JPH05105197A - 静止地球観測衛星 - Google Patents
静止地球観測衛星Info
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- JPH05105197A JPH05105197A JP3114208A JP11420891A JPH05105197A JP H05105197 A JPH05105197 A JP H05105197A JP 3114208 A JP3114208 A JP 3114208A JP 11420891 A JP11420891 A JP 11420891A JP H05105197 A JPH05105197 A JP H05105197A
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Abstract
(57)【要約】 （修正有）
【目的】 スピン安定化された衛星の回転軸の上で軸方
向推進システム及びアンテナセットと放射器という２つ
の軸方向機器を位置設定する。 【構成】 静止軌道内でスピン安定されるよう設計され
た衛星は、円筒状の太陽発電機にとり囲まれかつスピン
回転軸と同軸的に衛星本体２と、この軸に沿って配置さ
れた遠地点操縦システム８と、及び軸方向に配置された
２つの軸方向機器たる放射器６とアンテナセット７とを
具備する。遠地点操縦システム８は、機器のうちの一方
と反対側に固定され、軸に対し平行に方向づけされてい
ると共にこの軸に対して同じ距離だけオフセットされた
少なくとも２つの推進部１２を有する。２つの機器のう
ちのもう１方のまわりに等角度間隔で置かれたこれらの
推進部は、共通の液体推進薬補給システムに連結されて
いる。
向推進システム及びアンテナセットと放射器という２つ
の軸方向機器を位置設定する。 【構成】 静止軌道内でスピン安定されるよう設計され
た衛星は、円筒状の太陽発電機にとり囲まれかつスピン
回転軸と同軸的に衛星本体２と、この軸に沿って配置さ
れた遠地点操縦システム８と、及び軸方向に配置された
２つの軸方向機器たる放射器６とアンテナセット７とを
具備する。遠地点操縦システム８は、機器のうちの一方
と反対側に固定され、軸に対し平行に方向づけされてい
ると共にこの軸に対して同じ距離だけオフセットされた
少なくとも２つの推進部１２を有する。２つの機器のう
ちのもう１方のまわりに等角度間隔で置かれたこれらの
推進部は、共通の液体推進薬補給システムに連結されて
いる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、例えば観測衛星特に地
球観測衛星といった一般的な衛星構造に関する。これは
特に、スピン安定化された衛星に関する。又本発明は特
に気象衛星に関するが、これに限られるわけではない。
球観測衛星といった一般的な衛星構造に関する。これは
特に、スピン安定化された衛星に関する。又本発明は特
に気象衛星に関するが、これに限られるわけではない。
【０００２】
【従来の技術】スピン安定化された静止気象衛星はすで
に、米国、ソ連、日本及びヨーロッパでＷＷＷ（世界気
象監視（Ｗｏｒｌｄ Ｗｅａｔｈｅｒ Ｗａｔｃｈ））
気象観測プログラムの一環として使用されてきた。この
ような衛星としては、ＵＳ ＧＯＥＳ １及び４衛星、
ヨーロッパＭＯＰ衛星及び日本ＧＯＩＳ衛星がある。
に、米国、ソ連、日本及びヨーロッパでＷＷＷ（世界気
象監視（Ｗｏｒｌｄ Ｗｅａｔｈｅｒ Ｗａｔｃｈ））
気象観測プログラムの一環として使用されてきた。この
ような衛星としては、ＵＳ ＧＯＥＳ １及び４衛星、
ヨーロッパＭＯＰ衛星及び日本ＧＯＩＳ衛星がある。
【０００３】これまでのところ、地球観測衛星はつねに
スピン安定化されており、つねに固体推進薬遠地点操縦
システムを用いてきた。
スピン安定化されており、つねに固体推進薬遠地点操縦
システムを用いてきた。
【０００４】現在では、既存の衛星（つまり第１世代の
衛星）と区別するため第２世代衛星と呼ばれる衛星を打
ち上げる方向に向けて、特に米国及びヨーロッパにおい
てさまざまなプロジェクトが着手されつつある。これら
の第２世代の衛星は特に通信路数及び照準精度に関して
第１世代の衛星に比べはるかにすぐれた性能を有するよ
うに意図されたものである。このことはすなわち第１世
代の衛星のものに比べはるかに大きい乾燥質量（これま
での約３００〜３５０ｋｇに比べ約８００〜１５００ｋ
ｇ）を意味している。
衛星）と区別するため第２世代衛星と呼ばれる衛星を打
ち上げる方向に向けて、特に米国及びヨーロッパにおい
てさまざまなプロジェクトが着手されつつある。これら
の第２世代の衛星は特に通信路数及び照準精度に関して
第１世代の衛星に比べはるかにすぐれた性能を有するよ
うに意図されたものである。このことはすなわち第１世
代の衛星のものに比べはるかに大きい乾燥質量（これま
での約３００〜３５０ｋｇに比べ約８００〜１５００ｋ
ｇ）を意味している。
【０００５】第１世代の衛星が設計され打ち上げられた
時から、静止又はその他のタイプの衛星に適用可能な衛
星推進の分野における重大な変化が起こった。すなわ
ち、固体推進薬遠地点原動機（動力）の使用は、液体推
進薬推進システムの使用に道を譲ったのである。
時から、静止又はその他のタイプの衛星に適用可能な衛
星推進の分野における重大な変化が起こった。すなわ
ち、固体推進薬遠地点原動機（動力）の使用は、液体推
進薬推進システムの使用に道を譲ったのである。
【０００６】固体推進薬に代ってこのように一般に液体
推進薬が採用されたことは、液体推進薬の比インパルス
（比推力）の方が優れていること、又遠地点運動、軌道
修正及び姿勢制御システムのための単一化された推進体
システムを提供できること、運用上の柔軟性が増してい
ること（数多くの段階で１つの遠地点操縦を行なうのが
容易である）及びコンセプトがさらに柔軟であること
（これまでは完成した衛星の予定質量に基づいて開発プ
ロセス中のいくつかの段階で固定推進薬原動機及びその
推進薬タンクを選ぶ必要があったのに対し、液体推進薬
タンクは打上げ直前に衛星の許容可能最大質量まで充て
んされる）によって説明がつく。液体推進薬の使用の結
果、打上げときおける質量を大幅に節減することができ
る。
推進薬が採用されたことは、液体推進薬の比インパルス
（比推力）の方が優れていること、又遠地点運動、軌道
修正及び姿勢制御システムのための単一化された推進体
システムを提供できること、運用上の柔軟性が増してい
ること（数多くの段階で１つの遠地点操縦を行なうのが
容易である）及びコンセプトがさらに柔軟であること
（これまでは完成した衛星の予定質量に基づいて開発プ
ロセス中のいくつかの段階で固定推進薬原動機及びその
推進薬タンクを選ぶ必要があったのに対し、液体推進薬
タンクは打上げ直前に衛星の許容可能最大質量まで充て
んされる）によって説明がつく。液体推進薬の使用の結
果、打上げときおける質量を大幅に節減することができ
る。
【０００７】この傾向がもたらした１つの影響は、現在
ヨーロッパにおいて近代衛星の標準的質量（乾燥質量８
００〜１５００ｋｇ）に適した飛行適格固体推進薬原動
機（動力）が全く入手できないということである。
ヨーロッパにおいて近代衛星の標準的質量（乾燥質量８
００〜１５００ｋｇ）に適した飛行適格固体推進薬原動
機（動力）が全く入手できないということである。
【０００８】同様に、液体推進薬遠地点推進部の使用
は、スピン安定化されている観測衛星（特に気象衛星）
の場合に、特殊なかつ重大な問題を提起する。
は、スピン安定化されている観測衛星（特に気象衛星）
の場合に、特殊なかつ重大な問題を提起する。
【０００９】観測衛星の役割は、赤外線帯域での地球及
びその大気圏の画像形成を必然的に伴う。このために用
いられるセンサは、受容可能な信号ノイズ特性を達成す
るために、約１００゜Ｋといった低い温度にまで冷却さ
れなくてはならない。これらの低い温度は従来、放射器
による熱の除去にとって有害な外部からのエネルギー特
に太陽エネルギーの流れを最小限におさえるため、深宇
宙の方に向いた衛星の横方向面の上に配置された円錐台
状の放射器の下に観測計器（この上に赤外線センサがあ
る）の焦点面を置くことによって得られる。放射器の円
錐台状の側壁は慣習的にはスピン回転軸に対し横方向の
平面に対して２３．５゜強の角度を成して傾斜してお
り、高レベルに研摩され（通常アルミニウムで作られて
いる）非常に反射性あるものとなっておりかつ最悪の条
件下でも（特に放射器が衛星の「南」面にあるときの冬
至点）全ての太陽放射を外部へはねつけるようになって
いる。
びその大気圏の画像形成を必然的に伴う。このために用
いられるセンサは、受容可能な信号ノイズ特性を達成す
るために、約１００゜Ｋといった低い温度にまで冷却さ
れなくてはならない。これらの低い温度は従来、放射器
による熱の除去にとって有害な外部からのエネルギー特
に太陽エネルギーの流れを最小限におさえるため、深宇
宙の方に向いた衛星の横方向面の上に配置された円錐台
状の放射器の下に観測計器（この上に赤外線センサがあ
る）の焦点面を置くことによって得られる。放射器の円
錐台状の側壁は慣習的にはスピン回転軸に対し横方向の
平面に対して２３．５゜強の角度を成して傾斜してお
り、高レベルに研摩され（通常アルミニウムで作られて
いる）非常に反射性あるものとなっておりかつ最悪の条
件下でも（特に放射器が衛星の「南」面にあるときの冬
至点）全ての太陽放射を外部へはねつけるようになって
いる。
【００１０】全ての第１世代衛星において、深宇宙へ
（「南」へ）向いた受動放射器の視野は、燃焼の後に固
体推進薬遠地点原動機（動力）を投棄することによって
達成された。この放射器は遠地点原動機（動力）のすぐ
後ろ、衛星と遠地点原動機（動力）の界面に置かれた。
この観点からみて、固体推進薬原動機（動力）はその推
進薬タンクと共にコンパクトかつ容易に投棄される１つ
のアセンブリを構成するという利点を有する。
（「南」へ）向いた受動放射器の視野は、燃焼の後に固
体推進薬遠地点原動機（動力）を投棄することによって
達成された。この放射器は遠地点原動機（動力）のすぐ
後ろ、衛星と遠地点原動機（動力）の界面に置かれた。
この観点からみて、固体推進薬原動機（動力）はその推
進薬タンクと共にコンパクトかつ容易に投棄される１つ
のアセンブリを構成するという利点を有する。
【００１１】衛星の反対側（「北」）の面は従来通り、
従来衛星のスピン回転軸に沿って正確に配置された遠隔
通信ブームを含む地上通信アンテナによって占有されて
いる。
従来衛星のスピン回転軸に沿って正確に配置された遠隔
通信ブームを含む地上通信アンテナによって占有されて
いる。
【００１２】遠地点操縦システムの投棄は、遠地点燃焼
のための推進薬がパイプを用いて衛星本体の内側にある
貯蔵タンクから遠地点推進部（これはスピン回転軸に沿
って正確に方向づけされている）に補給されていること
及びシーリングに関連する理由から貯蔵タンクと遠地点
推進部の間に破断点を備えてこの推進部が投棄されうる
ようにするのは不可能であることにかんがみ、液体推進
薬システム（特に単一化された推進体システム）の場合
にては論外であると思われる。
のための推進薬がパイプを用いて衛星本体の内側にある
貯蔵タンクから遠地点推進部（これはスピン回転軸に沿
って正確に方向づけされている）に補給されていること
及びシーリングに関連する理由から貯蔵タンクと遠地点
推進部の間に破断点を備えてこの推進部が投棄されうる
ようにするのは不可能であることにかんがみ、液体推進
薬システム（特に単一化された推進体システム）の場合
にては論外であると思われる。
【００１３】従って、スピン安定化された静止観測衛星
を設計するには、次に示す技術的な問題に対する解決法
を見い出すことが必要である。その問題とはすなわち、
衛星のスピン回転と結びついた制約条件を同時に満たし
ながら、観測システムの軸方向に配置されたアンテナ、
軸方向に配置された液体推進薬遠地点操縦システム及び
軸方向に配置された放射器をいかに設置するかという問
題である（特に、観測システムには慣習的に、過度の遠
心力から保護するべくできるかぎりスピン回転軸の近く
に保つことが重要であると思われてきた可動式光学部品
が含まれている）。さらに一般的レベルでは、問題は、
スピン安定化された衛星の回転軸の上で軸方向推進シス
テム及び２つの軸方向機器（ここではアンテナブームと
放射器）を位置設定することにある。
を設計するには、次に示す技術的な問題に対する解決法
を見い出すことが必要である。その問題とはすなわち、
衛星のスピン回転と結びついた制約条件を同時に満たし
ながら、観測システムの軸方向に配置されたアンテナ、
軸方向に配置された液体推進薬遠地点操縦システム及び
軸方向に配置された放射器をいかに設置するかという問
題である（特に、観測システムには慣習的に、過度の遠
心力から保護するべくできるかぎりスピン回転軸の近く
に保つことが重要であると思われてきた可動式光学部品
が含まれている）。さらに一般的レベルでは、問題は、
スピン安定化された衛星の回転軸の上で軸方向推進シス
テム及び２つの軸方向機器（ここではアンテナブームと
放射器）を位置設定することにある。
【００１４】
【課題を解決するための手段】本発明は、円筒状の太陽
発電機にとり囲まれかつスピン回転軸と同軸的な衛星本
体と、前記軸に沿って配置された遠地点操縦システム
と、前記軸方向に配置された２つの機器とを具備する、
静止軌道内でスピン安定化されるべく適合された衛星に
おいて、前記遠地点操縦システムは、前記機器のうちの
一方と反対側に固定されており、かつ前記軸に対し平行
に方向づけされた少なくとも２つの推進部を具備し、該
少なくとも２つの推進部は前記軸に対して同じ距離だけ
オフセットされると共に前記２つの機器のうちの他方の
周りに等角度間隔で配置され、前記推進部は共通の液体
推進薬補給システムに連結されている衛星から成る。
発電機にとり囲まれかつスピン回転軸と同軸的な衛星本
体と、前記軸に沿って配置された遠地点操縦システム
と、前記軸方向に配置された２つの機器とを具備する、
静止軌道内でスピン安定化されるべく適合された衛星に
おいて、前記遠地点操縦システムは、前記機器のうちの
一方と反対側に固定されており、かつ前記軸に対し平行
に方向づけされた少なくとも２つの推進部を具備し、該
少なくとも２つの推進部は前記軸に対して同じ距離だけ
オフセットされると共に前記２つの機器のうちの他方の
周りに等角度間隔で配置され、前記推進部は共通の液体
推進薬補給システムに連結されている衛星から成る。
【００１５】本発明の特徴は、それが多数の推進部の使
用という要望を満たすため衛星の質量が増しても予め飛
行適格化された推進部を用いることができる、という点
にある。本発明の好ましい実施側は、以下の特徴のいず
れか又はその組合せを内含していると考えられる。 −推進部間に配置されたもう１つの機器が１組の通信ア
ンテナであること； −遠地点操縦システムの反対側に載置されている機器
は、赤外線センサ観測システムの一部を成す放射器であ
ること； −これに対する変形態様として、遠地点操縦システムの
反対側に載置されている機器が１組の通信アンテナであ
り、推進部の間にある機器はオプションとして前述の放
射器であること； −スピン回転軸に対して反対側に対称的に２つの推進部
が配置されていること； −推進部が軸からオフセットされている距離は少なくと
も円筒形太陽発電機の半径の半分であること； −軸との関係において推進部がオフセットされている距
離は少なくとも円筒形太陽発電機の半径の３分の２であ
ること； −放射器は、投棄可能なカバーで覆われていること； −投棄可能なカバーは低温源であり、放射器のまわりに
は加熱器が配置され、これらの加熱器は活化された時点
で衛星の下部部分を除染するように適合させられている
こと； −投棄可能なカバーは、爆発ボルトにより放射器の半径
方向外側で衛星本体に連結されていること； −投棄可能なカバーと衛星本体の間にはエネルギー貯蔵
用バネ手段が配置され、この手段はカバーを投棄するよ
う適合させられていること； −バネ手段は、軸方向に圧縮されたうず巻きバネである
こと； −アンテナセットと推進部の間には熱シールドが配置さ
れていること； −熱シールドには、遠地点操縦の後地球に向かってアン
テナの視野を開くように適合させられたヒンジ式フラッ
プが含まれていること； −液体推進薬補給システムは同様に、軌道修正及び姿勢
制御推進部に補給を行なうよう適合させられているこ
と。
用という要望を満たすため衛星の質量が増しても予め飛
行適格化された推進部を用いることができる、という点
にある。本発明の好ましい実施側は、以下の特徴のいず
れか又はその組合せを内含していると考えられる。 −推進部間に配置されたもう１つの機器が１組の通信ア
ンテナであること； −遠地点操縦システムの反対側に載置されている機器
は、赤外線センサ観測システムの一部を成す放射器であ
ること； −これに対する変形態様として、遠地点操縦システムの
反対側に載置されている機器が１組の通信アンテナであ
り、推進部の間にある機器はオプションとして前述の放
射器であること； −スピン回転軸に対して反対側に対称的に２つの推進部
が配置されていること； −推進部が軸からオフセットされている距離は少なくと
も円筒形太陽発電機の半径の半分であること； −軸との関係において推進部がオフセットされている距
離は少なくとも円筒形太陽発電機の半径の３分の２であ
ること； −放射器は、投棄可能なカバーで覆われていること； −投棄可能なカバーは低温源であり、放射器のまわりに
は加熱器が配置され、これらの加熱器は活化された時点
で衛星の下部部分を除染するように適合させられている
こと； −投棄可能なカバーは、爆発ボルトにより放射器の半径
方向外側で衛星本体に連結されていること； −投棄可能なカバーと衛星本体の間にはエネルギー貯蔵
用バネ手段が配置され、この手段はカバーを投棄するよ
う適合させられていること； −バネ手段は、軸方向に圧縮されたうず巻きバネである
こと； −アンテナセットと推進部の間には熱シールドが配置さ
れていること； −熱シールドには、遠地点操縦の後地球に向かってアン
テナの視野を開くように適合させられたヒンジ式フラッ
プが含まれていること； −液体推進薬補給システムは同様に、軌道修正及び姿勢
制御推進部に補給を行なうよう適合させられているこ
と。
【００１６】この多遠地点推進部のコンセプトが最初現
われたとき、当業者の側に激しい受入れ拒絶反応があっ
たということは、理解できるだろう。特に、考えられる
推進部の非同期化及び推進部の軸のオフセットの相違の
場合さらには異なる推力の規模の場合における複数の推
進部からの複合推力に応答しての衛星の挙動を決定する
という問題が持ち上がった。もう１つの問題点は、複数
の推進部に対し高い信頼性でかつ同期化された形で推進
薬を供給できるようにするために衛星の液体推進薬補給
システムに対し行なう必要のある変更の程度にあった。
最後に、推進部ノズル近くに放射性機器（アンテナ又は
放射器）を位置設定することによって、推進部の作動に
起因する過度の汚染（汚れ及び熱効果による）がひき起
こされる可能性があった。
われたとき、当業者の側に激しい受入れ拒絶反応があっ
たということは、理解できるだろう。特に、考えられる
推進部の非同期化及び推進部の軸のオフセットの相違の
場合さらには異なる推力の規模の場合における複数の推
進部からの複合推力に応答しての衛星の挙動を決定する
という問題が持ち上がった。もう１つの問題点は、複数
の推進部に対し高い信頼性でかつ同期化された形で推進
薬を供給できるようにするために衛星の液体推進薬補給
システムに対し行なう必要のある変更の程度にあった。
最後に、推進部ノズル近くに放射性機器（アンテナ又は
放射器）を位置設定することによって、推進部の作動に
起因する過度の汚染（汚れ及び熱効果による）がひき起
こされる可能性があった。
【００１７】本発明は、遠地点操縦の前にスピン安定化
されることから、衛星のジャイロ剛性に基づくものであ
る。試験によると、このジャイロ剛性は、第２世代の衛
星の場合には、その質量及び回転速度からみて、上述の
推進部構造又は作動上の欠陥のいずれかによる望ましく
ない効果を受容できる限界内に保つのに充分なものであ
る、ということがわかっている。本発明は、従来のタイ
プの超絶縁性材料で作られた単純な構造の投棄可能なカ
バー又はさらに一般的には投棄可能な又はヒンジ留め式
のスクリーン（遠地点運動の後にノズル上に折り畳まれ
るフラップ）を用いて一時的に放射器をマスキングする
ことによって、放射器の場合の推進部による機器の汚染
を制限する現実的な手段を提供している。
されることから、衛星のジャイロ剛性に基づくものであ
る。試験によると、このジャイロ剛性は、第２世代の衛
星の場合には、その質量及び回転速度からみて、上述の
推進部構造又は作動上の欠陥のいずれかによる望ましく
ない効果を受容できる限界内に保つのに充分なものであ
る、ということがわかっている。本発明は、従来のタイ
プの超絶縁性材料で作られた単純な構造の投棄可能なカ
バー又はさらに一般的には投棄可能な又はヒンジ留め式
のスクリーン（遠地点運動の後にノズル上に折り畳まれ
るフラップ）を用いて一時的に放射器をマスキングする
ことによって、放射器の場合の推進部による機器の汚染
を制限する現実的な手段を提供している。
【００１８】多数の推進部の使用によって、固体推進薬
での推進から液体推進薬での推進及び単一の推進部への
変更のためその他のタイプの衛星について達成された質
量に関するほぼすべての節約を達成することが可能とな
る。本発明の目的、特徴及び利点は、添付の概略的図面
を参考にしながら、単に制限的意味のない例として与え
られている以下の説明から明らかになることだろう。
での推進から液体推進薬での推進及び単一の推進部への
変更のためその他のタイプの衛星について達成された質
量に関するほぼすべての節約を達成することが可能とな
る。本発明の目的、特徴及び利点は、添付の概略的図面
を参考にしながら、単に制限的意味のない例として与え
られている以下の説明から明らかになることだろう。
【００１９】
【実施例】図１から図３は、静止軌道内で軸−Ｚ＋Ｚを
中心にスピン安定化されるように適合させられた観測衛
星１を示す。
中心にスピン安定化されるように適合させられた観測衛
星１を示す。
【００２０】図１において、衛星は、アリアン（ＡＲＩ
ＡＮＥ）タイプの２重ペイロード及び打上げ構造におい
て利用できる空間を示す一点鎖線Ａの内側に示されてい
る。
ＡＮＥ）タイプの２重ペイロード及び打上げ構造におい
て利用できる空間を示す一点鎖線Ａの内側に示されてい
る。
【００２１】この衛星は、太陽電池で覆われかつ太陽発
電機を構成している円筒状の外被３によってとり囲まれ
た本体２、本体の「南」横方向面上に配置された放射器
６及びラジアルインプットバッフル５を有する赤外線光
学観測システム４、放射器を支持する横方向面とは反対
側にある「北」横方向面から突出する遠隔通信及び映像
送信アンテナセット７、及び軸方向に配置された遠地点
推進システム８を有している。
電機を構成している円筒状の外被３によってとり囲まれ
た本体２、本体の「南」横方向面上に配置された放射器
６及びラジアルインプットバッフル５を有する赤外線光
学観測システム４、放射器を支持する横方向面とは反対
側にある「北」横方向面から突出する遠隔通信及び映像
送信アンテナセット７、及び軸方向に配置された遠地点
推進システム８を有している。
【００２２】図１及び図２を参照すると、衛星本体２す
なわち機械船（サービスモジュール）は、従来通り、横
方向に配置された主プラットホーム２Ａならびにこのプ
ラットホームに対し軸方向に配置されこれに締結された
中央管２Ｂを含んでいる。
なわち機械船（サービスモジュール）は、従来通り、横
方向に配置された主プラットホーム２Ａならびにこのプ
ラットホームに対し軸方向に配置されこれに締結された
中央管２Ｂを含んでいる。
【００２３】この中央管２Ｂの内側には、図６及び図７
にさらに詳しく示されている観測システム４があり、バ
ッフル５（図２には示さず）はこの中央管を貫通し、太
陽発電機内に形成された開口部３Ａに面して配置されて
いる（図３参照）。
にさらに詳しく示されている観測システム４があり、バ
ッフル５（図２には示さず）はこの中央管を貫通し、太
陽発電機内に形成された開口部３Ａに面して配置されて
いる（図３参照）。
【００２４】衛星本体２の上部部分は、アンテナがとり
つけられている上部プラットホーム９によって閉鎖され
ている。アンテナは本発明の一部を成すものではないた
め、ここでは詳述しない。アンテナは、衛星の遠隔通信
及び映像送信の役割を満たすのに適した既知のあらゆる
タイプのものであってよい。
つけられている上部プラットホーム９によって閉鎖され
ている。アンテナは本発明の一部を成すものではないた
め、ここでは詳述しない。アンテナは、衛星の遠隔通信
及び映像送信の役割を満たすのに適した既知のあらゆる
タイプのものであってよい。
【００２５】遠地点推進システム８は、中央管２Ｂのま
わりに配置されている。このシステムは、既知のあらゆ
るタイプの姿勢制御及び軌道修正推力部（スラスタ）
（図５に参照番号３５としてのみ示されている）にも連
結されている単一化された推進体システムを含む。
わりに配置されている。このシステムは、既知のあらゆ
るタイプの姿勢制御及び軌道修正推力部（スラスタ）
（図５に参照番号３５としてのみ示されている）にも連
結されている単一化された推進体システムを含む。
【００２６】遠地点推進システム８は、図５に詳細に示
されており、図１、図２及び図４に参照番号１００でい
くつか示されている適当な既知のあらゆるタイプのさま
ざまな固定材（スチフナ）及び固定用クロスメンバによ
って、衛星中の所定の位置に保持されている推進薬タン
ク１０及び１１を有する。
されており、図１、図２及び図４に参照番号１００でい
くつか示されている適当な既知のあらゆるタイプのさま
ざまな固定材（スチフナ）及び固定用クロスメンバによ
って、衛星中の所定の位置に保持されている推進薬タン
ク１０及び１１を有する。
【００２７】ここで図４を参照すると、遠地点推進シス
テム８は、既知のスピン安定化された観測衛星における
ようにスピン回転軸上に配置された単一の推進部を有す
るのではなく、軸から等間隔Ｌをおいて軸のまわりに等
角度で配置された複数の同一の推進部１２を有する。検
討中の例においては、直径上で軸との関係において対称
的に配置された２つの推進部１２があり、距離Ｌは、太
陽発電機３を構成する円筒状の外被の半径Ｒの半分以上
である。
テム８は、既知のスピン安定化された観測衛星における
ようにスピン回転軸上に配置された単一の推進部を有す
るのではなく、軸から等間隔Ｌをおいて軸のまわりに等
角度で配置された複数の同一の推進部１２を有する。検
討中の例においては、直径上で軸との関係において対称
的に配置された２つの推進部１２があり、距離Ｌは、太
陽発電機３を構成する円筒状の外被の半径Ｒの半分以上
である。
【００２８】推進部は、観測システム４の放射器６とほ
ぼ同じ軸方向位置にある。
ぼ同じ軸方向位置にある。
【００２９】図示されている例においては、推進部１２
は衛星本体の内部に向かってやや引込められている。図
示されていない他の態様においては、推進部は半径方向
外側に大幅に（少なくともＲの３分の２）オフセットさ
れているが、打ち上げ用ロケット内の利用可能な容積を
理由として、図４に示されているほど放射器に対して引
込められてはいない。
は衛星本体の内部に向かってやや引込められている。図
示されていない他の態様においては、推進部は半径方向
外側に大幅に（少なくともＲの３分の２）オフセットさ
れているが、打ち上げ用ロケット内の利用可能な容積を
理由として、図４に示されているほど放射器に対して引
込められてはいない。
【００３０】図５を参照すると、単一化された推進体シ
ステムは、単一の遠地点推進部がある場合、従来の単一
化された推進部システムときわめて類似している。この
システムは、ヘリウム供給源２１に連結された与圧段２
０ならびに補給回路２２，２３を有する。この補給回路
２２，２３は、使用される２つの液体推進薬、本実施例
では推進薬タンク２４及び２５内のモノメチルヒドラジ
ン（ＭＭＨ）と推進薬タンク２６及び２７内の過酸化窒
素（Ｎ２Ｏ４）の各々に特定的に使用される。
ステムは、単一の遠地点推進部がある場合、従来の単一
化された推進部システムときわめて類似している。この
システムは、ヘリウム供給源２１に連結された与圧段２
０ならびに補給回路２２，２３を有する。この補給回路
２２，２３は、使用される２つの液体推進薬、本実施例
では推進薬タンク２４及び２５内のモノメチルヒドラジ
ン（ＭＭＨ）と推進薬タンク２６及び２７内の過酸化窒
素（Ｎ２Ｏ４）の各々に特定的に使用される。
【００３１】テストによると、１つの推進部から２つの
推進部への変更は、２つの分岐の間の推進薬の流れの分
割の結果として生じる圧力降下を補償するために、推進
薬補給ライン２８及び２９及び与圧ライン３０を単純に
変更することすなわち既知の遠地点推進部に従来用いら
れてきたようなラインの直径をやや増大すること（数パ
ーセント）だけで高い信頼性で達成することができる。
推進部への変更は、２つの分岐の間の推進薬の流れの分
割の結果として生じる圧力降下を補償するために、推進
薬補給ライン２８及び２９及び与圧ライン３０を単純に
変更することすなわち既知の遠地点推進部に従来用いら
れてきたようなラインの直径をやや増大すること（数パ
ーセント）だけで高い信頼性で達成することができる。
【００３２】推進部１２は、既知の遠地点推進システム
内で単独で用いられた従来の推進部（実際には４００Ｎ
の推進力をもつ推進部）と同じであることに留意された
い。
内で単独で用いられた従来の推進部（実際には４００Ｎ
の推進力をもつ推進部）と同じであることに留意された
い。
【００３３】従来の単一推進部システムと比較すると、
１つではなく２つの推進部を用いたことによる質量面で
の不利度は、わずか３．１ｋｇ（付加的な推進部分２．
５ｋｇ、ラインの直径増加分約０．６ｋｇ）ほどにすぎ
ず、これは、固体推進薬推進から液体推進薬推進への変
更の結果としての質量節減（２００ｋｇにも達しうる）
に比べ無視できる値である。
１つではなく２つの推進部を用いたことによる質量面で
の不利度は、わずか３．１ｋｇ（付加的な推進部分２．
５ｋｇ、ラインの直径増加分約０．６ｋｇ）ほどにすぎ
ず、これは、固体推進薬推進から液体推進薬推進への変
更の結果としての質量節減（２００ｋｇにも達しうる）
に比べ無視できる値である。
【００３４】図５のシステムは、すでに説明した留保条
件の下で従来のシステムときわめて類似したものである
ため、ここではこれ以上詳しく記述しない。バルブＰ
は、火工技術のバルブで通常閉鎖（＋）しているか通常
開放（−）している。Ｉの印がついたものは、ラッチバ
ルブである。Ｍの印がついたものは、打上げ前に通常閉
鎖されている手動バルブである。
件の下で従来のシステムときわめて類似したものである
ため、ここではこれ以上詳しく記述しない。バルブＰ
は、火工技術のバルブで通常閉鎖（＋）しているか通常
開放（−）している。Ｉの印がついたものは、ラッチバ
ルブである。Ｍの印がついたものは、打上げ前に通常閉
鎖されている手動バルブである。
【００３５】観測システム４は従来のものであり、単な
る一例として図６及び図７に示されている。
る一例として図６及び図７に示されている。
【００３６】このシステムは、ハウジング３２内にある
焦点面Ｐ（図６から図８）上の軸に平行な入射光線Ｓを
反射する鏡３０を本質的に具備する。ハウジング３２
は、公知の方法によって白色塗料でコーティングされか
つ円錐台状の反射器６によって適切に囲まれた横方向放
射表面３３に沿って、適当な公知のタイプの赤外線セン
サを有している。
焦点面Ｐ（図６から図８）上の軸に平行な入射光線Ｓを
反射する鏡３０を本質的に具備する。ハウジング３２
は、公知の方法によって白色塗料でコーティングされか
つ円錐台状の反射器６によって適切に囲まれた横方向放
射表面３３に沿って、適当な公知のタイプの赤外線セン
サを有している。
【００３７】打上げ段階全体を通して、遠地点操縦の終
りまで、放射器６は図９に概略的に示されている投棄可
能なカバー４０によってマスキングされている。このカ
バーは、放射器６内にセンタリングされた厚い中心部分
４０Ａと、衛星本体に対し締結され放射器のまわりに配
置された連結用リング４１に一時的に連結されたより薄
手の周辺リング４０Ｂとを有している。このカバーは、
それぞれリングとカバーにとりつけられ爆発ボルト４２
によって連結されている部材４１Ａ及び４０Ｃによっ
て、連結用リングに結合されている。
りまで、放射器６は図９に概略的に示されている投棄可
能なカバー４０によってマスキングされている。このカ
バーは、放射器６内にセンタリングされた厚い中心部分
４０Ａと、衛星本体に対し締結され放射器のまわりに配
置された連結用リング４１に一時的に連結されたより薄
手の周辺リング４０Ｂとを有している。このカバーは、
それぞれリングとカバーにとりつけられ爆発ボルト４２
によって連結されている部材４１Ａ及び４０Ｃによっ
て、連結用リングに結合されている。
【００３８】このカバーは、投棄可能なカバーと周辺リ
ングとの間に軸方向に配置され、前述の爆発ボルトが引
き外しされた時点で解除されるバネ手段４３によって投
棄される。これらのバネ部材はこの場合、爆発ボルトに
よりロックされた部材のすぐ近くに配置された軸方向に
圧縮されたうず巻きバネである。
ングとの間に軸方向に配置され、前述の爆発ボルトが引
き外しされた時点で解除されるバネ手段４３によって投
棄される。これらのバネ部材はこの場合、爆発ボルトに
よりロックされた部材のすぐ近くに配置された軸方向に
圧縮されたうず巻きバネである。
【００３９】カバーは超絶縁体（チタンフィルムをベー
スとする従来の複合材料であって良い）で被覆されてい
る。これは、推進薬の燃焼の結果生じる汚染物を捕える
よう適合させられた低温源として用いられる。この目的
のため、超絶縁層は有利なことに白色塗料層で被覆され
ている。
スとする従来の複合材料であって良い）で被覆されてい
る。これは、推進薬の燃焼の結果生じる汚染物を捕える
よう適合させられた低温源として用いられる。この目的
のため、超絶縁層は有利なことに白色塗料層で被覆され
ている。
【００４０】周辺リングも同様に超絶縁体で被覆されて
いる。これは、例えば両面にアルミコーティングが施こ
されグラスファイバスペーサにより離隔して保たれてい
るカプトン（Ｋａｐｔｏｎ）層に対して平行な一層のチ
タン層を含む複合材料である。周辺リングの近くには加
熱器４４が配置されている（これらの加熱器は、例えば
単純な電気的加熱用抵抗器要素であってもよい）。遠地
点操縦の後の加熱器の機能は、推進薬の燃焼の結果生じ
たあらゆる堆積物の大部分を蒸発させることにあり、こ
のようにして放出された気体は、カバーが提供する低温
源による凝縮によって捕獲される。
いる。これは、例えば両面にアルミコーティングが施こ
されグラスファイバスペーサにより離隔して保たれてい
るカプトン（Ｋａｐｔｏｎ）層に対して平行な一層のチ
タン層を含む複合材料である。周辺リングの近くには加
熱器４４が配置されている（これらの加熱器は、例えば
単純な電気的加熱用抵抗器要素であってもよい）。遠地
点操縦の後の加熱器の機能は、推進薬の燃焼の結果生じ
たあらゆる堆積物の大部分を蒸発させることにあり、こ
のようにして放出された気体は、カバーが提供する低温
源による凝縮によって捕獲される。
【００４１】数値例を示すと、約１トンの衛星乾燥質量
で２つの液体推進薬（ＭＭＨ／Ｎ２０４）を用いる単一
化された推進システムの場合、燃焼生成物の分析は標準
的に以下のとおりである： −Ｈ２Ｏ：９０ｍｇ −Ｎ２：１２５ｍｇ −ＣＯ ：５０ｍｇ −Ｈ２： ５ｍｇ −ＣＯ２：２５ｍｇ
で２つの液体推進薬（ＭＭＨ／Ｎ２０４）を用いる単一
化された推進システムの場合、燃焼生成物の分析は標準
的に以下のとおりである： −Ｈ２Ｏ：９０ｍｇ −Ｎ２：１２５ｍｇ −ＣＯ ：５０ｍｇ −Ｈ２： ５ｍｇ −ＣＯ２：２５ｍｇ
【００４２】これらの燃焼生成物の大部分はカバーによ
り捕獲され、従ってカバーが投棄される時点、標準的に
は遠地点操縦から２４時間後に、除去される。例えば加
熱器はこの運動が完了した直後に活性化される。
り捕獲され、従ってカバーが投棄される時点、標準的に
は遠地点操縦から２４時間後に、除去される。例えば加
熱器はこの運動が完了した直後に活性化される。
【００４３】図９のシステムについての標準的な質量の
内訳は以下のとおりである。 −超絶縁体：７５０ｇ −加熱器：５００ｇ −カバー及びバネ：２５００ｇ 表１は推進部１２の作動及び非対称構造のさまざまなケ
ースについて得られた結果を示している。
内訳は以下のとおりである。 −超絶縁体：７５０ｇ −加熱器：５００ｇ −カバー及びバネ：２５００ｇ 表１は推進部１２の作動及び非対称構造のさまざまなケ
ースについて得られた結果を示している。
【表１】 検討されている各々の状況について、表１は、結果とし
て現われる関連する欠陥の大きさ、関連するスピン回転
速度、観測された最大章動、速度増分の損失及び速度増
分の角度的オフセットを示している。
て現われる関連する欠陥の大きさ、関連するスピン回転
速度、観測された最大章動、速度増分の損失及び速度増
分の角度的オフセットを示している。
【００４４】軸から推進部までの距離に５ｍｍの差があ
る場合、無限小の擾乱という結果がもたらされるという
ことに留意されたい。
る場合、無限小の擾乱という結果がもたらされるという
ことに留意されたい。
【００４５】軸から２つの推進部までの距離の差が同時
に５ｍｍである場合、すなわち推力（スラスト）ベクト
ルの１度の角度オフセットと推力（スラスト）における
１６Ｎの偏差の場合、最大章動は３．３゜、速度増分損
失は２．２ｍ／秒及び速度増分角度オフセットは０．３
６゜であり、これは全く受容可能でかつ修正可能な擾乱
を表わしている。公称速度増分は標準的には約１５００
ｍ／秒である。上述の結果は、１５ｒｐｍのスピン回転
速度についてのものであり、この速度は、１００ｒｐｍ
もの高いものでありうる第２世代の衛星のスピン安定化
速度に比べはるかに低い。
に５ｍｍである場合、すなわち推力（スラスト）ベクト
ルの１度の角度オフセットと推力（スラスト）における
１６Ｎの偏差の場合、最大章動は３．３゜、速度増分損
失は２．２ｍ／秒及び速度増分角度オフセットは０．３
６゜であり、これは全く受容可能でかつ修正可能な擾乱
を表わしている。公称速度増分は標準的には約１５００
ｍ／秒である。上述の結果は、１５ｒｐｍのスピン回転
速度についてのものであり、この速度は、１００ｒｐｍ
もの高いものでありうる第２世代の衛星のスピン安定化
速度に比べはるかに低い。
【００４６】１つの推進部が故障しその結果多大なモー
メントのてこの腕が生じるというケースも考慮された。
このような故障の結果生じる擾乱は、１５ｒｐｍで重大
なものとなるが、回転速度が５０ｒｐｍというようにさ
らに高いものであるということを条件として、擾乱は受
容可能な限界内にある。
メントのてこの腕が生じるというケースも考慮された。
このような故障の結果生じる擾乱は、１５ｒｐｍで重大
なものとなるが、回転速度が５０ｒｐｍというようにさ
らに高いものであるということを条件として、擾乱は受
容可能な限界内にある。
【００４７】表１に記されているテスト結果からみて、
設定点のスピン回転速度に結びつけられたジャイロ剛性
が、推進部の載置及び作動の精度に関する特殊な予備措
置を構じる必要なく、複数の推進部の使用に起因する可
能性のあるあらゆる擾乱を受容可能なレベルに維持する
のに充分なものであるということは明白である。
設定点のスピン回転速度に結びつけられたジャイロ剛性
が、推進部の載置及び作動の精度に関する特殊な予備措
置を構じる必要なく、複数の推進部の使用に起因する可
能性のあるあらゆる擾乱を受容可能なレベルに維持する
のに充分なものであるということは明白である。
【００４８】図１０から図１２は、放射機器のまわりで
はなく反対側の機器すなわちアンテナブームのまわりに
推進部が配置されているような、異なる推進部１２′の
配置に関するものである。図１０から図１２において、
図１から図３のものと類似の部品は同じ参照番号を有し
ており、全体的な構造又は位置設定に違いがある場合に
はダッシュ符号が付いている。
はなく反対側の機器すなわちアンテナブームのまわりに
推進部が配置されているような、異なる推進部１２′の
配置に関するものである。図１０から図１２において、
図１から図３のものと類似の部品は同じ参照番号を有し
ており、全体的な構造又は位置設定に違いがある場合に
はダッシュ符号が付いている。
【００４９】この場合ブーム７である機器の遠地点推進
ジェット（熱衝撃、汚染など）からの保護はここでは、
適切なあらゆる既知のタイプの熱シールド４０′で得ら
れ、この熱シールドの構成部品は、例えばチタンベース
の複合材料の被覆を有している。
ジェット（熱衝撃、汚染など）からの保護はここでは、
適切なあらゆる既知のタイプの熱シールド４０′で得ら
れ、この熱シールドの構成部品は、例えばチタンベース
の複合材料の被覆を有している。
【００５０】これらの部品は固定式であっても取外し式
であってもよい。好ましい実施態様においては、これら
の部品は、展開された形状において（図示されているも
の）（使用中でない時の）ブームを保護ししかも遠地点
運動の後では衛星本体に対して（軸に対し横方向に）折
り畳まれ、場合によってはすでに役目が終わった遠地点
推進部をカバーし地球に向けてアンテナの視野を開くよ
うに適合させられた、推進部とアンテナブームの間に配
置されたヒンジ式フラップである。
であってもよい。好ましい実施態様においては、これら
の部品は、展開された形状において（図示されているも
の）（使用中でない時の）ブームを保護ししかも遠地点
運動の後では衛星本体に対して（軸に対し横方向に）折
り畳まれ、場合によってはすでに役目が終わった遠地点
推進部をカバーし地球に向けてアンテナの視野を開くよ
うに適合させられた、推進部とアンテナブームの間に配
置されたヒンジ式フラップである。
【００５１】当然のことながら前述の説明は、制限的な
意味をもたない一例として示されているものであり、当
業者にとっては本発明の範囲を逸脱することなく数多く
の変形態様が明らかとなるものと思われる。
意味をもたない一例として示されているものであり、当
業者にとっては本発明の範囲を逸脱することなく数多く
の変形態様が明らかとなるものと思われる。
【図面の簡単な説明】
【図１】アリアンタイプのロケット内で利用できるペイ
ロード空間内にはめ込まれた、本発明に基づく衛星を図
２の矢印Ｉの方向で見た、部分的に断面図になっている
軸方向概略図である。
ロード空間内にはめ込まれた、本発明に基づく衛星を図
２の矢印Ｉの方向で見た、部分的に断面図になっている
軸方向概略図である。
【図２】図１の矢印ＩＩの方向で見たもう１つの軸方向
図である。
図である。
【図３】その概略的斜視図である。
【図４】図１の底面部分の拡大詳細図である。
【図５】遠地点運動、軌道修正及び姿勢制御システムの
液体推進薬回路の簡略油圧回路図である。
液体推進薬回路の簡略油圧回路図である。
【図６】図７の矢印ＶＩの方向に見た光学観測システム
の部分的に断面図となった軸方向概略図である。
の部分的に断面図となった軸方向概略図である。
【図７】図６の矢印ＶＩＩの方向に見た類似の図であ
る。
る。
【図８】前記光学観測システムの放射器の軸方向断面図
である。
である。
【図９】投棄可能なカバーが備わったこの放射器を示す
概略図である。
概略図である。
【図１０】推進部がアンテナブームのまわりに配置され
ている第２の実施例についての図１と同様の図である。
ている第２の実施例についての図１と同様の図である。
【図１１】この第２の実施例についての図２及び図３と
同様の図である。
同様の図である。
【図１２】この第２の実施例についての図２及び図３と
同様の図である。
同様の図である。
１…観測衛星 ２…本体 ３…外被 ６…放射器 ７…アンテナセット ８…遠地点推進システム １２…推進部
Claims (16)
- 【請求項１】 円筒状の太陽発電機にとり囲まれかつス
ピン回転軸と同軸的な衛星本体と、前記軸に沿って配置
された遠地点操縦システムと、前記軸方向に配置された
２つの機器とを具備する、静止軌道内でスピン安定化さ
れるべく適合された衛星において、前記遠地点操縦シス
テムは、前記機器のうちの一方と反対側に固定されてお
り、かつ前記軸に対し平行に方向づけされた少なくとも
２つの推進部を具備し、該少なくとも２つの推進部は前
記軸に対して同じ距離だけオフセットされると共に前記
２つの機器のうちの他方の周りに等角度間隔で配置さ
れ、前記推進部は共通の液体推進薬補給システムに連結
されている衛星。 - 【請求項２】 前記推進部の間に配置された前記他方の
機器は、赤外線センサ観測システムの一部を成す放射器
であることを特徴とする、請求項１記載の衛星。 - 【請求項３】 前記遠地点操縦システムの反対側に載置
されている前記機器は、１組の通信アンテナであること
を特徴とする請求項１記載の衛星。 - 【請求項４】 前記推進部の間に配置された前記他方の
機器が、一組の通信アンテナである請求項１記載の衛
星。 - 【請求項５】 前記遠地点操縦システムの反対側に載置
されている機器は、赤外線センサ観測システムの一部を
成す放射器であることを特徴とする請求項４記載の衛
星。 - 【請求項６】 前記スピン回転軸に対して反対側に対称
的に配置されている２つの推進部を具備する請求項１記
載の衛星。 - 【請求項７】 前記推進部が軸からオフセットされてい
る距離は少なくとも前記円筒状の太陽発電機の半径の半
分であることを特徴とする請求項１記載の衛星。 - 【請求項８】 前記推進部が軸に対してオフセットされ
ている距離は少なくとも前記円筒状太陽発電機の半径の
３分の２であることを特徴とする請求項７記載の衛星。 - 【請求項９】 前記放射器は投棄可能なカバーによって
覆われていることを特徴とする請求項１記載の衛星。 - 【請求項１０】 前記投棄可能なカバーは低温源であ
り、前記放射器のまわりには加熱器が配置されており、
これらの加熱器は活性化された時点で衛星の下部部分を
除染するように適合させられている請求項９記載の衛
星。 - 【請求項１１】 前記投棄可能なカバーは爆発ボルトに
より前記放射器の半径方向外側で衛星本体に対し連結さ
れている請求項９記載の衛星。 - 【請求項１２】 前記投棄可能なカバーと衛星本体の間
に前記軸方向にエネルギー貯蔵バネ手段が配置され、こ
の手段は前記カバーを投棄するよう適合させられている
請求項９記載の衛星。 - 【請求項１３】 前記バネ手段は軸方向に圧縮されたう
ず巻きバネである請求項１２記載の衛星。 - 【請求項１４】 前記アンテナセットと前記推進部の間
には熱シールドが配置されている請求項４記載の衛星。 - 【請求項１５】 前記熱シールドには、前記遠地点操縦
の後地球に向かって前記アンテナの視野を開くように適
合させられたヒンジ式フラップが含まれている請求項１
４記載の衛星。 - 【請求項１６】 前記液体推進薬補給システムは同様に
軌道修正及び姿勢制御推進部に連結されている請求項１
記載の衛星。
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|---|---|---|---|
| FR9002366A FR2658782B1 (fr) | 1990-02-26 | 1990-02-26 | Satellite d'observation de type geostationnaire a systeme de manóoeuvre d'apogee a ergols liquides et a plusieurs tuyeres. |
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