JPH10250696A - 人工衛星を発射する発射方法およびその発射方法を実行する人工衛星発射システム - Google Patents

人工衛星を発射する発射方法およびその発射方法を実行する人工衛星発射システム

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JPH10250696A
JPH10250696A JP10000388A JP38898A JPH10250696A JP H10250696 A JPH10250696 A JP H10250696A JP 10000388 A JP10000388 A JP 10000388A JP 38898 A JP38898 A JP 38898A JP H10250696 A JPH10250696 A JP H10250696A
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satellite
orbit
altitude
final
lunar
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JP10000388A
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Christophe Koppel
コッペル クリストフ
Dominique Valentian
バロンティアン ドミニク
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Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
SNECMA SAS
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Filing date
Publication date
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    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 同一平面上にない軌道に配置すべき人工衛星
を同時に経済的に発射できるようにする。 【解決手段】 第一人工衛星は発射機により第一最終軌
道（１１、１１’）に実際に直接配置される。第二人工
衛星は同じ発射機に配置され、初めに離心率の大きい楕
円待機軌道（１２、１２’）に移行され、待機軌道の半
長軸は月の引力場によりその軌道上に形成された円環体
を遮断するように向けられ、離心率の大きい楕円軌道
（１２’）の近地点における機動中に第二人工衛星が月
遷移軌道（１３）に移行される。近地点および第二人工
衛星が達すべき中間軌道（１４）の傾斜における変更
は、主に月の引力場における重力作用により得られ、最
後の機動中に第二人工衛星は第一最終軌道の軌道パラメ
ータのものとは全く異なる軌道パラメータ値を有する最
終軌道（１５）に配置される。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は同一平面上にない軌
道に人工衛星を同時に発射するための発射方法および発
射システムに関し、第一人工衛星は第一離心率値と第一
傾斜値と第一遠地点値とを備えた第一軌道パラメータを
有する第一最終軌道に前記第一人工衛星を実際に直接配
置するのに適した発射機に載置され、少なくとも一つの
第二人工衛星は第二離心率値と第二傾斜値と第二遠地点
値とを備えた第二軌道パラメータを有する第二最終軌道
に配置するために前記発射機に載置され、第二離心率値
と第二傾斜地と第二遠地点値とは前記発射機により供給
され且つ第二人工衛星と同時に発射される前記第一人工
衛星に供給される第一軌道パラメータの対応した値とは
実質的に異なる。
【０００２】
【従来の技術】二つの或いは多数の人工衛星を発射する
ことは概して同一平面上における同様の離心率の軌道上
で実行される。
【０００３】Ｈ−２発射機の第二の発射のような幾つか
の場合では発射機の最終段が再点火される前であって第
一の人工衛星が低円軌道上に配置された後に、第二人工
衛星を地球静止遷移軌道上に配置するために発射機の最
終段が再点火される。この状況では共通の発射機に配置
された二つの人工衛星の軌道はむしろ実際には同一平面
にあるままである。
【０００４】特に傾斜した好ましくは極軌道である低円
軌道上に第一人工衛星を配置し、地球静止軌道上に第二
人工衛星を配置するために人工衛星を同一平面上にない
軌道上に配置する、または実際には非常に異なる傾斜
（例えば０度、５５度および６５度）の軌道上に複数の
人工衛星を配置するという需要がかなりある。
【０００５】従来の方法では低軌道にある人工衛星の軌
道の傾斜を変更する費用は非常に高く、このため過去に
おいてこのような任務は実際には実行されなかった。例
えば太陽同期極軌道から赤道低円軌道へと人工衛星を通
過させることが望ましいならば、人工衛星に必要な速度
増分は１１ｋｍ／ｓであり、これは例えば探査機を月軌
道に発射するのにかかる費用と同じぐらい高い。
【０００６】また、惑星間任務において軌道の傾斜また
は他の軌道パラメータを変更するために引力の助けを用
いることが公知である。
【０００７】したがってアポロ計画では月の引力作用を
用いて『確実な帰還』軌道が実行された。
【０００８】パイオニア１０および１１の探査機は木星
や土星といった惑星の引力作用を用いた。
【０００９】ユリシス探査機は木星の引力作用を用いて
太陽周りの極軌道を獲得し、ガリレオ探査機は木星に到
達するために金星や地球の引力作用を用いた。
【００１０】したがって惑星間宇宙探査のために引力の
助けが用いられ、推進シーケンスからのエネルギ投入な
く惑星の近くを通過することだけにより探査機の速度ベ
クトルの方向および大きさが調整され、惑星は所定の質
量および移動速度を有し、宇宙探査機を引きつけ、した
がって宇宙探査機が新しい軌道をとることができるよう
になる。
【００１１】
【発明が解決しようとする課題】本発明は同一平面上に
ない軌道に配置すべき人工衛星を同時に経済的に発射で
きるようにする。
【００１２】特に本発明は軌道内に配置すべき人工衛星
であってその人工衛星を保持する発射機によっては最終
軌道近くの軌道には直接配置されなかった人工衛星の推
進システムにより使用されるエネルギ量を最小にする。
【００１３】
【課題を解決するための手段】本発明の目的は同一平面
上にない軌道上に同時に人工衛星を発射する発射方法に
より達成され、この発射方法において第一人工衛星は第
一離心率値と第一傾斜値と第一遠地点値とを有する第一
軌道パラメータを有する第一最終軌道に該第一人工衛星
を実際に直接配置するのに適した発射機上に載置され、
少なくとも一つの第二人工衛星は第二離心率値と第二傾
斜値と第二遠地点値とを有する第二軌道パラメータを有
する第二最終軌道上に配置するために前記発射機に載置
され、これら第二離心率値と第二傾斜値と第二遠地点値
とは前記発射機により供給され且つ該第二人工衛星と同
時に発射される前記第一人工衛星に供給される第一軌道
パラメータの対応する値とは実質的に異なり、前記第二
人工衛星を所定位置に配置するために第一操縦作用中に
前記第二人工衛星が離心率が大きい楕円待機軌道に移行
され、該待機軌道は一般的には５００００キロメートル
から４０００００キロメートルの範囲に位置する遠地点
を有し、且つ月の軌道上において月の引力場により形成
された円環体を遮るように指向する半長軸を有し、且つ
ｎＴＡ＋１／２×ＴＬＴＯ＝ｔｐｌ（ｎは４以下の整
数）の式に従って計算された周期ＴＡを有し、ここでＴ
ＬＴＯは月遷移軌道の周期であり、ｔｐｌは発射終了と
目標地点における月の通過との間の時間であり、ｎは前
記第二人工衛星が前記離心率の大きい楕円形の待機軌道
周りを移動する４以下の回数であり、第二操縦作用中に
前記離心率の大きい楕円形の待機軌道の近地点で前記第
二人工衛星が月遷移軌道に移行され、月の引力場への突
入パラメータを正確に調整するために第三操縦作用中に
中間コース修正が実行され、近地点の高度と前記第二人
工衛星が前記第二最終軌道に近づく目的で達すべき中間
軌道の傾斜とを第四操縦作用中に変更するように前記突
入パラメータが決定され、これら変更は主に月の引力場
における引力作用によりなされ、前記第二最終軌道上に
前記第二人工衛星を正確に配置するために第五操縦作用
が実行される。
【００１４】第一の可能な応用では、前記第一人工衛星
が発射される前記第一最終軌道は太陽同期軌道のような
傾斜した低高度軌道により構成され、前記第五操縦作用
は月の引力場を脱出する前記第二人工衛星の中間軌道の
近地点において実行され、該第五操縦作用では地球静止
軌道により構成された前記第二最終軌道に前記中間軌道
を移行するために遠地点を下げ或いは前記中間軌道を円
形とする。
【００１５】第二の可能な応用では、前記第一人工衛星
が発射される前記第一最終軌道は傾斜の小さい地球静止
遷移軌道または超地球静止遷移軌道により構成され（該
第一最終軌道は前記第一人工衛星の名目上の軌道ではな
い）、前記第三軌道中において、前記中間コース修正は
月の引力場への突入パラメータにより前記第二人工衛星
が月の引力場における引力作用後に８０キロメートルか
ら１７０キロメートルの高度に位置するように達すべき
前記中間軌道が可能となり、前記第五操縦作用では月の
引力場を去った時であって近地点の高度が調整された状
態で、前記第二人工衛星の前記中間軌道の遠地点を下げ
るために少なくとも一回だけ大気圏制動が実行され、そ
れから遠地点における操縦作用により傾斜した低高度軌
道または傾斜した低円軌道により構成された前記第二最
終軌道へ前記中間軌道を移行するためにその近地点が上
昇せしめられる。
【００１６】第三の可能な応用では、本発明は、前記第
一人工衛星が傾斜の小さい地球静止遷移軌道または超地
球静止遷移軌道により構成された第一最終軌道上に配置
される間に、低高度軌道、特に傾斜の異なる低円軌道に
より構成された最終軌道に複数の第二人工衛星を同時に
発射する発射方法を提供し、第三軌道中において、月の
引力場への異なる突入地点に種々の第二人工衛星を配置
するために一連の異なる中間コース修正が実行され、異
なる傾斜を目指し、結果として、第五操縦作用中であっ
て大気圏制動後に一連の低高度軌道、特に複数の第二人
工衛星中の種々の人工衛星のための異なる傾斜の低円軌
道を得る。
【００１７】本発明は上記発射方法を実行するための発
射システムを提供し、ここでは発射機と、第一最終軌道
上に前記第一人工衛星を実際に直接配置するのに適した
該発射機上に配置される第一人工衛星と、前記第一最終
軌道とは異なる第二最終軌道上に配置するための少なく
とも一つの第二人工衛星とを具備し、該第二人工衛星は
オンボードコンピュータと、該第二人工衛星に取り付け
られたメイン推進装置および高度制御推進装置を具備す
る化学推進システムとを備える。
【００１８】特別な特徴によれば、前記第二人工衛星は
星センサと、可変フィールド地球センサと、推進ベクト
ルと地球に対する人工衛星の方向と太陽に対する人工衛
星の方向との間の角度を計算して操縦作用中に前記第二
人工衛星の高度を決定可能とするオンボードコンピュー
タ内に含まれる天文暦表とを有する。
【００１９】また、前記第二人工衛星は前記メイン推進
装置を目標の方向へ指向するために該第二人工衛星の本
体を回転するために高度制御推進装置を制御するジャイ
ロを有する。
【００２０】また、本発明は上記発射方法を実行するた
めの発射システムを提供し、該発射システムは発射機
と、第一最終軌道上に前記第一人工衛星を実際に直接配
置するのに適した発射機上に配置される第一人工衛星
と、前記第一最終軌道とは異なる第二最終軌道上に配置
するための少なくとも一つの第二人工衛星とを具備し、
該第二人工衛星はオンボードコンピュータと、前記第二
人工衛星に取り付けられた少なくとも高比インパルス電
気推進装置を具備する電気推進システムとを備え、該電
気推進装置はイオンタイプまたはアークタイプまたは閉
電子ドリフトタイプである。
【００２１】特定の実施形態における第二人工衛星は地
球の位置を得るための可変フィールド地球水平センサと
該第二人工衛星の高度を決定するためのリアクションホ
イールとを有し、前記オンボードコンピュータは地球に
対する人工衛星の方向に対して垂直に前記推進ベクトル
を安定するように前記電気推進装置を制御するための関
係を実行する。
【００２２】他の特定の実施形態における第二人工衛星
は星センサと、該第二人工衛星の高度を決定するために
オンボードコンピュータに含まれる天文暦表と、該第二
人工衛星の高度を制御するためのリアクションホイール
とを有し、前記オンボードコンピュータは慣性方向に推
進ベクトルを指向するように前記電気推進装置のための
制御関係を実行する。
【００２３】有利には前記第二人工衛星の本体は前記第
三操縦作用において中間コース修正が機動される前に該
第二人工衛星の位置を非常に正確に得るためにレーザ遠
隔測定法を使用可能とする少なくとも二つのレーザ再帰
反射装置を備える。
【００２４】化学推進システムと電気推進システムとの
両方が同じ人工衛星に配置される。
【００２５】本発明の他の特徴および利点は添付図面を
参照し、例である以下の本発明の特別な実施形態の説明
から明らかとなる。
【００２６】
【発明の実施の形態】初めに月３１を示した図１（Ａ）
を参照すると、半径Ｒｓの影響球、すなわち引力場３０
と、月遷移軌道（ＬＴＯ）上に配置された人工衛星の上
記引力場３０への突入点３７と、上記引力場３０からの
人工衛星の脱出点３８とが示されている。参照番号３２
は月の速度ベクトル［ｕｍ］を示す。なお、人工衛星は
軌道を描いて自由飛行する衛星や宇宙船を含む。
【００２７】引力場３０への突入点３７において月の速
度ベクトル３２は地球に対する人工衛星の速度ベクトル
［ｕ］３３と合わされ、人工衛星に月座標での速度ベク
トル［ｖ］３４が与えられる。参照番号３９はベクトル
３２、３３および３４を合わせることを考慮した境界球
を示す。
【００２８】引力場３０からの脱出点３８において月の
速度ベクトル３２は月に対する人工衛星の速度ベクトル
［ｖ］３６と合わされ、人工衛星に地球座標での速度ベ
クトル［ｕ］３５が与えらえる。参照番号４０はベクト
ル３２、３５および３６を合わせることを考慮した境界
球を示す。
【００２９】したがって月の引力場３０への人工衛星の
突入点３７の関数で月の引力場３０からの脱出点３８に
おける人工衛星の速度ベクトル３５の特性を決定可能で
あり、したがって人工衛星の軌道の傾斜に生じる変分を
決めることができ、また、他の軌道のパラメータの変分
を決めることができる。基本的な力学式を数字的に積分
する方法によりこれら特性を正確に決定することができ
る。
【００３０】図１（Ｂ）、図１（Ｃ）および図１（Ｄ）
は月遷移軌道に配置され且つ月３１の引力場３０内に突
入する人工衛星の軌道の三つの例を示している。図１
（Ｂ）における人工衛星の月周りの軌道は非常にきつ
く、図１（Ｃ）および図１（Ｄ）に示した例の軌道はよ
りゆるやかで月３１の引力場３０の外側で遠地点が生じ
る。
【００３１】したがって図１（Ａ）から図１（Ｄ）は本
発明の方法を実行する工程を説明するものであり、人工
衛星が月遷移軌道（ＬＴＯ）上に配置されるならば人工
衛星を発射する際に引力の助けが得られ、軌道の傾斜は
月の引力場への突入点の関数として選択可能である。
【００３２】本発明の方法の第一の実行を図２を参照し
て説明する。
【００３３】同じ発射機上に二つの人工衛星Ａおよび人
工衛星Ｂが配置され、発射機は地球１０周りの太陽同期
軌道１１上に両人工衛星ＡおよびＢを配置するのに適し
ている。
【００３４】第一人工衛星Ｂは太陽同期軌道１１上の地
点１で解放される。必要に応じて第一人工衛星Ｂは自然
歳差運動により待機軌道１１’上にドリフトせしめられ
る。こうして第一人工衛星Ｂは傾斜した円軌道上に発射
機により直接配置され、この円軌道は求められている最
終軌道または到着軌道に一致し、且つ求められている名
目上の軌道に変更されるのに大量のエネルギを必要とし
ない。
【００３５】第二人工衛星Ａは発射機の上段に取り付け
られる。発射機が月軌道平面ＰＯＬとの二つの交点２、
２’の一つの地点２を通過したときに発射機が人工衛星
Ａを楕円軌道１２に配置するインパルスを人工衛星Ａに
加える。同時に人工衛星Ａが発射機の上段から分離され
る。人工衛星が地点２に一致し且つ楕円軌道１２の近地
点を構成する地点３付近に戻ったときに人工衛星の化学
推進装置のようなメイン推進装置が点火され、後述する
ように周期ＴＡの待機軌道１２’上に人工衛星Ａが配置
され、このとき月自体はそれ自体の軌道１６上の地点１
７にある。月軌道平面ＰＯＬと交差し且つ待機軌道１
２’の近地点を構成する待機軌道１２’の地点４付近で
の第二の時間に人工衛星Ａのメイン推進装置が点火さ
れ、月遷移軌道１３上に人工衛星Ａが配置される。人工
衛星Ａが月遷移軌道１３の遠地点にあるとき、人工衛星
Ａは位置１８に到達した月の引力作用を領域５ａで受け
る。領域５ｂで人工衛星Ａの推進システムにより生成さ
れた修正インパルスと関連するであろう上記引力作用は
もっぱら軌道平面外での速度を増大し、赤道を含む平面
ＰＥ内に位置する月遷移軌道１４に人工衛星Ａを移行す
る。月遷移軌道１４の近地点は３６０００ｋｍに近い高
度の地点６ａに位置する。それから地点６ａでメインエ
ンジンを用いて制動インパルスが人工衛星Ａに容易に適
用され、遠地点の高度が下げられ、人工衛星Ａを地球静
止軌道（ＧＳＯ）１５に移行する。推進ベクトルを指向
する適切な関係に関連して近地点６ａにおいて人工衛星
Ａの化学推進システムにより生成される制動インパルス
によりまたは人工衛星Ａの電気推進システムを用いた連
続した制動動作により人工衛星Ａの遠地点の高度が地球
静止軌道１５が達成されるまで下げられる。
【００３６】本発明の方法の他の実行を図３を参照して
説明する。ここでは二つの人工衛星Ａおよび人工衛星Ｂ
が同じ発射機に配置され、発射機は地球１１０周りの地
球静止遷移軌道１１２上に両人工衛星を配置するのに適
している。人工衛星Ｂは結果として地球静止軌道１１５
上の地点１０１付近にそれ自体の手段により配置するた
めに地球静止遷移軌道上のある地点で解放される。発射
機の上段に接続された人工衛星Ａは近地点１０２を通過
したときに後述するように周期ＴＡの楕円形の待機軌道
１１２’上に人工衛星を配置するインパルスを発射機か
ら受ける。異なる実行では人工衛星Ａが発射機から単に
分離され、人工衛星Ａの化学タイプのメイン推進システ
ムが領域１０３において点火される。それから人工衛星
の推進装置により供給されたインパルスが人工衛星を待
機軌道１１２’上に配置する。それから月はそれ自体の
軌道１１６上の位置１１７にある。近地点にある場合に
第一または第二の時間、人工衛星Ａのメイン推進装置が
点火され、人工衛星Ａが月遷移軌道１１３上に配置され
る。
【００３７】人工衛星Ａは月の引力場への突入パラメー
タを微調整するために領域１０３ｂにおいて中間コース
修正を受ける。
【００３８】人工衛星Ａが遠地点にあるとき、人工衛星
Ａはこのとき位置１１８にある月の引力作用を領域１０
５ａで受ける。この引力作用は人工衛星Ａを太陽同期軌
道平面ＰＨまたは他の意図した低円軌道平面内に位置す
る月遷移軌道１１４に移行する修正インパルス１０５ｂ
と選択的に関係する。この軌道の近地点は８０ｋｍから
１７０ｋｍの範囲の高度に位置する。近地点の高度を微
調整するために領域１０４において中間コース修正を実
行する必要がある。
【００３９】その後に近地点１０６ａ、１０６ｂを通過
可能となり、一般的には１０００ｋｍ以下の遠地点を有
する軌道が得られるまで当該軌道の遠地点を１１９ａ、
１１９ｂ、１１９ｃへと下げる。人工衛星Ａの推進シス
テムは最終操縦作用において遠地点１０７でインパルス
を与え、太陽同期軌道または傾斜軌道１１１を円形にす
る。
【００４０】したがって図３を参照して説明した実行で
は、第一人工衛星Ｂは傾斜の小さい遷移軌道１１３に配
置され、第二人工衛星Ａは離心率が大きい楕円遷移軌道
１１２’にまたは同じ傾斜を有するＬＴＯ１１３に直接
配置される。
【００４１】月の引力場への突入パラメータは引力作用
により人工衛星Ａの軌道の傾斜が変わるように或いは近
地点の高度が適切に修正されるように選択される。小さ
な軌道修正により近地点の高度を僅かに下げることがで
きる。
【００４２】大気圏上層部を継続的に通過することによ
り遠地点が下げられ、軌道は例えば人工衛星Ａ上の化学
推進装置により生成されたインパルスにより円形とされ
る。
【００４３】本発明の重要な特徴では考慮中の実行に係
わらず天体力学上の制限と発射上の制限とが調和され
る。
【００４４】したがって傾斜を変えるために月の引力の
助けを得るには、１）月が出発軌道の軌道平面と傾斜軌
道の軌道平面との間の交差付近に位置し、２）人工衛星
の通過が月の通過と同期するという二つの条件を満たさ
なければならない。
【００４５】軌道平面が交差する条件としては月軌道平
面が黄道の平面に対して５度ほど傾斜し、赤道平面（地
球静止軌道平面）自体が黄道に対して２３度３０分ほど
傾斜していることが知られている。さらに月平面と出発
軌道平面と最終軌道平面とにより構成された三つの平面
の間の交差は概して一致しない。
【００４６】幸運にも赤道平面と月軌道平面との交差を
正確に目指す必要はない。残りの数度の傾きは遠地点ま
たは交点(node)における修正インパルスにより排除可能
であるため許容可能である。これは数十度の赤径ウイン
ドウに相当する。
【００４７】本発明において必要なことは出発軌道の半
長軸が意図した理想点から数十度であるべきであるとい
うことで全てである。
【００４８】月の通過に同期すべき人工衛星の通過のた
めの状態に関係して、半分の月遷移軌道を描くのに必要
な時間は約７日間であると見られている。これは理論的
には人工衛星は月を飛び越す７日前に前記軌道に発射さ
れ、（出発軌道平面と月軌道平面との間の交差付近の）
空間の適切な領域に射出されるべきであるということを
意味する。この状況は一般的な発射の日時における許容
できない制限を生じる。
【００４９】したがって本発明の本質的な特質は離心率
の大きな楕円待機軌道を用いることであり、この待機軌
道はｎＴＡ＋１／２×ＴＬＴＯ＝ｔｐｌ（ｎは４以下の
整数）で選択された周期ＴＡを有し、ｔｐｌは点火の瞬
間と地球の赤道平面付近における月の通過との間の時間
であり、ＴＬＴＯは月遷移軌道ＬＴＯの周期であり、ｎ
は人工衛星が離心率の大きい楕円待機軌道を回る回数で
ある。
【００５０】したがって発射時間および人工衛星と月と
のランデブーに関係する条件を緩和することができる。
また、人工衛星が楕円軌道周りをｎ回（ｎ≦４）だけ回
るので、バンアレン帯を通過する回数は四回以下であ
る。
【００５１】本発明の方法は、軌道に配置されるべき人
工衛星内に組み込まれた低出力推進装置により得られる
ゆるやかな速度増分により、人工衛星の質量を制限する
必要があることを考慮すると従来の移行を実行する化学
推進装置では直接到達できない軌道平面の変更を実行で
きる。
【００５２】以下の表１は同一平面上にない軌道間の変
化の種々の例として第一に従来の移行、第二に本発明の
方法に従った移行にとって必要な速度増分をｋｍ／ｓで
与えるものである。本発明の移行では引力作用により供
給された速度増分は軌道を移行するのに実質的には貢献
するが機上燃料を消費する必要がないとの仮定により示
していない。
【００５３】 表１ 従来の移行と本発明の移行とにおける速度増分比較（ｋｍ／ｓ） 従来の移行 本発明の移行 太陽同期軌道／ＧＳＯ ６ ３ ＋１ ＧＴＯ／太陽同期軌道 （または任意の傾斜の円軌道） ４．７ ０．７＋０．２ ６０度の傾斜変化（低円軌道間） ７．５ ３ ＋０．１ ＧＴＯ／惑星間軌道 ０．７ ０．６
【００５４】本発明の特徴的な実行では、ＬＴＯから始
まる地球静止軌道に人工衛星を電気的な推進のみで配置
できる。この状況ではバンアレン帯への人工衛星の露出
は実際には排除される。しかしながら、電気推進を用い
て地球静止遷移軌道ＧＴＯから地球静止軌道ＧＳＯまで
直接通過する従来の方法を用いることを所望であるなら
ば、バンアレン帯を多数にわたり横断する必要があり、
これは非常に損傷を与えるものである。
【００５５】本発明の方法では二つの異なる人工衛星を
同一平面上にない軌道に配置するために一つの発射機を
使用できるだけでなく、地球静止軌道上に配置される人
工衛星Ｂに加えて傾斜の異なる軌道に同時に配置される
人工衛星Ａ、Ｃ、ＤおよびＥの一団を発射するために一
つの発射機を使用できる。この状況では人工衛星Ａ、
Ｃ、ＤおよびＥは実質的に赤道月遷移軌道上に発射され
る。各人工衛星Ａ、Ｃ、ＤおよびＥに中間コース修正が
別々に実行されて、各人工衛星が月の引力場への異なる
突入点を目指すことができるようになり、したがって異
なる傾斜変化が生成される。
【００５６】帰還半軌道上での第二の中間コース修正に
より各近地点の高度が調節される。軌道は図３に示した
工程を用いて所定位置に配置される人工衛星Ａに関して
は大気圏制動および修正インパルスにより円形とされ
る。
【００５７】概して本発明に従って地球静止遷移軌道か
ら低円軌道まで通過するためには、遠地点の高度の増分
がかなりなもの（概ね３６０００ｋｍから３６００００
ｋｍまたは３８００００ｋｍまで）であったとしても、
地球静止遷移軌道から月遷移軌道への通過は既に強調し
たように７００ｍ／ｓのオーダーの非常に小さな速度増
分を提供するために発射機を必要とすると思われる。
【００５８】また、楕円軌道を低円軌道に移行するため
に大きな制動増分を供給する必要はない。近地点での大
気圏制動は、大気圏上層部の継続的な通過により、（数
修正インパルスを提供するためだけに必要とされる）推
進剤の最小限の消費で遠地点の高度を下げることができ
る。さらに大気を通る熱フラックスが６ｋＷ／ｍ2 に制
限されているならば特別な熱保護を必要としない。
【００５９】以下、図４を参照し、本発明を実行するた
めの人工衛星発射システムの例を説明する。
【００６０】図示していない従来の発射機は第一人工衛
星Ｂと例として図４で示した少なくとも一つの第二人工
衛星Ａと関連する。発射機は最終軌道に第一人工衛星Ｂ
を実際に直接配置するのに適しており、第一人工衛星Ｂ
は小さな軌道修正インパルスを供給するための修正推進
手段のみを含む全体的に従来のものである。
【００６１】第二人工衛星Ａ（発射機から分離された後
であって最終軌道に達する前に種々の操縦作用を実行で
きなければならない）はクロック２１２とメモリを備え
たデータ処理手段２１３とに関連するオンボードコンピ
ュータ２１１を有し、データ処理手段２１３は自動操舵
のための天文暦表を決定する。
【００６２】人工衛星Ａは化学推進システムまたは電気
推進システムを備える。図４は両タイプの推進システム
を備えた人工衛星Ａの場合を示している。
【００６３】したがって人工衛星の本体２００はエキス
パンダ／フィルタ／バルブ組立体２０２を介して少なく
とも二つの電気推進装置２０３を供給する少なくとも一
つのキセノンタンク２０１を有し、推進装置は閉電子ド
リフトを有するイオンタイプまたアークジェットタイプ
である。電力は少なくとも一つのソーラーパネル２０４
により供給され、アーム２１５および回転機構２０５を
介して人工衛星に電力を供給する。
【００６４】人工衛星は有利にも両面の二つの面に位置
する二つのレーザ反射装置２０７を受容し、（アポロ計
画およびルナクフッド計画における宇宙実験用に元々は
意図されたレーザ反射装置をその表面に有する）人工衛
星の距離を地球に対して或いは月に対して非常に正確に
決定でき、したがって月の引力場への通過のための回廊
または大気圏制動のための入口回廊へ非常に正確に狙う
ことができる。
【００６５】また、人工衛星は推力（数百ニュートン）
が一つ以上の推進剤タンク２０９に取り付けられた実質
的にインパルスの形の速度増分を提供できる少なくとも
一つの推進装置２０８と、ジャイロと関連した高度制御
推進装置２１０とを具備する化学推進システム（例えば
ヒドラジンシステムまたは二推進剤システム）を受容し
てもよい。
【００６６】また、人工衛星は可変フィールド地球セン
サ２０６と二角度座標を提供する少なくとも一つの星セ
ンサ２１４（太陽センサまたは恒星センサ）とを有す
る。
【００６７】オンボードコンピュータ２１１に含まれた
天文暦表と関連した星センサ２１４および可変フィール
ド地球センサ２０６は推進ベクトルと地球に対する人工
衛星の方向および太陽に対する人工衛星の方向との間の
角度を計算するのに役立ち、したがってそれが操縦して
いる間に人工衛星Ａの高度を決定する。
【００６８】ジャイロは第二の人工衛星の本体を回転
し、狙った方向にメイン推進装置２０８を指向する高度
制御推進装置２１０を制御する。
【００６９】オンボードコンピュータ２１１は両推進シ
ステムを制御する。
【００７０】第一実施形態では可変フィールド地球水平
センサ２０６により地球の位置が得られ、リアクション
ホイールは人工衛星Ａの高度を維持する。オンボードコ
ンピュータ２１１は推進ベクトルを地球に対する人工衛
星の方向に対して垂直に安定させる電気推進装置２０３
を制御するための関係を実行する。
【００７１】他の実施形態では、星センサ２１４とオン
ボードコンピュータ２１１に含まれている天文暦表とに
より人工衛星Ａの高度が決定される。リアクションホイ
ールは人工衛星の高度を制御する。オンボードコンピュ
ータ２１１は慣性方向に沿って推進ベクトルを指向する
電気推進装置のための制御関係を実行する。
【図面の簡単な説明】
【図１】（Ａ）は月の引力場に突入する際の月座標での
引力場の速度ベクトルを与える速度成分と、月の引力場
を脱出する時の地球上の座標での同じ引力場の速度ベク
トルを与える速度成分とを示す図であり、（Ｂ）、
（Ｃ）および（Ｄ）は月の引力場に入ったり出たりする
人工衛星の可能な軌道の種々の例を示す図である。
【図２】太陽同期軌道上に第一人工衛星を配置し、太陽
同期軌道から地球静止軌道に移行される第二人工衛星を
配置するための本発明の方法の例を示す図である。
【図３】地球静止軌道に第一人工衛星を配置し、地球静
止軌道から太陽同期軌道まで移行される第二人工衛星を
配置するための本発明の方法を他の例を示す図である。
【図４】本発明の方法により軌道変換を実行するのに適
したオンボード形態の人工衛星の例を示したブロック図
である。
【符号の説明】
１０…地球 １１、１１１…太陽同期軌道 １１’…待機軌道 １２…楕円軌道 １２’、１１２’…待機軌道 １３、１４、１１３、１１４、ＬＴＯ…月遷移軌道 １５、１１５、ＧＳＯ…地球静止軌道 ３０…引力場 ３１…月 １１２、ＧＴＯ…地球静止遷移軌道 ２０１…キセノンタンク ２０２…エキスパンダ／フィルタ／バルブ組立体 ２０３…電気推進装置 ２０４…ソーラーパネル ２０６…可変フィールド地球センサ ２０７…レーザ反射装置 ２０８…推進装置 ２０９…推進剤タンク ２１０…高度制御推進装置 ２１１…オンボードコンピュータ ２１２…クロック ２１３…データ処理手段 ２１４…星センサ Ａ…第二人工衛星 Ｂ…第一人工衛星 ＰＯＬ…月軌道平面

Claims (11)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 非同一平面軌道上に同時に人工衛星を発
    射する発射方法であって、第一の人工衛星（Ｂ）が該第
    一の人工衛星（Ｂ）を、第一離心率値と第一傾斜値と第
    一遠地点値とを備えた第一軌道パラメータを有する第一
    の最終軌道に実際に直接的に配置するのに適した発射機
    に載置され、少なくとも一つの第二の人工衛星（Ａ）は
    第二離心率値と第二傾斜値と第二遠地点値とを備えた第
    二軌道パラメータを有する第二最終軌道上に配置するた
    めに前記発射機に載置され、これら第二離心率値と第二
    傾斜値と第二遠地点値とは前記発射機により供給され且
    つ第二の人工衛星（Ａ）と同時に発射される第一の人工
    衛星（Ｂ）に適用される第一軌道パラメータの対応する
    値とは実質的に異なる発射方法において、 前記第二の人工衛星（Ａ）を所定の位置に配置し、該第
    二の人工衛星（Ａ）は第一の操縦作用中に離心率の大き
    い楕円待機軌道に移行され、その軌道は５００００キロ
    メートルから４０００００キロメートルの範囲に一般的
    に位置する遠地点を有し、且つその軌道上の月の引力場
    により形成された円環体を遮るように指向する半長軸を
    有し、且つｎＴＡ＋１／２×ＴＬＴＯ＝ｔｐｌの式に従
    って計算された周期ＴＡを有し、ここでのｎは４以下の
    整数であり、ＴＬＴＯは月遷移軌道の周期であり、ｔｐ
    ｌは発射終了と目標地点での月の通過との間の時間であ
    り、ｎは前記第二の人工衛星が前記離心率の大きい楕円
    形の待機軌道周りを移動する４以下の回数であり、 該離心率の大きい楕円形の待機軌道の近地点において第
    二操縦作用中に前記第二の人工衛星が前記月遷移軌道へ
    移行され、第三操縦作用中に中間コース修正が実行され
    て月の引力場への突入パラメータを正確に調整し、第四
    操縦作用中に近地点の高度と前記第二の人工衛星（Ａ）
    が前記第二最終軌道に近づく目的で達すべき中間軌道の
    傾斜とを変更するように前記突入パラメータが決定さ
    れ、該変更は月の引力場における引力作用により主に得
    られ、第五操縦作用が実行されて第二の人工衛星を正確
    に第二最終軌道に配置することを特徴とする発射方法。
  2. 【請求項２】 前記第一の人工衛星（Ｂ）が発射される
    前記第一最終軌道は太陽同期軌道のような傾斜した低高
    度軌道により構成され、前記第五操縦作用は月の引力場
    を脱出する前記第二の人工衛星（Ａ）の中間軌道の近地
    点で実行され、前記第五操縦作用では地球静止軌道によ
    り構成される前記第二最終軌道に前記中間軌道を移行す
    るために遠地点が下げられ或いは前記中間軌道が円形さ
    れることを特徴とする請求項１に記載の発射方法。
  3. 【請求項３】 前記第一の人工衛星（Ｂ）が発射される
    前記第一最終軌道は傾斜の小さい地球静止遷移軌道また
    は超地球静止遷移軌道により構成され、前記中間コース
    修正は前記第三操縦作用中において月の引力場への突入
    パラメータが月の引力場における引力作用の後に前記第
    二の人工衛星（Ａ）が８０キロメートルから１７０キロ
    メートルの高度に位置するように達すべき中間軌道の近
    地点を可能とするものであり、 前記第五操縦作用では月の引力場を去ったときであって
    近地点の高度が調整された状態で前記第二の人工衛星
    （Ａ）の中間軌道の遠地点を下げるために少なくとも一
    回だけ大気圏制動が実行され、それから遠地点での操縦
    作用により傾斜した低高度軌道または傾斜した低円軌道
    により構成される前記第二最終軌道へ前記中間軌道を移
    行するために前記近地点が上昇されることを特徴とする
    請求項１に記載の発射方法。
  4. 【請求項４】 前記第一人工衛星（Ｂ）が傾斜の小さい
    地球静止遷移軌道または超地球静止遷移軌道により構成
    される第一最終軌道に配置されている間に、低高度軌
    道、特に傾斜の異なる低円軌道により構成される最終軌
    道に同時に複数の第二の人工衛星（Ａ，Ｃ，Ｄ，Ｅ）を
    発射するための発射方法であって、 前記第三操縦作用中に一連の異なる中間コース修正が月
    の引力場への異なる突入地点に前記種々の第二人工衛星
    を配置するために実行され、異なる傾斜を目指し、結果
    として前記第五操縦作用中に大気圏制動後に一連の低高
    度軌道、特に複数の第二人工衛星（Ａ，Ｃ，Ｄ，Ｅ）に
    おける種々の人工衛星の異なる傾斜の低円軌道を得るこ
    とを特徴とする請求項３に記載の発射方法。
  5. 【請求項５】 請求項１に記載の発射方法を実行するた
    めの人工衛星発射システムにおいて、発射機と、第一最
    終軌道に前記第一人工衛星（Ｂ）を実際に直接配置する
    のに適した該発射機に配置される第一人工衛星（Ｂ）
    と、前記第一最終軌道とは異なる第二最終軌道に配置す
    るための少なくとも一つの第二人工衛星（Ａ，Ｃ，Ｄ，
    Ｅ）とを具備し、該第二人工衛星（Ａ，Ｃ，Ｄ，Ｅ）が
    オンボードコンピュータ（２１１）と該第二人工衛星
    （Ａ，Ｃ，Ｄ，Ｅ）上に取り付けられたメイン推進装置
    （２０８）および高度制御推進装置（２１０）を具備す
    る化学推進システムとを備えることを特徴とする人工衛
    星発射システム。
  6. 【請求項６】 請求項１に記載の発射方法を実行するた
    めの人工衛星発射システムであって、発射機と、第一最
    終軌道上に前記第一人工衛星（Ｂ）を実際に直接配置す
    るのに適した発射機上に配置される第一人工衛星（Ｂ）
    と、前記第一最終軌道とは異なる第二最終軌道上に配置
    するための少なくとも一つの第二人工衛星（Ａ，Ｃ，
    Ｄ，Ｅ）とを具備し、該第二人工衛星（Ａ，Ｃ，Ｄ，
    Ｅ）がオンボードコンピュータ（２１１）と該第二人工
    衛星（Ａ，Ｃ，Ｄ，Ｅ）上に取り付けられた少なくとも
    高比インパルス電気推進装置を具備する電気推進システ
    ムとを備え、該電気推進装置（２０３）がイオンタイ
    プ、アークジェットタイプまたは閉電子ドリフトタイプ
    であることを特徴とする人工衛星発射システム。
  7. 【請求項７】 前記第二人工衛星（Ａ，Ｃ，Ｄ，Ｅ）が
    星センサ（２１４）と、可変フィールド地球センサ（２
    ０６）と、推進ベクトルと地球に対する人工衛星の方向
    と太陽に対する人工衛星の方向との間の角度を計算可能
    とする前記オンボードコンピュータ（２１１）に含まれ
    る天文暦表とを有し、これにより操縦作用中に前記第二
    人工衛星（Ａ，Ｃ，Ｄ，Ｅ）の高度を決定することを特
    徴とする請求項５に記載の人工衛星発射システム。
  8. 【請求項８】 前記第二人工衛星（Ａ，Ｃ，Ｄ，Ｅ）が
    前記高度制御推進装置（２１０）を制御し、目標とする
    方向に前記メイン推進装置（２０８）を指向するために
    前記第二人工衛星の本体を回転させるジャイロを有する
    ことを特徴とする請求項７に記載の人工衛星発射システ
    ム。
  9. 【請求項９】 前記第二人工衛星（Ａ，Ｃ，Ｄ，Ｅ）の
    本体は少なくとも二つのレーザ再帰反射装置（２０７）
    を備え、該レーザ反射装置は中間コース修正が前記第三
    操縦作用において操縦する前に前記第二人工衛星（Ａ，
    Ｃ，Ｄ，Ｅ）の位置を非常に正確に得るためにレーザ遠
    隔測定法を使用可能とすることを特徴とする請求項５か
    ら８のいずれか一つに記載の人工衛星発射システム。
  10. 【請求項１０】 前記第二人工衛星（Ａ，Ｃ，Ｄ，Ｅ）
    が地球の位置を得るための可変フィールド地球水平セン
    サ（２０６）と、前記第二人工衛星の高度を決定するた
    めのリアクションホイールとを有し、前記オンボードコ
    ンピュータ（２１１）が前記地球に対する人工衛星の方
    向に対して垂直に前記推進ベクトルを安定させる電気推
    進装置（２０３）を制御する関係を実行することを特徴
    とする請求項６に記載の人工衛星発射システム。
  11. 【請求項１１】 前記第二人工衛星（Ａ，Ｃ，Ｄ，Ｅ）
    が星センサ（２１４）と、前記第二人工衛星の高度を決
    定するために前記オンボードコンピュータ（２１１）に
    含まれる天文暦表と、前記第二人工衛星の高度を制御す
    るリアクションホイールとを有し、前記オンボードコン
    ピュータ（２１１）が慣性方向に前記推進ベクトルを指
    向する前記電気推進装置（２０３）用の制御関係を実行
    することを特徴とする請求項６に記載の人工衛星発射シ
    ステム。
JP10000388A 1996-12-31 1998-01-05 人工衛星を発射する発射方法およびその発射方法を実行する人工衛星発射システム Pending JPH10250696A (ja)

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