JPH1179100A - 人工衛星発射方法および人工衛星発射システム - Google Patents

人工衛星発射方法および人工衛星発射システム

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JPH1179100A
JPH1179100A JP10000382A JP38298A JPH1179100A JP H1179100 A JPH1179100 A JP H1179100A JP 10000382 A JP10000382 A JP 10000382A JP 38298 A JP38298 A JP 38298A JP H1179100 A JPH1179100 A JP H1179100A
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JP
Japan
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satellite
orbit
arrival
apogee
launcher
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JP10000382A
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English (en)
Inventor
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
Application filed by Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA, SNECMA SAS filed Critical Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
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    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
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    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B64G1/1085—Swarms and constellations
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • B64G1/2427—Transfer orbits
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 安価に、複数の人工衛星を非同一平面軌道上
に配置すべく同時に発射する。 【解決手段】 発射機は第１の人工衛星を到着軌道上に
実際に直接的に配置する。同一の発射機に搭載された第
２の人工衛星はまず、その半長軸が初期軌道平面上にあ
る高離心率楕円軌道からなる待機軌道上に移行される。
待機軌道の遠地点近くで待機軌道の傾斜角および近地点
が変更されて第２の人工衛星が中間軌道上に配置され
る。中間軌道の近地点近くで大気圏制動を用いて中間軌
道の遠地点の高度を低下せしめる工程を少なくとも含む
操縦作用を行う。中間軌道の遠地点において第２の人工
衛星にインパルスが供給されて中間軌道の近地点が上昇
されると共に中間軌道が到着軌道に変形される。到着軌
道の軌道パラメータは第１の人工衛星の到着軌道の軌道
パラメータと実質的に異なっている。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は人工衛星発射方法お
よび人工衛星発射システムに関する。特に本発明は、複
数の人工衛星を非同一平面軌道上に同時に発射する人工
衛星発射方法であって、第１の人工衛星が発射機に搭載
され、発射機は該第１の人工衛星を第１の到着軌道上に
実際に直接的に配置するのに適しており、到着軌道は第
１の離心率値と第１の傾斜値と第１の遠地点値とを備え
た第１の軌道パラメータを有し、少なくとも１つの第２
の人工衛星が発射機に搭載されて第２の到着軌道上に配
置され、第２の到着軌道は第２の離心率値と第２の傾斜
値と第２の遠地点値とを備えた第２の軌道パラメータを
有し、これら第２の離心率値と第２の傾斜値と第２の遠
地点値とが発射機により提供されると共に第２の人工衛
星と同時に発射される第１の人工衛星に適用される第１
の軌道パラメータの対応する値と実質的に異なっている
人工衛星発射方法、およびこの人工衛星発射方法を実行
するための人工衛星発射システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】２つまたは複数の人工衛星は一般に、同
一平面上の同様の離心率を備えた軌道上で発射される。
Ｈ２発射機の第２の発射におけるように、発射機の最終
段が再点火される前に第１の人工衛星が低円軌道上に配
置され、次いで発射機の最終段が再点火されて第２の人
工衛星が静止遷移軌道上に配置される。このような状況
下で、同一の発射機に搭載された２つの人工衛星の軌道
はむしろ実際には同一平面上に維持される。
【０００３】不幸にも、これらの人工衛星を非同一平面
上の軌道に配置すること、特に第１の人工衛星を傾斜し
かつ好ましくは極軌道である低円軌道に配置し、第２の
人工衛星を静止軌道に配置することが強く望まれてお
り、または非常に異なる傾斜角（例えば０°、５５°、
６５°）の複数の軌道上に複数の人工衛星を配置するこ
とが実際強く望まれている。
【０００４】従来の方法により低軌道において傾斜角を
変更しようとすると非常に高価となり、このためこの種
の任務は実際不可能であると考えられていた。例えば、
太陽同期極軌道から赤道低円軌道に移行するのに必要な
速度増分は１１ｋｍ／ｓであり、これは例えば探査機を
地球から始まる月軌道上に発射するのに必要な速度増分
と同じくらい大きい。
【０００５】単一の人工衛星を発射する場合には天体力
学法則の利点はすでに考慮されており、それにより遷移
軌道の遠地点が高くなるにつれて人工衛星の軌道の傾斜
角変更のために供給される速度増分が減少する。この特
徴は特に単一の人工衛星を静止軌道上に配置するのにＰ
ＲＯＴＯＮ発射機により用いられる。人工衛星は超同期
軌道上に配置され、傾斜角は遠地点（５０，０００ｋｍ
から９０，０００ｋｍの範囲の高度）において修正され
（約５０°）、それにより供給されるべき全速度増分を
最適化することができる。このような状況下において、
必要とされる速度増分は数百ｍ／ｓ程度と小さい。
【０００６】軌道の離心率が大きくなるにつれて、必要
とされる速度増分は小さくなる。また、軌道の遠地点が
３６，０００ｋｍよりも高いときには大きな速度増分は
必要でない。月からの引力補助を傾斜角変更に用いるこ
とができる。すなわち、フランス特許出願９６１６２７
５号明細書において、月からの引力補助を利用しつつ、
複数の人工衛星を同時に非同一平面軌道上に発射する方
法およびシステムが開示されている。この場合、軌道の
傾斜角変更を可能にする速度増分は月からの引力補助に
より与えられる。にもかかわらず、引力の反作用を用い
ると操縦作用が７日から２８日に延長せしめられる。不
幸にも、遷移時間が短いのが好ましい場合があり、その
結果この場合、速度増分を月からの引力補助により得る
のではなく推進ステージにより達成するのが好ましい。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】本発明は安価に、複数
の人工衛星を非同一平面軌道上に配置すべく同時に発射
できるようにするものである。特に本発明は、人工衛星
に配置された推進システムにより使用されるエネルギ量
を、月からの引力補助を用いることなく大きく低減しよ
うとするものである。この人工衛星は全ての人工衛星の
ために用いられる発射機により軌道上に配置されるべき
であるがそれぞれの到着軌道に近い軌道上には直接配置
されない。
【０００８】
【課題を解決するための手段】これらの目的は、複数の
人工衛星を非同一平面軌道上に同時に発射する人工衛星
発射方法であって、第１の人工衛星が発射機に搭載さ
れ、この発射機は第１の人工衛星を第１の到着軌道上に
実際に直接的に配置するのに適しており、到着軌道は第
１の離心率値と第１の傾斜値と第１の遠地点値とを備え
た第１の軌道パラメータを有し、少なくとも１つの第２
の人工衛星が発射機に搭載されて第２の到着軌道上に配
置され、第２の到着軌道は第２の離心率値と第２の傾斜
値と第２の遠地点値とを備えた第２の軌道パラメータを
有し、これら第２の離心率値と第２の傾斜値と第２の遠
地点値とが発射機により提供されると共に第２の人工衛
星と同時に発射される第１の人工衛星に適用される第１
の軌道パラメータの対応する値と実質的に異なっている
人工衛星発射方法において、第２の人工衛星をその軌道
上に配置するために、第１の操縦作用を行って第１の操
縦作用時に第２の人工衛星を高離心率楕円待機軌道上に
移行せしめ、待機軌道の遠地点は典型的に５０，０００
ｋｍから４００，０００ｋｍの範囲にあり、待機軌道の
半長軸または長軸の半分は初期軌道平面上にあり、（待
機軌道の遠地点近傍における）第２の操縦作用時に待機
軌道の傾斜角および近地点を変更して第２の人工衛星を
中間軌道上に配置し、中間軌道の中間コース修正のため
に第３の操縦作用を行い、第４の操縦作用を行い、第４
の操縦作用は、中間軌道の近地点近傍において大気圏制
動を用いて中間軌道の遠地点の高度を低下せしめる工程
を少なくとも含み、第５の操縦作用を行い、第５の操縦
作用時に中間軌道の遠地点において第２の人工衛星にイ
ンパルスを供給して中間軌道の近地点を上昇せしめると
共に中間軌道を傾斜低軌道からなる第２の到着軌道に変
形するようにした人工衛星発射方法により達成される。
【０００９】前記待機軌道の遠地点が地上基地から見え
るように待機軌道の周期ＴＡが定められ、待機軌道の遠
地点近傍における前記第２の操縦作用が地上基地から制
御される。前記中間軌道の前記中間コース修正のための
前記第３の操縦作用により、中間軌道の近地点が８０ｋ
ｍから１４０ｋｍの範囲の高度に配置可能にされる。
【００１０】大気圏制動を実行するための工程を少なく
とも１つ含む前記第４の操縦作用が前記第２の人工衛星
の高度制御作用を用いて第２の人工衛星の制動軸線が第
２の人工衛星の速度ベクトルと概ね整列せしめられる。
特別な実行において、前記第４の操縦作用が大気圏制動
を実行するための一組の工程を具備して各工程において
前記中間軌道の遠地点高度が低下せしめられる。
【００１１】また、本発明は、第１の人工衛星を小傾斜
静止遷移軌道または超静止遷移軌道からなる第１の到着
軌道上に配置しつつ、複数の第２の人工衛星を低高度軌
道、特に互いに異なる傾斜角の低円軌道からなる到着軌
道上に同時に発射するようになっており、前記第２の操
縦作用時に前記待機軌道の前半において中間コース修正
を、各第２の人工衛星に対し独立に行って各第２の人工
衛星が待機軌道の遠地点において互いに異なる傾斜角変
更のために指向可能であるようにし、前記第３の操縦作
用時に各中間軌道において第２の中間コース修正を、各
第２の人工衛星に対し行って各中間軌道の各近地点高度
を調節する人工衛星発射方法を提供する。
【００１２】変更態様において、第１の人工衛星を小傾
斜静止遷移軌道または超静止遷移軌道からなる第１の到
着軌道上に配置しつつ、複数の第２の人工衛星を低高度
軌道からなる到着軌道上に同時に発射するようになって
おり、前記第１の操縦作用時に第２の人工衛星を非常に
小さい速度増分によりわずかばかり互いに異なる超同期
待機軌道上まで移行せしめ、前記第２の操縦作用時にす
べての第２の人工衛星に対し同一の傾斜角変更を行って
これら第２の人工衛星を中間軌道上に配置し、それによ
り前記第５の操縦作用の末期に複数の第２の人工衛星が
傾斜低軌道からなる同一の到着軌道上に、互いに相が異
なりつつ配置されるようにし、これら中間軌道は互いに
類似しているが周期が互いに異なっており、それにより
複数の第２の人工衛星が中間軌道の近地点を通過する回
数が異なっている人工衛星発射方法を提供する。
【００１３】また、本発明は、上述の人工衛星発射方法
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、発射機に搭載された第１の人工衛星と、第１の到
着軌道と異なる第２の到着軌道上に配置されるようにな
っている少なくとも１つの第２の人工衛星とを具備し、
発射機は第１の人工衛星を第１の到着軌道上に実際に直
接的に配置するのに適しており、第２の人工衛星にオン
ボードコンピュータと化学式推進システムとを設け、化
学式推進システムが第２の人工衛星に搭載された主スラ
スタと、高度制御スラスタとを具備した人工衛星発射シ
ステムを提供する。
【００１４】特定の特徴によれば、前記第２の人工衛星
が星センサと、可変フィールド地球センサと、前記オン
ボードコンピュータ内に収納されている天文暦表とを含
み、それにより推進ベクトルと地球−人工衛星方向、お
よび太陽−人工衛星との間の角度を算出して操縦作用時
における第２の人工衛星の高度を定めることが可能であ
るようにされる。
【００１５】また、前記第２の人工衛星がジャイロをさ
らに含み、ジャイロは前記高度制御スラスタを制御して
第２の人工衛星の本体を回転せしめ、それにより前記主
スラスタが目標方向を指向するようにされる。また、本
発明は、上述の人工衛星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、発射機に搭載さ
れた第１の人工衛星と、第１の到着軌道と異なる第２の
到着軌道上に配置されるようになっている少なくとも１
つの第２の人工衛星とを具備し、発射機は第１の人工衛
星を第１の到着軌道上に実際に直接的に配置するのに適
しており、第２の人工衛星にオンボードコンピュータと
電気式推進システムとを設け、電気式推進システムが少
なくとも第２の人工衛星に搭載された高比インパルス電
気スラスタを具備し、電気スラスタがイオン型、アーク
ジェット型、または閉電子ドリフト型から形成可能であ
る人工衛星発射システムを提供する。
【００１６】特定の実施態様において、前記第２の人工
衛星が地球の位置を求めるための可変フィールド地球水
平センサと、第２の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含み、前記オンボードコンピュ
ータが地球−人工衛星方向に対し垂直に安定させる前記
電気スラスタのための制御関係を実行する。別の特定の
実施態様において、前記第２の人工衛星が第２の人工衛
星の高度を決定する星センサおよび前記オンボードコン
ピュータ内に収納されている天文暦表と、第２の人工衛
星の高度を決定するためのリアクションホイールとを含
み、前記オンボードコンピュータが推進ベクトルを慣性
方向に指向せしめる前記電気スラスタのための制御関係
を実行する。
【００１７】有利には、前記第２の人工衛星の本体に少
なくとも２つのレーザ逆反射器を設けてレーザ遠隔計測
技術により、前記第３の操縦作用の中間コース修正操縦
作用に先立って第２の人工衛星の位置を非常に正確に決
定可能であるようにされる。化学推進システムと電気推
進システムとの両方を同一の人工衛星に取り付けること
ができる。
【００１８】第２の人工衛星は、第２の人工衛星の本体
周りに対称配置された少なくとも２つの太陽光パネルを
含んでもよく、或いは少なくとも１つの太陽光パネルお
よび熱シールドを含んでもよい。本発明の他の特徴およ
び利点は添付図面を参照して実例を示す本発明の特定の
実施態様の以下の記載から明らかになろう。
【００１９】
【発明の実施の形態】図１を参照して本発明の方法の実
行を説明する。なお、人工衛星は軌道を描いて自由飛行
する衛星およびスペースシップを含む。２つの人工衛星
ＡおよびＢが共通の発射機上に搭載され、この発射機は
これら人工衛星ＡおよびＢを地球１０回りの静止遷移軌
道１２に配置するのに適している。
【００２０】第１の人工衛星Ｂは静止遷移軌道１２上の
点１において解放されてそれ自体の手段により静止軌道
１５上に配置される。後述するように、発射機の最上段
に搭載されうる人工衛星Ａは近地点２を通過するときに
発射機からインパルス２ａを受け、このインパルスによ
り人工衛星Ａは周期ＴＡの楕円待機軌道１２’上に位置
せしめられる。本発明の方法の別の実行において、人工
衛星Ａは発射機からただ単に分離され、領域３において
人工衛星Ａの化学式主推進システムが点火される。人工
衛星のスラスタにより供給されたインパルスによって、
次いで人工衛星が待機軌道に位置せしめられる。
【００２１】人工衛星Ａが待機軌道１２’の遠地点１９
上にあり、かつ人工衛星が人工衛星と組み合わされた高
度制御システムにより適当な慣性方向に指向されるとき
に、人工衛星Ａの主スラスタが点火されて傾斜角変更５
ａを実行し、この傾斜角変更５ａにより人工衛星Ａが楕
円軌道１４に移行可能になる。この楕円軌道１４は太陽
同期平面または予め定められた低円軌道平面ＰＨ内に配
置される。楕円軌道１４の近地点は８０ｋｍから１７０
ｋｍまでの範囲の高度に配置される。近地点の高度を微
調整するために好ましくは領域５ｂにおいて中間コース
修正が行われる。
【００２２】次いで、近地点６ａ，６ｂを連続して通過
することにより遠地点が典型的に１０００ｋｍよりも低
い軌道が得られるまで当該軌道１４ａ，１４ｂ，１４ｃ
の遠地点１９ａ，１９ｂ，１９ｃが低くされるのが可能
となる。終末操縦作用において、人工衛星Ａの推進シス
テムは遠地点１９ｃにおいてインパルスを発して軌道１
１を円形化する。この軌道１１は太陽同期軌道または傾
斜軌道でありうる。
【００２３】地球の扁平に基づく地球の極における交点
歳差運動を利点して人工衛星が目標太陽同期軌道の上昇
時交点を通過する時間を目標値に調節することができ
る。上述した一連の操縦作用では一般的に以下の３点が
考慮される。その第１点は、軌道の離心率が大きくなる
につれて（遠地点が高くなるにつれて）軌道の傾斜角を
変更するために必要な速度増分が小さくなる、というこ
とである。このような軌道は「超同期」と称される。
【００２４】第２点は、遠地点の高度がかなり増大した
としても（３６，０００ｋｍから６０，０００ｋｍ〜４
００，０００ｋｍまで）、静止遷移軌道（ＧＴＯ）から
超同期遷移軌道まで移行されるための発射機による追加
の速度は非常に低い（６００ｍ／ｓよりも低い）、とい
うことである。第３点は、大気圏上層部を連続的に通過
するときの近地点における大気圏制動により最小の推進
剤消費でもって遠地点の高度を低下させることができる
（修正インパルス）ので、楕円軌道を低円軌道に変形し
ようとするときに大きな制動増分を必要としない、とい
うことである。さらに、大気圏を通過するときの熱流束
を６ｋＷ／ｍ2 に制限可能であれば特別な保護手段を必
要としない。
【００２５】したがって、複数の人工衛星を同時に発射
する状況において、本発明の方法によれば、複数の人工
衛星のうちの少なくとも１つについて、月からの引力補
助を要することなく、静止遷移軌道から少なくとも１つ
の傾斜低円軌道に移行することができる。この方法は図
１および図３を参照して説明される以下の理由から特に
優れている。
【００２６】１．第１の人工衛星Ｂは微傾斜遷移軌道上
に配置され（Ｋｏｕｒｏｕから発射するときには典型的
に７°）、第２の人工衛星Ａは（または人工衛星群Ａ，
Ｃ，Ｄ）は高離心率超同期軌道である遷移軌道１２’上
に配置される。この軌道１２’は発射機の最上段による
か、或いは人工衛星Ａまたは人工衛星Ａ，Ｃ，Ｄの推進
システムにより得ることができる。
【００２７】２．超同期軌道１２’の遠地点１９近傍に
おいて、人工衛星Ａは目的傾斜角を得るために供給され
るべき推進ベクトルに沿って指向せしめられる。好まし
くは傾斜角は局地的正午すなわち局地的に太陽光が垂直
になる位置の近くで変更されて太陽光パネルへの照射が
最大に維持されるようにされる。傾斜角の変更はジャイ
ロ、または実際には簡素化された星センサにより測定さ
れうる。
【００２８】３．人工衛星Ａの主スラスタ（静止軌道人
工衛星の遠地点スラスタと均等である）が点火される。
人工衛星Ａは目標傾斜角の軌道１４まで移行する。 ４．人工衛星Ａの見かけ上の姿勢が回復せしめられる
（地球１０に対面する作用面）。 ５．近地点高度（６ａ）を、大気圏制動から利益を受け
るための修正値に調整するために中間軌道修正が領域５
ｂ内で行われる。
【００２９】６ａ．安定した大気圏制動が得られるよう
に、人工衛星Ａの太陽光パネルはその速度ベクトルに対
し指向せしめられる（６ｋＷ／ｍ2 よりも小さい熱流
束）。 ７ａ．複数の近地点を通過することにより、遠地点１９
ａ，１９ｂを目標値１９ｃ（６００ｋｍから１２００ｋ
ｍの範囲）まで低下させることが可能となる。 ６ｂ．変更態様では、単一の主通過で大気圏制動を行う
ために、人工衛星Ａの太陽光パネルは折り畳まれて熱シ
ールドの裏に配置される。
【００３０】７ｂ．遠地点１９は目標値１９ｃになる
（遠地点高度を目標値に調節するために直接または数軌
道の後）。 ８．近地点高度６ｂは遠地点において点火されることに
より増大せしめられる。次いで人工衛星はその見かけ上
の軌道１１上に位置せしめられる。上述の手順は同時に
発射される任意の数の人工衛星（Ａ，Ｃ，Ｄ）に適用さ
れうる。したがって、単一の発射機を用いて人工衛星群
を非同一平面軌道上に配置することが可能となる。
【００３１】本発明の一観点において、天体力学の制限
および発射作用の制限が同調せしめられる。したがっ
て、遠地点１９における第２の操縦作用時に人工衛星Ａ
を制御する地上基地における可視状態から利益を受ける
ために楕円軌道１２’の半周期ＴＡを、１２時間から、
発射機の位置と地上基地間の相対経度を減算したものの
倍数に等しくする必要がある。地上基地が発射機位置の
近くにあるときには超同期軌道の半周期ＴＡは１２時間
または２４時間の倍数に近くなければならない。これに
より遠地点１９の高度が決定される。
【００３２】また、楕円軌道を低円軌道に変形するため
に、大きな制動増分を提供する必要がないことが認識さ
れるべきである。大気圏上層部を連続的に通過するよう
にすると、近地点における大気圏制動により最小の推進
剤消費量（数回の修正インパルスを実行するためにのみ
必要な推進剤）でもって遠地点高度を低下せしめること
ができる。さらに、大気圏を通過するときの熱流束を６
ｋＷ／ｍ2 に制限できることを条件として、特別な熱保
護手段を一切必要としない。
【００３３】本発明を実行する人工衛星発射システムの
例について図２を参照して以下に記載する。図示されな
い従来型の発射機には第１の人工衛星Ｂと、少なくとも
１つの第２の人工衛星Ａとが付設される。図２には人工
衛星Ａの一例が示される。発射機は第１の人工衛星Ｂを
到着軌道に実際、直接的に配置するようになっており、
人工衛星Ｂは全体的に従来型でよく、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。
【００３４】第２の人工衛星Ａ（人工衛星Ａは発射機か
ら分離された後、到着軌道に到着する前に様々な操縦作
用を実行可能でなければならない）はオンボードコンピ
ュータ２１１を含む。このオンボードコンピュータ２１
１にはクロック２１２と、メモリが取り付けられたデー
タ処理手段２１３とが付設され、オンボードコンピュー
タ２１１は自動操舵のための天文暦表を決定するよう作
用する。
【００３５】人工衛星Ａには推進システムが取り付けら
れるが、この推進システムは化学式または電気式であり
うる。図２は人工衛星Ａが両方の形式の推進システムを
備えた場合を示している。人工衛星の本体２００は膨張
器／フィルタ／弁組立体２０２を介して少なくとも２つ
の電気スラスタ２０３に燃料供給する少なくとも１つの
キセノンタンク２０１を含み、このスラスタは閉電子ド
リフトを備えたイオン型か或いはアークジェット型であ
りうる。電力は少なくとも１つの太陽光パネル２０４に
より供給され、太陽光パネル２０４はアーム２１５およ
び回転機構２０５を介して人工衛星に電力供給する。複
数回の通過における大気圏制動のために、人工衛星の本
体回りに対称的に配置された２つのパネルを設けるのが
好ましい。
【００３６】人工衛星は有利には、互いに対向する２つ
の面上に配置された２つのレーザ反射器２０７を受容
し、これらレーザ反射器は地球か或いは月に対する人工
衛星の距離を極めて高精度に決定可能であり（人工衛星
は元々、ＡＰＯＬＬＯおよびＬＵＮＡＫＨＯＤ計画にお
いて宇宙実験用のレーザ反射器を表面に備えている）、
それによって大気圏制動のための入口に極めて高精度で
狙うことが可能となる。
【００３７】また、人工衛星は少なくとも一つのスラス
タ２０８を具備した化学式スラスタを受容しうる（例え
ばヒドラジンシステムまたは二推進剤システム）。この
スラスタ２０８の推進力（数百ニュートン）は実質的に
インパルスの形で速度増分を提供することができる。ま
た、スラスタ２０８には１つまたはそれ以上の推進剤タ
ンク２０９と、ジャイロが付設された高度制御スラスタ
２１０とが付設される。
【００３８】さらに、人工衛星は可変フィールド地球セ
ンサ２０６と、少なくとも１つの星センサ２１４（太陽
センサまたは恒星センサ）を含み、これらセンサは２つ
の角度座標を提供する。星センサ２１４および可変フィ
ールド地球センサ２０６はオンボードコンピュータ２１
１に収納された天文暦表と協働して推進ベクトルと地球
−人工衛星方向および太陽−人工衛星方向との間の角度
を演算し、したがって操縦作用時に人工衛星Ａの高度を
決定するのに役立つ。
【００３９】ジャイロは高度制御スラスタ２１０を制御
して第２の人工衛星の本体を回転せしめ、それにより主
スラスタ２０８を目標方向に指向せしめる。オンボード
コンピュータ２１１は両方の推進システムを制御する。
第１の実施態様において、可変フィールド地球水平セン
サ２０６により地球の位置を得ることができ、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は電気スラスタ２０３を制御する
ための関係を実行するが、このスラスタ２０３は地球−
人工衛星方向に対し垂直な推進ベクトルを安定化させ
る。
【００４０】別の実施態様において、星センサ２１４と
オンボードコンピュータ２１１に収納されている天文暦
表とは人工衛星Ａの高度を決定するのに役立つ。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は電気スラスタのための制御関係
を実行するが、このスラスタは推進ベクトルを慣性方向
に沿って指向せしめる。
【００４１】軌道上に配置されるべき人工衛星と組み合
わされる低出力推進システムを用いて得られる緩慢な速
度増分のコストでもって、本発明の方法により軌道平面
を変更することが可能となる。この場合、オンボードマ
スを制限する必要があるとして、従来式の移行を行う化
学推進システムを用いて直接軌道変更を行うことはでき
ない。
【００４２】次の表１は互いに異なる複数の平面間の軌
道変更の例における従来の移行に必要な速度増分と、本
発明の方法による移行に必要な速度増分とを、ｋｍ／ｓ
の単位で表している。 表１ 従来の移行における速度増分と本発明における速度増分
との比較（ｋｍ／ｓ） 従来の移行 本発明の移行 太陽同期軌道／ＧＳＯ ６ ３＋０．５＋０．１ ＧＴＯ／太陽同期軌道 ４．７ ０．７＋０．３＋０．２ （または任意の傾斜角の円形軌道） ６０°の傾斜角変更 ７．５ ３＋０．２＋０．１ （低円軌道間）本発明の第１の適用については、どのよ
うにして人工衛星が静止軌道から傾斜低円軌道に移動可
能であるかを説明した箇所で上述した。
【００４３】このような状況下で、第１の人工衛星Ｂは
ＧＴＯまたは超同期遷移軌道１５上に配置される。第２
の人工衛星Ａは十分な遠地点高度１９の超同期待機軌道
１２’上に配置される。傾斜角は遠地点１９において修
正される。領域５ｂにおける軌道修正により近地点高度
を８０ｋｍから１６０ｋｍの範囲に調節することがで
き、このとき遠地点１９ａ，１９ｂが大気圏を連続的に
通過することにより低下せしめられると共に、軌道が円
形状にせしめられる。
【００４４】本発明の方法により、互いに異なる２つの
人工衛星を非同一平面軌道に配置するのに単一の発射機
を用いることが可能となるだけでなく、静止軌道上にあ
る人工衛星Ｂだけでなく互いに異なる傾斜角の軌道上に
ある人工衛星群Ａ，Ｃ，Ｄを、同時に発射することもで
きる。このような状況下で、人工衛星Ａ，Ｃ，Ｄは概ね
赤道面上のＧＴＯ１２’または超同期遷移軌道上に発射
される。各人工衛星Ａ，Ｃ，Ｄに対し独立して行われる
領域５ｃにおける中間コース修正により、各人工衛星が
領域５ａにおいて互いに異なる傾斜角変更を行うように
することが可能である。領域５ｂ（半帰還軌道上）にお
ける第２の中間コース修正により、各近地点高度を調節
することができる。上述したように、軌道は大気圏制動
と修正インパルスとにより円形化せしめられる。
【００４５】また、本発明により、人工衛星群Ａ，Ｃ，
Ｄを同一の傾斜角でありしかしながら周期が互いに異な
る軌道上に配置することができる。人工衛星Ａ，Ｃ，Ｄ
は非常に小さい増分を用いてわずかに異なる超同期軌道
１２’上にそれぞれ配置される。領域５ａにおける傾斜
角修正は人工衛星Ａ，Ｃ，Ｄの全てに対し同一であり、
しかしながら周期差（相対値において小さい、しかしな
がら絶対値において数時間のオーダーでありうる）によ
り近地点通過回数（概ね赤道面上と仮定される）が異な
らしめられ、それにより大気圏制動に基づいて定められ
る周期が異ならしめられる。熱シールド２１６を用いる
場合、この方法により、人工衛星群を非常に速やかに所
定位置に配置することができる（微分精度による従来の
方法を用いると１カ月以上必要である）。
【図面の簡単な説明】
【図１】第１の人工衛星を静止軌道上に配置し、第２の
人工衛星を静止軌道から太陽同期軌道に移行するための
本発明の一例を示す線図である。
【図２】本発明の方法が適用されて軌道を移行するよう
になっている人工衛星のオンボードシステムの一形態を
示すブロック線図である。
【図３】本発明の方法の操縦作用の一部を実行するため
に、すなわち人工衛星を中間軌道上に配置すべく高離心
率楕円待機軌道の遠地点において高度獲得操縦作用およ
び点火作用を実行するために、人工衛星に対し熱シール
ドがどのように設けられうるかを示す線図である。
【符号の説明】
１１…第２の到着軌道 １２…初期軌道平面 １２’…高離心率楕円待機軌道 １４…中間軌道 １５…第１の到着軌道 １９…遠地点 Ａ，Ｃ，Ｄ…第２の人工衛星 Ｂ…第１の人工衛星

Claims (16)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 複数の人工衛星を非同一平面軌道上に同
    時に発射する人工衛星発射方法であって、第１の人工衛
    星が発射機に搭載され、該発射機は該第１の人工衛星を
    第１の到着軌道上に実際に直接的に配置するのに適して
    おり、該到着軌道は第１の離心率値と第１の傾斜値と第
    １の遠地点値とを備えた第１の軌道パラメータを有し、
    少なくとも１つの第２の人工衛星が該発射機に搭載され
    て第２の到着軌道上に配置され、該第２の到着軌道は第
    ２の離心率値と第２の傾斜値と第２の遠地点値とを備え
    た第２の軌道パラメータを有し、これら第２の離心率値
    と第２の傾斜値と第２の遠地点値とが該発射機により提
    供されると共に該第２の人工衛星と同時に発射される該
    第１の人工衛星に適用される該第１の軌道パラメータの
    対応する値と実質的に異なっている人工衛星発射方法に
    おいて、第２の人工衛星をその軌道上に配置するため
    に、第１の操縦作用を行って該第１の操縦作用時に該第
    ２の人工衛星を高離心率楕円待機軌道上に移行せしめ、
    該待機軌道の遠地点は典型的に５０，０００ｋｍから４
    ００，０００ｋｍの範囲にあり、該待機軌道の半長軸は
    初期軌道平面上にあり、該待機軌道の遠地点近傍におけ
    る第２の操縦作用時に該待機軌道の傾斜角および近地点
    を変更して該第２の人工衛星を中間軌道上に配置し、該
    中間軌道の中間コース修正のために第３の操縦作用を行
    い、第４の操縦作用を行い、該第４の操縦作用は、該中
    間軌道の近地点近傍において大気圏制動を用いて該中間
    軌道の遠地点の高度を低下せしめる工程を少なくとも含
    み、第５の操縦作用を行い、該第５の操縦作用時に該中
    間軌道の遠地点において該第２の人工衛星にインパルス
    を供給して該中間軌道の近地点を上昇せしめると共に該
    中間軌道を傾斜低軌道からなる第２の到着軌道に変形す
    るようにした人工衛星発射方法。
  2. 【請求項２】 前記待機軌道の遠地点が地上基地から見
    えるように該待機軌道の周期ＴＡを定め、該待機軌道の
    遠地点近傍における前記第２の操縦作用を該地上基地か
    ら制御する請求項１に記載の人工衛星発射方法。
  3. 【請求項３】 前記中間軌道の前記中間コース修正のた
    めの前記第３の操縦作用により、該中間軌道の近地点を
    ８０ｋｍから１４０ｋｍの範囲の高度に配置可能である
    請求項１または２に記載の人工衛星発射方法。
  4. 【請求項４】 大気圏制動を実行するための工程を少な
    くとも１つ含む前記第４の操縦作用が前記第２の人工衛
    星の高度制御作用を用いて該第２の人工衛星の制動軸線
    を該第２の人工衛星の速度ベクトルと概ね整列させる請
    求項１から３までのいずれか一項に記載の人工衛星発射
    方法。
  5. 【請求項５】 前記第４の操縦作用が大気圏制動を実行
    するための一組の工程を具備して各工程において前記中
    間軌道の遠地点高度を低下せしめる請求項１から４まで
    のいずれか一項に記載の人工衛星発射方法。
  6. 【請求項６】 第１の人工衛星を小傾斜静止遷移軌道ま
    たは超静止遷移軌道からなる第１の到着軌道上に配置し
    つつ、複数の第２の人工衛星を低高度軌道、特に互いに
    異なる傾斜角の低円軌道からなる到着軌道上に同時に発
    射するようになっており、前記第２の操縦作用時に前記
    待機軌道の前半において中間コース修正を、各第２の人
    工衛星に対し独立に行って各第２の人工衛星が該待機軌
    道の遠地点において互いに異なる傾斜角変更のために指
    向可能であるようにし、前記第３の操縦作用時に各中間
    軌道において第２の中間コース修正を、各第２の人工衛
    星に対し行って各中間軌道の各近地点高度を調節する請
    求項１から５までのいずれか一項に記載の人工衛星発射
    方法。
  7. 【請求項７】 第１の人工衛星を小傾斜静止遷移軌道ま
    たは超静止遷移軌道からなる第１の到着軌道上に配置し
    つつ、複数の第２の人工衛星を低高度軌道からなる到着
    軌道上に同時に発射するようになっており、前記第１の
    操縦作用時に第２の人工衛星を非常に小さい速度増分に
    よりわずかばかり互いに異なる超同期待機軌道上まで移
    行せしめ、前記第２の操縦作用時にすべての第２の人工
    衛星に対し同一の傾斜角変更を行ってこれら第２の人工
    衛星を中間軌道上に配置し、それにより前記第５の操縦
    作用の末期に複数の第２の人工衛星が傾斜低軌道からな
    る同一の到着軌道上に、互いに相が異なりつつ配置され
    るようにし、これら中間軌道は互いに類似しているが周
    期が互いに異なっており、それにより複数の第２の人工
    衛星が中間軌道の近地点を通過する回数が異なっている
    請求項１から５までのいずれか一項に記載の人工衛星発
    射方法。
  8. 【請求項８】 請求項１に記載の人工衛星発射方法を実
    行するための人工衛星発射システムであって、発射機
    と、該発射機に搭載された第１の人工衛星と、第１の到
    着軌道と異なる第２の到着軌道上に配置されるようにな
    っている少なくとも１つの第２の人工衛星とを具備し、
    該発射機は該第１の人工衛星を第１の到着軌道上に実際
    に直接的に配置するのに適しており、該第２の人工衛星
    にオンボードコンピュータと化学式推進システムとを設
    け、該化学式推進システムが第２の人工衛星に搭載され
    た主スラスタと、高度制御スラスタとを具備した人工衛
    星発射システム。
  9. 【請求項９】 請求項１に記載の人工衛星発射方法を実
    行するための人工衛星発射システムであって、発射機
    と、該発射機に搭載された第１の人工衛星と、第１の到
    着軌道と異なる第２の到着軌道上に配置されるようにな
    っている少なくとも１つの第２の人工衛星とを具備し、
    該発射機は該第１の人工衛星を第１の到着軌道上に実際
    に直接的に配置するのに適しており、該第２の人工衛星
    にオンボードコンピュータと電気式推進システムとを設
    け、該電気式推進システムが少なくとも第２の人工衛星
    に搭載された高比インパルス電気スラスタを具備し、該
    電気スラスタがイオン型、アークジェット型、または閉
    電子ドリフト型から形成可能である人工衛星発射システ
    ム。
  10. 【請求項１０】 前記第２の人工衛星が星センサと、可
    変フィールド地球センサと、前記オンボードコンピュー
    タ内に収納されている天文暦表とを含み、それにより推
    進ベクトルと地球−人工衛星方向、および太陽−人工衛
    星との間の角度を算出して操縦作用時における第２の人
    工衛星の高度を定めることが可能であるようにした請求
    項８に記載の人工衛星発射システム。
  11. 【請求項１１】 前記第２の人工衛星がジャイロをさら
    に含み、該ジャイロは前記高度制御スラスタを制御して
    該第２の人工衛星の本体を回転せしめ、それにより前記
    主スラスタを目標方向に指向せしめるようにした請求項
    １０に記載の人工衛星発射システム。
  12. 【請求項１２】 前記第２の人工衛星の本体に少なくと
    も２つのレーザ逆反射器を設けてレーザ遠隔計測技術に
    より、前記第３の操縦作用の中間コース修正操縦作用に
    先立って第２の人工衛星の位置を決定可能であるように
    した請求項８から１１までのいずれか一項に記載の人工
    衛星発射システム。
  13. 【請求項１３】 前記第２の人工衛星が地球の位置を求
    めるための可変フィールド地球水平センサと、該第２の
    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
    とを含み、前記オンボードコンピュータが地球−人工衛
    星方向に対し垂直に安定させる前記電気スラスタのため
    の制御関係を実行する請求項９に記載の人工衛星発射シ
    ステム。
  14. 【請求項１４】 前記第２の人工衛星が該第２の人工衛
    星の高度を決定する星センサおよび前記オンボードコン
    ピュータ内に収納されている天文暦表と、該第２の人工
    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
    含み、前記オンボードコンピュータが推進ベクトルを慣
    性方向に指向せしめる前記電気スラスタのための制御関
    係を実行する請求項９に記載の人工衛星発射システム。
  15. 【請求項１５】 前記第２の人工衛星が少なくとも２つ
    の太陽光パネルを含み、これら太陽光パネルが該第２の
    人工衛星の本体周りに対称的に配置されている請求項８
    から１４までのいずれか一項に記載の人工衛星発射シス
    テム。
  16. 【請求項１６】 前記第２の人工衛星が少なくとも１つ
    の太陽光パネルと、熱シールドとを含む請求項８から１
    ４までのいずれか一項に記載の人工衛星発射システム。
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