(57)【要約】【課題】  衛星の質量を最適化する方法および装置を提供する。【解決手段】  本発明は、衛星の質量を最適化する方法および装置に関する。方法は、近点（１０４）および遠点（１０５）を結ぶ軸（１０６）を中心として第１の軌道（１０３）を回転させることにより得られる第２の楕円軌道（１０７）を計算するステップ（２０１）であって、第２の楕円軌道（１０７）には、第１の最長食継続時間（Ｄ１）未満の第２の最長食継続時間（Ｄ２）が関連付けられる、ステップ（２０１）と、衛星を第２の軌道（１０７）に移動できるようにする操作を決定するステップ（２０２）と、第２の最長食継続時間（Ｄ２）中に衛星の動作を維持できるようにする第２の電池質量（Ｍｂ２）を計算し、操作を行うために必要な燃料の質量（Ｍｃ）を計算するステップ（２０３）とを含む。【選択図】      図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１の楕円軌道（１０３）内で大質量天体（１０２）の軌道のフェーズを含むミッションを目的とする衛星（１０１）の質量を最適化する方法であって、前記第１の楕円軌道（１０３）の形状および向きは、前記ミッションの別のフェーズにより制約され、前記第１の軌道（１０３）は、近点（１０４）とも呼ばれる第１のポイントおよび遠点（１０５）とも呼ばれる第２のポイントを含み、第１の最長食継続時間（Ｄ１）が関連付けられ、前記第１の最長食継続時間（Ｄ１）中に衛星の動作を維持できるようにするために第１の電池質量（Ｍｂ１）が必要であり、前記方法は、
−  前記近点（１０４）および前記遠点（１０５）を結ぶ軸（１０６）を中心として前記第１の軌道（１０３）を回転させることにより得られる第２の楕円軌道（１０７）を計算するステップ（２０１）であって、前記第２の楕円軌道（１０７）には、前記第１の最長食継続時間（Ｄ１）未満の第２の最長食継続時間（Ｄ２）が関連付けられる、ステップ（２０１）と、
−  前記衛星を前記第２の軌道（１０７）に移動できるようにする操作を決定するステップ（２０２）と、
−  前記第２の最長食継続時間（Ｄ２）中に前記衛星の動作を維持できるようにする第２の電池質量（Ｍｂ２）を計算し、前記操作を行うために必要な燃料の質量（Ｍｃ）を計算するステップ（２０３）と、
−  前記質量（Ｍｃ）の燃料を前記衛星に追加し、前記第１の電池質量（Ｍｂ１）と前記第２の電池質量（Ｍｂ２）との差に等しい電池質量を除去するステップであって、前記燃料の質量（Ｍｃ）と前記第２の電池質量（Ｍｂ２）との和が前記第１の電池質量（Ｍｂ１）よりも少ない、ステップと、
を含むことを特徴とする、方法。
【請求項２】
前記操作が前記遠点（１０５）の近傍で行われることを特徴とする、請求項１に記載の衛星（１０１）の質量を最適化する方法。
【請求項３】
前記衛星（１０１）を前記第１の軌道（１０３）に戻せるようにする操作を決定するステップをさらに含み、前記衛星は、前記第１の軌道（１０３）に戻せるようにする操作を行うために、追加の予備燃料を所有することを特徴とする、請求項１または２に記載の衛星（１０１）の質量を最適化する方法。
【請求項４】
前記初期軌道内の前記衛星の速度が、方向を有する速度ベクトルにより定義され、前記衛星を前記第２の軌道（１０７）に移動できるようにする操作が、前記長軸端軸（１０６）に垂直な平面において前記ベクトルの方向を変更することを特徴とする、請求項１〜３のいずれか一項に記載の衛星（１０１）の質量を最適化する方法。
【請求項５】
第１の楕円軌道（１０３）内で大質量天体（１０２）の軌道のフェーズを含むミッションを目的とする衛星（１０１）の質量を最適化する装置であって、前記第１の楕円軌道（１０３）の形状および向きは、前記ミッションの別のフェーズにより制約され、前記第１の軌道（１０３）は、近点（１０４）とも呼ばれる第１のポイントおよび遠点（１０５）とも呼ばれる第２のポイントを含み、第１の最長食継続時間（Ｄ１）が関連付けられ、前記第１の最長食継続時間（Ｄ１）中に衛星の動作を維持できるようにするために第１の電池質量（Ｍｂ１）が必要であり、前記装置（３００）は、
−  前記近点（１０４）および前記遠点（１０５）を結ぶ軸（１０６）を中心として前記第１の軌道（１０３）を回転させることにより得られる第２の楕円軌道（１０７）を計算する手段（３０１）であって、前記第２の楕円軌道（１０７）には、前記第１の最長食継続時間（Ｄ１）未満の第２の最長食継続時間（Ｄ２）が関連付けられる、手段（３０１）と、
−  前記衛星を前記第２の軌道（１０７）に移動できるようにする操作を決定する手段（３０２）と、
−  前記第２の最長食継続時間（Ｄ２）中に前記衛星の動作を維持できるようにする第２の電池質量（Ｍｂ２）を計算し、前記操作を行うために必要な燃料の質量（Ｍｃ）を計算する手段（３０３）であって、前記質量（Ｍｃ）の燃料が前記衛星に追加され、前記第１の電池質量（Ｍｂ１）と前記第２の電池質量（Ｍｂ２）との差に等しい電池質量が前記電池から除去され、前記燃料の質量（Ｍｃ）と前記第２の電池質量（Ｍｂ２）との和が前記第１の電池質量（Ｍｂ１）よりも少ない、手段（３０３）と
を含むことを特徴とする、装置。
【請求項６】
前記衛星（１０１）を前記第1の軌道（１０３）に戻せるようにする操作を決定する手段をさらに含み、前記衛星は、前記第１の軌道（１０３）に戻せるようにする操作を行うために、追加の予備燃料を所有することを特徴とする、請求項５に記載の衛星（１０１）の質量を最適化する装置。
【請求項７】
前記第２の軌道（１０７）を計算する手段（３０１）が地上に配置されることを特徴とする、請求項５または６に記載の衛星（１０１）の質量を最適化する装置。
【請求項８】
前記第２の軌道（１０７）を計算する手段（３０１）が前記衛星内に配置されることを特徴とする、請求項５または６に記載の衛星（１０１）の質量を最適化する装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、宇宙飛行の分野に関し、特に、大質量天体の軌道のフェーズを含むミッションを目的とする衛星の質量の最適化に関する。
【背景技術】
【０００２】
衛星を捕捉軌道等の楕円度の高い軌道内に衛星を送り込み、恐らくは捕捉直後に、またはこの捕捉軌道内でいくらか時間を費やした後、ランダーを配備する将来の宇宙プログラムが計画されている。そのような軌道では、特定の幾何学的条件の場合、長期間の食が発生し得る。それら食の間、衛星には太陽エネルギーが与えられない。その場合、衛星の電力源サブシステムおよび熱調整サブシステムは、それら食の間にわたって動作可能なように、十分に評価しなければならない。
【０００３】
長い食に先立つ挿入軌跡は、電力源サブシステムおよび熱調整サブシステムの重量を増大させるため、一般に使用されない。しかし、着陸が捕捉軌道から開始される状況では、所与の緯度で良好な条件下で（例えば、日光に当たっている中で）着陸することができない場合がある。この問題は、着陸が、捕捉軌道の直後ではなく、不利な着陸条件（例えば、火星の砂嵐の期間または惑星と地球との合）を避けるために捕捉軌道内でいくらかの時間を費やした後に行われる場合に生じる可能性が一層高い。
【０００４】
軌道の形状が変更されないという制約を受ける状況では（例えば、軌道からの脱出操作を簡潔なままにするために）、低高度で円形軌道に変更するという解決策を考えることができない。それにも関わらず、可能な一解決策は、宇宙機に搭載される電池の容量、ひいては宇宙機に搭載される電池のサイズおよび重量を増大させることにある。この解決策は、電池がペイロードの質量と競合する高質量を示し、かつ／または宇宙機内で大きすぎる空間を占めるため、完全に満足のいくものではない。さらに、この解決策は、特に長い食に対して十分ではない恐れがある。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
本発明は、特に、長い食の問題を考慮して、大質量天体の軌道のフェーズを含むミッションを目的とする衛星の質量を最適化する方法および装置を提案することにより、上述した問題を軽減することを目的する。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
このために、本発明は、第１の楕円軌道内で大質量天体の軌道のフェーズを含むミッションを目的とする衛星の質量を最適化する方法であって、第１の楕円軌道の形状および向きは、ミッションの別のフェーズにより制約され、第１の軌道は、近点とも呼ばれる第１のポイントおよび遠点とも呼ばれる第２のポイントを含み、第１の最長食継続時間が関連付けられ、第１の最長食継続時間中に衛星の動作を維持できるようにするために第１の電池質量が必要であり、前記方法は、
−  近点および遠点を結ぶ軸を中心として第１の軌道を回転させることにより得られる第２の楕円軌道を計算するステップであって、第２の楕円軌道には、第１の最長食継続時間未満の第２の最長食継続時間が関連付けられる、ステップと、
−  衛星を第２の軌道に移動できるようにする操作を決定するステップと、
−  第２の最長食継続時間中に衛星の動作を維持できるようにする第２の電池質量を計算し、操作を行うために必要な燃料の質量を計算するステップと、
−  その質量の燃料を衛星に追加し、第１の電池質量と第２の電池質量との差に等しい電池質量を除去するステップであって、燃料の質量と第２の電池質量との和が第１の電池質量よりも少ない、ステップと
を含むことを特徴とする、衛星の質量を最適化する方法を提供する。
【０００７】
本発明は、数ヶ月続くミッションの、数時間続く比較的短いフェーズ中のみ発生する長い食のために衛星の電力源サブシステムおよび熱調整サブシステムが過大化することを回避するという利点を有する。
【０００８】
これにより、長い食中に衛星が生き残るために必要な質量を、軌道変更操作を行うために必要な質量の燃料と交換することにより、衛星の設計の最適化が可能になる。このようにして節減された質量は、例えば、他の科学的用途に使用することができる。
【０００９】
この操作は、有利には、遠点の近傍で行われる。衛星の速度はこの軌道部分では制限されるため、この操作を行うために必要な燃料の質量が大幅に低減される。
【００１０】
本発明は、第１の楕円軌道内で大質量天体の軌道のフェーズを含むミッションを目的とする衛星の質量を最適化する装置であって、第１の楕円軌道の形状および向きは、ミッションの別のフェーズにより制約され、第１の軌道は、近点とも呼ばれる第１のポイントおよび遠点とも呼ばれる第２のポイントを含み、第１の最長食継続時間が関連付けられ、前記第１の最長食継続時間中に衛星の動作を維持できるようにするために第１の電池質量が必要であり、前記装置は、
−  近点および遠点を結ぶ軸を中心として第１の軌道を回転させることにより得られる第２の楕円軌道を計算する手段であって、第２の楕円軌道には、第１の最長食継続時間未満の第２の最長食継続時間が関連付けられる、手段と、
−  衛星を第２の軌道に移動できるようにする操作を決定する手段と、
−  第２の最長食継続時間中に衛星の動作を維持できるようにする第２の電池質量を計算し、操作を行うために必要な燃料の質量を計算する手段であって、その質量の燃料が衛星に追加され、第１の電池質量と第２の電池質量との差に等しい電池質量が衛星から除去され、燃料の質量と第２の電池質量との和が第１の電池質量よりも少ない、手段と
を含むことを特徴とする、衛星の質量を最適化する装置にも関する。
【００１１】
非限定的な例として、図を使用して、与えられる詳細な説明を読むことにより、本発明がよりよく理解され、他の利点が明らかになろう。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】大質量天体の軌道内の宇宙機を表す。
【図２】本発明の方法の図である。
【図３】本発明の一実施形態の装置を表す。
【図４】長い食の例を表す。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
図１は、大質量天体１０２の軌道内の宇宙機１０１を示す。大質量天体は、例えば、惑星または月である。宇宙機は、例えば、ランダーを配備することを目的とする衛星または宇宙機である。宇宙機は楕円形の初期軌道１０３を辿る。楕円軌道は、長軸端として知られる２つの注目すべきポイントを有する。第１の近点１０４は、大質量天体１０２からの距離が最小の軌道１０３のポイントであり、第２の遠点１０５は、大質量天体１０２からの距離が最大の軌道１０３のポイントである。近点１０４および遠点１０５を繋ぐ軸１０６は、長軸端軸と呼ばれる。
【００１４】
初期軌道内の宇宙機は、大質量天体の周囲の太陽の見掛けの回転に起因する不利な幾何学的条件によって生じる長い食、および恐らくは軌道の乱れ（大質量天体または他の天体の重力による乱れ）に遭遇する。
【００１５】
本発明の解決策は、これら幾何学的条件が適用される前に操作を行うことにある。この操作の目的は、長軸端軸１０６を中心としての軌道平面（楕円平面）の回転を行うことである。初期軌道内の宇宙機の速度は、第１の速度ベクトルｖ１により定義される。この操作は、第１のベクトルｖ１の大きさを変更しない。他方、この操作は、長軸端軸１０６に垂直な平面での方向を変更して、第２の速度ベクトルｖ２を生成する。第１の楕円軌道１０３には、第１の最長食継続時間Ｄ１が関連付けられる。
【００１６】
図２は、本発明の方法の図である。この方法は、
−  近点１０４および遠点１０５を結ぶ軸１０６を中心として第１の軌道１０３を回転させることにより得られる第２の楕円軌道１０７を計算するステップ２０１であって、第２の楕円軌道１０７には、第１の最長食継続時間Ｄ１未満の第２の最長食継続時間Ｄ２が関連付けられる、ステップ２０１と、
−  衛星を第２の軌道１０７に移動できるようにする操作を決定するステップ２０２と、
−  第２の最長食継続時間Ｄ２中に衛星の動作を維持できるようにする第２の電池質量Ｍｂ２を計算し、操作を行うために必要な燃料の質量Ｍｃを計算するステップ２０３と、
−  質量Ｍｃの燃料を衛星に追加し、第１の電池質量Ｍｂ１と第２の電池質量Ｍｂ２との差に等しい電池質量を除去するステップであって、燃料の質量Ｍｃと第２の電池質量Ｍｂ２との和が第１の電池質量Ｍｂ１よりも少ない、ステップと
を含む。
【００１７】
第２の楕円軌道１０７は、以下の条件：（ｉ）第２の楕円軌道１０７は、第１の軌道と同じ遠点１０５および近点１０４を有すること、および（ｉｉ）第２の軌道の最長食継続時間Ｄ２（すなわち、この軌道内の衛星が日光を受けない最長継続時間）は、第１の軌道の最長食継続時間Ｄ１未満であること、に準拠するように決定される。第１の最長食継続時間Ｄ１と第２の最長食継続時間Ｄ２との差Ｄにより、電池質量Ｍｂを計算することが可能である。この電池質量Ｍｂは、継続時間の差Ｄの間に衛星の動作を維持するために必要な電池量を表す。
【００１８】
衛星を第２の軌道１０７に移動できるようにする操作の実行に必要な燃料の質量Ｍｃを特定することも可能である。
【００１９】
燃料の質量Ｍｃは、電池質量Ｍｂよりも小さい。
【００２０】
この解決策は、長い食の問題を解決すると共に、衛星の質量を低減するという利点を有する。
【００２１】
この操作は、有利には、遠点１０５の近傍で実行される。楕円軌道の遠点は、衛星が最低速度を有するポイントである。このポイントにおいて、操作が消費する燃料は最小である。したがって、衛星がこのポイントに近い場合、例えば、このポイントの前後数度にあるときに、軌道の変更を開始することが好ましい。
【００２２】
この方法は、有利には、衛星１０１を第１の軌道１０３に戻せるようにする操作を決定するステップをさらに含み、衛星は、第１の軌道１０３に戻れるようにする操作を行うために、追加の予備燃料を所有する。
【００２３】
本発明の一特徴によれば、初期軌道内の衛星の速度は、方向を有する第１の速度ベクトルにより定義され、衛星を第２の軌道１０７に移動できるようにする操作は、長軸端軸１０６に垂直な平面において方向を変更する。
【００２４】
図３は、本発明の一実施形態の装置を表す。第１の楕円軌道１０３内で大質量天体１０２の軌道のフェーズを含むミッションを目的とする衛星１０１の質量を最適化する装置３００であって、第１の楕円軌道１０３の形状および向きは、ミッションの別のフェーズにより制約され、第１の軌道１０３は、近点１０４とも呼ばれる第１のポイントおよび遠点１０５とも呼ばれる第２のポイントを含み、第１の最長食継続時間Ｄ１が関連付けられ、前記第１の最長食継続時間Ｄ１中に衛星の動作を維持できるようにするために第１の電池質量Ｍｂ１が必要である、装置３００は、
−  近点１０４および遠点１０５を結ぶ軸１０６を中心として第１の軌道１０３を回転させることにより得られる第２の楕円軌道１０７を計算する手段３０１であって、第２の楕円軌道１０７には、第１の最長食継続時間Ｄ１未満の第２の最長食継続時間Ｄ２が関連付けられる、手段３０１と、
−  衛星を第２の軌道１０７に移動できるようにする操作を決定する手段３０２と、
−  第２の最長食継続時間Ｄ２中に衛星の動作を維持できるようにする第２の電池質量Ｍｂ２を計算し、操作を行うために必要な燃料の質量Ｍｃを計算する手段３０３であって、質量Ｍｃの燃料が衛星に追加され、第１の電池質量Ｍｂ１と第２の電池質量Ｍｂ２との差に等しい電池質量が電池から除去され、燃料の質量Ｍｃと第２の電池質量Ｍｂ２との和が第１の電池質量Ｍｂ１よりも少ない、手段３０３と
を含む。
【００２５】
本発明の装置は、有利には、衛星１０１を第１の軌道１０３に戻せるようにする操作を決定する手段をさらに含み、衛星は、第１の軌道１０３に戻れるようにする操作を行うために、追加の予備燃料を所有する。
【００２６】
本発明の変形では、第２の軌道１０７を計算する手段３０１は、地上に配置される。
【００２７】
本発明の別の変形では、第２の軌道１０７を計算する手段３０１は、衛星内に配置される。
【００２８】
図４は、長い食の例を表す。グレーの影は、度単位の惑星挿入幾何学（Ｂ平面角度、横座標軸）および軌道内で費やされる日単位の継続時間（縦座標軸）の関数としての、惑星の楕円軌道内の時間単位での食の継続時間を表す。
【符号の説明】
【００２９】
１０１  衛星
１０２  大質量天体
１０３  第１の楕円軌道
１０４  近点
１０５  遠点
１０６  長軸端軸
１０７  第２の楕円軌道
２０１  第２の楕円軌道を計算するステップ
２０２  操作を決定するステップ
２０３  第２の電池質量および操作を行うために必要な燃料の質量を計算するステップ
３０１  第２の楕円軌道を計算する手段
３０２  操作を決定する手段
３０３  第２の電池質量および操作の実行に必要な燃料の質量を計算する手段
Ｄ  第１の最長食継続時間と第２の最長食継続時間との差
Ｄ１  第１の最長食継続時間
Ｄ２  第２の最長食継続時間
Ｍｂ  継続時間の差の間に動作を維持するために必要な電池の質量
Ｍｂ１  第１の電池質量
Ｍｂ２  第２の電池質量
Ｍｃ  第２の軌道に移動する操作を行うのに必要な燃料の質量
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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