JPH01500531A - 複合形宇宙航行体制御システム - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 複合形宇宙航行体制御システム 発明の背景 本発明は宇宙航行体に関し、さらに特定すれば、本発明はこのような宇宙航行体 に使用される制御システムに関する。

人工衛星等の宇宙航行体は、その使用期間中の推進および制御システムによって 各種の形式がある。たとえば、スペースシャトルで打上げられる宇宙航行体の場 合には、メインエンジンおよびブースタエンジンの両方によってこのスペースシ ャトル全体が地球の周囲の低軌道上に打上げられる。この宇宙航行体すなわち人 工衛星を永久軌道または半永久軌道に乗せるには、このスペースシャトルのオー ビタの貨物室から追加ロケット推進装置によって人工衛星をその軌道上まで打上 げる。

このような宇宙航行体の重要な形式として、信号中継等をなす通信衛星がある。

、地上局からはテレビ、ラジオ、データ通信等の通信信号がこの通信衛星に送ら れ、この通信衛星はこれらの通信信号を増幅およびその他の処理を加えた後、他 の地上局に中継する。これらの地上局は全体の通信ネットワークのキー局を構成 するものであり、これらのコストを低減することが商業的には重要である。この コストを低減する方法として、地上局に対して通信衛星の位置を固定する方法が あり、このようにすれば地上局の送信および受信アンテナを所定の方向に固定し ておくことができ、このようにすれば、地上局のアンテナを追尾させる機械的お よび電気的な装置が不要となる。しかし、この場合には地上局のコストを低減さ せることはできるが、通信衛星の制御システムが複雑となる。

このような場合には、衛星を地球に対して所定の位置に維持させるために特別の 軌道上にこの衛星を乗せる必要がある。

この軌道は、同期軌道または静止軌道と称されており、衛星は所定の高度と速度 で地球の自転に同期して移動し、地上局に対して一定の位置関係を維持する。し たがって、この衛星は地球から見た場合に所定の位置に静止し、地上局のアンテ ナは固定形のものを使用できるが、もしこの衛星に外部の力が作用すると、この 衛星は同期軌道の所定位置からずれる。

たとえば、太陽および月の重力によって、この衛星は同期軌道に所定位置からず れる。また、太陽風はこの衛星に非対称に作用し、その結果この衛星が回転し、 最初に指向していた方向からずれる。また、この衛星が同期軌道上に安定してい る場合であっても、各種の外力を補正１，、この衛星を地上局の固定アンテナが 指向している方向に対して正しい位置および姿勢に維持する制御システムをこの 衛星上に備える必要がある。

この衛星がスペースシャトルまたは使い捨て形のロケットによって宇宙空間まで 運搬された後、この衛星はさらにペリジ−・モーターと称される推力装置によっ て高楕円軌道に打上げられる。二〇高楕円軌道が同期軌道と交差する高度に達し た時に、アポジ−モーターと称される別の推進装置に点火され、この衛星は円形 の同期軌道に乗る。そして、この衛星が同期軌道に乗った後、別の小形の推進装 置が作動してこの衛星を軌道上に正確に位置決し、また姿勢を正確に制御する。

このような手順は、同期軌道上の通信衛星に限らず、低地球軌道、極軌道、傾斜 軌道等の上に乗る人工衛星の場合も同様である。

どのような軌道であれ、この衛星はその姿勢、およびステーションと称される軌 道上の所定位置に対する位置等を制御する手段を必要とし、このような制御手段 によって軌道上の所定位置からのずれが補正される。上述したように、同期軌道 上の通信衛星は、地上局との間の通信リンクが損われないように、その姿勢やス テーションを正確に制御する必要がある。

このため、このような宇宙航行体には組込み形の制御システムが備えられており 、このシステムには宇宙航行体を各種のモードで推進する推進装置が備えられて いる。この制御システムには、２あるいは３つのモードで作動する推進装置を備 えている。これらの推進装置は、地球またはその他の基準位置に対してこの宇宙 航行体の姿勢すなわち方向を制御する。

また、これら制御システムはこの宇宙航行体の位置を南北方向または東西方向に 移動させることができ、この宇宙航行体を軌道上の所定位置から移動し、ステー ションを維持するための操縦をおこなうことができる。また、この制御システム はこの宇宙船を推進してこの軌道上の宇宙航行体の高度をすこし変えることがで きる。

最近の宇宙航行体では、姿勢の制御およびステーション維持の両方に作動を単一 形の推進装置でおこなうように構成されているものが多く、このような単一形の 推進装置の多数個を各種の位置に配置し、これらを組合わせて点火し、所定の制 御をなすように構成されている。この宇宙航行体の姿勢を変えることは頻繁に必 要であり、この場合には南北および東西方向のステーションを維持したまま推進 装置を短い時間だけ作動させ、また軌道の変更はあまり必要ではないが、この場 合には推進装置を長い時間作動させる。

従来から、このような宇宙航行体の姿勢制御およびステーション維持のため、２ つの形式の液体推進剤形の推進装置が開発されている。−元推進剤形の推進装置 は、ヒドラジン等の燃料をイリジウム等の触媒に接触させて通過させ、高温のガ スを発生させ、このガスをノズルに供給して推力を得るものである。二元推進剤 形の推進装置は、ヒドラジン、レス・エナージテック・モノエチルヒドラジン等 の燃料成分を過酸化窒素等の酸化成分と反応させ、これによって発生した高温の ガスをノズルから噴出して推力を得るものである。

燃料のエネルギポテンシャルおよび推進装置の設計の両方の要素によって、−元 推進剤形推進装置は小形でかつ簡単な構造であり、衛星の推進装置としては適し ている。また二元推進剤形推進装置は、より大形の衛星の推進装置として適して おり、効率が高いので大きな推進剤負荷を有している。これら推進装置の形式は 、宇宙航行体の実際のミッションに対応して選択される。

この宇宙航行体の制御システムに二元推進剤形推進装置を使用する場合には、各 種の問題が生じる。姿勢制御のための点火および東西方向のステーション維持の ための点火は安定状態における点火より効率が低いが、これらの作動では使用さ れる燃料は全体の約１０％程度の少ない量である。この場合、使用される燃料お よび酸化剤は完全に消費されることは少なく、むしろ余分のどちらかの推進剤が 残る場合が多い。

このように残留する推進剤は数％程度の少ないものであるが、しかしこの余剰の 推進剤の重量により軌道上に打上げるべき重量が増加し、大形の宇宙航行体では この重量は数百ポンドにも達し、打上げのコストを増大させる。この推進装置の 点火のタイプや持続時間は一定していないので、この推進剤の消費量を正確に制 御することは困難である。したがって、通常は燃料または酸化剤が残留してしま うことになる。−元推進剤形推進装置を使用すれば、このような不具合は生じな いが、この−元推進剤形の推進装置は効率が低い。この−元推進剤形の推進装置 のみを使用した場合には、燃料の量が多くなり、結局大きな重量を軌道上に打上 げることになる。

したがって、宇宙航行体の姿勢制御やステーション維持等をおこなう制御システ ムの改善が要望されており、同時に作動効率を高め、かつ推進剤を効率的に完全 に消費することが要望されている。さらに、この制御システムの改善をおこなう 場合には、各種の宇宙航行体システムに適用できることが必要であり、また宇宙 航行体の安全性や打上げの準備に新たな問題を生じることがなく、さらに宇宙航 行体の設計に構造上、流体力学上大きな変更を加える必要がないことが要望され る。本発明はこれらの要望を満足し、さらにより大きな長所を備えるものである 。

発明の概要 本発明は宇宙航行体の制御システムに関し、この制御システムは一元推進剤と二 元推進剤の両方を備えた複合形のものであり、姿勢の制御、ステーションの維持 、アポジ−ブースト等のための推力を発生するものである。本発明のものは、宇 宙航行体に大きな変更を加えることなしに、この宇宙航行体の効率を向上させる ものである。

本発明の宇宙航行体の制御システムは、燃料と酸化剤によって作動する二元推進 剤形の推進装置と、上記と同じ燃料を使用する一元推進剤形の推進装置とを備え たものである。そして、酸化剤は二元推進剤形の推進装置に供給され、また燃料 は二元推進剤形の推進装置と一元推進剤形の推進装置の両方に供給され、この燃 料の量は酸化剤と完全に反応する量より多くなっている。この燃料としては、好 ましくはヒドラジンが使用され、また酸化剤としては過酸化窒素が使用される。

このアポジ−モーターは共通の燃料および酸化剤を使用して二元推進剤形推進装 置としても作動する。

この−元推進剤形の推進装置は、短い時間だけ作動し、推進剤のわずかな部分の みを使用し、その作用の割合いは少ない。また、上記の二元推進剤形の推進装置 は長い時間作動し、、推進剤の大部分を消費する。この二元推進剤形の推進装置 は安定状態モードでのみ作動するので、単一形の作動に適するように設計されて おり、安定モードおよびパルスモードの両方で作動する従来の推進装置より効率 が高い。燃料は余分に搭載されているので、酸化剤が先に消費される。そして、 この酸化剤が完全に消費されると、この二元推進剤形の推進装置は作動しなくな る。そして、−元推進剤形の推進装置が短い作動および長い作動の両方に使用さ れるが、この−元推進剤形の推進装置は二元推進剤形の推進装置より効率が低い 。

しかし、この残留した推進剤を利用するので、全体としては有利である。

本発明の好ましい形態としては、姿勢制御およびステーション維持操作のために ２組の一元推進剤形の推進装置と二元推進剤形の推進装置とを備えている。姿勢 制御および東西方向のステーション維持のために径方向の一元推進剤形の推進装 置が備えられ、また東西方向のステーション維持の通常作動のために二元推進剤 形の推進装置が設けられている。これらの推進装置は、推進剤の残っている間の 衛星の寿命の初期に使用される。南北方向のステーション維持のための軸方向の 一元推進剤形の推進装置が設けられ、この推進装置は酸化剤が消費された後に使 用される。酸化剤が完全に消費され、二元推進剤形の推進装置が使用できなくな った後は、これら径方向および軸方向の一元推進剤形の推進装置を使用して衛星 の制御をおこない、残りの燃料を完全に使用する。したがって、搭載する燃料の 量は、すべての酸化剤と完全に反応する量より多く、酸化剤が完全に消費される までに使用される燃料に加えて余分の燃料が搭載されている。このような方法に よって、推進剤（燃料および酸化剤）は完全に利用される。

言葉を変えて説明すれば、本発明は宇宙航行体の制御方法であって、少なくとも １個の二元推進剤の推進装置と少なくとも１個の一元推進剤形の推進装置を備え 、またこの二元推進剤形の推進装置と一元推進剤形の推進装置の両方に連通ずる 燃料タンクと、二元推進剤形の推進装置に連通ずる酸化剤タンクとを備え、この 酸化剤タンク内には酸化剤を搭載し、また上記の燃料タンク内には上記酸化剤タ ンク内の酸化剤と反応する量より多くの燃料を搭載するものである。そして、こ の宇宙航行体が宇宙に打上げられた場合には、この酸化剤が完全に消費されるま では一元推進剤形の推進装置と二元推進剤形の推進装置の両方を使用し、またこ の酸化剤が消費された後は一元推進剤形の推進装置を作動させるものである。。

本発明のシステムおよび方法によって、宇宙航行体の制御は大きく改善される。

この二元推進剤形の推進装置および一元推進剤形の推進装置は最適に設計され、 またこれら燃料および酸化剤はこの宇宙航行体が長い開作動を続けられるに十分 な量だけ搭載される。これら二元推進剤形の推進装置や一元推進剤形の推進装置 、および推進剤の技術はそれぞれ従沫から公知であり、このような複合制御シス テムを構成しても技術的な問題や安全性の問題は最少にすることができる。以下 に示す図面を参照した本発明の詳細な説明によって、本発明の他の特徴は明白と なるであろう。

図面の簡単な説明 第１図は、通信衛星を地球および２個の地上局とともに示す概略図； 第２図は、地球に対する３つのタイプの衛星の軌道を示す概略図； 第３図は、推進装置による異なるタイプの移動を示す同期軌道上の通信衛星の概 略図： 第４図は、通信衛星、制御システムの概略を示す側面図；第５図は、制御システ ムの概略構成図である。

実施例の詳細な説明 人工衛星等の宇宙航行体は、使い捨て形のブースタロケットまたはスペースシャ トル等によって所定の姿勢で所定の軌道上に打上げられる。この姿勢および軌道 は、宇宙航行体の制御システムの推進装置によって正確に調整される。この宇宙 航行体の姿勢は時間の経過によってわずか１ごずれることがあり、たとえ数度の ずれであってもこの宇宙航行体のミッションに支障が生じる。同様に、軌道上の ステーションも正確でなければならない。これら姿勢およびステーションはこの 宇宙航行体の制御システムによって制御される。また、より高い軌道に移る場合 等、軌道に大きな変化を与える場合には、この宇宙航行体に搭載されているアポ ジ−モーター等が使用され、この推力は姿勢制御およびステーション維持用の推 力装置のよりもかなり大きい。本明細書において使用されている宇宙航行体の制 御システムとは、推進剤の供給、推進装置、および推進剤を推進装置に供給する 配管系等を含むものとする。また、推進装置の点火の制御装置は含まない。

第１図には、地球のまわりの軌道上の中継ステーションとしての衛星１０を示す 。第１の地上局１２はこの衛星１ｏに信号を送り、この信号は増幅および処理さ れた後節２の地上局１４に伝送される。これら地上局１２．１４のアンテナ１６ のコストを低減するために、この衛星１０は宇宙空間の所定位置に正確に静止し ていることが好ましく、この衛星のステーションおよびこの衛星のアンテナ１８ は地上のアンテナ１６に正確に指向するように調整される。もし、この衛星１０ が所定の固定ステーションからの所定距離以上移動するようであれば、地上のア ンテナ１６はこれに追従できるように可動形のものとしなければならず、コスト が上昇する。

この衛星１０の軌道は、この衛星が宇宙空間の所定の位置に静止するか否かの重 要な要素である。第２図に示すように、この衛星１０は地球の赤道面内にある赤 道軌道２０、傾斜軌道２、または地球の極上の極軌道２４上に打上げられる。こ の赤道軌道２０上の衛星１０が高度３５７８３ｋｍ　（２２゜２３５法定マイル ）の円軌道上にあれば、その速度は自転する地球の上の所定位置に対して静止す るような速度と一致し、この軌道が同期軌道である。このような場合には、地上 から見るとこの衛星は静止しており、地上のアンテナ〕６はこの衛星１０を指向 するよな固定形のものでよく、連続的に方向を変化させる必要はない。地表が湾 曲しているため、この同期軌道上の衛星は緯度約８０’以上の地域を指向するこ とばできないが、この欠点は通信網の大部分の地上局のアンテナを簡単な構造に できるという長所に比較すれば重要ではない。

このように、同期軌道を利用すれば衛星を宇宙空間の所定の固定ステーションに 位置させてお（ことができるが、実際にはこの同期軌道上にある衛星は各種の外 力によってわずかに移動する。したがって、このような静止衛星には、本発明の ような所定のステーションに維持するための制御システムが必要である。もちろ ん、傾斜軌道上や低軌道上の衛星にも本発明のような制御システムが必要である が、この実施例ではこのような静止通信衛星に関連して説明する。

第３図には、地球のまわりの軌道上の衛星１０をその制御座標とともに示す。こ れらの制御座標は、上下方向の座標２６、東西方向の座標２８、および南北方向 の座標３０からなる。この衛星１０は、これらの座標に対して、地球、特定の星 、その他の物体等を基準として所定の姿勢すなわち角度方向を維持する必要があ り、この角度方向を姿勢と称する。

また、この衛星１０はこの軌道上の所定位置に位置【７ている必要があり、この 所定の位置をステーションＸと称する。この衛星１０は、所定のステーションか ら南北（地球に対して）の方向すなわち座標軸３０の方向、東西（地球に対して ）すなわち座標軸２８の方向、または高度（地球に対して）が変わる方向すなわ ち座標軸２６の方向にずれることがある。姿勢制御とは、この衛星のステーショ ンＸに対する角度方向の制御であり、またステーション維持とは、この衛星１０ の所定ステーションからの移動を制御することである。この姿勢およびステーシ ョンのずれは、太陽光の圧力、太陽や月等の他の物体の重力、抵抗、熱的な影響 、電磁的な影響、操作の不正確さ、その他の外的または内的な原因によって生じ る。

衛星として使用される宇宙航行体はその経済性が重要であり、特に打上げの際の 重量や寸法、ミッションを達成できる実質的なこの衛星の寿命等が重要である。

重量や寸法を減少するには、この衛星に搭載する推進剤の量を少なくすることが 好ましいが、このように姿勢制御やステーション維持に使用される推進剤を少な くするとこの衛星の制御のための操作の回数が制限され、この衛星の使用上の実 質的な寿命が短くなる。したがって、この衛星の制御システムに使用される推進 装置の作動をできるだけ効率化し、推進剤の無駄を排除するようにこの制御シス テムを設計することがきわめて重要である。

第４図には、この衛星１０の制御システム３２の主要な要素を示す。この衛星１ ０には本体３４とこれに支持されたプラットホーム３６を備えている。この本体 ３４は略円筒状をなし、その円筒軸まわりに毎分６０回回転度の速度で回転され ている。この回転によって、この衛星自体がジャイロスコープとして作用し、前 記の座標軸２６，２８．３０に対して所定の姿勢すなわち角度方向に維持される 。上記のプラットホーム３６はこの本体３４と一緒には回転せずに静止しており 、この衛星のアンテナ１８が地上局のアンテナ１６を常に指向するように構成さ れている。このプラットホーム３６はそのアンテナを所定の方向に指向させる場 合以外は回転しない。この制御システム３２は本体３４内に収容されており、推 進剤供給Ｒ３Ｂ、推進装置４０、およびこの推進剤供給源３８から推進剤を推進 装置４０に供給する推進剤供給配管系４２を備えている。この第４図には制御シ ステム３２の概略を示し、第５図には推進剤を推進装置に供給する構成を詳細に 示す。

第５図には、この制御システム３２を概略的に示す。この制御システム３２には 、燃料タンク４４および酸化剤タンク４６内に収容された２種類の推進剤が使用 される。この燃料としては、ヒドラジンが使用され、その化学式はＮ２Ｈ４であ り、この燃料は２元推進剤の燃料成分および一元推進剤として使用される。すな わち、このヒドラジンは、推進装置内で酸化剤と反応してガスを発生し、また推 進装置内で触媒と接触して窒素ガスと水素ガスに分解し、高温のガスを発生する 。これらの参考文献としては、米国特許Ｎｏ、３．８７１゜８２８；　４，０６ ９．６４４．　４，３２４，０６９゜およびＥｌｌｉｏｎ他の４，４９０．９７ ２がある。また、酸化剤とＩ、では、化学式Ｎ２Ｏ４で示される過酸化窒素が使 用される。このヒドラジンと過酸化窒素は自動着火性があり、二元推進剤形の推 進装置内で高温のガスを発生する。ヒドラジンはイリジウムにアルミナ被覆［、 た触媒ベッドに接触して発熱分解し、−元推進剤形の推進装置内で高温のガスを 発生する。このような−元推進剤形の推進装置の燃料および二元推進剤形の推進 装置の燃１゛１および酸化剤等の推進剤および推進装置はいずれも公知の技術で ある。

タンク４４からの燃料およびタンク４６からの酸化剤は、配管系４２の配管を介 して推進装置４０に供給される。これらの配管によって、二元推進剤型の推進装 置には燃料と酸化剤とが供給され、また−元推進剤形の推進装置には燃料が供給 される。最も簡単なシステムでは、タンク４４および４６は燃料および酸化剤を 供給するに十分な圧力に加圧され、ポンプが不要になる。しかし、特別な場合に はポンプが必要となる。−元推進剤形の推進装置４８には燃料のみが供給される 。二元推進剤形の推進装置５０には、燃料および酸化剤が供給される。実際には 、これら−元推進剤形の推進装置４８および二元推進剤形の推進装置５０は複数 のものが使用され、これらは衛星１０の各部に配置され、姿勢制御およびステー ション維持のために使用される。

また、本発明の実施例では、この燃料および酸化剤はアポジ−モーター５２にも 供給される。このアポジ−モーター５２は、一般には上記の推進装置４８．５０ のロケットモータより大形である。このアポジ−モーターとしては、固体ロケッ トモータまたは低温ロケットモーターが使用され、ミッションの初期に軌道上に 乗るために使用され、その後は使用されない。したがって、本発明のような一元 推進剤および二元推進剤の複合形のものは、このアポジ−モーター５２として好 適し、ミッションや宇宙航行体の形式に対応して使用される。

本発明のものは、静止衛星等同期軌道上の宇宙航行体に好適し、−元推進剤形の 推進装置４８は姿勢制御および東西のステーション維持のために配置される。ま た、二元推進剤形の推進装置５０は、南北方向のステーション維持のために配置 される。これらの推進装置の使用モードは、衛星の寿命の各段階、酸化剤の残量 に対応して変化する。この衛星の寿命の初期の段階では、この制御システム３２ は径方向の一元推進剤形の推進装置が使用され、姿勢制御および東西方向のステ ーション維持がなされ、推進剤全体の一部の量しか使用されない。この燃料タン ク４４に搭載されている燃料の量は、酸化剤タンク４６に搭載されている酸化剤 と反応する二より多く、この反応必要量に加えて「余剰消費分」すなわちタンク ４６内の酸化剤を消費した後にも上記の径方向の一元推進剤形推進装置５４によ って姿勢制御および東西方向のステーション維持をおこなうに必要な分だけ余分 に搭載されている。

この「余剰消費分」とは、この宇宙航行体に搭載されている酸化剤が完全に消費 された後にも一元推進剤形の推進装置を作動させるに必要な燃料の量を意味する 。この余剰消費分は、他の同様なミッションの衛星の使用データに基づいて、こ の衛星の設計の段階で計算することができる。この余剰消費分はあらかじめ正確 には計算できないが、この燃料の量が多い程、この余剰消費分は小さな誤差で計 算することができ、消費されない未使用の推進剤が残ることがない。しかし、上 記の南北方向のステーション維持をなす二元推進剤形の推進装置が作動できる期 間ができるだけ長（なるようにこの余剰消費分を計算することが好ましい。

この衛星の寿命の後期の段階では、酸化剤が消費された後には二元推進剤形の推 進装置５０は南北方向のステーション維持には使用できず、代わりに一組の一元 推進剤形の推進装置５６がこの作用をなす。したがって、この制御システム３２ の推進作動は、衛星の寿命の初期には一元推進剤形の推進装置５４と二元推進剤 形の推進装置５０との組合わせによってなされ、またこの衛星１０の寿命の後期 の段階では一元推進剤形の推進装置５４．５６のみによってなされる。これによ って、すべての推進剤が完全に使用され、危険性のあるこの推進剤が残留するこ とがない。

この制御システムの変形例として、アポジ−モーター５２を備えたものがあり、 このモーターは液体燃料形の二元推進剤形の推進装置であり、上記燃料タンク４ ４および酸化剤タンク４６から共通して推進剤を供給されるように構成され、も ちろん、上述と同様にこの燃料は酸化剤を完全に消費した後も余剰分が残るよう に構成されている。

上記の二元推進剤形の推進装置５０は、最も効率的なモードで作動して南北方向 のステーション維持をなすように構成され、その噴射時間はたとえば５０ないし ２００秒である。

また、上記の一元推進剤形の推進装置４８は、この衛星の寿命中にパルス状すな わち短い時間だけ噴射され、推進剤のごく一部のみを消費する。そして、二元推 進剤形の推進装置５０によって酸化剤が完全に消費された後は、この代わりに一 元推進剤形の推進装置５６が南北方向のステーション維持をなすが、この長い時 間作動する二元推進剤形の推進装置の方が効率は高い。しかし、この制御システ ム全体で考えると、この二元推進剤形の推進装置の作動時間の方が長いので、推 進剤を完全に使用するだけこの衛星の寿命を延長することができる。

よって、このような−元推進剤形の推進装置と二元推進剤形の推進装置とを備え た複合形の制御システムでは、燃料タンク４４に搭載されている燃料の量は酸化 剤タンク４６に搭載されている酸化剤と反応するに必要な量より多い。すなわち 、この燃料の量は、酸化剤が完全に消費された後にも一元推進剤形の推進装置を 作動させるに必要な分つまり余剰消費分だけ多く搭載されている。従来の静止通 信衛星では、姿勢制御および東西方向のステーション維持に消費される推進剤の 量は全体の１０％程度であるのに対し、南北方向のステーション維持では南北方 向のずれを補正するのに５０ないし２００秒の噴射を必要とし、全体の９０％の 推進剤を消費する。したがって、この種の衛星である本発明の実施例では、南北 方向のずれを補正する推進装置として二元推進剤形の推進装置を使用しており、 この衛星の燃料タンク内に搭載される燃料の量は、この衛星の酸化剤タンク内に 搭載されている酸化剤と完全に反応する量より少なくとも１０％多く　（すなわ ち余剰消費分が１０％）搭載されている。もちろん、この実施例以外の構造の制 御システムも可能であり、このような場合でも上記と同様にしてこれら推進剤の 搭載量が計算される。

また、本発明のような一元推進剤形の推進装置と二元推進剤形の推進装置とを備 えた複合形の制御システムによれば、衛星の効率を向上させ、そのペイロードを 向上させることができる。たとえば、すべての推進装置が一元推進剤形の制御シ ステムを本発明の複合形の制御システムと交換すれば、たとえばヒユーズ・エア クラフト社製のペイロード１５７ｋｇ（３５０ポンド）のＨ８３７６形静止衛星 ではその寿命末期の重量を約４８ｋｇ　（１０６ポンド）減少させることができ る。この最終重量の減少はそのままペイロードの増加となり、本発明の制御シス テムによってペイロードが約３０％増加する。

上述したように、本発明の制御装置は静止通信衛星等の宇宙航行体の制御システ ムとして大きな効果を発揮する。この制御システムの効率が向上することによっ て、宇宙航行体のペイロードが増加する。このように推進剤が完全に消費される ことによって、推進剤の残留（こよる重量増加の不具合や危険性を解消できる。

また、本発明は宇宙航行体の作動や打上げ準備等に大きな変更を加える必要がな い。

以上の如〈実施例を説明したが、本発明はこれら実施例に限定されるものではな く、この技術分野の当業者であれば、本発明の要旨を逸脱することなく各種の変 更を加えることは容易である。よって、本発明は以下に述べる請求の範囲によっ て規定される。

ＦＩＧ。４ ＦＩＧ、５ 国際調査報告

Claims (15)

【特許請求の範囲】
1. １．宇宙航行体の制御システムであって：燃料および酸化剤によって作動する二 元推進剤形の推進装置と； 上記の二元推進剤形の推進装置と同じ燃料によって作動する一元推進剤形の推進 装置と； 上記二元推進剤形の推進装置に連通した酸化剤供給源と；上記二元推進剤形の推 進装置および一元推進剤形の推進装置に連通した燃料供給源とを備え、この燃料 の量は上記酸化剤のすべてと反応する量より多いことを特徴とする制御システム 。
2. ２．前記燃料はヒドラジンであることを特徴とする前記請求の範囲第１項記載の 制御システム。
3. ３．前記酸化剤は過酸化窒素であることを特徴とする前記請求の範囲第１項記載 の制御システム。
4. ４．前記二元推進剤形の推進装置はステーション維持のための推進装置であるこ とを特徴とする前記請求の範囲第１項記載の制御システム。
5. ５．前記燃料の量は、前記酸化剤の前部と反応するに必要な量に加えて、前記酸 化剤がすべて消費された後も前記一元推進剤形の推進装置を作動させるに十分な 余剰消費分だけ多いことを特徴とする前記請求の範囲第１項記載の制御システム 。
6. ６．前記燃料の量は、前記酸化剤のすべと反応する量の１１０％以上であること を特徴とする前記請求の範囲第１項記載の制御システム。
7. ７．前記二元推進剤形の推進装置は、アポジ−モーターであることを特徴とする 前記請求の範囲第１項記載の制御システム。
8. ８．少なくとも２個の一元推進剤形の推進装置を備え、それらのひとつの一元推 進剤形の推進装置は姿勢制御および東西方向のステーション維持用のものであり 、また別のひとつの一元推進剤形の推進装置は南北方向のステーション維持用の ものであることを特徴とする前記請求の範囲第１項記載の制御システム。
9. ９．宇宙航行体の制御方法であって： 上記宇宙航行体に少なくとも１個の二元推進剤形の推進装置と少なくとも１個の 一元推進剤形の推進装置を備える過程と； 上記宇宙航行体に上記二元推進剤形の推進装置および一元推進剤形の推進装置に 連通した燃料タンクを備える過程と；上記宇宙航行体に上記二元推進剤形の推進 装置に連通した酸化剤タンクを備える過程と； 上記酸化剤タンクにある量の酸化剤を搭載する過程と；上記燃料タンクに、上記 酸化剤タンクに搭載された酸化剤と反応する量より多い量の燃料を搭載する過程 とを具備したことを特徴とする方法。
10. １０．前記燃料はヒドラジンであることを特徴とする前記請求の範囲第９項記載 の方法。
11. １１．前記酸化剤は過酸化窒素であることを特徴とする前記請求の範囲第９項記 載の方法。
12. １２．前記各過程に加えて： 前記宇宙航行体を打上げる過程と； 前記酸化剤が全部消費されるまで前記一元推進剤形の推進装置および二元推進剤 形の推進装置を作動させる過程と；前記酸化剤が全部消費された後に前記一元推 進剤形の推進装置を作動させる過程とを具備したことを特徴とする前記請求の範 囲第９項記載の方法。
13. １３．少なくとも２個の一元推進剤形の推進装置を備え、それらのひとつの一元 推進剤形の推進装置は姿勢制御および東西方向のステーション維持用のものであ り、また別のひとつの一元推進剤形の推進装置は南北方向のステーション維持用 のものであることを特徴とする前記請求の範囲第９項記載の方法。
14. １４．前記二元推進剤形の推進装置は、南北方向ステーション維持をなすためだ けのものであることを特徴とする前記請求の範囲第９項記載の方法。
15. １５．前記燃料の量は、前記酸化剤の前部と反応するに必要な量に加えて、前記 酸化剤がすべて消費された後も前記一元推進剤形の推進装置を作動させるに十分 な余剰消費分だけ多いことを特徴とする前記請求の範囲第９項記載の方法。