(57)【要約】  宇宙空間整備ビークルシステム（１０）は、整備宇宙飛行体（２２）および推進燃料モジュール（２４）を含む。整備宇宙飛行体（２２）は、宇宙空間においてクライアント宇宙飛行体（１６）を整備するためのクライアント整備システム（１３６）を含む。整備宇宙飛行体（２２）はまた、独立した飛行動作のための航法アビオニクス装置（１０８）および整備推進燃料タンク（１７０）を含む。推進燃料モジュール（２４）は、整備モジュール（２２）を上段の切り離し場所からクライアント宇宙飛行体（１６）の近接場所（２１）に動かす。推進燃料モジュール（２４）は、複数の宇宙飛行体整備任務のための推進燃料を有する推進燃料モジュールタンク（１７２）を含む。整備宇宙飛行体（２２）は、推進燃料モジュール（２４）から分離し、クライアント宇宙飛行体（１６）に動作可能に接近してドッキングする。航法アビオニクス装置（１０８）は、整備宇宙飛行体（２２）および推進燃料モジュール（２４）の両方に対してアビオニクス装置として作用し得る。整備宇宙飛行体（２２）はまた、クライアント宇宙飛行体（１６）に連結し、かつクライアント宇宙飛行体（１６）を非協力から協力に変換する汎用ドッキングアダプタ（７０）を有し得る。
2009532253.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
宇宙空間整備ビークルシステムであって、
宇宙空間において少なくとも１つのクライアント宇宙飛行体を整備するクライアント整備システム、独立した飛行動作のための航法アビオニクス装置、および少なくとも１つの整備推進燃料タンクを備える整備宇宙飛行体と、
前記整備宇宙飛行体を上段の切り離し場所（upper stage drop off location）から前記少なくとも１つのクライアント宇宙飛行体の近接場所に動かす推進燃料モジュールとを備え、前記推進燃料モジュールは、複数の宇宙飛行体整備任務のための推進燃料を有する少なくとも１つの推進燃料モジュールタンクを備え、
前記整備宇宙飛行体は、前記推進燃料モジュールから分離し、前記少なくとも１つのクライアント宇宙飛行体に動作可能に接近してドッキングする、システム。
【請求項２】
前記推進燃料モジュールは、複数のクライアント宇宙飛行体の間で前記整備宇宙飛行体を動かす、請求項１に記載のシステム。
【請求項３】
前記整備宇宙飛行体は、前記少なくとも１つのクライアント宇宙飛行体から分離し、前記推進燃料モジュールに戻る、請求項１に記載のシステム。
【請求項４】
前記整備宇宙飛行体は、前記少なくとも１つのクライアント宇宙飛行体を整備する際に非協力クライアント宇宙飛行体を整備する、請求項１に記載のシステム。
【請求項５】
前記整備宇宙飛行体は、前記少なくとも１つのクライアント宇宙飛行体を整備する際に協力クライアント宇宙飛行体を整備する、請求項１に記載のシステム。
【請求項６】
前記整備宇宙飛行体は前記推進燃料モジュールにドッキングされると省電力モードで動作し、前記推進燃料モジュールが、前記整備宇宙飛行体および前記推進燃料モジュールの両方に対して推進力および航法作業を行なう、請求項１に記載のシステム。
【請求項７】
前記推進燃料モジュールは、地上追跡局との通信用の高利得アンテナを備える、請求項１に記載のシステム。
【請求項８】
前記整備宇宙飛行体には、前記少なくとも１つのクライアント宇宙飛行体を整備する前におよび整備するために、前記推進燃料モジュールからの推進燃料が積まれる、請求項１に記載のシステム。
【請求項９】
前記整備宇宙飛行体は前記少なくとも１つのクライアント宇宙飛行体を整備する際に、推進燃料補給、ソーラーパネルの洗浄、ソーラーパネルの調整、クライアント宇宙飛行体搭載構成要素の交換、およびクライアント宇宙飛行体構成要素の修理から選択される少なくとも１つの整備作業を行なう、請求項１に記載のシステム。
【請求項１０】
前記整備宇宙飛行体は前記推進燃料モジュールと通信し、いずれの地上追跡システムとも通信しない、請求項１に記載のシステム。
【請求項１１】
前記整備宇宙飛行体は少なくとも１つの地上追跡システムと通信する、請求項１に記載のシステム。
【請求項１２】
前記整備宇宙飛行体は、
少なくとも１つのソーラーパネルと、
前記少なくとも１つのソーラーパネルに連結される少なくとも１つの電池とを備える、
請求項１に記載のシステム。
【請求項１３】
前記整備宇宙飛行体は、前記少なくとも１つの推進燃料モジュールタンクに収容される推進燃料を用いて、前記少なくとも１つの整備推進燃料タンクの再充填を制御する、請求項１に記載のシステム。
【請求項１４】
整備ビークルは、複数のクライアント宇宙飛行体の間の移行を制御する、請求項１に記載のシステム。
【請求項１５】
整備ビークルは、前記少なくとも１つのクライアント宇宙飛行体に接近してドッキングするための入れ子式機構を備える、請求項１に記載のシステム。
【請求項１６】
整備ビークルは、前記少なくとも１つのクライアント宇宙飛行体に連結するための少なくとも１つのアダプタを備える、請求項１に記載のシステム。
【請求項１７】
前記少なくとも１つのアダプタは、異なるクライアント宇宙飛行体に連結するための調整可能アダプタ、エアバック、枢動アーム、アダプタリング内で伸張しアダプタリングに連結する伸張可能機構、位置合わせブーム、クライアント宇宙飛行体スラスタンカー、および協力ドッキング取付部のうち少なくとも１つを備える、請求項１６に記載のシステム。
【請求項１８】
前記少なくとも１つのアダプタは、スピン安定宇宙飛行体および本体安定宇宙飛行体に連結するように構成可能である、請求項１６に記載のシステム。
【請求項１９】
前記整備宇宙飛行体は、推進燃料整備ツール、ソーラーパネル洗浄ツール、ソーラーパネル調整ツール、ロボットツール、自己位置合わせツール、流体移送ツール、および推進燃料移送ライン強化ツールから選択される少なくとも１つのツールを備える、請求項１に記載のシステム。
【請求項２０】
前記推進燃料モジュールは、前記整備宇宙飛行体が前記少なくとも１つのクライアント宇宙飛行体に対する整備を行なう間、安定した向きに配置されるか、または予測可能な態様で漂うよう残される、請求項１に記載のシステム。
【請求項２１】
前記整備宇宙飛行体は調整可能アダプタを介して前記推進燃料モジュールに連結され、前記調整可能アダプタは、前記整備宇宙飛行体に取付けられ、前記少なくとも１つのクライアント宇宙飛行体に連結するために用いられる、請求項１に記載のシステム。
【請求項２２】
宇宙空間整備ビークルシステムであって、
宇宙空間において少なくとも１つのクライアント宇宙飛行体を整備するクライアント整備システム、独立した飛行動作のための航法アビオニクス装置、および少なくとも１つの整備推進燃料タンクを備える整備宇宙飛行体と、
前記整備宇宙飛行体を上段の切り離し場所から前記少なくとも１つのクライアント宇宙飛行体の近接場所に動かす推進燃料モジュールとを備え、前記推進燃料モジュールは、少なくとも１つの推進燃料モジュールタンクを備え、
前記整備宇宙飛行体は、前記推進燃料モジュールから分離し、前記少なくとも１つのクライアント宇宙飛行体に動作可能に接近してドッキングし、
前記航法アビオニクス装置は、前記整備宇宙飛行体および前記推進燃料モジュールの両方に対してアビオニクス装置として作用する、システム。
【請求項２３】
前記推進燃料モジュールには航法アビオニクス装置がない、請求項２２に記載のシステ
ム。
【請求項２４】
宇宙空間整備ビークルシステムであって、
宇宙空間において少なくとも１つのクライアント宇宙飛行体を整備するクライアント整備システム、前記少なくとも１つのクライアント宇宙飛行体に連結し、かつ前記少なくとも１つのクライアント宇宙飛行体を非協力から協力に変換する少なくとも１つの汎用ドッキングアダプタ、独立した飛行動作のための航法アビオニクス装置、および少なくとも１つの整備推進燃料タンクを備える整備宇宙飛行体と、
前記整備宇宙飛行体を上段の切り離し場所から前記少なくとも１つのクライアント宇宙飛行体の近接場所に動かす推進燃料モジュールとを備え、前記推進燃料モジュールは、少なくとも１つの推進燃料モジュールタンクを備え、
前記整備宇宙飛行体は、前記推進燃料モジュールから分離し、前記少なくとも１つのクライアント宇宙飛行体に動作可能に接近してドッキングする、システム。
【請求項２５】
前記整備宇宙飛行体はさらに、少なくとも１つの非協力整備アダプタに連結される協力整備アダプタを備える、請求項２４に記載のシステム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は一般に宇宙飛行体およびその宇宙空間における整備に関する。特に、この発明は、軌道上にある協力および非協力宇宙飛行体の接近、ドッキング、連結、および整備に関する。
【背景技術】
【０００２】
発明の背景
現在地球の周りの軌道上にある宇宙飛行体の大部分は、現在整備が必要であるか、または近い将来に必要となる。必要な整備には、推進燃料補給、ソーラーパネルの洗浄、さまざまな搭載機器の交換もしくは修理、または当該技術分野において公知の他の整備が含まれ得る。これらの宇宙飛行体は非協力システムであり、つまり、それらは一旦軌道に乗ると他の宇宙船の整備、ドッキングまたは連結を促進するようには設計されていない。
【０００３】
現在、拡張宇宙飛行体を非協力衛星にドッキングしてその衛星の寿命を延ばす技術が存在する。拡張宇宙飛行体はその特定の衛星専用に設計され、その衛星に恒久的に取付けられ、その衛星のすべての近接動作を制御するための案内、航法、および制御部、ならびに結果として生じる宇宙飛行体と衛星との組合せを維持するステーションを有する。拡張宇宙飛行体は、上述の操作のすべてを行う際に拡張宇宙飛行体が使用する搭載推進燃料を収容する。このため、拡張宇宙飛行体構想は１つの衛星に限定され、これを超えた使用は限定される。拡張宇宙飛行体は、宇宙飛行体と衛星との組合せの姿勢および位置を制御および調整することに限定される。また、衛星、拡張宇宙飛行体、および宇宙飛行体と衛星との組合せは衛星軌道位置に残り、非協力であることに注意されたい。
【０００４】
現在、複数の操作可能な整備ビークルを収容する母船ビークルを軌道に打上げる別の技術が存在する。操作可能な整備ビークルの各々は、整備モジュールおよび整備モジュールに取付けられ固定される指令モジュールを有する。整備モジュールは、推進燃料、スラスタ、および姿勢制御部を有する。指令モジュールは、整備作業を行うための目標場所／追跡／検査センサならびにロボットアームおよびグリッパを有する。操作可能な整備ビークルは、ソーラーアレイパネルを拡張したり、アンテナを再方向付けするなどの複雑な作業を行なう。上述のビークルもその使用が限定される。上述のビークルは、母船から離れて動作できる時間の量、宇宙飛行体推進燃料を交換する能力、および修理中の宇宙飛行体との確実なまたは固定された接続を提供する能力が限定される。
【０００５】
上述の拡張宇宙飛行体および整備ビークルはまた、単一の衛星の整備任務に限定される。したがって、修理すべき宇宙飛行体ごとに整備ビークルを宇宙に打上げる必要がある。各打上げに伴う関連のコスト、時間、および労力は多大である。
【０００６】
現在軌道上にある衛星の大部分はスピン安定衛星である。スピンしている衛星とのドッキングは技術的に問題があり得る。整備ビークルの姿勢角およびスピードおよび角速度をスピン安定衛星と位置合わせするように正確に位置決めおよび調整することは困難である。位置合わせがずれると、衝突のような反応が起こり得る。したがって、スピン安定衛星は自身のスピンする性質のみでは非協力である。残りの衛星は本体安定衛星である。ドッキングするのはより容易だが、本体安定衛星もまた非協力であり得る。
【０００７】
したがって、宇宙空間における整備技術を実行可能であり、上述の限定を克服し、さまざまな非協力、協力、スピン安定、および本体安定宇宙飛行体と安全にかつ確実にドッキ
ングし整備するように調整され得る宇宙飛行体が必要である。
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００８】
発明の要約
この発明の１つの実施例は、整備宇宙飛行体および推進燃料モジュールを含む宇宙空間整備ビークルシステムを提供する。整備宇宙飛行体は、宇宙空間においてクライアント宇宙飛行体を整備するためのクライアント整備システムを含む。整備宇宙飛行体はまた、独立した飛行動作のための航法センサおよびアビオニクス装置、ならびに整備用の推進燃料タンクを含む。推進燃料モジュールは、整備宇宙飛行体を上段の切り離し場所（upper stage drop off location）からクライアント宇宙飛行体の近接場所に動かす。推進燃料モジュールは、複数の宇宙飛行体整備任務のための推進燃料を収容する推進燃料タンクを含む。整備宇宙飛行体は、推進燃料モジュールから分離し、クライアント宇宙飛行体に動作可能に接近してドッキングする。
【０００９】
この発明の別の実施例は、上述のような同様の宇宙空間整備ビークルシステムであって、整備宇宙飛行体の航法制御部が整備宇宙飛行体および推進燃料モジュールの両方に応対する一方で、推進燃料モジュールの推進力制御部が推進燃料モジュールおよび整備宇宙飛行体の両方に応対するシステムを提供する。
【００１０】
この発明の別の実施例は、上述のような同様の宇宙空間整備ビークルシステムであって、整備宇宙飛行体の航法制御部および推進力制御部が、整備宇宙飛行体および推進燃料モジュールの両方に応対するシステムを提供する。
【００１１】
この発明のさらに別の実施例はまた、上述のような同様の宇宙空間整備ビークルシステムであって、整備宇宙飛行体が、クライアント宇宙飛行体に連結し、かつクライアント宇宙飛行体を非協力から協力に変換する汎用ドッキングアダプタを有するシステムを提供する。
【００１２】
この発明の実施例によっていくつかの利点が与えられる。１つのそのような利点は、複数の宇宙空間任務を実行可能であり、かつそうする際に、最小数の別個の機構を用いて複数の宇宙飛行体に対応および整備する多用性および能力を有する宇宙空間整備ビークルが提供されることである。
【００１３】
さらに、この発明の実施例によって与えられる別の利点は、整備中の非協力、協力、スピン安定、および本体安定宇宙飛行体の動的特性に自身を調整可能な宇宙空間整備ビークルが提供されることである。
【００１４】
この発明の実施例によって与えられるさらに別の利点は、クライアント宇宙飛行体を操縦または再構成することなくクライアント宇宙飛行体に接近、ドッキング、および連結可能な宇宙空間整備ビークルが提供されることである。したがって、上述の実施例は、クライアント宇宙飛行体の動的性質が変わることを防ぎ、クライアント宇宙飛行体への外乱を最小限に抑え、クライアント宇宙飛行体の整備完了時に再位置合わせ手順のための要件を最小限に抑える。
【００１５】
この発明の実施例によって与えられるさらに別の利点は、さまざまなクライアント宇宙飛行体を整備するためそれらのクライアント宇宙飛行体へのソフトで、衝撃がなく、頑丈で、確実な宇宙空間接続を達成できる能力である。
【００１６】
この発明自体は、さらなる目的および付随する利点とともに、添付の図面に関連して得
られる以下の詳細な説明を参照することによって一番よく理解されるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１７】
詳細な説明
以下の図面の各々において、同一の参照番号は同一の構成要素を指すのに用いられる。この発明はさまざまな宇宙空間整備用途に適用され得る。この発明は、非協力、協力、スピン安定、および本体安定宇宙飛行体、ならびに当該技術において公知の他の宇宙飛行体を整備するために用いられ得る。この発明はまた、さまざまな整備作業を行なうために用いられ得る。
【００１８】
以下の説明では、さまざまな動作パラメータおよび構成要素が１つの構築された実施例について説明される。これらの特定的なパラメータおよび構成要素は例として含まれ、限定的であることを意味するものではない。
【００１９】
以下の説明では、「整備」および「整備作業」という用語は、別の宇宙飛行体もしくはその構成要素やシステムの洗浄、調整、交換、修理、更新、回収、再任命、廃船、再位置決め、再方向付け、位置合わせのため、または当該技術において公知の何らかの他の作業を別の宇宙飛行体に対して行うため、宇宙飛行体によって行われるいずれかの作業を指し得る。いくつかの例示的な整備作業には、宇宙飛行体推進燃料の補給、ソーラーアレイおよびパネルの洗浄、調整、交換、および展開補助、搭載電子機器およびソフトウェアの更新および修理、電池の配備、姿勢制御装置の配備、宇宙飛行体検査、ならびに宇宙飛行体の軌道上の再配置がある。
【００２０】
また、以下の説明では、「整備任務」という用語は、特定の宇宙飛行体に対して行なわれる１つ以上の整備作業を指し得る。「宇宙飛行体整備任務」という用語は、計画され得、特定の宇宙飛行体から整備ビークルが分離する前にその整備ビークルによってその宇宙飛行体に対して行なわれる、予定された整備作業群を指す。例として、整備ビークルは複数の宇宙飛行体を整備し、それぞれの宇宙飛行体整備任務を行う間に各宇宙飛行体に移動することができる。
【００２１】
ここで図１を参照して、この発明の実施例に従った１つ以上の宇宙空間整備ビークルシステム１０（１つだけが図示される）を組込んだ複数任務図が示される。宇宙空間システム１０は、複数の宇宙飛行体の整備任務を実行可能である。宇宙空間システム１０は、ロケットなどの打上げビークル（図示せず）を介して地球１２から地球低軌道に、または静止軌道に打上げられる。宇宙空間システム１０は静止軌道１４上に示される。打上げビークルは複数段で構成され得、１つ以上のビークルを含み得る。たとえば、打上げビークルは、宇宙空間システム１０を地球低軌道から静止軌道に移送する軌道一時ビークル（orbit transitory vehicle）を含み得る。打上げビークルまたは宇宙空間システム１０自体が、宇宙空間システム１０を地球低軌道から静止軌道に移送する性能を有してもよい。宇宙空間システム１０の打上げ、および地球低軌道から静止軌道への移行は番号表示１によって全体的に示される。
【００２２】
与えられる図面では、衛星の形態の３つのクライアント宇宙飛行体１６、１８および２０が示される。宇宙空間システム１０は、これらの衛星の整備のためにこれらの衛星の各々に移動する。番号表示２によって全体的に示されるように、一旦静止軌道に入ると、宇宙空間システム１０は動作を開始する。番号表示３によって全体的に示されるように、宇宙空間システム１０は、クライアント宇宙飛行体の準備および近接整備のために、クライアント衛星１６の近接場所２１などの第１のクライアント宇宙飛行体の近接場所まで動く。宇宙空間システム１０は、示されるようにクライアント宇宙飛行体１６、１８および２０の楕円軌道１４に沿って、または何らかの他の軌跡内を移動することができ、１つのそ
のような軌跡２３が示される。
【００２３】
宇宙空間システム１０は、整備宇宙飛行体２２および推進燃料モジュール２４を含む。整備宇宙飛行体２２は推進燃料モジュール２４から分離し、クライアント宇宙飛行体に移動し、接近し、ドッキングし、連結する。これは番号表示４によって全体的に示される。
【００２４】
一旦ドッキングされると、整備宇宙飛行体２２は番号表示５によって全体的に示されるように、第１のクライアント宇宙飛行体について指定された宇宙飛行体整備任務に関連付けられた整備作業を行なう。第１の宇宙飛行体整備任務が完了すると、番号表示６によって表わされるように、整備宇宙飛行体２２は第１のクライアント宇宙飛行体から分離して推進燃料モジュール２４に戻る。推進燃料モジュール２４に連結されると、整備宇宙飛行体２２は次の宇宙飛行体整備任務の準備をすることができる。整備宇宙飛行体２２は、次の整備任務に備えて、自身の推進燃料タンクを再充填してもよいし、またはいくつかの他の作業を行なってもよい。推進燃料モジュール２４に戻った後、整備宇宙飛行体２２は推進燃料モジュール２４にドッキングして連結する。宇宙空間システム１０はその後、宇宙飛行体１８などの整備すべき次のクライアント宇宙飛行体に移動する。これは番号表示７によって全体的に示される。宇宙飛行体１６、１８および２０の間の軌跡経路２６が示される。
【００２５】
番号表示１−７によって表わされるような上述のプロセスは例示目的に過ぎない。このプロセスは変更されてもよいし、その中のステップは同時に、または用途に依存して異なる順序で行われてもよい。円２８は、宇宙飛行体１６、１８および２０の整備中の宇宙空間システム１０の場所を表わす。
【００２６】
ここで図２を参照して、この発明の実施例に従った、整備宇宙飛行体２２、推進燃料モジュール２４、ならびに遠隔地上追跡および制御システム４０の間の通信を図示する単一任務図が示される。宇宙空間システム１０は自律的に動作し得るか、地上局４０を介して遠隔制御され得る。信号線４２によって表わされるように、宇宙空間システム１０は地上局４０と通信可能である。整備宇宙飛行体２２および／または推進燃料モジュール２４は、地上局４０と通信するための通信電子機器を有し得る。示される例示的な実施例では、整備宇宙飛行体２２は全方向性アンテナ４４を有し、推進燃料モジュール２４と通信可能であるが、地上局４０とは通信不可能である。これは通信信号線４６によって示される。通信信号線４９によって示されるように、推進燃料モジュール２４は地上局４０と通信するための高利得アンテナ４８を有する。別の実施例では、通信信号線４２によって示されるように、整備宇宙飛行体２２は地上局４０と直接通信する。
【００２７】
地上局４０は、通信アンテナ５０、信号プロセッサ５２、案内および航法コントローラ５４を含み、リモートコントローラ５６を含み得る。案内および航法コントローラ５４は、宇宙空間システム１０を含む１つ以上の宇宙飛行体の姿勢、位置、場所、軌道および動作を監視、追跡および制御するためのシステムを収容する。リモートコントローラ５６は、宇宙空間システム１０を含む１つ以上の宇宙飛行体の姿勢、位置、場所、軌道および動作を遠隔的にかつ手動で調整、変更および制御するためのシステムおよび制御部を提供する。リモートコントローラ５６は、リモートコックピット５８、パイロット入力装置６０、手動制御部６２、検査装置６４、ディスプレイ６６、エンジン制御部６８、および当該技術において公知の他の制御部などを含み得る。
【００２８】
ここで図３Ａ、図３Ｂおよび図４を参照して、この発明の実施例に従った宇宙空間システム１０の斜視図および推進燃料モジュール２４の斜視図が示される。図３Ａは外部斜視図を提供する一方で、図３Ｂは内部斜視図を提供する。整備宇宙飛行体２２は、汎用ドッキングアダプタ７０ならびに対応するドッキングおよび連結インターフェイス７２を介し
て推進燃料モジュール２４に連結される。汎用ドッキングアダプタ７０は、さまざまな異なる宇宙飛行体およびドッキングインターフェイス７２に連結するように調整可能および再構成可能である。これは以下により詳細に説明される。
【００２９】
整備宇宙飛行体２２は、本体または整備ユーティリティユニット７４、およびこの実施例では整備ユニット７４の少なくとも一部を囲むソーラーアレイ７６を含む。代替的な実施例は、代替的なソーラーアレイ構成または他の発電手段を含み得る。汎用ドッキングアダプタ７０は整備ユニット７４に連結され、そこから延在する。
【００３０】
好ましい実施例では、推進燃料モジュール２４は、ソーラーアレイ８０および主高利得アンテナ４８が連結されてそこから延在している、本体または推進燃料ユーティリティボックス７８を含む。代替的な実施例は、代替的なソーラーアレイ構成およびアンテナ構成を含み得る。ドッキングインターフェイス７２は、ユーティリティボックス７８の前側８２に取付けられる。
【００３１】
汎用ドッキングアダプタ７０は、複数の調整可能および再構成可能な外向き揺動アーム８４ならびに連結部材８６を有する。示されるように、連結部材８６はドッキングインターフェイス７２内のチャネル８８内を延在し、ドッキングインターフェイス７２に取付けられる。推進燃料は、推進燃料モジュール２４からドッキングインターフェイス７２および汎用ドッキングアダプタ７０を通って整備宇宙飛行体２２に移送される。推進燃料ライン（図示せず）が、当該技術において公知の宇宙定格の急速着脱装置を介して整備宇宙飛行体２２と推進燃料モジュール２４との間に接続され得る。
【００３２】
１つの実施例では、推進燃料モジュール２４にドッキングされている間、整備宇宙飛行体２２は省電力モードであり、推進燃料モジュールが、クライアントからクライアントに移るための推進力および航法を提供する。別の実施例では、整備宇宙飛行体２２が宇宙空間ビークル１０に航法制御を提供する一方で、推進燃料モジュール２４が推進力を提供する。さらに別の実施例では、整備宇宙飛行体２２が宇宙空間ビークル１０に航法制御および推進力の両方を提供する。整備宇宙飛行体２２が航法制御を提供する場合、推進燃料モジュールは、もっぱら整備モジュールがクライアントからクライアントに動かす推進燃料タンクのセットとして用いられ得る。整備宇宙飛行体２２は、推進燃料モジュール２４上の推進燃料から自身の推進燃料タンクを充填し得る。整備宇宙飛行体２２がクライアント宇宙飛行体を整備するために推進燃料モジュール２４から分離すると、推進燃料モジュールは、整備宇宙飛行体２２が戻るまで何らかの安定したスピン向きに配置され、予測可能な態様で漂うよう残され得る。
【００３３】
ここで図５Ａ−図５Ｂも参照して、宇宙空間システム１０のブロック図が示される。整備宇宙飛行体２２および推進燃料モジュール２４は各々が、通信システム１００、１０２、指令およびデータ処理システム１０８、１１０、案内航法および制御システム１５１、１５３、推進力システム１１６、１１８、整備宇宙飛行体補給システム１２０、１２２、クライアント整備システム１３６、電気供給システム１２４、１２６、ドッキングシステム１２８、１３０、熱制御システム１３２、１３４、ユーティリティユニット／ボックス７４および７８、ならびに他の宇宙関連システムを含み得る。上述のシステムは、推進燃料センサ１４０、ロボットアーム１４２、および整備ツール１４４などの、センサ、カメラ、ロボットシステム、ツール、ならびにそれらに関連したさまざまな作業を行なうためのさまざまな他のシステム、構成要素、およびツールを含み得る。
【００３４】
推進燃料モジュール２４のシステムおよび装置の多くは、含まれても含まれなくてもよいことを示唆するために破線のボックスで示されていることに注意されたい。この例は、推進燃料モジュール２４がもっぱら推進燃料タンクのセットとして用いられているときで
ある。整備宇宙飛行体２２のシステムおよび装置はいずれも破線のボックスで示されていないが、これは整備宇宙飛行体２２の示されるシステムおよび装置のすべてが必要であるまたは用いられることを示唆するわけではない。
【００３５】
通信システム１００および１０２の各々は、主コントローラ１０４および１０６、通信アンテナ１４６、１４８、送信機／受信機２３４、２３６、ならびに当該技術において公知の他の通信機器を含み得る。通信システム１００および１０２は互いに、地上ベースのシステムと、および／または他の宇宙飛行体と通信状態にあり得る。
【００３６】
主コントローラ１０４および１０６は、中央処理装置、メモリ（ＲＡＭおよび／またはＲＯＭ）、ならびに関連の入出力バスを有するコンピュータなどのマイクロプロセッサベースであり得る。主コントローラ１０４および１０６は特定用途向け集積回路であってもよいし、当該技術において公知の他の論理装置から形成されてもよい。主コントローラ１０４および１０６は中央ビークル主制御ユニットの一部であってもよいし、電源を有する制御回路であってもよいし、単一の集積コントローラに組合されてもよいし、示されるようなスタンドアロンコントローラであってもよい。
【００３７】
好ましい実施例では、整備宇宙飛行体２２および推進燃料モジュール２４上の各宇宙飛行体サブシステムは別個のエンティティである。それらは互いに通信するが、独立して動作する。整備宇宙飛行体２２および／または推進燃料モジュール２４の代替的な実施例では、いずれかのサブシステムを他の宇宙飛行体サブシステムの１つまたはいくつかまたはすべての組合せと組合せてもよい。たとえば、指令およびデータ処理システム１０８および１１０ならびに推進力システム１１６および１１８は、通信システム１００および１０２ならびに当該技術において公知のいずれかの他の指令または飛行動作システムおよび装置を含んでもよい。指令およびデータ処理システム１０８および１１０ならびに推進力システム１１６および１１８は、飛行動作、航法、案内、通信等に関する、宇宙飛行体上に典型的に見られる機器を含み得る。指令およびデータ処理システム１０８および１１０ならびに推進力システム１１６および１１８は、星追跡装置／太陽センサ１５０、１５２、ソーラーアレイ１９８、２００、リアクションホイール１５８、１６０、および主スラスタ１６２、１６４を含み得る。
【００３８】
好ましい実施例では、宇宙飛行体サブシステムの各々は別個のエンティティである。
推進力システム１１６および１１８は、主コントローラ１０４および１０６を含み得、搭載された単一推進燃料タンク１７０、１７２、ヘリウムまたは他の圧力剤タンク１７４、１７６、燃料および酸化剤タンク１７８、１８０、ならびに当該技術において公知の他の推進燃料関連タンクを含み得る。圧力剤タンク１７４、１７６は、推進燃料タンク１７０、１７２、１７８、１８０を加圧するために用いられ得る。推進力システム１１６および１１８は、整備宇宙飛行体２２および／または推進燃料モジュール２４による飛行のための推進燃料を提供する。推進力システム１１６および１１８は、指令およびデータ処理システム１０８および１１０ならびに主コントローラ１０４および１０６によって制御されるスラスタ１６２および１６４に推進燃料を供給する。推進燃料タンク１７０、１７２、１７８、１８０は加圧され、したがってその中に収容される推進燃料は弁（図示せず）を用いて移送される。
【００３９】
好ましい実施例では、推進燃料モジュール２４上の推進燃料タンク１７２および１８０は貯蔵タンクとして作用し、複数の宇宙飛行体整備任務を行なうために十分な推進燃料を収容する。推進燃料タンク１７２および１８０は、整備宇宙飛行体２２が複数の宇宙飛行体整備任務を行なうことをができ、推進燃料モジュール２４が複数の宇宙飛行体の間を移動し、複数のクライアント宇宙飛行体の推進燃料が補給されるように、十分な推進燃料を収容する。別の実施例では、推進燃料モジュール２４上に別個の推進燃料タンクがあって
もよい。つまり、１つのセットはクライアント推進燃料を貯蔵するため、１つのセットは推進燃料モジュール２４および／または整備宇宙飛行体２２が複数のクライアント宇宙飛行体の間を移動するために用いるためである。整備宇宙飛行体２２上の推進燃料タンク１７０および１７８は、１つ以上の宇宙飛行体整備任務を行うために十分な推進燃料を収容する。
【００４０】
整備宇宙飛行体補給システム１２０および１２２ならびにクライアント整備システム１３６は、推進燃料モジュール２４から整備宇宙飛行体２２へ、および／または整備宇宙飛行体２２から整備中のクライアント宇宙飛行体への推進燃料の移送を制御する主コントローラ１０４および１０６を含み得る。整備宇宙飛行体２２および推進燃料モジュール２４内の、またはその上の推進燃料カプラ１８２ならびに推進燃料急速着脱部１８４および１８６は、推進燃料供給および戻りライン（図示せず）に連結される。推進燃料は推進燃料タンクから推進燃料モジュール２２上の推進燃料ラインを通って、汎用ドッキングアダプタ７０およびドッキングインターフェイス７２内のドッキングポートを通って、ならびに推進燃料ラインを通って、整備宇宙飛行体２２上の推進燃料タンクに移送され得る。推進燃料はまた、整備宇宙飛行体２２上の推進燃料タンクおよび推進燃料ラインから、整備中のクライアント宇宙飛行体上に配置される推進燃料タンクに移送され得る。クライアント宇宙飛行体推進燃料ラインおよび連結部、ならびにそこに取付ける技術の例が、図９および図１２−図１３に関して示され、説明される。
【００４１】
電気供給システム１２４および１２６は、主コントローラ１０４および１０６、ジェネレータ／オルタネータ１９０、１９２、電池１９４、１９６、ソーラーアレイ１９８、２００、ならびに宇宙飛行体電気カプラ２０２、２０４として示される、ユーティリティユニット／ボックス７４および７８とそれにドッキングされるいずれかの宇宙飛行体との間のさまざまな電気接続部、ライン、およびカプラを含み得る。整備宇宙飛行体２２を推進燃料モジュール２４にドッキングすると、電気急速着脱部１８５および１８７を用いて電気供給システム１２４と電気供給システム１２６との間に電気接続がなされ得る。電力はパワーバス２０６と２０８、および／または電池１９４と１９６との間に供給されてもよい。主コントローラ１０４および１０６は電力の供給を監視および調整する。
【００４２】
ドッキングシステム１２８および１３０は、ドッキングセンサ２１０および２１２を含み得る。ドッキングセンサ２１０および２１２は、特にいずれの推進燃料の移送の前にも整備宇宙飛行体２２、推進燃料モジュール２４、およびさまざまなクライアント宇宙飛行体が互いに適切にドッキングおよび連結されるのを確実にするために用いられ得る。ドッキングセンサ２１０および２１２はさまざまな種類および様式であり得る。ドッキングセンサ２１０および２１２は、接触センサ、赤外線センサ、抵抗センサ、カメラ、または当該技術において公知の他の同様のセンサの形態であり得る。
【００４３】
ドッキングシステム１２８は、上でおよび以下で説明される汎用ドッキングアダプタ７０および３００などのドッキングアダプタ２０９を含む。ドッキングシステム１２８はまた、上でおよび以下で説明される連結部材８６、３２０および３７０などの連結部材２１３を含む。ドッキングシステム１３０は、チャネル８８などの連結チャネル／ロック２１５を含む。ドッキングシステム１３０はまた、ドッキングインターフェイス７２と同様であり、かつ連結部材２１３に連結するドッキングインターフェイス２１７を含む。ドッキングシステム１２８は、整備宇宙飛行体２２を推進燃料モジュール２４またはさまざまなクライアント宇宙飛行体にドッキングするために用いられる、１つ以上のドッキングアダプタ２０９および連結部材２１３を収容し得る。
【００４４】
熱制御システム１３２および１３４は、ユーティリティユニット／ボックス７４および７８に、ユーティリティユニット／ボックス７４および７８内に配置されるサブシステム
ハードウェアおよび推進燃料システム要素の温度を制御するためのシステムを提供する。具体化されているような熱制御システム１３２および１３４は、通信システム１００および１０２、指令およびデータ処理システム１０８および１１０、ならびに電力供給システム１２４および１２６に連結され得る冷却板２１４、２１６、ならびにヒータ、サーモスタットおよびブランケット２１９、２２１を含み得る。冷却板２１４および２１６は、当該技術において典型的に見られ利用されるような排熱システム２１８および２２０に連結される。
【００４５】
クライアント整備システム１３６は、主コントローラ１０４、ならびに上述のシステム内のいずれかの他の装置、システム、およびツールや当該技術において公知の他のものを含み得る。クライアント整備システム１３６は、一般にクライアント宇宙飛行体に対する整備作業を行なうために用いられるが、整備宇宙飛行体２２または推進燃料モジュール２４に対する整備作業を行なうために用いられてもよい。整備宇宙飛行体補給システム１２２は、一般に整備宇宙飛行体２２に推進燃料を補給する以外は整備作業を行なうために用いられないが、整備宇宙飛行体２２または推進燃料モジュール２４に対する整備作業を行うために用いられてもよい。
【００４６】
ユーティリティユニット／ボックス７４および７８ならびにそれらに収容される上記のシステムは、宇宙飛行体上に通常見られる他の標準的なバスボックスサブシステムのための付加的なハウジング（図示せず）を含み得る。ユーティリティユニット／ボックス７４および７８は、メモリまたはデータ記憶装置２２２、２２４、パワー制御ボックスおよび機器２２６、２２８、エンコーダ／デコーダ１０５、１０７、ならびに他の飛行機器を含み得、そのいくつかは、示されるように、１つ以上の上述のシステムの一部であり得る。ユーティリティユニット／ボックス７４および７８は、通信、発電および配電、ならびに指令およびデータ処理などの標準的な衛星バス機能を含む。
【００４７】
ここで図６、図７Ａおよび図７Ｂを参照して、この発明の実施例に従った、汎用ドッキングアダプタ７０を組込んだ整備宇宙飛行体２２の斜視図、および汎用ドッキングアダプタ７０の斜視拡大図が示される。図７Ａは展開されていない汎用ドッキングアダプタ７０を示し、図７Ｂは完全に展開された汎用ドッキングアダプタ７０を示す。整備ビークル２２は、示されるように、汎用ドッキングアダプタ７０、ロボットアーム１４２、およびスラスタプローブ２４０を含む。整備宇宙飛行体２２はサイズが小さく、干渉を最小限に抑えつつ、かつクライアント宇宙飛行体に損傷をもたらすことなく、さまざまなクライアント宇宙飛行体に接近するよう構成および成形され得ることに注意されたい。
【００４８】
汎用ドッキングアダプタ７０は整備宇宙飛行体２２の前端２４２に連結され、外向き揺動アーム８４および連結部材８６を含む。アーム８４は、隣接したアーム８４を連結するピン２４４およびリンク部２４６を介して旋回する。アーム８４は、ベース２５０に連結される支持要素２４８によって支持される。連結部材８６は各アーム８４のアーム端２５２から延在し、ドッキングインターフェイス７２および他の宇宙飛行体に連結するために用いられる。アダプタモータ２５４がベース２５０内に連結され、主コントローラ１０４によって作動され得、アーム８４の向きを調整するために用いられる。付加的なモータおよびリンク部を用いて連結部材８６を異なる向きに回転させたり、引込めたり、または配置できるようにしてもよい。与えられる構成により、アーム８４が均一の態様で、および複数の増分で外向きに均等に旋回することが可能となる。これにより、汎用ドッキングアダプタ７０が、構成が異なる多くのクライアント宇宙飛行体に連結することが可能となる。たとえば、汎用ドッキングアダプタ７０は、異なるクライアント宇宙飛行体の異なるサイズの打上げアダプタリングと位置合わせされ、接触し、連結するように調整され得る。２、３の異なる直径のリングが図７Ａおよび図７Ｂにおいて破線の円２５６によって表わされる。アーム８４および連結部材８６の構成は例示目的のためだけに示され、さまざま
な他の構成が利用されてもよい。
【００４９】
連結部材８６はさまざまな種類、様式であってもよく、さまざまな構成であってもよい。示される例示的な実施例では、連結部材８６の各々は、主部材２６０およびそれに取付けられたＹ字形部材２６２を有する。連結部材８６は、パッド、取付けられた減衰部材、または整備宇宙飛行体２２とクライアント宇宙飛行体とのソフトな接触を提供するための他のものを有し得る。サンプルパッド２６４が図１０の実施例に関連して示される。連結部材８６はまた、図１１に示されるように、整備宇宙飛行体２２とクライアント宇宙飛行体との相互作用を減衰する、連結部材８６から延在する膨張式エアバック２６６（１つだけが図示される）などを有し得る。
【００５０】
スラスタプローブ２４０はまた、整備ビークル２２をクライアント宇宙飛行体に接近および位置合わせする際に用いられる。スラスタプローブ２４０はベース２５０の中央２６８から延在し、クライアント宇宙飛行体のスラスタと位置合わせされる。クライアント衛星のスラスタコーンに取付けるために、当該技術において公知の複数のスラスタプローブ設計を利用してもよい。たとえば、スラスタプローブ２４０の先端２７０は、クライアント宇宙飛行体スラスタ内に伸張する伸張可能要素２７２を有し得る。好ましい実施例では、接近プロセス中に、およびスピン安定宇宙飛行体に関して、整備ビークル２２全体が推進力または他の手段を通してスピンされて、クライアント宇宙飛行体と同一速度および同一の軸を中心として回転する。ベース２５０は、スピンしている宇宙飛行体に向かって突出し、プローブ２４０のそれぞれのスラスタへの挿入を可能にする。ベース２５０は、アダプタモータ２５４、入れ子式ブームモータ２７４、ならびに図８および図１０に示される入れ子式ブーム２７６を介して突出する。入れ子式ブーム２７６は、整備中のクライアント宇宙飛行体の特定的な深さに適合可能である。代替的な実施例では、ベース２５０のみがクライアントと同一速度および同一の軸を中心として回転され、アダプタモータ２５４、入れ子式ブームモータ２７４、および入れ子式ブーム２７６を介して突出する。この場合、整備宇宙飛行体２２の本体７４は、回転しているクライアントに対して回転しない。
【００５１】
ロボットアーム１４２は、さまざまな整備作業を行なうために用いられ得る。そのような作業に対応するため、ロボットアーム１４２の端にツールが連結され得る。単一のロボットアームが示されているが、如何なる数のアームを組み込んでもよい。いくつかのツールが図５、図１２、図１３および図１５に示される。
【００５２】
ここで図８を参照して、この発明の実施例に従った、クライアント宇宙飛行体２８０に関連した整備宇宙飛行体２２の側面斜視図が示される。示される実施例では、整備宇宙飛行体２２は、クライアント宇宙飛行体２８０の円筒状のソーラーアレイ２８２内を延在する入れ子式の回転ブーム２７６を有して構成される。延在方向は矢印２８４によって示される。入れ子式ブーム２７６は、入れ子式区分（図示せず）を有し得、ねじ（図示せず）を介して外向きに回り得、または当該技術において公知の何らかの他の技術を用いて外向きに入れ子式になり得る。
【００５３】
ブーム２７６が拡張されると、アーム８４は外向きに旋回し、連結部材８６は前方向に拡張されて打上げアダプタリング２８８の縁２８６と位置合わせされる。スラスタプローブ２４０はスラスタ２９０に挿入され、先端２７２は伸張して、プローブ２４０をクライアント宇宙飛行体２８０に対して所定の位置に保持する。プローブ２４０の挿入後、連結部材８６は前方に突出して打上げリング２８８と噛み合う。
【００５４】
ここで図９を参照して、この発明の別の実施例に従った、クライアント宇宙飛行体３０２に連結する汎用ドッキングアダプタ３００の斜視接近および連結図が示される。示され
る図では、上述の整備宇宙飛行体２２と同様の整備宇宙飛行体の入れ子式ブーム３０６の主支持円筒部分３０４が示される。入れ子式ブーム３０６は、入れ子式ブーム２７６のように前方端３０８上にベースを有しない。主支持円筒３０４は、主支持円筒３０４の円筒状側面３１２に沿って予め定められた規則的な増分で長手方向に延在するリブ３１０の形態の補強構造を有する。リブ３１０は、自身の区分３１６が折り重なってアーム３１８を形成することを可能にするヒンジまたは継手３１４を有する。連結部材８６と同様の連結部材３２０が、区分３１６の１つ以上に取付けられ得る。連結部材３２０を用いて、クライアント宇宙飛行体３０２の打上げアダプタリング３２４の縁３２２に連結する。連結部材３２０は、複数の区分３１６にわたって連結されると横方向に外向きに拡張されて、打上げアダプタリング３２４の内面３２６に連結し、これを押圧することができる。
【００５５】
与えられる図では、整備宇宙飛行体がクライアント宇宙飛行体３０２に接近する。入れ子式ブーム３０６およびしたがって主支持円筒３０４が、クライアント宇宙飛行体３０２のスラスタに向かって拡張される。スラスタプローブ２６０と同様のスラスタプローブ３２８が、主支持円筒３０４からスラスタ３３０内へ拡張される。アーム３１８は、継手３１４および内部モータ（図示せず）を介して外向きに拡張される。連結部材３２０は次に位置合わせされ、縁３２２と接触させられる。
【００５６】
示されるクライアント宇宙飛行体３０２は、スタビライザスラスタ３４２が取付けられた推進燃料移送連結アセンブリ３４０を有する。ロボットアーム３４４が整備宇宙飛行体から延在し、推進燃料移送連結アセンブリ３４０に連結し得る。これは図１２−図１５の実施例に関してさらに示され、説明される。
【００５７】
ここで図１０を参照して、この発明の別の実施例に従った、整備宇宙飛行体３５１の二重機能整備連結アダプタシステム３５０の側面斜視図が示される。二重機能アダプタシステム３５０は第１のアダプタ３５２および第２のアダプタ３５４を含む。第１のアダプタ３５２は、第２のアダプタ３５４上の協力連結機構３６４とインターフェイス接続する協力連結機構３６２を含む。第１のアダプタはまた、クライアント衛星に取付けるための非協力インターフェイス機構を含む。これらの機構は、連結部材３７０およびパッド２６４を含む。第２のアダプタ３５４は、入れ子式ブーム３５８の端３５６に連結される。第１のアダプタ３５２は第２のアダプタ３５４に連結される。第１のアダプタ３５２は整備宇宙飛行体３５１によってクライアント宇宙飛行体３６０に運ばれ、クライアント宇宙飛行体３６０に恒久的に取付けられ、クライアント宇宙飛行体３６０を非協力宇宙飛行体から協力宇宙飛行体に変換する。第２のアダプタ３５４は入れ子式ブーム３５８上に残り、クライアント宇宙飛行体３６０の整備の際に第１のアダプタ３５２から分離する。
【００５８】
１つの実施例では、第１のアダプタ３５２は、クライアント宇宙飛行体３６０の基準枠に固定される協力連結機構３６２を有する。代替的な実施例では、第１のアダプタ３５２は、スピンしない内側区分および協力連結機構３６２を有する。クライアント宇宙飛行体３６０がスピンしているので、内側区分および協力連結機構３６２は実質上逆方向に回転されてクライアント宇宙飛行体３６０の回転を補償し得る。さらに、内側区分および協力連結機構３６２の回転は、クライアント宇宙飛行体または整備宇宙飛行体のいずれかからの指令によって微調整することができる。内側区分および協力連結機構３６２のこの等しい逆回転は、内側区分および協力連結機構３６２を実質上静止させる。代替肢として、内側区分および協力連結機構３６２とクライアント宇宙飛行体３６０との間にベアリング（図示せず）などを連結してもよいし、ならびに／または内側区分および協力連結機構３６２が静止し続けるように内側区分および協力連結機構３６２を重み付けしたり平衡化させたりしてもよい。内側区分および協力連結機構３６２が回転しないため、第１のアダプタ３５２が将来容易に接近されてドッキングされ得る。協力連結機構３６２および３６４は、ドッキングカプラ、推進燃料移送カプラ、および電気カプラ、および当該技術において
公知の他のカプラを含み得る。
【００５９】
第１のアダプタ３５２は、示されるように、上述のような汎用ドッキングアダプタ上に用いられ得る連結部材の別の例を図示する。この実施例では、第１のアダプタ３５２の非協力インターフェイスは連結部材３７０を含む。連結部材３７０は、ベース３７２から横方向に外向きに延在する。連結部材３７０は、打上げアダプタリング３７８の内壁３７６に押圧されるパッド２６４を有する。
【００６０】
ここで図１１を参照して、図９の汎用ドッキングアダプタ３００および主支持構造３０４の一部の拡大斜視図が示される。主支持構造３０４は、スロット３８０内を摺動する補強リブ３１０を有する。リブ３１０は横方向に外向きに延在し、継手３１４を介して折り重なることができる。連結部材３２０は、リブ３１０の区分３８２に取付けられているとして示される。エアバック３８４が、主支持構造３０４、リブ３１０、および／または連結部材３２０から展開され得るか、またはそこに取付けられ得る。
【００６１】
エアバック３８４は主支持構造３０４に垂直に展開し得る。エアバック３８４は徐々に膨張され得、打上げアダプタリング３２４および３７８などの、クライアント宇宙飛行体要素の内面に接触する。エアバック３８４は、主支持構造３０４のスピード／姿勢と整備すべきクライアント宇宙飛行体のスピード／姿勢との間のずれの影響を低減させるための減衰クッションとして作用する。
【００６２】
ここで図１２および図１３を参照して、この発明の実施例に従った、クライアント宇宙飛行体３９２から取外されたり取付けられたりする推進燃料移送連結および移送整備システム３９０の拡大斜視図が示される。示される推進燃料移送システム３９０は、複数の区分３９６の間に連結されたモータ３９８を介して互いに対して枢動する複数の区分３９６を有するロボットアーム３９４を含む。ロボットアーム３９４は、ロボットアーム３９４の推進燃料移送連結端４０２に連結される、自己位置合わせアダプタ４０４が装備されたツール４００を有する。自己位置合わせアダプタ４０４はＵ字形であり、クライアント宇宙飛行体３９２のクライアント宇宙飛行体推進燃料移送連結アセンブリ４０６の幅とほぼ等しい開放幅をフォーク部材４０４の間に有する。フォーク部材４０４は、クライアント推進燃料移送連結アセンブリ４０６の外側ブラケット４１０の外面４０８上を摺動する。これにより、推進燃料移送連結端４０２が、ブラケット４１０から延在する対応するクライアント推進燃料移送連結部４１２の１つと位置合わせされて噛み合うように案内される。もちろん、さまざまな他の推進燃料移送連結構成および配置が利用されてもよい。
【００６３】
ここで図１４を参照して、クライアント宇宙飛行体推進燃料移送連結アセンブリ４２０の１つの実施例の拡大斜視図が示される。このクライアント推進燃料移送連結アセンブリ４２０は、外側ブラケット４２４に連結されてそこから延在する３つの推進燃料移送連結部４２２を含む。外側ブラケット４２４は、クライアント宇宙飛行体４２８から外へ延在する支持梁４２６に連結される。推進燃料ライン４３０が推進燃料移送連結部４２２に連結され、これは支持梁４２６を通ってクライアント宇宙飛行体４２８内の推進燃料タンク（図示せず）まで延在する。安定化スラスタ４３２もまた、支持梁４２６の近傍に、かつ推進燃料ライン４３０へ配置される。安定化スラスタ４３２は、さまざまな動作中にクライアント宇宙飛行体４２８を安定化させるために用いられる。
【００６４】
ここで図１５を参照して、この発明の実施例に従った推進燃料移送ライン強化ツール４４０の拡大図が示される。推進燃料ライン強化ツール４４０は「顎」状の設計を有し、ヒンジ４４６を介して第１の端４４４に連結される１対の側面ブラケット４４２を含む。ブラケット４４２は、推進燃料移送連結部４２２などのクライアント推進燃料移送アセンブリ内の推進燃料移送連結部の１つの側に沿って延在するように所定の位置に動かされ、内
側に回転されて対向または第２の端４４８に接触する。単一のクライアント推進燃料移送連結部４５０が示される。ブラケット４４２が内向きに回転されると、第２の端４４８は推進燃料移送連結部４５０と外側ブラケット４０６との間に配置される。第２の端４４８上のブラケット４４２の各々は、半円部分４５４を有する端縁４５２を有する。ブラケット４４２が一体となると、半円部分４５４（１つだけが図示される）はライン強化ツール４４０上に円形開口部を形成し、これは、図１４の推進燃料ライン４３０の１本などのクライアント推進燃料ラインを囲む。開口部の直径は推進燃料移送連結部４５０の直径より小さいため、推進燃料移送プロセス中にライン強化ツール４４０が推進燃料移送連結部４５０から押し出されるのを防ぐ。推進燃料移送中に、推進燃料移送システム３９０などの整備宇宙飛行体推進燃料移送システムは高い背圧を受け得る。推進燃料移送ライン強化ツール４４０は、これらの背圧に耐えるのを助け、推進燃料移送システムが推進燃料移送アセンブリ４２０などのクライアント推進燃料移送アセンブリから取外されたり、または外れたりもしくは分離することを防ぐ。
【００６５】
この発明は、さまざまなクライアント宇宙飛行体の要件を満たすように特化された整備ビークルを提供する。この発明はまた、非協力ビークルを完全に協力なビークルに変換する技術を提供し、スピン安定および軸安定宇宙飛行体と互換性がある。この発明の汎用ドッキングアダプタは軽量であり、異なる宇宙飛行体に対応するように再構成可能である。
【００６６】
本発明は１つ以上の実施例に関連して説明されたが、説明された特定的な機構および技術は本発明の原理を例示しているに過ぎず、添付の請求項によって規定されるような本発明の思想および範囲から逸脱することなく多数の修正が説明された方法および装置になされ得ることを理解すべきである。
【図面の簡単な説明】
【００６７】
【図１】この発明の実施例に従った宇宙空間整備ビークルシステムを組込んだ複数任務の図である。
【図２】この発明の実施例に従った、整備宇宙飛行体、推進燃料モジュール、ならびに遠隔地上追跡および制御システムの間の通信を図示する単一任務図である。
【図３Ａ】図１の宇宙空間整備ビークルシステムの外部斜視図である。
【図３Ｂ】図１の宇宙空間整備ビークルシステムの内部推進燃料タンクを図示する、当該システムの斜視図である。
【図４】この発明の実施例に従った推進燃料モジュールの斜視図である。
【図５Ａ】図１の宇宙空間整備ビークルシステムのブロック図である。
【図５Ｂ】図５Ａの続きのブロック図である。
【図６】この発明の実施例に従った整備宇宙飛行体の斜視図である。
【図７Ａ】この発明の実施例に従った、展開されていない向きにおける調整可能な宇宙飛行体連結アダプタの斜視図である。
【図７Ｂ】この発明の実施例に従った、完全に展開された向きにおける調整可能な宇宙飛行体連結アダプタの斜視図である。
【図８】この発明の実施例に従った、クライアント宇宙飛行体に関連する入れ子式の回転ブームを有する整備宇宙飛行体の側面斜視図である。
【図９】この発明の別の実施例に従った、クライアント宇宙飛行体に連結する汎用ドッキングアダプタの斜視接近および連結図である。
【図１０】この発明の別の実施例に従った二重整備連結アダプタシステムの側面斜視図である。
【図１１】図９の汎用ドッキングアダプタの一部の拡大斜視図である。
【図１２】この発明の実施例に従った推進燃料移送連結および移送整備システムの拡大斜視図である。
【図１３】この発明の実施例に従った推進燃料移送システム自己位置合わせツールの拡大図である。
【図１４】クライアント宇宙飛行体推進燃料移送連結アセンブリの拡大斜視図である。
【図１５】この発明の実施例に従った推進燃料移送ライン強化ツールの拡大図である。
【図１】
2009532253.tif 000003
【図２】
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【図３Ａ】
2009532253.tif 000005
【図３Ｂ】
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【図４】
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【図５Ａ】
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【図５Ｂ】
2009532253.tif 000009
【図６】
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【図７Ａ】
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【図７Ｂ】
2009532253.tif 000012
【図８】
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【図９】
2009532253.tif 000014
【図１０】
2009532253.tif 000015
【図１１】
2009532253.tif 000016
【図１２】
2009532253.tif 000017
【図１３】
2009532253.tif 000018
【図１４】
2009532253.tif 000019
【図１５】
2009532253.tif 000020
【国際調査報告】
2009532253.tif 000021
2009532253.tif 000022
2009532253.tif 000023