定の実施形態によれば、連続推進の持続時間に対する主推進力の持続時間の比は、０．０５～１、好ましくは０．０５～０．６の間である。
特定の実施形態によれば、宇宙船は、タンク内に粉末または液体の形態で貯蔵されている少なくとも１つの推進剤によって推進される。
連続推進力から生じる永久的な加速は、推進剤をそのタンクの底部に維持する傾向があり、したがって、タンクの壁と接触する変位および加熱を制限する。特に主推進が後で再始動される場合、放出方法の実施中、推進剤の消費はさらに一層削減される。
特定の実施形態によれば、宇宙船は、ペイロードの第１のグループを放出するステップとペイロードの第２のグループを放出するステップとの間の連続推進力によって駆動される。
特定の実施形態によれば、宇宙船は、第１のペイロードのグループを放出するステップから少なくとも第２のペイロードのグループを放出するステップまでの連続推進力によって駆動される。
特定の実施形態によれば、宇宙船は、主推進力の停止から、少なくともペイロードまたはすべてのペイロードが宇宙船から放出されるまで、連続推進力によって駆動される。
次に、ペイロードまたはすべてのペイロードが宇宙船から放出されるまで、宇宙船は推進力によって駆動される。
特定の実施形態によれば、ペイロードまたはすべてのペイロードが宇宙船から放出された場合、宇宙船は再び主推進力によって駆動される。
本発明は、添付の図面を参照して、情報の目的のみのために与えられ、決して限定するものではない実施形態の説明を読むことにより、よりよく理解されるであろう。
本発明の第１の実施形態に係る放出方法による、宇宙船による衛星のグループの放出を概略的に示す。 本発明の第１の実施形態に係る放出方法による、宇宙船による衛星のグループの放出を概略的に示す。 本発明の第１の実施形態に係る放出方法による、宇宙船による衛星のグループの放出を概略的に示す。 本発明の第１の実施形態に係る放出方法による、宇宙船による衛星のグループの放出を概略的に示す。 本発明の第１の実施形態に係る放出方法による、宇宙船による衛星のグループの放出を概略的に示す。 本発明の第１の実施形態に係る放出方法による、宇宙船による衛星のグループの放出を概略的に示す 第一の実施形態又は第２実施形態に係る方法をフローチャートの形式で概略的に示す。
異なる図の同一、類似、または同等の部分には、１つの図から別の図への移行を容易にするために、同じ番号の参照が付いている。
図１から図５は、第１の実施形態による、宇宙船１によって衛星の第１のグループ１０を放出方法１００のステップを示す。
宇宙船１は、例えば、ランチャーまたは軌道宇宙船である。再利用できる場合とできない場合がある。宇宙船は、衛星、軌道車両、宇宙探査機、軌道サービスキットなどの１つ以上のペイロードを積み込むように構成されている。第１の実施形態では、衛星の第１のグループ１０を形成する２つの衛星１１、１２を積み込んでいる。これらの衛星１１、１２は、例えば不活性体、すなわち、推進手段を持たないものである。
宇宙船１は、本体２、推進手段５、少なくとも１つのタンク６、図３に見ることができる衛星を放出するための手段７、およびデジタル制御システム９を含む。
宇宙船の本体２は、宇宙船の長手方向軸Ｘ－Ｘの周りに延びる。本体は、宇宙船が積み込まれた衛星１１、１２の少なくとも１つを放出させる場合に、天体、特に地球Ｔに対する軌道速度Ｖ０によって駆動される宇宙船の質量中心Ｍを含む。
推進手段５は、少なくとも１つのスラスタを含む。天体Ｔに対して主推進力Ａおよび／または連続推進力Ｂを宇宙船１に与えるように構成されている。
タンク６は、液体形態または固体形態、特に粉末の形態である少なくとも１つの推進剤を含む。推進剤は、宇宙船を推進する推進剤材料として使用される。推進剤材料は、例えば、宇宙船１を推進するために、宇宙船の他のタンク６に貯蔵されている他の推進剤と混合される。
衛星を放出するための手段７は、例えばバネを含む。これらのバネは、衛星の本体２に対して衛星１１、１２の１つを放出するようにそれぞれ構成された弾性手段を形成する。衛星を放出するための手段７は、特に、衛星のグループ１０の衛星１１、１２を同時に放出するように構成される。
デジタル制御システム９は、少なくとも１つの計算機を含む。宇宙船１の軌道は、特に飛行前にデジタル制御システム９に記録される。デジタル制御システム９は、推進手段５およびオプションで７つの衛星を放出する手段を制御するように構成されている。特に、以下に記載されるような１００個の衛星１１、１２を放出するための方法の実施を制御することができる、宇宙船１を制御するためのシステムを形成する。
示されている第１の実施形態では、第１のグループ１０の衛星１０、１１は同一である。
図１および図７は、主推進ステップ１０１を示す。主推進のステップ１０１は、主推進力Ａによる宇宙船１の推進を含む。衛星１１、１２は宇宙船１によって搭載されている。この主推進力Ａは、推進手段５に噴射された推進剤の燃焼によって生成される。主推進力は、宇宙船１の長手方向軸Ｘ－Ｘに沿って向けられている。
主推進ステップ１０１を使用して、衛星１１、１２が重力で移動することを目的とする天体Ｔの周りの軌道に宇宙船１を進める。地球の重力を逃れるために非常に強力な主推進力Ａによって、宇宙船を地球Ｔから遠ざけるために、主推進ステップが使用される。
図２および図７は、主推進Ａを停止し、連続推進力Ｂを開始するステップ１０２、ならびに宇宙船１の軌道面Ｐに対して宇宙船の長手方向軸Ｘ－Ｘを配向するステップ１０４を示す。
宇宙船１の主推進力Ａは、連続推進力Ｂに置き換えられる。宇宙船１には、天体Ｔからの重力に加えて、天体Ｔに対して連続推進力Ｂが作用する。連続推進力Ｂは、宇宙船の長手方向軸Ｘ－Ｘに沿った方向である。
宇宙船は、天体Ｔに対して軌道速度Ｖ０で駆動される。宇宙船は、天体Ｔの周りの軌道面Ｐの軌道Ｔ１をたどる。連続推進力Ｂは、天体Ｔに対する宇宙船１の軌道Ｔ１を修正する傾向がある。おそらく軌道面Ｐを修正する傾向がある。
連続推進力Ｂの強度は、主推進力Ａの強度よりも厳密に小さい。主推進力Ａの強度に対する連続推進力Ｂの強度の比率は、例えば５×１０－４～５×１０－３の間、特に３．８４×１０－４および／または３．８４×１０－３の間である。
主な推進力Ａの持続時間は、特にいくつかのグループの衛星が放出される場合、一般に連続推進力Ｂの持続時間よりも短い。宇宙船の飛行中の連続推進力Ｂの持続時間に対する主推進力Ａの持続時間の比率は、たとえば０．０５～１、好ましくは０．０５～０．６である。
配向するステップ１０４は、少なくとも１つの衛星１１、１２の放出の前に、軌道面Ｐに対する宇宙船１の長手方向軸Ｘ－Ｘの方向の修正を含む。
第１の実施形態では、修正は、宇宙船１０の軌道速度Ｖ０に対してゼロでない角度αを有する宇宙船１の連続推進力Ｂに向かう傾向がある。連続推進力と軌道速度Ｖ０の間の角度αは、たとえば５°～４５°である。
第１の実施形態では、連続推進力Ｂは、宇宙船１の軌道速度Ｖ０の方向に向けられる。
図３および図７は、宇宙船１をその長手方向軸Ｘ－Ｘを中心に回転させるステップ１０６を示す。宇宙船１は、回転方向Ｒ１に従って、長手方向軸Ｘ－Ｘを中心にゼロでない角度β回転する。衛星を回転させるステップ１０６を使用して、放出手段７によって衛星を本体２から放出する前に、衛星１１、１２を軌道面Ｐに対して回転させて配向する。
図３、図５および図７は、衛星１１、１２の放出中に連続推進力Ｂによって駆動される宇宙船１から衛星１１、１２の第１のグループ１０を放出するステップ１０８を示す。
次に、宇宙船１は、放出後に、衛星１１、１２に対して連続推進力Ｂによって駆動され、衛星１１、１２の軌道から宇宙船１の軌道を移動させ、衝突を防止する傾向がある。
第１の衛星１１および第２の衛星１２は、宇宙船の長手方向軸Ｘ－Ｘに直交する方向Ｘ１－Ｘ１に従って反対方向に放出される。次に、衛星１１、１２は、宇宙船１の長手方向軸Ｘ－Ｘの周りに均等に分配される方法で放出される。
第１の衛星１１は、宇宙船１に対して速度Ｖ１１で宇宙船１から放出される。第２の衛星１２は、宇宙船１に対して速度Ｖ１２で宇宙船１から放出される。それらは、放出手段７によって宇宙船１から同時に放出される。その後、天体Ｔの周りの軌道に入る。
第１の衛星１１および第２の衛星１２が放出されると、ステップ１１２で、連続推進Ｂが停止され、主推進Ａが再び開始される。次に、宇宙船１は、最終的に衛星１１、１２の軌道から遠ざかる。宇宙船１は、たとえば地上の大気圏に戻るか、地球の重力の引力から確実に脱出する。
より一般的には、放出するステップ１０８は、デジタル制御システム９による衛星のグループ１０の衛星１１、１２の同時放出指令と、この指令に従い、選択的にわずかな遅延を有して、放出手段７により宇宙船１から衛星１１、１２を物理的に放出することを含む。
第２の実施形態による放出方法１００は、放出される衛星の数によって第１の実施形態のものと区別される。この実施形態では、衛星の３つのグループ１０、２０、３０が、異なるグループの放出の間の連続推進Ｂを中断することなく、天体Ｔの周りの宇宙船１から連続して放出される。
衛星のグループ１０、２０、３０のそれぞれは、２つの衛星１１、１２、２１、２２、３１、３２を含む。第１グループ１０内の衛星１１、１２は、特に同一である。第２グループ２０内の衛星２１、２２は、特に同一である。第３グループ３０内の衛星３１、３２は、特に同一である。
主推進１０１のステップは、第１実施形態と同様である。主推進Ａを停止し、連続推進Ｂを開始するステップ１０２は、第１実施形態と同様である。これらのステップ１０１、１０２は、第１のグループの衛星１０を放出するステップ１０８の前の飛行中に１回行われる。
宇宙船１の軌道面Ｐに対して宇宙船の長手方向軸Ｘ－Ｘを配向するステップ１０４および／または長手方向軸Ｘ－Ｘの周りで宇宙船１を回転するステップ１０６は、衛星の第２のグループ２０および／または衛星の第３のグループの３０では選択的である。
放出するステップ１０８は、衛星の第２のグループ２０および衛星の第３のグループ３０、すなわち、宇宙船に積み込まれた衛星の各グループ１０、２０、３０に対して行われる。放出するステップ１０８は、グループ内の衛星１１、１２、２１、２２、３１、３２の同時放出指令と、この指令に従い場合によってはわずかな遅延を有して衛星１１、１２、２１、２２、３１、３２を放出することを含む。
主推進Ａを点火するステップ１１２は、第１の実施形態のものと同様である。点火するステップは、すべての衛星１１、１２、２１、２２、３１、３２が放出された後に行われる。
第２の実施形態による放出方法１００は、衛星１０８の第１のグループ１０を放出するステップ１０８から、以下でより詳細に説明される。
第２の実施形態では、放出するステップ１０８は、２つの衛星１１、１２の少なくとも１つの第１のグループ１０の放出を含む。これらの２つの衛星１１、１２は、宇宙船の長手方向軸Ｘ－Ｘに直交する方向Ｘ１－Ｘ１に従って、反対方向に放出される。第１のグループの衛星１１、１２は同時に宇宙船１から放出される。
放出方法１００は、宇宙船１に搭載された衛星２１，２２，３１，３２の存在の確認を伴うステップ１１０に続く。
放出するステップ１０８は、衛星の第２のグループ２０を放出するために矢印１１３に従って繰り返され、場合によっては、このグループの衛星１０８に対してステップ１０４、１０６が前に繰り返される。
宇宙船１の軌道面Ｐに対して宇宙船の長手方向軸Ｘ－Ｘを配向するステップ１０４は、必要に応じて、衛星の第２のグループ２０に対して繰り返される。宇宙船１を長手方向軸Ｘ－Ｘを中心に回転させるステップ１０６は、必要に応じて衛星の第２グループ２０に対して繰り返される。
次に、放出方法１００は、２つの衛星２１、２２の第２のグループ２０を放出するステップを含む。これらの２つの衛星２１、２２は、方向Ｘ１－Ｘ１に沿って反対方向に宇宙船１から放出される。第２グループの衛星２１、２２は、宇宙船１から同時に放出される。
放出するための方法１００は、宇宙船１に搭載された衛星３１、３２の存在の検証を伴うステップ１１０に続く。第３グループの衛星３０を放出するために、矢印１１３に従って放出するステップ１０８が繰り返され、場合によってはこのグループの衛星に対してステップ１０４、１０６が事前に実行される。
宇宙船１の軌道面Ｐに対して宇宙船の長手方向軸Ｘ－Ｘを配向するステップ１０４は、必要に応じて、衛星の第３のグループ３０に対して繰り返される。宇宙船１を長手方向軸Ｘ－Ｘの周りで回転させるステップ１０６は、必要に応じて第３のグループの衛星３０に対して繰り返される。
次に、放出方法１００は、２つの衛星３１、３２の第３のグループ３０を放出するステップを含む。これら２つの衛星３１、３２は、宇宙船１から方向Ｘ１－Ｘ１に沿って反対方向に放出される。第３のグループの衛星３１、３２は、宇宙船１から同時に放出される。
３つの衛星１１、２１、３１は、同じ向きで軌道に放出された。３つの衛星１２、２２、３２は、同じ向きで軌道に放出された。
第２の実施形態では、宇宙船１は、第１のグループの衛星１０を放出するステップ１０８から第３のグループの衛星３０を放出するステップ１０８まで、連続推進力Ｂによって駆動される。
主推進力Ａは、すべての衛星１１、１２、２１、２２、３１、３２が宇宙船１から放出されたときに、ステップ１１２で再開する。
第１実施形態および第２実施形態では、主推進力Ａの停止から、少なくとも全ての衛星１１、１２、２１、２２、３１、３２が宇宙船１から放出されるまで、連続推進力Ｂにより宇宙船１が駆動される。特に連続推進力Ｂは、この間一定値を有する。
一般に、宇宙船１は、少なくとも１つの衛星１１、１２、２１、２２、３１、３２の放出まで、すなわちこの衛星１１、１２、２１、２２、３１、３２の放出の直前から直後まで、連続推進力Ｂによって駆動される。
特に、宇宙船１の推進手段５の点火および消火の回数の制限により、放出方法１００の間の推進材料の消費が低減される。
さらに、宇宙船１の連続推進力Ｂにより、各推進剤は、タンク６の底部に維持され、それにより、タンク６内での分散および加熱が防止される。特に主推進Ａが再始動される場合、放出方法１００の間の推進剤の消費はさらに制限される。
したがって、放出方法１００は、衝突を防止し、推進剤の消費を制限することにより、軌道上で少なくとも１つの衛星１１、１２、２１、２２、３１、３２を放出することを可能にする。
放出方法１００はまた、衛星１１、１２、２１、２２、３１、３２の軌道および宇宙船１の軌道の複雑さを制限する傾向がある。
もちろん、本発明の開示の範囲を逸脱することなく、今説明された本発明に対して当業者は様々な修正を行うことができる。
あるいは、推進手段５は、宇宙船１の主推進のための少なくとも１つの主スラスタと、衛星を放出する段階の間の宇宙船１の連続推進のための少なくとも１つの副スラスタとを備える。この場合、各副スラスタは、各主スラスタよりも出力が低い。
あるいは、推進剤は、宇宙船１の推進剤材料として使用されるガスで置き換えることができる。
あるいは、デジタル制御システム９は、飛行中、特にリアルタイムで、宇宙船１の軌道および少なくとも１つの衛星１１、１２の放出の瞬間を計算するように構成されており、例えば、不測の事態が発生した場合宇宙船１の軌道を修正することができる。
衛星１０、１１、２１、２２、３１、３２は、同一であってもなくてもよい。特に、質量と機能は異なる場合がある。
宇宙船１が搭載する衛星１１、１２の数は変えることができる。例えば、宇宙船１は、単一の衛星１１で離陸することができる。さらに、各グループ１０、２０、３０の衛星１１、１２、２１、２２、３１、３２の数は異なる場合がある。
衛星１１、１２、２１、２２、３１、３２は、衛星間で異なる可能性のあるさまざまな向きで放出できる。
主推進Ａの停止と連続推進Ｂの開始の瞬間を変えることができる。特に、連続推進Ｂは、宇宙船１が衛星の第１グループ１０の放出軌道に到着する前の少なくとも１つの特定の時間に主推進Ａと置き換えることができる。さらに、連続推進Ｂの開始の瞬間は、主推進Ａの停止後の一定の時間に発生する可能性がある。
あるいは、衛星１１、１２がすべて放出されると、宇宙船１は、主推進力Ａまたは連続推進力Ｂを欠いた状態になる。
あるいは、推進力Ｂは、軌道速度Ｖ０と同じ方向に向けられる。
あるいは、特に連続推進力Ｂの開始中に、長手方向軸Ｘ－Ｘが宇宙船１の軌道面Ｐに対して傾斜している場合、連続推進力Ｂは、軌道面Ｐに対して傾斜している。
代替的または追加的に、連続推進力Ｂは、衛星１１、１２、２１、２２、３１、３２の少なくとも１つの放出中に、軌道速度Ｖ０と反対の方向に向けられる。
１ 宇宙船
２ 本体
５ 推進手段
６ タンク
７ 放出手段
９デジタル制御システム
１０，２０，３０ 衛星のグループ
１１，１２，２１，２２，３１，３２ 衛星

Claims (15)

  1. 人工衛星（１１，１２）などの少なくとも１つのペイロードの放出方法（１００）であって、
    前記ペイロードが放出される（１１，１２）場合に連続推進力（Ｂ）によって駆動される宇宙船（１）から前記ペイロード（１１，１２）を放出するステップ（１０８）を備える、放出方法（１００）。
  2. 前記宇宙船（１）の飛行中に前記宇宙船（１）からいくつかのペイロード（１１，１２）の放出を含み、
    前記放出するステップ（１０８）は、少なくとも１つのペイロード（１１）を含むペイロード（１１，１２）の少なくとも１つの第１のグループ（１０）の放出、および／または少なくとも１つのペイロード（２１，２２）を含むペイロード（２１，２２）の少なくとも１つの第２のグループ（２０）の放出を含む、請求項１に記載の少なくとも１つのペイロード（１１，１２）の放出方法（１００）。
  3. 前記第１のグループの前記ペイロード（１１，１２）が前記宇宙船（１）から同時に放出され、および／または前記第２のグループの前記ペイロード（２１，２２）が前記宇宙船（１）から同時に放出され、
    前記第１のグループ（１０）を放出するステップ（１０８）が、前記第１のグループの前記ペイロード（１１，１２）の同時放出指令、および前記放出指令に従った前記宇宙船（１）からの前記第１のグループの前記ペイロード（１１，１２）の物理的な放出を好ましく備え、
    前記第２のグループ（２０）を放出するステップ（１０８）が、前記第２のグループの前記ペイロード（２１，２２）の同時放出指令、および前記放出指令に従った前記宇宙船（１）からの前記第２のグループの前記ペイロード（２１，２２）の物理的な放出を好ましく備え、
    前記第１のグループの前記ペイロード（１１，１２）が同一の場合に、前記第１のグループの前記ペイロード（１１，１２）が前記宇宙船の長手方向軸（Ｘ－Ｘ）周りに等しく分配された方向に好ましく放出され、および／または前記第２のグループの前記ペイロード（２１，２２）が同一の場合に、前記第２のグループの前記ペイロード（２１，２２）が前記宇宙船の前記長手方向軸（Ｘ－Ｘ）周りに等しく分配された方向に好ましく放出され、
    前記第１のグループの前記ペイロード（１１，１２）および／または前記第２のグループの前記ペイロード（２１，２２）が前記宇宙船の前記長手方向軸（Ｘ－Ｘ）に直交して好ましく放出される、請求項２に記載の放出方法（１００）。
  4. 前記放出するステップ（１０８）が、前記宇宙船の前記長手方向軸（Ｘ－Ｘ）に直交する方向（Ｘ１－Ｘ１）に、２つのペイロード（１１，１２）を反対方向に放出することを含む、請求項３に記載の放出方法（１００）。
  5. 前記少なくとも１つのペイロード（１１，１２）の放出前に、軌道面（Ｐ）に対して前記宇宙船の長手方向軸（Ｘ－Ｘ）を配向するステップ（１０４）、および／または
    前記少なくとも１つのペイロード（１１，１２）の放出前に、前記軌道面（Ｐ）に対して前記少なくとも１つのペイロード（１１，１２）を回転配向するために、長手方向軸（Ｘ－Ｘ）回りに前記宇宙船（１）を回転するステップ（１０６）、
    を備える、請求項１～４のいずれか一項に記載の放出方法（１００）。
  6. 軌道上で同じ向きに少なくとも２つのペイロード（１１，１２）を放出するステップを備える、請求項１～５のいずれか一項に記載の放出方法（１００）。
  7. 放出中に、前記宇宙船（１）の連続推進力（Ｂ）および前記宇宙船の軌道速度（Ｖ０）の間がゼロでない角度（α）であり、および／または
    放出中に、前記宇宙船の長手方向軸（Ｘ－Ｘ）に前記連続推進力（Ｂ）が配向される、請求項１～６のいずれか一項に記載の放出方法（１００）。
  8. 放出中に、前記宇宙船（１）の前記連続推進力（Ｂ）が軌道速度（Ｖ０）の方向に配向される、または
    放出中に、前記連続推進力（Ｂ）が前記軌道速度（Ｖ０）の反対方向に配向される、請求項１～７のいずれか一項に記載の少なくとも１つのペイロードの放出方法（１００）。
  9. 前記放出するステップ（１０８）の前に前記宇宙船（１）を軌道上に運ぶ主推進ステップ（１０１）を備え、前記連続推進力（Ｂ）の強度は、主推進力（Ａ）の強度よりも厳密に小さい、請求項１～８のいずれか一項に記載の放出方法（１００）。
  10. 前記主推進力（Ａ）の強度に対する前記連続推進力（Ｂ）の強度の比率は、５×１０－４～５×１０－３の間、好ましくは、３．８４×１０－４および／または３．８４×１０－３の間であり、
    前記連続推進力（Ｂ）の持続時間に対する前記主推進力（Ａ）の持続時間の比率は、０．０５～１、好ましくは、０．０５～０．６である、請求項９に記載の放出方法（１００）。
  11. 前記宇宙船（１）が粉または液体の形態でタンク（６）に貯蔵された少なくとも１つの推進剤によって推進される、請求項１～１０のいずれか一項に記載の放出方法（１００）。
  12. ペイロードの前記第１のグループ（１０）を放出するステップ（１０８）、およびペイロードの前記第２のグループ（２０）を放出するステップ（１０８）の間に、前記宇宙船（１）が連続推進力（Ｂ）によって駆動される、請求項２に従属する請求項３～１１のいずれか一項に記載の放出方法（１００）。
  13. ペイロードの前記第１のグループ（１０）を放出するステップ（１０８）から、少なくともペイロードの前記第２のグループ（２０）を放出するステップ（１０８）まで、前記宇宙船（１）が連続推進力（Ｂ）によって駆動される、請求項２に従属する請求項３～１２のいずれか一項に記載の放出方法（１００）。
  14. 前記主推進力（Ａ）を停止するステップから、少なくとも前記ペイロードまたは全ての前記ペイロード（１１，１２，２１，２２，３１，３２）が前記宇宙船（１）から放出されるまで、前記宇宙船（１）が連続推進力（Ｂ）によって駆動される、請求項９に従属する請求項１０～１３のいずれか一項に記載の放出方法（１００）。
  15. 前記ペイロードまたは全ての前記ペイロード（１１，１２，２１，２２，３１，３２）が前記宇宙船（１）から放出された場合に、前記宇宙船（１）が前記主推進力（Ａ）によって再度駆動される、請求項９に従属する請求項１０～１４のいずれか一項に記載の放出方法（１００）。
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