(57)【要約】  本発明は、宇宙衛星（２０’、２０”）を軌道変更させる及び／又は宇宙衛星を地球に帰還させる目的で、宇宙衛星が打ち上げられる前に、宇宙衛星に連結させるための装置（１０、２０、４０、５０）に関する。この装置は、装置（１０、２０、４０、５０）を制御する手段と、制御手段に作動的に接続された推進手段と、制御手段に作動的に接続された制御信号を受信する手段と、装置装置（１０、２０、４０、５０）に電力供給する手段と、宇宙衛星（２０’、２０”）が打ち上げられる前に、装置（１０、２０、４０、５０）を衛星（２０’、２０”）に機械的に連結させる手段（３１０、３２０、３３０、３４０、３４０”、３５０、３６０）とを備えている。推進手段は、衛星（２０’、２０”）を軌道離脱させる及び衛星を目標軌道に移動させるための制御信号を受信すると、制御手段により、有効にされる。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
宇宙衛星（２０’、２０”）に連結される装置（１０）であって、遠隔制御手段により又は前記装置により、宇宙衛星を、宇宙空間から撤去する又は宇宙衛星を別の宇宙軌道に移動させるため、打ち上げ前に宇宙衛星に連結される装置において、前記装置が、宇宙衛星に対して及び前記遠隔制御手段に対して独立であり、前記装置が、
前記装置（１０）に搭載した制御手段と、
前記搭載した制御手段に作動的に接続された、前記遠隔制御手段又は制御信号発信手段から制御信号を受信して移動／撤去シーケンスを作動させるための手段と、
前記搭載した制御手段に作動的に接続された推進手段であって、前記制御信号を受信すると、前記搭載した制御手段により作動され、宇宙衛星（２０’、２０”）を宇宙空間から地球上の目標領域へ撤去する又は宇宙衛星（２０’、２０”）を別の目標宇宙軌道に移動させる推進手段と、
前記装置を宇宙衛星から独立化させるための前記装置（１０）用の電力供給手段と、
前記装置（１０）を宇宙衛星（２０’、２０”）に、打ち上げ前に機械的に連結する手段（３１０）と、
前記搭載された制御手段に作動的に接続された、推力ベクトルの不整合を軽減する手段とを、
備えていることを特徴とする装置
【請求項２】
前記不整合を軽減する手段に作動的に接続された、宇宙衛星の姿勢を検知及び／又は制御するための手段を備えていることを特徴とする請求項１に記載の装置。
【請求項３】
前記不整合を軽減する手段が、前記推力ベクトルの整合を行う推力ベクトルの能動的及び／又は受動的制御のための手段を備えていることを特徴とする請求項１又は２に記載の装置。
【請求項４】
推力ベクトルの能動的及び／又は受動的制御のための前記手段が、宇宙衛星（２０’、２０”）と前記装置との間の調節可能及び／又は移動可能な接続部をもたらし、前記推力ベクトルの整合を行うことを特徴とする請求項３に記載の装置。
【請求項５】
宇宙衛星の姿勢を検知及び／又は制御するための前記手段が、前記搭載した制御手段に作動的に接続されており、前記推進手段が作動している時に、前記装置及び宇宙衛星（２０’、２０”）の方向制御を行うことを特徴とする請求項２〜４のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項６】
前記搭載した制御手段に作動的に接続され、点火制御信号を受信し、前記推進手段の点火を行う安全点火手段を備えていることを特徴とする請求項１〜５のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項７】
前記搭載した制御手段に作動的に接続された、データを前記装置から受信する及び／又は前記遠隔制御手段へ送信するための電気通信手段を備え、前記電気通信手段が、少なくとも制御信号を受信する前記手段及び／又は少なくともデータを送信する手段を備えていることを特徴とする請求項１〜６のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項８】
前記搭載した制御手段が、予めプログラムされた制御信号を発信する手段及び／又は制御信号を受信する前記手段に送る前記制御信号を計算する手段を備えていることを特徴とする請求項１〜７のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項９】
前記搭載した制御手段に作動的に接続された、前記装置及び／又は宇宙衛星（２０’、２０”）の周りに画定された安全帯域内の他の物体を検知する第１のセンサー手段を備えていることを特徴とする請求項１〜８のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項１０】
前記搭載した制御手段に作動的に接続された、前記装置及び／又は宇宙衛星（２０’、２０”）への衝突損傷を検知する第２のセンサー手段を備えていることを特徴とする請求項１〜９のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項１１】
前記搭載した制御手段に作動的に接続された、宇宙衛星（２０’、２０”）の故障を検知する第３のセンサー手段を備えていることを特徴とする請求項１〜１０のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項１２】
前記搭載した制御手段に作動的に接続された、前記装置の方向付けを経時的に検知する及び／又は前記装置の軌道を検知する及び／又は前記装置の空間的位置を検知する第４のセンサー手段を備えていることを特徴とする請求項１〜１１のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項１３】
前記搭載した制御手段に作動的に接続された、宇宙衛星（２０’、２０”）と通信する手段を備え、前記通信手段が、衛星の故障を通知する及び／又は前記装置のための制御信号を伝達することを特徴とする請求項１〜１２のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項１４】
前記搭載した制御手段に作動的に接続された、前記装置の状態を監視し、前記状態を前記遠隔制御手段に送信する手段を備えていることを特徴とする請求項１〜１３のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項１５】
前記電力供給手段が、少なくとも再充電可能な電源を備えていることを特徴とする請求項１〜１４のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項１６】
前記連結手段が、宇宙衛星（２０’、２０”）と前記装置との間の調節可能な連結部をもたらすことを特徴とする請求項１〜１５のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項１７】
前記連結手段が、前記推力ベクトルの整合を行うため、宇宙衛星（２０’、２０”）と前記装置との間の調節可能及び／又は移動可能な連結部をもたらす推力ベクトルの前記能動的及び／又は受動的な制御手段を備えていることを特徴とする請求項１６に記載の装置。
【請求項１８】
前記推進手段が、少なくとも固体推進剤エンジン及び少なくとも前記固体推進剤エンジン用の点火装置を備え、点火の瞬間を受信するため、前記点火装置が前記搭載した制御手段に作動的に接続されていることを特徴とする請求項１〜１７のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項１９】
前記推進手段が、１個以上の独立のカートリッジ又は固体推進剤を含む装薬を備えていることを特徴とする請求項１８に記載の装置。
【請求項２０】
前記推進手段が、ハイブリッド推進手段を備えていることを特徴とする請求項１〜１７のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項２１】
前記推進手段が、ゲル燃料推進手段を備えていることを特徴とする請求項１〜１７のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項２２】
独立の移動／撤去装置を備えた宇宙衛星を、遠隔制御手段又は前記装置により、その宇宙軌道から撤去する又は宇宙衛星を別の宇宙軌道へと移動させる方法であって、少なくとも以下の：
前記遠隔制御手段を通じて又は前記装置によって、目標とする新しい宇宙軌道又は衝突させる地球の領域へと向けた目標軌跡を、それぞれ計算する工程と、
宇宙衛星の現実の軌道に基づいて、前記所望の新しい軌道又は軌跡を得るため、前記遠隔制御手段を通じて又は前記装置によって、前記移動／撤去装置を作動させる瞬間を計算する工程と、
前記遠隔制御手段から前記移動／撤去装置に、制御信号を送って又は軌道離脱／軌道変更処理を、前記装置により開始して、宇宙衛星を前記計算した新しい軌道又は軌跡へと移動させる工程と、
前記移動／撤去装置が前記制御信号を受信すると、前記計算した瞬間に、前記移動／撤去装置の推進手段に点火する工程とを、
含むことを特徴とする方法。
【請求項２３】
前記遠隔制御手段から、前記移動／撤去装置の制御信号を受信する手段へと、安全信号を送信し、前記制御信号を送る前に、作動状態を有効にして、宇宙衛星を前記計算した新しい軌道又は軌跡へと移動させる工程を含むことを特徴とする請求項２２に記載の方法。
【請求項２４】
前記移動／撤去装置が、請求項１〜２１のうちの１以上に記載の装置であることを特徴とする請求項２２又は２３に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、人工衛星を、宇宙空間から撤去する装置、又は人工衛星を、別の宇宙軌道に移動させる装置に関する。詳細には、本発明は、衛星の制御された安全な撤去のための装置、すなわち、人工衛星又は宇宙船を軌道から外す（軌道離脱させる）ための装置に関する。ここで、「軌道離脱（デオービット）」の語は、人工衛星又は宇宙船の、低軌道から地球大気圏に入り地球上の目標の場所へ向かう制御された迅速な帰還を意味する。他の特徴によれば、本発明は、人工衛星又は宇宙船を別の軌道に乗せること（軌道変更させること）、すなわち、人工衛星又は宇宙船の、運用軌道からパーキング軌道への、制御された迅速な移動を行うことができる装置に関する。
【０００２】
より詳細には、本発明は、人工衛星又は宇宙船を移動させる及び／又はそれらの耐用年数の終わりに又はそれらが故障したときに、それらを運用軌道から撤去するための装置に関する。
【０００３】
さらに別の特徴において、本発明は、人工衛星又は宇宙船の軌道位置の変更のためのバックアップ推進システムとして使用することのできる装置に関する。
【０００４】
さらに他の特徴において、本発明は、宇宙衛星を、その宇宙軌道から撤去する方法、又は宇宙衛星を、別の宇宙軌道へと移動させる方法に関する。より詳細には、本発明は、宇宙衛星又は宇宙船を、宇宙衛星又は宇宙船に備えられた独立の移動／撤去装置により、軌道から外すこと又は別の軌道に乗せることを行う方法に関する。
【０００５】
「人工衛星」、「宇宙衛星」又は「宇宙船」の語は、本発明において、軌道に乗ることができる又は低軌道から大気圏内へと空間内を移動することができる人工衛星又は宇宙船のことを示す。
【０００６】
「ミッション軌道」の語は、本発明において、衛星又は宇宙船が宇宙空間に滞在している間に要求される作業のために、衛星又は宇宙船に割り当てられた軌道のことを示す。
【０００７】
「低軌道」の語は、本発明において、低地球軌道（ＬＥＯ）、すなわち、大気圏とヴァンアレン帯との間の高さの、地球表面から２００〜２０００キロメートル離れた円軌道のことを示す。
【０００８】
「高軌道」の語は、本発明において、中軌道（ＭＥＯ）又は静止軌道（ＧＳＯ）又は静止地球軌道（ＧＥＯ）のことを示す。中軌道（ＭＥＯ）は、低地球軌道（ＬＥＯ）と静止地球軌道（ＧＥＯ）との間に位置し、地球の表面から約１００００キロメートル離れた軌道である。静止軌道（ＧＳＯ）は、地球の対恒星自転周期と同じ軌道周期を有する地球の周りの軌道である。静止地球軌道（ＧＥＯ）は、静止軌道（ＧＳＯ）の特殊なタイプであり、赤道上の約３６０００キロメートルの距離にある赤道円軌道である。
【０００９】
「パーキング軌道」の語は、本発明において、人工衛星又は宇宙船が、損傷を生じさせることなしに又は他の人工衛星又は宇宙船にとって有用な空間を占有することなしに、留まることができる軌道のことを言う。
【背景技術】
【００１０】
最初の人工衛星は、１９５７年に打ち上げられた。それ以来、６０００基を越える衛星が打ち上げられ、そのうちの８００基だけが現在使用されている。もはや使用することのできない衛星のうちの大多数が、地球の周りの軌道を周回し続けており、それらの軌跡を制御することは、不可能である。
【００１１】
打ち上げられる衛星の数が増えているので、その結果、新しい衛星の軌道への配置に利用できる空間が減少している。加えて、作動しない及び／又は制御されていない衛星は、互いに衝突して爆発する可能性が高い。このことは、軌道内の跡をたどることのできる物体の約５０％が、宇宙空間における爆発又は衝突によって生じているため、多くの問題を引き起こす。その結果、現在時速３００００キロメートル超で地球の周りを動いて、化学的、技術的及び商業的観点から最も適している軌道空間を汚染している約５０万個の宇宙ゴミがある。軌道に打ち上げられる全ての新しい衛星は、宇宙空間における物体の数だけでなく、放棄された宇宙ゴミによくある絶え間ない衝突と爆発の結果として生じる制御されていない宇宙ゴミの量も増加させる。
【００１２】
低軌道（ＬＥＯ）域に関しては、量が急速に増加している宇宙ゴミは、汚染の脅威と無視できるにはほど遠い汚染源になっている。この軌道領域は、比較的小さく、ほぼ飽和しており、宇宙ゴミとまだ使用中の宇宙物体との間には相当な衝突の危険性がある。人工衛星への激しい損傷の危険性があり、又はそれらの全面破壊の危険性さえあり、その結果として対応する宇宙ミッションの失敗を伴うものである。野放しなった宇宙ゴミの増加は、ケスラーシンドロームとして知られる事態、すなわち、軌道内の宇宙ゴミがある一定の密度に達すると、幾世代にもわたり、あらゆる宇宙活動又は衛星の使用を妨げる衝突の連鎖が生じ得るという事態をもたらすことがある。加えて、低軌道に残された宇宙物体は、衛星に搭載されて利用可能なあらゆる軌道制御システムが、それらの推進剤を使い果たした何ヶ月又は何年か後に、或いは、衛星が故障により制御不能になると、地球の大気圏に戻り、地球の表面に落下するが、それらの大気圏への再突入は制御されておらず、そのため、何らかの物体又は人間を危険にさらすことを意味する。
【００１３】
実際、そのような宇宙ゴミが、大気中を移動する際に完全に破壊されないときには、場合によっては、宇宙船の構造に用いた材料及び宇宙船の大気圏への再突入時の力学関係に応じて、宇宙ゴミは、ものすごい速さで地球に落下することがあり、人間、建造物又はインフラ（例えば、ガスタンク、電線、原子炉など）に対する危険となる。たとえ物体や人間とのあらゆる直接の衝突を無視しても、宇宙ゴミの制御されていない大気圏への再突入は、非常に危険度が高い。実際、衛星の中には、搭載した放射性の又は毒性の強い材料（例えば、ヒドラジンを含有する推進剤）を有しているものがあり、この材料は、人口密度の高い地域上の大気中に撒き散らされることがある。今日では、宇宙から地球に落下する物体の数は、既に平均すると１日に１個になり、いつどこで衝突が生じるか、誰にも予告することができない。一般的に言えば、衝突の速さは、軽量の物体に関して約３０ｋｍ／時〜より重い物に関して３００ｋｍ／時超の範囲である。
【００１４】
中軌道又は高軌道（ＭＥＯ及びＧＥＯ）にある宇宙物体は、地球の大気圏の上層（外気圏）によって減速されないため、それらは地球の表面に向かって落下しない。その結果、人工衛星は、商業的に有用な軌道セグメントを、非常に長い時間占有する。それらの耐用年数は、１５年が典型であるが、耐用年数の終わりに、それらは廃棄物になり、制御されない状態で放棄され、これが、それらの近くに何らかの他の宇宙物体を配置することを妨げる。問題になっている軌道の重要性及び利用できる空間が限られていることを考えると、衛星は、それらが、それらの耐用年数の終わりに達する前に、墓場軌道又はパーキング軌道へと移動させなければならない。この軌道は、典型的には、宇宙ミッションの目的には用をなさない高軌道である。衛星の配置変えは、軌道操作用のものと同じ推進システムが、搭載されていて利用可能であれば、それらを用いて行われる。この目的で、タンク内に保管された推進剤の一部を、取り置きしておくことができ、その結果、衛星の耐用年数を限定し、機内に積載した推進剤の一部を犠牲にして、パーキング操作を完了させることができる。人工の電気通信衛星を別の軌道に乗せる（軌道変更させる）ことは、約６ヶ月間その商業運転を中断することを伴う。このことは、初期質量が約１０００キログラムでミッションが７年間の衛星について言えば、約１０００００００米国ドルの経済的損失を意味する。万一何らかの問題、例えば、使用しているスラスタの不調、推進剤の不足、適した推進システムの欠如、又は機械的故障が生じた場合、衛星は、事実上永遠にその位置にとどまり、その衛星を新しく技術的により進歩した衛星に取り替えることを妨げる。幾つかのシミュレーションによれば、静止軌道内の各々の人工衛星は、毎年他の宇宙物体の約５０メートル以内を通過し、それに関連する衝突の高い危険性があることを推定している。
【００１５】
「宇宙物体により引き起こされる損害についての国際的責任に関する条約（宇宙損害責任条約）」は、物体を宇宙空間に打ち上げる者は誰でも、宇宙において又は地球上でその物体によって生じたいかなる損害に対しても責任があると規定している。ＩＡＤＣ（国際機関間宇宙ゴミ調整委員会）は、宇宙船一般は、軌道において他の宇宙システムの妨げになるのを防止するため、その作業ミッションの終わりに移動させなければならず、低軌道内の人工衛星の場合には、それらの大気圏への再突入は、それらの耐用年数の終了の２５年以内であることが保証されなければならないと規定している。
【００１６】
一般的に言って、静止地球軌道（ＧＥＯ）内の人工衛星に関して、ＩＡＤＣの要求を満たすのにかかる費用は、衛星の全ての費用の約１０％〜１５％になる。そのため、宇宙ゴミは、軌道における科学的及び商業的な開発に対する増大する脅威になっている。したがって、耐用年数の終りに達している軌道内の人工衛星及び宇宙物体全般を、信頼性のある制御された態様で、安全に軌道から外す又は移動させる（別の軌道に乗せる）ことのできる装置を製造することが有益となる。
【００１７】
宇宙物体を軌道から外す又はそれらをパーキング軌道に移動させるための他の公知の装置がある。それらは、通常、受動装置を備えている。すなわち、それらは、適時選択、移動させる物体の軌跡及び最終目的地に対する制御ができない。
【００１８】
米国特許第６６５５６３７号は、既に軌道に乗っている物体を把持し、膨らませることのできる大気圏再突入モジュールを用いて、それらの物体が地球に向けて軌道から外れるようにすることのできる宇宙空間に打ち上げる装置を記述している。この装置は、この装置と大気圏の残留層との相互作用の結果として、この装置が地球によって引っ張られることを保証するため、相当な大きさの球状の物体であるのが典型的である。しかしながら、この装置には、大気圏再突入相の間のその装置の制御をすることができない又は関連する大気圏再突入時間の何等の実質的な短縮もすることができないままで、撤去する物体を大気圏内に運び込まなければならないという不都合がある。そのため、この装置は、「落下」相の間に遭遇する軌道が、この装置を他の衛星との衝突の危険にさらさないということを保証することすらできない。さらに、この装置は、高軌道内に位置する物体をパーキング軌道へと移すことができない。回収作業には、デリケートな軌道操作の完了及び撤去する物体各々の専用の発射台が必要であり、これが回収プロセスを費用のかかる危険なものにしていることに、さらなる欠点がある。
【００１９】
米国特許第５１２０００８号は、レンズを通過する太陽の放射線を利用して宇宙ゴミを溶かす装置を記述している。この装置には、どのみち比較的短時間に自然に大気圏に再突入する小さい宇宙ゴミについてのみ有用であるという不都合がある。加えて、この装置は、軌道内の宇宙ゴミの種々の破片に到達するために、再点火することのできるスラスタを備えていなければならない。確認された宇宙ゴミを溶かさなければならない軌道に到達するため、専用の発射台を用意する必要があるという別の欠点があり、やはり掃除プロセスを費用のかかる危険なものにしている。
【００２０】
米国特許第４９９１７９９号は、宇宙ゴミが衝突して掃除機が上を動くときに付着したままである広い表面領域を有する複数のパネルを備え、自身の軸線を中心として回転する宇宙船からなる装置を記述している。先に述べた装置と同様に、この装置には、軌道内の種々の宇宙ゴミの破片に到達するための再点火することのできるスラスタが必要であるという不都合がある。この装置は、どのみち比較的短時間に自然に大気圏に再突入する小さい宇宙ゴミについてのみ有用であるという他の不都合がある。確認された宇宙ゴミを取り除かなければならない軌道に到達するため、専用の発射台を用意する必要があるという別の不都合があり、やはり掃除プロセスを費用のかかる危険なものにしている。
【００２１】
米国特許第５０８２２１１号は、宇宙ゴミを軌道から外すための「繋留された」装置を記述している。この装置は、軌道離脱（デオービット）相の開始に繰り出すことのできる長い巻かれたケーブルからなっている。この方法は、低軌道内の宇宙ゴミにしか適用できず、この方法は、これらの高度における残留大気を用いて宇宙ゴミを徐々に減速させ、宇宙ゴミを大気圏に再突入させる。しかしながら、この解決策の主な不都合は、軌跡又は地球上の衝突の場所について何の制御も保証することができないことにある。加えて、ケーブルを繰り出し安定させる作業が、非常に複雑で費用がかかる。
【００２２】
米国特許第７０９３８００号は、軌道から外す目的で、機内に積載した推進剤の一部を用いて、衛星の耐用年数の終了の際に衛星を取り扱う方法を記述している。この方法の主な不都合は、軌道から外す時がきた際に、衛星がまだ正常に作動できる状態にあることが必要なことにある。また、液体推進剤を燃焼させる再点火することのできるスラスタを備えた衛星を、軌道から外すことだけが実行可能なのである。他の不都合が、軌道離脱操作に用いるため、多量の推進剤及び燃料タンク内の追加の容量を有することが必要であることから生じ、それにより衛星の耐用寿命を短くしている。このシステムの信頼性は、必然的に液体推進剤エンジン及び制御システムの信頼性に依存している。
【００２３】
米国特許第６６２９６７３号は、人々が乗った輸送機を移動させるのに用いるハイブリッド固体燃料スラスタを記述している。この装置は、再点火することができ、この装置が連結された宇宙船によって制御される。このスラスタは、緊急の移動を行うことができるが、スラスタの制御には、移動させる宇宙船及びその制御システムの適正な機能性が必要である。
【００２４】
中国実用新案第２０１１６５９１６Ｕ号は、軌道移行のための４個の固体推進剤エンジンのクラスターの使用方法を記述している。この装置の主な不都合は、連結する宇宙船によって制御されなければならないので、この装置には自律性がなく、そのため装置の信頼性は、後者の宇宙船に依存することにある。
【００２５】
米国特許第６０２４３２８号は、液体二元推進剤スラスタを用いて衛星を制御する方法を記述している。このシステムは、推進剤用のタンク、燃料及び酸化剤を燃焼室に送り込むのに用いる加圧ガスのための完全に封止されたタンク、並びに弁及び他の部品を必要とする。このシステムにおける部品の数は、システム全体の信頼性を低下させる一因となり、打ち上げなければならない質量をさらに増加させ、その結果、それに伴う費用をさらに増加させる。他の不都合は、軌道から外さなくてはならない宇宙船の内側に占有される空間にある。
【００２６】
宇宙物体を軌道から外すための他の公知の撤去装置及び方法が、非特許文献に記載されている。
【００２７】
ジャノスキー  アールその他の「衛星に関する寿命末期での軌道離脱戦略」、ドイツ航空宇宙協会（ＤＧＬＲ）２００２年年報、１〜１０ページ、ドイツ航空宇宙会議、シュトゥットゥガルト、２００２年９月２３〜２６日は、衛星を軌道から外す方法を記述している。この文献は、衛星を軌道から外すのに適したいろいろな種類の推進手段の概観を提供している。特に、この文献は、軌道から外すことを行うのに最も適した推進システムは、固体燃料推進手段であることを明記している。しかしながら、この文書は、このシステムがどのようにして作動するのか又は構成されるのかを記述していない。さらに、この方法は、低地球軌道（ＬＥＯ）内で稼働している衛星を軌道から外す作業をするとだけ記載されている。推進手段は、衛星の一部として又は衛星自体の推進手段と同じであると説明されており、そのため、この手段は、衛星に対して自律性のある軌道から外す装置としては説明されていない。
【００２８】
ショーネンボルグ  アールの「星座衛星のための固体推進剤軌道離脱」、第４回国際宇宙船推進会議の議事録（欧州宇宙機関：ＥＳＡ  固体推進剤−５５：ＳＰ−５５）、２００４年６月２〜９日、チアラグーナ（カリアリ）は、固体燃料推進手段を備えた軌道離脱システムの使用を記述している。この論文は、イリジウム衛星における固体燃料推進手段の使用と配置を記述している。このシステムの最も問題とされる不都合は、推進器が点火されたときに、軌道離脱プロセスの制御ができない衛星との連結に関連している。
【００２９】
このように、公知の撤去装置は、軌道から外す目的で使用することのできる推進システムを含む解決策を採用しているが、公知の撤去装置は、費用対効果が高く本当に信頼性のある作業を確保することができない又は軌道離脱（デオービット）／軌道変更（リオービット）作業が始まるときにその作業を制御することができない。実際、上述した撤去装置と方法は、自律性のある軌道離脱／軌道変更装置を現実には伴っておらず、したがって、撤去装置と別の軌道に乗せる／軌道から外す衛星との間の相互作用を開示していない。さらに、公知の撤去装置は、軌道から外すべき物体を確認するのに、この目的のための打ち上げを要し、このことが、これらの作業にかかる費用をつり上げている。加えて、公知の撤去装置は、互いの間で複雑な相互作用のある多数の部品を備えており、システムの現実の全体的な信頼性を大幅に低下させていることを意味する。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００３０】
そのため、宇宙空間を周回する物体を撤去する装置及び方法であって、前記物体に対して自律性があるが、それらの物体自身と連結された装置及び方法の必要性が意識されている。
【００３１】
また、撤去に伴う作業が、費用対効果の高いことを保証することのできる撤去装置及び方法の必要性が意識されている。
【００３２】
撤去装置及び方法は、撤去する宇宙物体のミッションの全期間にわたって、高い信頼性を持続することができるのが望ましい。
【００３３】
また、撤去装置及び方法は、撤去する宇宙物体と相互作用する必要なしに、独立して作業することができるのが望ましい。
【００３４】
同様に、撤去装置及び方法は、安全で制御された態様で、物体をその軌道から撤去することを保証できるのが望ましい。
【００３５】
上記の技術的目標の背景の中で、本発明の目的は、もはや使用していない人工衛星などの物体の宇宙空間内での周回に由来する問題を最小化にする又はなくすことのできる自律性のある撤去装置を提供することである。
【００３６】
本発明の他の目的は、自律性のある撤去装置であって、その適正な作業をいつでも確保するため、そのライフサイクルを通じて高い信頼性を保証することのできる撤去装置を提供することである。
【００３７】
上記の目標の一部を形成する他の目的は、最小限の数の部品を備え、したがって、製造及び組み立て費用が限られた自律性のある撤去装置を提供することである。加えて、本発明の他の目的は、物体をその軌道から安全で制御された態様で撤去する処置を達成することのできる撤去装置を提供することである。
【００３８】
「自律性のある」の語は、本発明において、移動させる又は撤去する衛星と連結される装置であるが、その軌道から外す／別の軌道に乗せる作業のために、衛星のいかなるシステムも使用することなしに自律して作動する装置を示す。
【００３９】
さらに、本発明の他の目的は、衛星それ自体に連結された独立の移動／撤去装置により、遠隔的に、宇宙衛星をその宇宙軌道から撤去する又は宇宙衛星を別の宇宙軌道へと移動させる方法に関する。
【課題を解決するための手段】
【００４０】
上記の目的は、請求項１に記載の装置により達成される。詳細には、上記の目的は、宇宙衛星に連結される装置であって、遠隔制御手段により又は前記装置により、宇宙衛星を宇宙空間から撤去する又は宇宙衛星を別の宇宙軌道に移動させるため、打ち上げ前に宇宙衛星に連結される装置において、前記装置が、宇宙衛星に対して及び前記遠隔制御手段に対して独立であり、前記装置が、
前記装置に搭載した制御手段と、
前記搭載した制御手段に作動的に接続された、前記遠隔制御手段又は制御信号発信手段から制御信号を受信して移動／撤去シーケンスを作動させるための手段と、
前記搭載した制御手段に作動的に接続された推進手段であって、前記制御信号を受信すると、前記搭載した制御手段により作動され、宇宙衛星を宇宙空間から地球の目標領域へ撤去する又は宇宙衛星を目標宇宙軌道に移動させる推進手段と、
前記装置を宇宙衛星から独立化させるための前記装置用の電力供給手段であって、前記装置を宇宙衛星から独立化させる手段と、
前記装置を宇宙衛星に、打ち上げ前に機械的に連結する手段と、
前記搭載された制御手段に作動的に接続された、推力ベクトルの不整合を軽減する手段とを、
備えていることを特徴とする装置によって達成される。
【００４１】
「遠隔制御手段」の語は、本発明において、制御信号を本発明による装置に送ることのできるソフトウェア及び／又はハードウェア手段のことを示す。前記ソフトウェア及びハードウェアは、他の宇宙船又は周回する宇宙ステーション、或いは地球上に位置する制御ステーションの一部であってもよい。
【００４２】
上記の特徴により、本発明による装置は、装置が連結される衛星の軌道離脱（デオービット）又は軌道変更（リオービット）を、宇宙衛星及びその耐用年数の状態とは無関係に行うことができる。前記軌道離脱又は軌道変更は、他の宇宙船又は周回する宇宙ステーションから、或いは地球上に位置する制御ステーションから送信する遠隔制御手段によって、遠隔操作されてもよい。本発明による装置に搭載した制御手段は、少数の簡単な工程で、軌道離脱又は軌道変更処理を行う。
【００４３】
本発明による装置と衛星の同時の移動は、本発明による装置が、装置が連結された衛星を、衛星のミッションの終わりに適切に処分できるようにしている。特に、前記処分プロセスは、衛星をその作業軌道から移動させることにより、又は衛星を地球に向けて軌道から外すことにより行われる。必要な制御信号を受信すると、本発明による装置は、装置が連結される衛星によって先に占有されていた軌道の空間をきれいにすることができ、それにより、衛星が、付近を周回している他の衛星又は宇宙船と衝突するのを防ぐことができる。特に、大気圏への再突入処理は、安全で制御された態様で行われ、地球上の人々又は所有物との、或いは付近を周回する他の宇宙物体との激突や衝突による損傷を免れ、衛星が衝突することになる地球の目標とする安全領域を確認する。
【００４４】
推力ベクトルの不整合を軽減する手段は、推進器が点火されると、衛星に属するシステムを使用することなしに、軌道から外す／別の軌道に乗せる軌跡の制御をすることができる。特に、不整合を軽減することにより、本発明による装置を１回だけ点火するだけで、推進器を再点火することなく、本発明による装置及び衛星の軌跡を制御することができる。
【００４５】
本発明による装置は、不整合を軽減する手段に作動的に接続された、衛星の姿勢を検知及び／又は制御するための手段を備えているのが好ましい。不整合を軽減する手段が、前記推力ベクトルの整合を行う推力ベクトルの能動的及び／又は受動的制御のための手段を備えているのが、より好ましい。
【００４６】
このようにして、本発明による装置は、装置が推進している間、衛星の姿勢及び／又は推力ベクトル及び／又は不整合を制御し、衛星が、地球に向けた目標の軌跡に乗って又は計算した新しい軌道に乗って移動できるようにする。特に、前記制御及び整合は、必要な推進剤を最小限にすることができる。
【００４７】
推力ベクトルの能動的及び／又は受動的制御のための手段が、衛星と本発明による装置との間の調節可能及び／又は移動可能な接続部をもたらし、推力ベクトルの整合を行うのが好ましい。このようにして、不整合の制御が、推進手段を必要とせず、推力ベクトルの整合を、簡単に経済的に行うことができる。
【００４８】
衛星の姿勢を検知及び／又は制御するための手段が、搭載した制御手段に作動的に接続されており、推進手段が作動している時に、本発明による装置及び衛星の方向制御を行うのが好ましい。このようにして、本発明による装置が、軌跡を能動的に制御し、本発明による装置が、軌道離脱及び／又は軌道変更作業を安全に少数の工程で達成できるようにしている。
【００４９】
搭載した制御手段に作動的に接続され、点火制御信号を受信し、推進手段の点火を行う安全点火手段を、本発明による装置が備えているのが好ましい。このようにして、安全信号が、本発明による装置によって受信された場合にだけ、本発明による装置の点火が可能であり、そのため、本発明による装置システムにおける自然点火又は不正アクセス侵入を防止する。
【００５０】
搭載した制御手段に作動的に接続された、データを本発明による装置と遠隔制御手段間で送受信するための電気通信手段を、本発明による装置が備え、電気通信手段が、少なくとも制御信号を受信する手段及び／又は少なくともデータを送信する手段を備えているのが好ましい。
【００５１】
搭載した制御手段が、予めプログラムされた制御信号を発信する手段及び／又は制御信号を受信する手段に送る前記制御信号を計算する手段を備えているのが好ましい。このようにして、本発明による装置を、装置自身による点火シーケンスを開始する自律的作動の状態にすることができる。
【００５２】
搭載した制御手段に作動的に接続された、本発明による装置及び／又は衛星の周りに画定された安全帯域内の他の物体を検知する第１のセンサー手段を、本発明による装置が備えているのが好ましい。
【００５３】
搭載した制御手段に作動的に接続された、本発明による装置及び／又は衛星への衝突損傷を検知する第２のセンサー手段を、本発明による装置が備えているのがより好ましい。搭載した制御手段に作動的に接続された、宇宙衛星の故障を検知する第３のセンサー手段を、本発明による装置が備えているのがさらに好ましい。
【００５４】
搭載した制御手段に作動的に接続された、本発明による装置の方向付けを経時的に検知する及び／又は本発明による装置の軌道を検知する及び／又は本発明による装置の空間的位置を検知する第４のセンサー手段を、本発明による装置が備えているのがより好ましい。
【００５５】
本発明による装置が、搭載した制御手段に作動的に接続された、衛星と通信する手段を備え、この通信手段が、衛星の故障を通知する及び／又は本発明による装置のための制御信号を伝達するのが好ましい。
【００５６】
搭載した制御手段に作動的に接続された、本発明による装置自体の状態を監視し、前記状態を遠隔制御手段に送信する手段を、本発明による装置が備えているのがより好ましい。このようにして、本発明による装置には、装置自身の又は装置が連結される人工衛星の作動における何らかの異常を検知することのできる手段及びセンサーが備わっており、このことが、本発明による装置が、もはや大気圏への再突入が不可能な正常に作動しない衛星を処分できるようにしており、好都合である。
【００５７】
耐用年数の間に激しく傷んだ衛星の場合には、本発明による装置は、傷んだ衛星を、パーキング軌道に移動させる又は地球の大気圏へ再突入するよう誘導することができ、それにより、他の衛星との衝突の危険性を大幅に減少させる。
【００５８】
万一、衛星から所定の安全距離の圏内に、（前もって分かっていないことさえある）何らかの他の物体が入ると、近接センサーが、それらとの衝突を防止する。そのため、本発明による装置は、衛星の軌道でのライフサイクルの間、衛星が、偶然他の分かっていない物体と衝突する危険性を取り除くものである。
【００５９】
電力供給手段が、少なくとも再充電可能な電源を備えているのが好ましい。このようにして、衛星の故障又は本発明による装置の電力供給手段の電源の故障の場合でも、本発明による装置は、衛星に対してエネルギー独立性を有している。
【００６０】
連結手段が、衛星と本発明による装置との間の調節可能な連結部をもたらすのが好ましい。連結手段が、推力ベクトルの整合を行うため、衛星と本発明による装置との間の前記調節可能及び／又は移動可能な連結部をもたらす推力ベクトルの能動的及び／又は受動的な制御手段を備えているのがより好ましい。このようにして、移動の間に本発明による装置を制御し整合させるため、補助エンジンを使用することなしに、受動的な制御手段を用いて不整合を行うこともできる。
【００６１】
推進手段が、少なくとも固体推進剤エンジン及び前記固体推進剤エンジン用の少なくとも１個の点火装置を備え、点火の瞬間を受信するため、前記点火装置が搭載した制御手段に作動的に接続されているのが好ましい。推進手段が、１個以上の独立のカートリッジ又は固体推進剤を含む装薬を備えているのがより好ましい。
【００６２】
こうする代わりに、推進手段は、ハイブリッド推進手段又はゲル燃料推進手段を備えてもよい。
【００６３】
上記の目的は、請求項２２に記載の方法によっても達成される。詳細には、上記の目的は、独立の移動／撤去装置を備えた宇宙衛星を、遠隔制御手段又は前記本発明による装置により、その宇宙軌道から撤去する又は宇宙衛星を目標の宇宙軌道へと移動させる方法であって、少なくとも以下の：
前記遠隔制御手段を通じて又は本発明による装置によって、目標の新しい宇宙軌道又は衝突を受ける地球の領域へと向けた目標とする軌跡を、それぞれ計算する工程と、
衛星の現実の軌道に基づいて、目標の新しい軌道又は軌跡を得るため、遠隔制御手段を通じて又は本発明による装置によって、移動／撤去装置を作動させる瞬間を計算する工程と、
前記遠隔制御手段から前記移動／撤去装置に、制御信号を送って又は軌道離脱／軌道変更処理を、本発明による装置により開始して、衛星を計算した新しい軌道又は軌跡へと移動させる工程と、
移動／撤去装置が制御信号を受信すると、計算した瞬間に、前記移動／撤去装置の推進手段に点火する工程とを、
含むことを特徴とする方法によって、達成される。
【００６４】
上記の特徴により、本発明による方法は、連結した自律性のある本発明による装置により、衛星を軌道から外す／別の軌道に乗せる活動の実施を可能にするものである。前記方法は、地球上の安全な衝突領域又は新しい宇宙軌道を「演繹」計算することにより、衛星の簡単で制御された軌道離脱／軌道変更を、可能にするものである。
【００６５】
本方法は、前記遠隔制御手段から、前記移動／撤去装置の制御信号を受信する前記手段へと安全信号を送り、前記制御信号を送る前に、作動状態を有効にして宇宙衛星を前記計算した新しい軌道又は軌跡へと移動させる工程も含むことが好ましい。
【００６６】
このようにして、安全信号が、本発明による装置に送られた場合にのみ、軌道離脱／軌道変更作業を開始することができ、そのため、本発明による装置における自然点火又は不正アクセス侵入を防止している。
【００６７】
本発明のさらに別の特徴及び利点は、非限定的な例が添付図面に示されている好ましい実施の形態の以下の説明から、明らかになろう。
【図面の簡単な説明】
【００６８】
【図１】衛星に用いられる軌道のタイプ及び本発明による装置を採用した軌道から外す方法の概略図である。
【図２】本発明による装置の第１の実施の形態の概略断面図である。
【図３】調節可能な機械的連結手段を備えた本発明による装置の第２の実施の形態の概略断面図である。
【図４】図３の装置の調節可能な機械的連結手段の概略断面図である。
【図５】本発明に係る装置の他の実施の形態による調節可能な機械的接合部分の能動的制御の一態様の概略図である。
【図６】本発明に係る装置の他の実施の形態による調節可能な機械的接合部分の能動的制御の一態様の概略図である。
【図７】本発明に係る装置の他の実施の形態による調節可能な機械的接合部分の能動的制御の一態様の概略図である。
【図８】本発明に係る装置の他の実施の形態による調節可能な機械的接合部分の能動的制御の一態様の概略図である。
【図９】本発明に係る装置の他の実施の形態による調節可能な機械的接合部分の能動的制御の一態様の概略図である。
【図１０】図９の調節可能な機械的接合部分に用いられた細部の概略図である。
【図１１】図１０に示す手段に用いられた弁の概略図であり、この弁は、閉位置にある場合には、あらゆる流体の流出を防止する。
【図１２】図１０に示す手段に用いられた弁の概略図であり、この弁は、開位置にある場合には、流体を側方へ流出させる。
【図１３】推力ベクトルのあらゆる不整合を軽減する手段を備えた本発明による装置のさらに別の実施の形態の概略断面図である。
【図１４】図１３の装置の上から見た概略図である。
【図１５】推力ベクトルのあらゆる不整合を軽減する手段を備えた本発明による装置のさらに別の実施の形態の概略断面図である。
【図１６】本発明による装置の遠隔制御のための、地上のステーションと本発明による装置との間の制御信号及び／又は情報の交換の概略図である。
【図１７】本発明による装置の基本的な作動のための制御のフローチャートを示している。
【図１８】図１７の図説に関する制御の拡張フローチャートを示している。
【図１９】図１８の図説に関する制御の拡張フローチャートを示している。
【図２０】図１９の図説に関する制御の拡張フローチャートを示している。
【図２１】ハイブリッド推進エンジンを示している。
【図２２】ゲル推進剤エンジンを示している。
【発明を実施するための形態】
【００６９】
以下の記述において、本発明による装置を、詳細に説明する。
【００７０】
図１は、地球などの天体１の周りを周回する２基の異なる種類の衛星２０’、２０”と連結する本発明による装置を概略的に示している。詳細には、衛星２０’は、低軌道（ＬＥＯ）２で運用されており、所定の空間的及び時間的な軌道離脱ウィンドウ内で地球表面に向けて軌道から外さなくてはならない。軌道から外す過程の間、装置−衛星システムの位置及び方向付けは、本発明による装置が作動可能なときに、システムの安全で制御された大気圏への再突入を確保しなければならない。第２の衛星２０”は、低軌道ではなく、高軌道（ＭＥＯ又はＧＥＯ）３で運用されている。これは、例えば、電気通信静止衛星又は科学衛星などの付加価値の高い衛星の場合である。この衛星は、地球表面に向けて軌道を外す代わりに、そのミッション軌道よりもさらに離れて位置するパーキング軌道４へ向けて軌道から外され、これは、他の衛星又は宇宙船との衝突を避けるように行われる。
【００７１】
本発明による装置１０の第１の実施の形態を、上記の図２を参照して以下に説明する。
【００７２】
本発明による装置１０は、円筒状の形状で金属材料又は複合材料からなるのが好ましい容器ハウジング１１０を備えている。この目的で用いる金属材料は、アルミニウム又はスチールが好ましいが、他の金属材料も適している。ハウジング１１０は、凸状又は半球状のヘッド部分１１２、円筒状の中央部分１１４、及び凸の形状に形成されていてもよい平坦な終端部分１１６からなる３個の部分からできているのが好ましい。これらの部分は、フライス加工、旋削加工及び／又はしごきスピニングプロセスによって別々に作製した後、好ましくは溶接、例えば円周レーザー溶接又は電子ビーム溶接によって一緒に結合してよい。同様に、３個の部分を、ボルト締めフランジ、ネジ継ぎ手又は接着継ぎ手(adhesive joint)などの機械継ぎ手、或いは何らかの他の結合方法によって一緒に結合することができる。推進手段のための推進装薬が、ハウジング１１０に接着されている場合には、以下に説明するように、中央部分１１４に注入された推進剤が固化し、それにより、ヘッド部分１１２及び終端部分１１６を中央部分１１４に結合させる。種々のセグメントの締まりは、同じ溶接接合により又はエラストマーライニングの助けにより確保されるのが好ましい。そのほか、ヘッド部分及び中央部分は、単一の球状容器（図示せず）の形に形成されていてもよい。複合材料を使用すると、より軽量のハウジング１１０を製造することができるが、これらの材料は、真空条件下及び宇宙空間では、例えば放射線により、一般に耐用年数がより短く、そのため、それらを保護しなければならない。
【００７３】
本発明による装置１０はまた、固体推進剤が収容された１個以上の独立のカートリッジを備えているのが好ましい１個以上の固体推進剤エンジンの形態の推進手段を備えている。これらのエンジンは、少なくとも１個の固体推進剤からなる適切な形状の装薬２１２、少なくとも１個の燃焼室２１４、及び前記固体推進剤のための少なくとも１個の点火装置２１６を備えている。こうした推進手段はまた、燃焼ガスを排出するための、軌道速度ベクトルと反対方向を向くように設置されるのが好ましい少なくとも１個の排気ノズル２１８を備えている。推進手段の上記の構成要素は、ほぼ円筒状の容器に納められており、この容器は、以下でより詳細に説明するように、ライナー層によって他の構成要素から隔てられた推進剤の装薬２１２も収容している。記載の実施の形態では、前記の容器は、本発明による装置自体のハウジング１１０と一致している。そのほか、本発明による装置の推進手段は、１個以上の図２１に示すようなハイブリッド推進手段の形態でもよい。
【００７４】
ハイブリッド推進手段は、固体状とガス状、固体状と液体状又は固体状とゲル状のような異なる状態の推進剤を組み合わせて使用するロケットエンジンを備えている。このエンジンは、固体状の推進剤を収容し点火装置２１６’が備わった隔てられた燃焼室２１４’に連結されていて気体状又は液体状又はゲル状の推進剤を収容したケース２１３’を備えている。ケース２１３’と燃焼室２１４’との間の連結部は、ケース２１３’用のインジェクタ１１２’から燃焼室２１４’への推進剤の流れを制御する１個以上の弁１１１’により形成されている。さらに、このエンジンは、燃焼ガスを排出するための先細末広形状の排気ノズル２１８’を備えており、この排気ノズルは、軌道速度ベクトルと反対方向を向くように設置されて前記高温ガスを推進力に変換するのが好ましい。非固体推進剤のためのケース２１３’は、流動を促進するため加圧してもよい。
【００７５】
固体推進剤エンジンと比較すると、ハイブリッドエンジンは、優れた性能を有し、燃料と酸化剤が別のケースに保管されているのでより安全であり、より多くの回数停止した後に再点火することができ、そのため、推進力を調節することができる。このエンジンを用いると、本発明による装置は、１回以上の軌道操作を行うことにより、推力の不整合又は軌跡誤差を最小限にする。
【００７６】
そのほか、本発明による装置の推進手段は、１個以上の図２２に示すようなゲル状燃料推進手段の形態であってもよい。
【００７７】
ゲル状燃料推進手段は、燃料と酸化剤がゲル化した液体二元推進剤を用いるロケットエンジンを備えている。このエンジンは、ゲル化した燃料を入れる第１のケース２１２”と、ゲル化した酸化剤を入れる第２のケース２１３”とを備えている。図２２に示すように、第２のケース２１３”は、本発明による装置の中央部分に収容されており、第１のケース２１２”は、第２のケース２１３”を包囲している。燃料と酸化剤を、ゲル化した混合物として、一緒に１個のケースに保管することも可能である。エンジンは、ケース２１２”、２１３”のインジェクタ１１２”から燃焼室２１４”へのゲル状推進剤の流れを制御する１個以上の弁１１０”、１１１”により、ケース２１２”、２１３”に連結された隔てられた燃焼室２１４”を備えている。さらに、エンジンは、燃焼ガスを排出するための先細末広形状の排気ノズル２１８”を備えており、この排気ノズルは、軌道速度ベクトルと反対方向を向くように設置されて前記高温ガスを推力に変換するのが好ましい。ゲル状推進剤のためのケース２１２”、２１３”は、流動を促進するため加圧してもよい。
【００７８】
固体推進剤エンジンに対して、ハイブリッドエンジンは、より多くの回数停止した後に再点火することができ、それにより推進力を調節することができる。このエンジンを用いると、本発明による装置は、１回以上の軌道操作を行うことにより、推力の不整合又は軌跡誤差を最小限にする。
【００７９】
本発明による装置は、さらに、搭載された制御手段に作動的に接続された、点火制御信号を受信して推進手段の点火を行う安全点火手段を備えていてもよい。特に、前記点火手段は、点火装置に組み込まれた安全及び点火ユニット（ＳＩＵ）として、推進手段の一部であってもよい。
【００８０】
この実施の形態では、点火装置２１６、さらに安全及び点火ユニットも備えている場合にこれも、後に説明するように、搭載された制御手段と作動的に接続され、点火信号を受信する。点火信号は、送信を確実化するとともに不正侵入と不正アクセスによる点火を防止するよう、暗号化モードであってもよい。点火装置２１６は、適した形状の（好ましくは円筒状の）容器の内側に、エネルギー物質の装薬を収容している。固体燃料推進手段を備えているこの実施の形態では、点火装置の容器は、固体推進剤の主装薬の方向に開口を有している。ここで説明する実施の形態では、点火装置２１６は、推進剤からなる装薬２１２内の円筒状の孔に挿入されている。点火装置２１６が作動可能なときには、この開口は、燃焼生成物を、推進剤の主装薬２１２と接触させ、その結果、推進剤の主装薬を点火させることができる。開口は、円形で通常の金属フォイルにより封止されており点火装置２１６が作動可能になるとすぐに爆発するようになっているのが好ましい。点火装置２１６の内側の装薬は、高温ガスを発生させるためのいろいろな種類の公知の混合物と多数の白熱する金属酸化物の粒子とからなっていてよく、これらは、固体推進剤を押圧するようになると固体推進剤の主装薬２１２を点火することができる。ホウ素―硝酸カリウム（ｂｏｒｏｎ−ｐｏｔａｓｓｉｕｍ  ｎｉｔｒａｔｅ）又は硝酸カリウムの混合物、或いは花火の装薬を、バックアップ装薬として公知の固体推進剤からなる装薬を任意に追加して、一般的に用いることができる。この装薬は、中心孔のある円筒状の推進剤片又は単に円筒状の推進剤片でよく、又はこの装薬は、結果として燃焼の表面積がより大きくなって点火装置の総燃焼時間を短くするように、推進剤の複数の小片からなっていてもよい。点火装置２１６が、花火用混合物のみを入れている場合には、この混合物は、全て点火装置内に収納されている。一方、バックアップ装薬もある場合には、この装薬と花火用混合物は、点火装置２１６の内側で、薄膜により、隔てられた状態で保たれる。この膜は、花火用混合物が点火されると破れ、バックアップ装薬の点火を誘発し、点火装置２１６の開口を覆っているフォイルの破れを引き起こす。これが、点火装置２１６から主装薬としての推進剤２１２に向けて、燃焼生成物を発射する。花火用混合物は、本発明による装置１０の寸法に応じて、粒状又は小さなパステル状のものでよい。点火装置２１６の容器は、主装薬の軸と整合しており、点火装置２１６が作動可能なときに、破裂することがないようになっている。点火装置は、ネジ連結部などの連結部によってハウジング１１０のヘッド部分１１２に連結されているのが好ましく、連結部は、例えば、エラストマーＯ−リングタイプのライニングによって又は接着剤を用いて封止されている。そのほか、上記の説明による点火装置２１６は、装薬２１２の中心の孔に直接挿入されていてもよい。
【００８１】
安全及び点火ユニット（図示せず）は、このユニットが作動的に接続された搭載した制御手段により発生される電気信号によって作動可能にされ、このユニットは、点火装置２１６を作動可能にするのに用いられる。安全及び点火ユニット（ＳＩＵ）は、インラインの高電圧点火装置、オフラインの低電圧点火装置、又はインラインの低電圧点火装置を、備えていてもよい。高電圧のインライン点火装置を備えた安全及び点火ユニット（ＳＩＵ）では、点火のためのインパルスが、点火装置２１６内の花火用装薬に組み込まれた又は花火用装薬の近くに配置された爆発箔起爆装置（ｅｘｐｌｏｄｉｎｇ  ｆｏｉｌ  ｉｎｉｔｉａｔｏｒ）又はスラッパー起爆式雷管（ｓｌａｐｐｅｒ  ｄｅｔｏｎａｔｏｒ）によって、直接点火装置２１６の装薬に伝えられる。これらのメカニズムは、文献上で周知である。オフラインの低電圧点火装置を備えたユニットは、点火装置２１６の花火用混合物と同じか又は類似の少量の花火用混合物に埋め込まれた電気ケーブルからなっている。この混合物は、カプセルに入れられ封止されている。点火装置は、電気的フィルターにより、あらゆる電磁妨害を免れるようになっている。点火装置の電子機器は、爆発箔起爆装置又は低電圧点火装置の状態をテストするための集積試験回路を備えていてもよい。そのほか、オフラインの低電圧点火装置が備えているピストンが動いて、例えば、ストローク端ディスクを壊す又はボタンを押すことにより、回路の状態を変える場合には、意図せざる発火準備の状態を、オフラインの低電圧点火装置により検知してもよい。安全及び点火ユニット（ＳＩＵ）は、１個以上のトランジスタを加えることによって、よりいっそう安全にすることができる。詳細には、搭載した制御手段によって送られた発火準備及び点火信号は、トランジスタが、電気的に接続されていない完全に独立した電子ボードにより発生された別個の信号によって作動可能になった場合にのみ、実際に点火装置２１６の有効構成要素（ａｃｔｉｖｅ  ｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ）（コンデンサー又は爆発箔起爆装置又は低電圧点火装置の荷電）に送られる。
【００８２】
先に述べたように、第１の実施の形態における推進剤からなる装薬２１２（図２に示す）は、ハウジング１１０に取り付けられているのが好ましい。そうでなければ、推進手段は、固体推進剤が入った１個以上の独立のカートリッジを備えている。前記別々のカートリッジは、やはりハウジング１１０に取り付けられているのが好ましい。前記推進剤装薬２１２は、２つのインパルスを与えるよう、膜によって二つの隔てられたセグメントに分けられていてもよい。したがって、第１の装薬によって発生されたガスは、直接、排気ノズル２１８を通って放出され、一方、第２の装薬によって発生されたガスは、ダクト（図示せず）を通って排気ノズル２１８に達する。このダクトは、シリカで強化されたフェノール樹脂などの除去することのできる材料の層で保護されている。２つの装薬の燃焼分量（ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ  ｖｏｌｕｍｅ）は、それらが同時に点火するのを防止する膜によって隔てられている。したがって、第２の装薬は、さらに別の点火装置（図示せず）によって点火される。固体推進剤の配合及び粒の形状は、推進剤が利用可能な容積を満たし特定のインパルスを最大にするが、同時に圧力にほとんど影響されないことを保証する特徴を有していなくてはならない。特に、装薬の形状と用いる推進剤の配合は、必要な信頼性の要求を満たしながら、その性能を最大限にし、その質量及び体積を最小限にしなければならない。固体推進剤装薬２１２は、点火の直後に推進剤の大部分を消費し、その後はできるだけ少なく消費するという逆行的な燃焼特性を有していてもよい。燃焼の速度は、後に説明する衛星２０’、２０”及び本発明による装置１０と衛星２０’、２０”との間の機械的結合部分の構造的要件に由来する最大推力要求に依存し、できるだけ早くなければならない。装薬が、カートリッジに挿入されている場合には、推進剤は、ゴム製の容器に注ぎ込まれ、この容器がハウジング１１０に取り付けられる。推進剤が、ハウジング１１０に直接注ぎ込まれる場合には、図２の第１の実施の形態に関して説明したように、推進剤の装薬２１２は、ライナー層、すなわち、推進剤２１２のものと同じ結合剤から製造することができカーボンブラックなどの充填剤を含むエラストマーの層によって、ハウジング１１０に取り付けられる。ライナーは、過剰の網状化剤及びカップリング剤により、推進剤装薬２１２に接着されている。推進剤装薬２１２の長さの直径に対する比率は、本発明による装置１０の全体の長さを最小限にするため、通常非常に小さい。
【００８３】
燃焼生成物は、先に説明したように、必要な推力を得るため、ハウジング１１０の一体部分である排気ノズル２１８を通って放出される。図２に例示されている第１の実施の形態では、排気ノズルは、先細末広形状を有し、排気ノズルが取り付けられるハウジング１１０を製造するのに用いる材料に応じて、金属又はセラミック材料でできている。排気ノズル２１８は、本発明による装置１０の寸法を減らすため、少なくとも部分的にハウジング１１０に埋め込まれていてもよい。金属材料（例えば、アルミニウム、スチールなど）からなるノズルは、シリカで強化されたフェノール樹脂又は他の既に公知の組成物などの除去することのできる材料の適した層により、燃焼プロセスにより生じた高温のガスから保護されていてもよい。そのような保護は、燃焼時間が限られている場合には、なくてもよい。セラミックノズルは、モノリシックセラミック材料或いは長い又は短い繊維を含む複合材料で強化されたセラミック材料から製造することができる。セラミックノズルは、「炭素−炭素」（炭素系マトリックス中に炭素繊維がある）セラミック材料又は「Ｃ−ＳｉＣ」（炭化珪素マトリックス中に炭素繊維がある）セラミック材料からなるのが好ましく、或いは「Ｃ−Ｃ／ＳｉＣ」（炭素−炭素／炭化珪素）セラミック材料からなっていても好ましい。排気ノズル２１８の通路の直径は、強い推力を生じさせ、多量のガス流を放出するのに十分に広くすることにより、総燃焼時間を最小限にする。第１の実施の形態では、排気ノズル２１８は、ボルト２１８’、２１８”によりハウジング１１０の終端部分１１６に取り付けられている。そのほか、排気ノズル２１８は、推進手段のハウジング１１０に、ネジ止めされた又は何らかの方法で取り付けられた専用容器内に配置されていてもよい。又は、排気ノズルは、ハウジング１１０に直接取り付けられていてもよく、排気ノズル２１８の形状と一体化されたフランジにより据え付けられていてもよい。前記の実施の形態では、先細末広の排気ノズル２１８は、燃焼室としての役目を果たすハウジング１１０に連結されている。
【００８４】
排気ノズル２１８には、ノズルを覆う膜であって、固体推進剤装薬２１２を外部環境から隔てる耐環境シール（図示せず）も備わっている。これは、湿気による又は推進剤の可塑剤などの揮発性物質類の何らかの損失による、製造場所から打ち上げ場所への移行における固体推進剤のあらゆる汚染を回避する。膜は、金属又はプラスチックからなっていてネジを有する金属リングに溶接され又は金属リングに接着されているのが好ましい。リングは、Ｏ−リングなどのエラストマーライニングによって封止されているか或いは排気ノズル２１８に溶接又は接着されている。封止要素は、外部環境と本発明による装置１０の内側の間で熱エネルギーが過剰に伝達するのを防止するよう、熱保護層を有している。膜は、本発明による装置１０が点火されたときに開裂することができるよう、十字形の模様が刻まれているのが好ましい。これが、膜が４個の等しい大きさの部分に開裂するが、それにもかかわらず、膜が、リングと、したがって排気ノズル２１８と結合したままであることを可能にし、それにより、余分な宇宙ゴミで宇宙空間をさらに汚染するのを回避することができる。そのほか、膜は、リング周囲近傍で弱くなっており、鎖又はワイヤーによって排気ノズル２１８の外側部分に取り付けられていてもよい。どちらの場合にも、耐環境シールの一部が、宇宙空間に放出される恐れがなくなり又は最小限になり、それにより、さらなる軌道の汚染を防止する。
【００８５】
推進手段は、本発明による装置１０のために作動して好ましくは電磁妨害又は宇宙に存在する放射線に影響されないように設計された電子制御装置を備えた搭載された制御手段（図示せず）に、作動的に接続されている。本明細書に記載の実施の形態では、搭載した制御手段は、具体的には、マイクロコントローラが備わった電子ボードと、本発明による装置１０が作動的に接続された、別の手段との接続のための電子的及び／又は電気的インターフェースからなっている。詳細には、搭載した制御手段は、本発明による装置１０の前記手段に指示を送り、前記手段から情報を受ける。これらの搭載した制御手段はまた、本発明による装置１０が、軌道から外す／別の軌道に乗せる衛星２０’、２０”から独立であることを可能にしている。本実施の形態の搭載した制御手段の他の機能は、地球上のステーションにある又は他の宇宙船に搭載した受信−送信装置と交信する制御／信号を取り扱い、処理することである。推進手段と連携しているので、搭載した制御手段は、本発明による装置１０の発火準備と点火を行い、このようにして、安全及び点火ユニット（ＳＩＵ）を、その結果、推進手段も、さらに具体的には、点火装置２１６を、作動させることができる。
【００８６】
搭載した制御手段のさらに別の目的は、以下に詳細に説明するように、本発明による装置１０の作動の状態及び／又は衛星２０’、２０”の作動の状態に関するデータを、適当なセンサーによって前記データを記録した電気通信ユニットにより、地球又は他の宇宙船、又は本発明による装置１０が連結された衛星２０’、２０”に送ることである。
【００８７】
制御信号を受信する手段（図示せず）は、１個以上の低利得又は高利得アンテナ並びに、アンテナと、アンテナが作動的に接続された搭載した制御手段との間の電気的及び／又は電子的インターフェースを備えている。制御信号を受信するこれらの手段は、搭載した制御手段と作動的に接続された電気通信手段（図示せず）の一部であるのが好ましい。特に、前記の実施の形態では、電気通信手段は、信号を送るための少なくとも１個の送信アンテナを含むデータを送信するためのさらに別の手段及びそれらの信号を受けるための適当な装置も備えている。その結果として行われる通信は、適当な通信帯域幅を用いて、地球上の受信ステーションと、又は宇宙空間内に位置する他の宇宙船と、直接交信されるのが好ましい。この通信は、以下に説明するように、本発明による装置１０の状態及び／又は連結する衛星２０’、２０”の状態を確認できるようにするものである。この通信チャンネルは、例えば、本発明による装置の有効な発火準備又は点火と関連する確認信号を送ることも可能にする。電気通信手段へ及び電気通信手段から送られる信号は、地球からのものであれ又は宇宙空間からのものであれ、それらの量と容量（ｍａｓｓ  ａｎｄ  ｖｏｌｕｍｅ）を最小限にするようになっている伝送特性を有している。電気通信手段は、電磁妨害及び宇宙空間に存在する放射線に影響されないようにもなっている。
【００８８】
本発明による装置１０のための電力供給手段（図示せず）は、必要なときに本発明による装置１０を点火するのに十分な電力を供給するよう、互いに接続された１個以上の再充電のできる又は再充電のできない一次電池を備えているのが好ましい。供給された電力は、本発明による装置の耐用年数に亘って、本発明による装置１０の他の構成部品も作動可能に維持することができなければならない。電池が、再充電のできる種類のものである場合、それらの電池は、電池と本発明による装置１０が連結された衛星２０’、２０”との間に両者の電気的な接続があれば、衛星２０’、２０”により直接再充電することができる。好ましい実施の形態では、これらの電池は、宇宙空間での作業に適した何らかの発電の形態、例えば光起電技術、を用いて再充電することができる。それらの電池は、惑星の磁場、又は例えば本発明による装置１０の２つの部位の間（例えば、太陽光に曝された部位と影になっている部位との間）の温度差に応じた環境発電装置を利用することによっても、再充電することができる。こうした電力供給手段はまた、電磁妨害及び宇宙空間に存在する放射線の影響を受けないようになっている。電力供給手段は、それらが電力供給も行う搭載した制御手段と作動的に接続され、この制御手段によって制御される。
【００８９】
機械的連結手段３１０により、衛星２０’、２０”が打ち上げられる前に、本発明による装置１０を、衛星２０’、２０”に連結する。この実施の形態では、衛星への前記連結は、機械的な連結プラットフォームを用いて行われる。この機械的な連結は、打ち上げの前、すなわち、衛星が稼働する前に完了する。そのため、機械的連結手段３１０は、装置−衛星システムを軌道から外す／別の軌道に乗せる目的で本発明による装置が作動されたときに、衛星２０’、２０”と本発明による装置１０を同時に移動させることができる。
【００９０】
図２に示す第１の実施の形態では、機械的連結手段３１０は、本発明による装置１０のヘッド部分１１２に関して中央に位置付けた、本発明による装置１０と衛星２０’、２０”との間の単一の固定ジョイントを備えている。
【００９１】
本発明による装置１０には、熱保護手段も備わっている。記載の実施の形態では、この手段はまた、本発明による装置１０の最も重要な構成部品における温度の変化を制限し低い温度勾配を確保する受動的断熱要素を備えている。高温は、例えば、推進剤及びライニングの化学的老化を、加速させるからである。一方、低温熱サイクルは、推進剤に応力と歪みをもたらし、推進剤が占有する容積に、及びその結果、推進剤の性能にも、悪影響を与える。そのため、推進剤の装薬が軌道に到達できる最低温度を限定することは、推進剤の性能の向上につながる。推進剤に関して、最低許容温度は、そのガラス転移温度とほぼ一致する（ヒドロキシを末端基とするポリブタジエン（ＨＴＰＢ）推進剤に関しては、最低温度は、冷却の速度によるが、−６０℃又は−８０℃より下まで下がってはならない）。最高許容温度は、推進剤があまりにも早く化学的に劣化し始める温度又は点火すら始まる温度である（最高温度は、７０℃又は８０℃を越えてはならない）。やはり断熱が必要な構成部品は、電子ユニット及び電力供給手段を備えた要素である。断熱システムは、多層断熱体（ＭＬＩ）、すなわち、金属フォイル、特殊なカラー塗料、或いは他の受動的又は能動的システムの内側に収容された複数の断熱材料の層からなっているのが好ましい。受動的断熱は、後に説明するように、推進剤装薬及び小さな補助の再利用のできないロケットにおける一定の温度を確保するのに基本的なものである。さらにより好ましくは、断熱は、高熱伝導材料の層を、幾つかの断熱層の下に挿入することにより行うことができる。本実施の形態では、本発明による装置１０の電子機器及びその電力供給手段における温度差が、受動的断熱によっては十分に制御されない場合に、これらの構成部品を保護するのに、さらに能動的断熱を使用するのが好ましい。その他、受動システムが、本発明による装置１０の構成部品の熱保護に不必要になると、斯かる能動的システムを単独で用いることも可能である。加えて、衛星２０’、２０”が熱保護要素を備えていると、本発明による装置と協働して相乗効果を発揮して本発明による装置において温度変化を抑制することができるようになる。
【００９２】
本発明による装置１０を衛星２０’、２０”に組み付ける間に、装置−衛星システムの重心を通る慣性の主軸に対する推力ベクトルの整合に小さなエラーが生じることがある。システムの重心も、（例えば、衛星２０’、２０”における故障に起因して）衛星２０’、２０”の耐用年数中に制御不能に変化して、本発明による装置１０の効率的な作業にとって、過大な推力ベクトルの整合エラーを引き起こすことがある。この状況を防止するため、本発明による装置は、搭載した制御手段に作動的に接続された推力ベクトルの不整合を軽減する手段を備えている。詳細には、さらに別の実施の形態で以下に述べるように、前記の不整合を軽減する手段は、推力ベクトルの整合を行う推力ベクトルの能動的及び／又は受動的制御のための手段を備えていてもよい。
【００９３】
本発明による装置は、連結された衛星の姿勢を検知及び／又は制御するための手段をさらに備えていてもよく、この手段は不整合を軽減する手段と作動的に接続されている。さらに、前記の衛星の姿勢を検知及び／又は制御するための手段は、搭載した制御手段と作動的に接続され、推進手段が作動されているときに、本発明による装置及び衛星の方向制御を行う。
【００９４】
推力ベクトルの能動的及び／又は受動的制御のための手段は、衛星と本発明による装置との間の調節可能及び／又は移動可能な連結部をもたらし、以下に説明する実施の形態に使用されている。この実施の形態では、受動的又は能動的に調節可能な機械的インターフェースが、推力ベクトルの整合を行う。
【００９５】
図３に示す第２の実施の形態では、本発明による装置２０は、第１の実施の形態に関して先に説明した通りであるが、衛星２０’、２０”との機械的連結のための調節可能な手段３２０も備えている。機械的連結手段３２０は、衛星２０’、２０”と本発明による装置２０との間の調節可能及び／又は移動可能な連結部をもたらす。このことは、システムの組み立て及び／又は受動的制御の間、推力の方向を衛星２０’、２０”の重心の方向と整合させるため、場合により前記整合が完了した際の固定作用のため、本発明による装置２０の方向付けの調節を可能にする。
【００９６】
図３に示す本発明による装置２０の実施の形態として説明した調節可能な機械的連結手段３２０は、図４により詳細に例示されている。機械的連結手段は、本発明による装置２０と接触する第１の部分３２２及び衛星２０’、２０”と接触する第２の部分３２４を備えた受動的で調節可能な機械的連結手段を用いて得られる。調節可能な機械的連結手段３２０は、球状の接合部も備えており、球状接合部においては、一方の側に半球状の凹部を有し、他の側に（第１の部分と接触した）固定された平坦な連結手段を有する２個のフランジ３２６’、３２６”が、中空の球体３２５を収容している。そのため、本発明による装置２０は、球体３２５に対する第１の部分３２２の相対運動により、衛星２０’、２０”の中心軸に対して回転することができる。球状の接合部がフランジ３２６’、３２６”に据えられた後、この球状の接合部を回転させることにより、精密な調節ができる。推力ベクトルのエラーをゼロまで減らすため、推進手段におけるノズル２２８の軸が、装置−衛星システムの重心を通過するまで、本発明による装置を回転させることができる。次いで、接合部は、適した数のボルト３２８’、３２８”により、所要の位置に固定される。球体３２５が、ボルト３２８’、３２８”よりも柔らかい材料でできている場合には、ボルトは、それらが球体を穿孔するまで所定の位置にねじ込まれ、それにより、球体を所定の位置に固定する。さもなければ、十分な数のボルト又は大きな植え込みボルトを入れ込むこと（ｆｉｔｔｉｎｇ）が、例えば摩擦により、球体３２５の回転を妨げる。代わりの解決策は、非磁性材料の空所に挿入された磁性材料の球体を用いることである。磁性のポールを、それらが球体の十分に近付くまでねじ込むと、磁力が、球体の回転を防止することができる。ボルト又はネジの緩みを回避するためには、選択された材料は、衛星が打ち上げられるとき又は軌道に乗っているときに生じる温度差の結果として、歪みやすくてはならない。ネジはまた、ねじ山を固定する接着剤を用いて固定されているのが好ましい。
【００９７】
他の実施の形態としては、フレキシブル・ジョイントによってハウジング１１０に連結された排気ノズル２１８を含んでいる。この解決策は、静止軌道で活動している衛星などの特別な用途に役立つものである。この解決策を採用すると、（後に説明する）機械的連結手段が調節可能な場合、連結手段を、簡易化することができ、組み立て段階の間の衛星が打ち上げられる前だけしか調節が必要ではない。フレキシブル・ジョイントを用いる連結解決策を採用すると、後により詳細に説明するような、推力ベクトルの不整合を軽減するためのシステムを採用する必要がなくなる。
【００９８】
しかしながら、調節可能な連結手段による推力ベクトルの整合の能動的制御は、本発明の可能性を十分に利用する最善の方法である場合もある。この能動的システムは、衛星２０’、２０”の重心が衛星のミッションの間に変化し、（例えば、衛星２０’、２０”の故障に起因して）本発明による装置１０を作動可能にする前に、予め衛星の位置を計算することができない場合に、特に有効である。能動的な整合制御は、同様に、慣性モーメント、ピッチング及びヨーイングが比較的少ない小さな衛星２０’、２０”が、推力の不整合を軽減するシステム（以下に説明する）を有しておらず、本発明による装置１０が、必要なインパルスを生じさせるのに比較的長時間かかる場合にも有効である。推進力の方向を調節するための能動的な方法、及び関連する能動的な機械的連結手段は、第２の部分３２４とフランジ３２６’、３２６”との間に位置する油圧ピストン、電動ピストン又は気体式ピストンを用いることができる。調節は、ピストンの位置に依存し、慣性プラットフォーム及び標準的な比例制御システムを用いて、容易に制御することができる。１本の軸を制御するのに１個のピストンが、２本の軸には２個のピストンが、以下同様に、必要である。すなわち、制御する軸が多くなると、ピストンの数が増える。
【００９９】
調節可能な機械的連結手段３３０用の制御手段の変更形態が、図５にさらに別の実施の形態として示されている。ピッチング軸などの軸の周りの回転角度に対する位置は、主蝶番３３４に対して偏心するようになっている蝶番で連結された一対のシリンダー３３２’、３３２”によって制御される。第２の軸３３６を制御するための主蝶番がロックされ、シリンダー３３２’、３３２”が作動されると、これが、可動の連結手段３３０の第２の部分３２４の、したがって第２の部分に連結された衛星２０’、２０”の回転３３５を生じさせる。これが、第１の軸、例えばピッチング軸の周りの本発明による装置と衛星の共通の回転を可能にする。（例えば、穴の内側の棒からなる）継ぎ手内の蝶番３３７が、あらゆる曲げモーメントを防止する。例えば、他の軸（例えば、ヨーイング軸）に対する回転角度の位置の制御手段は、既に説明したものと同じであり、ピッチング制御手段の下又は上に位置し９０°回転させた同じ機構により作動される。可動の機械的連結手段のよりコンパクトな変更形態（図示せず）を、十字形の要素を用いて作ることができる。この要素は、互いに別々の２本の棒であってそれらの中央で円筒状の要素によって結合されている２本の棒を備えている。この円筒状の要素は、圧延してもよく又は旋削加工した円筒状の棒からなっていてもよく、これらの棒は次いでネジ止め、溶接又は接着して一緒にされる。上の棒は、衛星に面するフランジを回転させることができ、一方、下の棒は、本発明による装置に接触したフランジを回転させることができる。
【０１００】
能動的に制御することのできる調節可能な機械的連結手段３４０’、３４０”について他の異なる実施の形態が、図６及び図７に例示されている。ピッチング又はローリング或いはその両方に関する位置制御が、衛星２０’、２０”に接触した第２の部分３４４’、３４４”と列をなして設置された上部に球状の継ぎ手を有する２個のシリンダー３４１、３４１’、３４２、３４２’によって行われる。特に、この部分は、図６の実施の形態ではドーム形状、図７の実施の形態では平坦な形状を有するように示されているが、この部分は、他のいかなる形状のものでもよい。この実施の形態では、第２の部分３４４’、３４４”は、衛星２０、２０’又は本発明による装置のどちらにも連結することができる。前記第２の部分３４４’、３４４”の中央には、球状の継ぎ手３４６、３４６’があり、この継ぎ手は、回転することができて軸方向に移動させる必要がない。また、上記の２個のシリンダー３４１、３４１’、３４２、３４２’と球状の継ぎ手３４６、３４６’とは、第２の部分３４４、３４４’の表面上で、互いに対して約１２０°の角度で配置されている。シリンダー３４１、３４１’、３４２、３４２’のうちの一方が動かされると、第２の部分３４４、３４４’の表面は、もう一方のシリンダーと球状の継ぎ手３４６、３４６’とを結ぶ軸に対して偏向する。そのため、２個のシリンダー３４１、３４１’、３４２、３４２’のピストンを制御することで、推力ベクトルのあらゆる必要な回転が可能である。これらのピストンは、電気的に、油圧で、又は空気圧で制御することができる。
【０１０１】
能動的に制御することのできる調節可能な機械的連結手段３５０についての他の実施の形態が、図８に例示されている。この実施の形態は、図６及び図７に関して既に説明した実施の形態のように、２個のシリンダー３５２、３５２’を備えているが、それらは、先のシリンダーとは異なる設計になっている。調節可能な機械的連結手段３５０のベース部分３５１は、衛星２０’、２０”又は本発明による装置の何れかに連結させることができる。調節可能な機械的連結手段は、電気的に、油圧で又は空気圧で制御することのできる第１のピストン３５３、３５３’を有する第１のシリンダー３５２、３５２’を備えている。ピストン３５３、３５３’は、それ自身の軸の回りに回転することができ、蝶番３５４、３５４’により調節可能な機械的連結手段３５０に固定されている。第２のピストン３５５、３５５’が、ヒンジ３５４、３５４’に連結されているので、第２のピストンは、シリンダー３５２、３５２’に対して、したがって第１のピストン３５３、３５３’に対しても回転することができる。ヒンジ３５４、３５４’と反対側の部分で、前記第２のピストン３５５、３５５’は、ベース部分３５１に直接連結された第２のシリンダー３５６、３５６’に直接連結されており、やはり電気的に、油圧で又は空気圧で制御することができる。そのため、ベース部分３５１は、ピストン３５５、３５５’の軸に対して回転することができる（回転の軸は図示せず）。一方の又は両方の第１のシリンダー３５２、３５２’を作動させると、ベース部分３５１を、あらゆる所要の方向に方向付けすることができる。ベース部分３５１は、中央に位置する球状の継ぎ手３５７も備えている。
【０１０２】
図９の実施の形態に示すように、３個又は４個のベローズ式のピストンを使用することにより、同様の方向制御を行うことができる。この図には、ピストン３６２、３６２’、３６２”が、電気的に、油圧で又は空気圧で制御され、例えば圧力蛇口（図示せず）により、好ましくは本発明による装置のエンジンにより直接制御される、能動的に制御することのできる調節可能な機械的連結手段３６０を示している。各ピストン３６２、３６２’、３６２”は、三方弁（図示せず）によってエンジンに連結されており、三方弁は、１方向が本発明による装置のエンジンに連結され、もう１つの方向が制御するピストン３６２、３６２’、３６２”と連絡しており、３番目の方向が通常は閉じている側方の通気孔である。エンジンのスイッチを入れると、ピストン３６２、３６２’、３６２”は、圧力下に入り弁を閉じる。衛星２０’、２０”に対する本発明による装置の方向を調節して推力ベクトルを所要の方向に方向付けするため、１個以上のピストン３６２、３６２’、３６２”の第３の弁が、所定の時間開き、少量のガスを排出し、その結果ピストン内の圧力を下げる。これが、ピストン３６２、３６２’、３６２”が引き下がれるようにし、その結果、本発明による装置が回転できるようにする。図９に示すように、３個のピストン３６２、３６２’、３６２”は、空気圧式のものであり、ベース部分３６１に連結されており、ベース部分は、本発明のよる装置と、又は衛星２０’、２０”と、接触することができる。ピストン３６２、３６２’、３６２”は、ベース部分の縁近くに配置されていてもよく、他のどのような配置になっていてもよい。インターフェースとなるベース部分３６１への連結は、ピストン３６２、３６２’、３６２”の軸とプラットフォームとの間の相対的な回転を可能にする球状の継ぎ手３６３によって行われる。図１０に示すように、ピストン３６２、３６２’、３６２”は、圧力下のガスによって制御され、ピストンがバネのように挙動して図１０に示す両側矢印の方向Δの方向に伸びられるようにする可撓性導管３６５’、３６５”を有している。こうした可撓性導管３６５’、３６５”は、文献上で周知である。本実施の形態では、可撓性導管は、別個のガス発生装置により又は本発明による装置の推進手段により直接充填される。充填されると、コンジット３６５’、３６５”は、圧力の影響下に伸びる。衛星の相対位置と本発明による装置の相対的位置を制御するには、バイパス弁３６８（図１１及び図１２に示す）を利用してピストン３６２、３６２’、３６２”のうちの１個から少しの圧力を抜くだけでよい。ガスは、側方のインパルスをなくすよう、互いに９０°の角度で配置された４個の排気口３６６、３６６’、３６６”を通って側方に排出することができる。そのほか、ガスは、推進手段の推力方向に、長手方向に排出し、それにより、同時に推進手段の性能を高めてもよい。この制御された排気は、図１１及び図１２に示すように、３個のバイパス弁３６８のうちの１個を通じて行われる。排気ダクトは、通常は閉じており（図１１）、一方、ガス源と可撓性のコンジットとの間のダクトは、通常は開いている（図１１）。弁３６８は、可撓性導管３６５’、３６５”を��ース部分３６１に連結するチューブ３６９に挿入されたピストン３６７を備えている。ピストン３６２、３６２’、３６２”のストロークは、２個の制止要素３７０’、３７０”により制限されている。ガス発生装置（ここに記載の実施の形態における本発明による装置のエンジンの燃焼室と同じであるが、そのほか、外部のガス発生装置であってもよい）は、通常は可撓性の導管３６５’、３６５”と連結されている。側方の排気ダクトの周りのゴム製封止要素３７１、３７１’、３７１”、３７２、３７２’、３７２”は、ガス漏れを防止する。制御されたガスの放出が必要な場合には、ガス発生装置と可撓製の導管３６５’、３６５”との間の主チューブが、電磁弁などの弁（図示せず）によって閉じられる（図１２）。すると、ピストン３６７は、電磁的に又は油圧で制御され、制止要素３７０”で示される下限停止要素に向かって動き始め、それにより、ガス排気孔３７３を開く。これは、ガスを可撓性のコンジット３６５’、３６５”から放出し宇宙空間に消散させることを可能にするものである。この種の能動的な方向制御は、周知の比例微分制御システムにおけるような、フィードバック制御を実施することのできる電子「データ記録及び処理」システムを要することがある。用いるセンサーは、推力ベクトルを制御する２本の軸の周りの角加速度を記録するための加速度計であるのが好ましい。前記の電子構成部品、例えばセンサー及び制御システムは、以下に説明する姿勢検知及び搭載した制御手段と同じ及び／又は慣性プラットフォームの一部であってもよい。これらの電子構成部品は、本発明による装置のための搭載した制御手段と作動的に接続されており、本発明による装置により行われる軌道離脱の間、装置−衛星システムの最終的な位置決めにおけるより高い精度を得ることを可能にする。これらの手段はまた、本発明による装置の推進手段が機能しているときに、何らかの推力ベクトルの不整合に起因する損失を減らすことができる。
【０１０３】
さらに別の実施の形態では、本発明による装置が連結される衛星２０’、２０”に対する本発明による装置の位置が、打ち上げ前に固定され、衛星２０’、２０”を軌道から外さなければならない又はパーキング軌道に乗せなければならないことが決定される時までに、推力ベクトルの不整合に起因する有用なインパルスの損失が過大になっている場合には、推力ベクトルの不整合を軽減するための手段が用いられる。これらの損失は、配置可能な太陽電池などの動いている部品の場合、又は推進剤の消費が衛星の質量を変えるのに十分な場合のように、一定の又は可変の重心を得ることの実行可能性に依存するとともに、衛星２０’、２０”の大きさ及び平均密度にも依存する。推力ベクトルの不整合に起因する損失は、既に説明したように、本発明による装置が、非常に短い燃焼時間、固体推進剤の高い燃焼速度、及び大きな直径のノズルのネックを有するように、演繹的に本発明による装置を設計することにより減少する。軽減手段は、例えば、小さな補助ロケットの助けを借りて、又は本発明による装置の後部のノズルに対して偏心して配置された類似の小さな再利用のできない補助ロケットを用いて、ローリング軸の回りの回転を安定化させることができる。点火すると、これらのロケットは、それらの位置により、ピッチング又はヨーイング軸に沿うトルクを発生させる。
【０１０４】
図１３及び図１４は、推力ベクトルの不整合を軽減するための手段が備わった本発明による装置４０の実施の形態を例示している。この実施の形態は、本発明による装置４０の安全及び点火ユニット（ＳＩＵ：図示せず）によって作動可能にされる２機の小さい再利用のできない補助ロケット４１０’、４１０’を利用して達成することのできるローリング軸の回りの回転を用いて衛星を安定化することにより、推力ベクトルの不整合を軽減する。ロケット４１０’、４１０”は、サイズが小さく、それらが作動可能なときに、それらは、ロケットの燃焼時間及び推進能力に依存する回転速度でローリング軸の回りの運動を生じさせる。ロケット４１０’、４１０”は、ケーブル又は本発明による装置４０の安全及び点火ユニット（ＳＩＵ）によって送信される電波信号を用いて、本発明による装置４０が点火される前に作動可能になっているのが好ましい。前記ロケット４１０’、４１０”のノズル４１１’、４１１”は、衛星２０’、２０”のローリング軸の周りにかかるトルクを発生させるため、飛行の方向に対して９０°の角度で配置されている。それらのロケットが点火されると、ロケットは、本発明による装置４０を、その結果衛星２０’、２０”も、ローリング軸の回りに回転させるトルクを生じさせる。すると、本発明による装置４０が点火される。衛星２０’、２０”の回転は、飛行の方向と垂直な推力成分が、歳差運動を誘発するので、推力の不整合の影響を緩和する。歳差周期が、本発明による装置４０を軌道から外す総作業時間よりも長いと、軽減の正味の効果は少ない。回転により誘発された回転モーメントがかなりである場合、すなわち、ロケット４１０’、４１０”によって誘発された角速度が十分に高い場合には、推力の不整合の角度誤差は、許容可能なレベル内に維持される。
【０１０５】
推力ベクトルの不整合を軽減する手段の他の実施の形態が、図１５に例示されている。本発明による装置５０には、先に説明したロケット４１０’、４１０”と類似の小さな再使用できない補助のロケット５１０’が備わっている。加えて、ロケット５１０’、５１０”と類似の、本発明による装置５０のノズル５１８に対して偏心して配置された、すなわちノズルの後ろ側に配置されたロケット５１２、５１２’、５１２”も備わっている。これらのロケット５１２、５１２’、５１２”が点火されると、それらのロケットは、それらの位置に依存して、ヨーイングトルク又はピッチングトルクを発生させる。
【０１０６】
図１３、１４及び１５に関して説明したロケットは、固体推進剤装薬の型式のものである。詳細には、それらは、再使用できない固体推進剤を燃料とする単一インパルス型のものである。それらは、数がより多くてもよく、各軸に関して対になって配置されているのが好ましい。既に説明した補助ロケット４１０’、４１０”、５１０’、５１０”、５１２、５１２’、５１２”は、製造するのが簡単で寸法が限られたものであり、それらは、本発明による装置４０、５０のための搭載した制御手段の直接の制御下に作動させることができる。本発明による装置４０、５０のノズル４１８、５１８の軸から遠く離れて配置されているので、それらは低レベルの推力を生じさせる。それにもかかわらず、この推力は、推力の不整合により生じたトルクよりも大きなピッチング軸及びヨーイング軸の回りのトルクを発生させる。補助ロケット４１０’、４１０”、５１０’、５１０”、５１２、５１２’、５１２”は、本発明による装置４０、５０の外壁に取り付けることができる或いは棒又は梁（図示せず）を用いてノズル４１８、５１８からさらに離れるように移動させることができる。本発明による装置４０、５０が、（以下に説明するような加速度を検知する機器により）ピッチング軸又はヨーイング軸の回りの角加速度を確認すると、対応する補助ロケットが点火されて、反対方向の推力を生じさせる。このシステムは、補助ロケットが、「釣り合わせ」効果を有し、不整合に起因する角加速度及び最大の潜在的ロケット点火の遅れを考慮に入れた遅れで点火されるように設計されている。その結果発生した推力は、推力ベクトルの方向を、はじめに要求された位置に戻すのに十分な加速度を誘発させる。本発明による装置４０、５０の総作業時間は非常に限られているので、再使用のできない補助の釣り合わせロケットの作業時間と推力は、過剰な反応を回避するよう計算されている。万一エラーが生じた場合には、さらなる反推力を生じさせるため、修正に用いられた補助ロケットの反対側の補助ロケットを点火することができる。このようにして、推力ベクトルの不整合の修正を、どちらも、安定させる回転を得るためにハウジングと接触して、釣り合わせる目的で又は２つの解決策のうちの１つだけを採用するようにノズルの近傍に、配置された補助ロケットを用いて行うことができる。
【０１０７】
さらに別の実施の形態（図示せず）では、「独立型」になった、本発明による装置が、地球上のステーション又は宇宙空間内の他のステーションからの何らの援助なしに、支援を受けていない発火準備信号及び点火信号を発生させる。この実施の形態は、先に説明した実施の形態のうちの１つから始めて及び／又はそれらの部分を用いて行うことができる。しかしながら、この実施の形態は、本発明による装置に搭載した制御手段の機能が異なる点で相違している。制御信号を受信する手段が、点火信号を受信せず、これらの点火信号は、所定の瞬間に又は所定の条件で、本発明による装置により独立に発生されるからである。
【０１０８】
本発明による装置は、衛星２０’、２０”からは独立して機能し、信号を受ける手段の目的は、本発明による装置の発火準備及び／又は点火に関連する信号を、地球上のステーション又は他の宇宙船から受信することではなく、以下に詳細に述べるように、単に、本発明による装置の独立の作動シーケンスを停止する目的で、信号を受信することである。点火処理を中断してそれに続く遠隔制御を可能にする目的で、制御信号を受信する前記手段が、外部の送信機からの信号を受信することができるように準備することができる。この実施の形態では、搭載した制御手段が、予めプログラムされた及び／又は搭載した制御手段により計算された制御信号を発信し、制御信号を受信するための手段にそれらの信号を送信する手段を備えている。後者の手段は、推進手段とも連携しており、そのため、本発明による装置１０の発火準備及び点火を行い、したがって点火装置を独立にすることができる。
【０１０９】
制御信号を送信する手段は、電子制御装置の形態であり、衛星２０’、２０”の耐用年数又は衛星のミッションの期間に適合するように調節された点火許可タイマー（ｉｇｎｉｔｉｏｎ−ｅｎａｂｌｉｎｇ  ｔｉｍｅｒ）を備えているのが好ましい。そのほか、軌道から外す処理のタイミングは、後に説明するように、本発明による装置に任意に備わったセンサーから警告信号を受け取ると、搭載した制御手段によって計算することができる。
【０１１０】
他の実施の形態（図示せず）では、「半独立型」になった本発明による装置が、地球上のステーションから又は宇宙空間に配置された他の宇宙船から、発火準備信号を受信する。そのため、この実施の形態は、点火信号が、本発明による装置によって独立に発生されること以外は、第１の実施の形態で説明した本発明による装置１０と類似の構造形態及び構成部品を有している。ここで記載の実施の形態は、既に実施の形態で説明され多様に構成される制御信号を発信する手段も有している。制御信号を発信する手段は、地球上のステーションから又は宇宙空間内の他の宇宙船から発火準備信号を受信した後、制御信号を受信する手段に、搭載した制御手段によって発生された点火信号を送信する。
【０１１１】
図示され説明された全ての実施の形態はまた、本発明による装置及びこの装置の衛星２０’、２０”との連結に由来するシステムの機能的特徴を向上させる又は本発明による装置及びこの装置の衛星との連結に由来する装置に新たな特徴を加える任意の手段を含んでいてもよい。
【０１１２】
１以上の既に説明した実施の形態における本発明による装置の特徴の１つの実現形態は、本発明による装置が連結された衛星２０’、２０”と、指令及び信号の交信もすることのできる電気通信手段を備えているが、後者の装置は前者の衛星から全面的に独立したままである。
【０１１３】
本明細書に記載の１以上の実施の形態では、本発明による装置が、本発明による装置及び／又は本発明による装置が連結された衛星２０’、２０”の周りの規定された安全帯域内に来る他の物体を検知するための、搭載した制御手段に作動的に接続された第１の検知手段も備えているのが好ましい。さらにより好ましくは、本発明による装置は、衛星への衝突損傷を検知する目的で本発明による装置が連結された衛星２０’と連絡するための手段を備えている。本発明による装置はまた、衛星との連絡手段を利用して衛星２０’、２０”における何らかの故障を検知するための、搭載した制御手段に作動的に接続された第３の検知手段を備えているのが好ましい。
【０１１４】
本発明による装置はまた、装置それ自体への衝突損傷を検知するための、搭載した制御手段に作動的に接続された第２の検知手段を備えている。
【０１１５】
図示した及び／又は説明した１以上の実施の形態、及び１以上の上記技術的現実形態との組み合わせにおいて、本発明による装置は、方向付けを時間内に及び／又は本発明による装置の軌道を何時でも若しくは所定の時間に検知するように設計された、或いは宇宙空間における本発明による装置の位置を検知するように設計された、搭載した制御手段に作動的に接続された第４の検知手段をさらに備えていてもよい。第４の検知手段は、本発明による装置及び装置が連結された衛星２０’、２０”の位置と方向付けとを個別に確認するのにも用いられる方向付け及び位置監視ユニットに作動的に接続されているのが好ましい。このユニットは、大気圏への再突入の軌跡の計算におけるエラーを減らすため、システムの方向付け及び位置の計算の精度を上げるのに用いられる。このユニットの他の目的は、推力ベクトルの不整合を軽減する手段及び／又は調節可能な機械的連結手段を用いて推力ベクトルを能動的に制御する手段に、指示を送ることである。このユニットは、電磁妨害又は宇宙空間に存在する放射線に影響されないように設計されている。
【０１１６】
これらのセンサーはまた、状態監視手段に作動的に接続されているのが好ましい。それらのセンサーは、先に説明した監視センサーから来る信号とともに本発明による装置内に設置された手段から来る電気的試験の結果を収集する。集められたデータは、本発明による装置に備わった電気通信手段を用いて、要請に応じ又は定期的に、地球上のステーションに配置された制御インターフェース又は他の宇宙船に送られる。そのほか、本発明による装置は、これらのデータを、宇宙衛星の２０’，２０”の通信手段を利用して、本発明による装置が連結する衛星の２０’，２０”に送ることができる。この通信は、衛星２０’，２０”が制御信号を本発明による装置に送ることができるよう、二方向のものであってもよい。
【０１１７】
図１３及び図１５の実施の形態を参照すると、これらの図面は、本発明による装置４０、５０のハウジングのヘッド部分に取り付けられた平行６面体形状の容器の形態の２個の格納手段４９２’、４９２”、５９２を示している。これらの格納手段は、先に説明したように、電力供給手段（例えば、再充電のできない電池）、搭載した制御手段及び電気通信手段を収容しているのが好ましい。これらの格納手段４９２’、４９２”、５９２はまた、状態監視手段及び能動的に推力を制御する手段とともに、姿勢を検知し制御する追加の手段及び推力ベクトルの不整合を軽減する追加の手段を、収容していてもよい。これらの格納手段４９２’、４９２”、５９２は、ノズルに近い本発明による装置のハウジングの末端部分又は尾部の何れかに、配置してもよい。
【０１１８】
さらに別の実施の形態（図示せず）では、本発明による装置は、本発明による装置が点火される前に衛星の姿勢が適切で安定していることを確保するため、本発明による装置に連結された衛星を位置決めするシステム（又は緊急脱転動システム（ｅｍｅｒｇｅｎｃｙ  ｄｅ−ｔｕｍｂｌｉｎｇ  ｓｙｓｔｅｍ）：ＥＤＳ）を備えていてもよい。このシステムは、衛星の姿勢が制御不能な場合、又は衛星の姿勢が、本発明による装置によって発生された推力の方向が軌道速度と整合しておらず衛星がそれ以上の操作を行うのが不可能な場合に必要となることがある。このシステムは、固体推進剤が充填された１個以上のガス発生カートリッジによって動力供給され、（必要ならば、適当な花火用混合物を添加して）電気式起爆装置によって点火され、本発明による装置の点火を統括する搭載した制御手段に作動的に接続されている。
【０１１９】
本発明の種々の可能な実施の形態では、本発明による装置は、軌道内にさらに宇宙ゴミが蓄積するのを防止し、制御されていない衛星、宇宙船又はそれらの部分の地球への再突入により生じる人又は所有物に対する損傷の危険性を防止するのに用いられる。
【０１２０】
特に、本発明による装置１０は、本発明による装置が連結する衛星２０’、２０”が、その耐用年数の終わりに達したとき又は故障を起こしたときに、衛星の軌跡を変えることができる。図１に示すように、この軌跡の変更は、衛星を直接地球１に向けて軌道離脱させることを可能にし、その際、衛星は、大気を通って移動しながら分解するか或いは任意に目標とされた又は目標範囲の領域内に着陸することができる。軌道から外す処理には、衛星を墓場又はパーキング軌道として定義される宇宙空間の安全な領域へ向けて方向変更することを伴うことがある。図１に示すように、衛星２０’の軌道が低軌道２であり、軌跡の変更とは、衛星を中心にある天体１又はより低い軌道に向けて軌道から外すことである場合には、本発明による装置１０は、衛星２０’の（飛行の方向における）軌道速度ベクトルの方向とは部分的に反対の又は正反対の方向に向けられた推力を発生させる。一方、衛星２０”の軌道が高軌道３の場合には、軌跡の変更は、衛星２０”を地球１からさらに離れたパーキング又はセメタリー軌道４へと移動させることである。この場合には、本発明による装置１０によって発生される推力の方向は、軌道速度ベクトルと同じ方向である。両方の種類の軌道から外す処理に関し、衛星２０’、２０”は、他の衛星又は宇宙船、人又は所有物が宇宙空間にあるか又は地球１上にある場合には、それらに対する危険をもたらすのを回避するため、その軌道を変更する何らかの措置をとる前に計算し設定した特定の軌跡をたどる。
【０１２１】
本発明による装置１０は、衛星２０’，２０”が打ち上げられる前に衛星２０’，２０”に取り付けられる。この組み立ては、本発明による装置１０を、軌道から外す衛星２０’，２０”に機械的に連結させるための手段３１０を用いて、打ち上げ前に行われる。特に、本発明による装置１０は、衛星２０’を低軌道２から地球１へ向けて移動させなければならない場合には、衛星２０’の前側に連結することができ、衛星を高軌道３からパーキング軌道４へ向けて移動させるのが必要な場合には、本発明による装置１０を衛星２０”の後ろ側に連結してよい。
【０１２２】
本発明による装置の衛星２０’、２０”への機械的連結は、いかなる衛星への依存も伴うものではない。実際、本発明による装置は、独立に又は半独立に作動することができ、或いは本発明による装置は、遠隔制御することができる。
【０１２３】
固体燃料推進手段は、衛星２０’、２０”をそのミッション軌道から移動させるのに必要なインパルスをもたらし、一方、固定された又は調節可能な機械的連結プラットフォーム（このプラットフォームは、スラスタの作動中は、フィードバック制御下にあるため、打ち上げ前に調節され、その後受動的又は能動的になる）は、必要ならば、推進手段によって発生された推力の方向を制御可能にする。
【０１２４】
本発明による装置は、３つの異なる作動モード：遠隔制御モード、独立モード及び半独立モードで、作動することができる。３つのモードは全て、ほんの少数の工程：
遠隔制御手段を通じて又は本発明による装置によって、目標とする新しい宇宙軌道又は衝突させるべき地球の領域へと向けた目標の軌跡を、それぞれ計算する工程と、
衛星の現実の軌道に基づいて、目標としての新しい軌道又は軌跡を得るため、遠隔制御手段を通じて又は本発明による装置によって、移動／撤去装置を作動させる瞬間を計算する工程と、
前記遠隔制御手段から前記移動／撤去装置に、制御信号を送って又は軌道離脱／軌道変更処理を、本発明による装置により開始して、宇宙衛星を計算した新しい軌道又は軌跡に移動させる工程と、
移動／撤去装置が制御信号を受信すると、計算した瞬間に、移動／撤去装置の推進手段に点火する工程と、
で、軌道から外す／別の軌道に乗せる作業を行う。
【０１２５】
好ましい作動モードでは、本発明による装置は、遠隔制御される。図１７のフローチャートに示すように、本発明による装置１０が軌道から外すこと／別の軌道に乗せることを行うのに必要な制御処置が、最も簡単な場合には地球上の制御ステーションからなる遠隔制御手段によって誘導される。
【０１２６】
衛星２０’の耐用年数に亘って、本発明による装置１０は、装置が遠隔制御手段としての地上のステーション１００から信号を受信するまで、待機状態のままである。本発明による装置が受信すると、搭載した制御手段は、（安全及び点火ユニット（ＳＩＵ）があれば）安全及び点火ユニットの状態を確認する。安全及び点火ユニットの状態が、開始の場合には、これは、システムが発火準備状態になっていることを意味し、本発明による装置１０を点火する処理が、受信した信号により設定された時間に開始し、衛星が、安全に制御された態様で軌道から外される／別の軌道に乗せられる、すなわち、衛星が具体的に計算された大気圏への再突入軌道に配置される。そうではない場合、例えば不正信号のために、又は本発明による装置１０がまだ発火準備状態になっていない場合には、点火信号は無視され、本発明による装置１０はその待機状態に戻る。遠隔制御手段から移動／撤去装置の制御信号を受信する手段への安全信号の送信は、衛星を計算された新しい軌道又は軌跡に移動させる制御信号を送信する前に、本発明による装置を作動状態に切り替えることを可能にする。前記信号は、送信を安全にするとともに不正アクセス侵入と不正アクセスによる点火を防止するよう、暗号化モードであってもよい。図１６を参照すると、衛星２０’を軌道から外すことが決定されると、一連の信号が、地球上のステーション１００から及び／又は宇宙空間内の他の宇宙船から、本発明による装置１０へと送信される。これらの信号は、本発明による装置１０の搭載した制御手段に作動的に接続された制御信号を受信するための手段によって受信される。この一連の信号を受信すると、搭載した制御手段は、安全及び点火ユニット（ＳＩＵ）を作動可能にし、安全及び点火ユニット（ＳＩＵ）は、点火装置２１６を作動可能にし、その結果、点火装置がスラスタに点火する。特に、高電圧点火装置を使用するのが好ましい。発火準備信号によって作動可能にされた安全及び点火ユニット（ＳＩＵ）は、コンデンサーが発火準備状態の高電圧状態特性に達するまで、コンデンサーを充電する。後続の独立の点火信号の結果として、コンデンサーが突然放電すると、膜上の金属導体層が、高圧電流によって蒸発し、プラスチック膜は、ものすごい速さで主爆発層に当てられ、主爆発層を点火させる。
【０１２７】
そのほか、装置１０は、低電圧点火装置を備えていてもよい。この場合、点火装置の電線が、（わずかなアンペア、低電圧、若干のミリ秒であるのが典型的な）電流の流れによって、熱せられて溶解し、それが点火信号に相当する。これが、点火装置に収容されている花火用混合物を点火する。そのため、カプセルは、燃焼生成物を放出してそれらを点火装置の主装薬の方に飛ばし、その結果、スラスタの固体推進剤２１２を点火する。これが、衛星２０’が地球１上に着陸するか又は大気中で分解するように、衛星２０’を所望の大気圏への再突入軌道に乗せるのに十分な推力をもたらす。あるいは、装置の推力は、装置−衛星システムを、セメタリー又はパーキング軌道４などの所定の安全な周回空間へと、移動させるのに十分である。この好ましい作動モードでは、許容可能な軌道離脱ウィンドウが、地球上のステーション１００によって計算される。そのほか、このウィンドウは、宇宙空間に位置する他の宇宙船によって計算することもできる。この許容可能な軌道離脱ウィンドウは、軌道離脱を始める決定がなされた時の装置−衛星システムの位置を考慮に入れる。許容可能な軌道離脱ウィンドウの計算は、宇宙空間内の他の物体、例えば他の衛星又は宇宙船、或いは宇宙ゴミなども、装置−衛星システムを何らかの斯かる物体と衝突させることのある軌跡を、装置−衛星システムが占有するのを避けるため、考慮に入れている。そのため、ステーション１００によって本発明による装置１０に送られる一連の信号は、少なくとも１つの発火準備信号と後続の少なくとも１つの点火信号を含んでおり、これらの信号は何れも、軌道から外す決定がなされていて、許容可能なウィンドウが利用できるときに送られる。軌道軌跡は、軌道離脱が行われる瞬間の装置の軌道位置及び方向付けを考慮に入れて、場合により、第４のセンサーが利用できればこのセンサーを利用して、計算される。図１８に示すフローチャートは、既に図１７に示した作業を拡張するものである。信号を受信し、安全及び点火ユニット（ＳＩＵ）の状態が停止であることを確認した後、本発明による装置１０を点火する試みがなされたが、これを行うのに必要な条件が満たされていないことを警告するため、本発明による装置は、地球上のステーション１００に警報信号を送信する。図１９に示すフローチャートでは、本発明による装置が作動状態である期間の間に行われる又は要求される作業の数が、さらに増えている。安全及び点火ユニット（ＳＩＵ）の故障の危険性を減らすため、点火処理を開始せよという指令を地球上のステーション１００から受信した後、安全及び点火ユニットの状態が停止と確認されると、さらなる信号の確認請求が地球上のステーション１００によって送られる。最終的に、本発明による装置１０は、先に説明した手段とセンサーを用いて装置の状態を監視するシステムを備えていてもよく、集めたデータを、図２０に概略的に示すように、定期的に又は要請に応じて、地球上のステーション１００に送ることができる。
【０１２８】
第２の作動モードでは、本発明による装置は、自律した装置、すなわち地球上のステーション又は宇宙空間内の他の宇宙船、或いは何らかの遠隔制御手段からの制御を受けない装置である。本発明による装置４０は、所定の時間後に、それ自身の搭載した制御手段を備えた制御信号発信手段により、独立に点火シーケンスを発生させる。この時間間隔は、通常、本発明による装置が連結する衛星２０’、２０”の有効耐用年数及び／又は衛星のミッションの期間に対応する。そのほか、前もって設定される代わりに、前記時間は、越えられる閾値及びセンサーにより送信される警報信号に、依存することもできる。前記閾値は、例えば、深刻な故障、衝撃（加速度計により確認される機械的ショック）の結果として、又は（地球上のステーションのレーダーシステムにより、又は、もしあれば、本発明による装置に搭載された近接センサーにより検知される）軌道内の他の物体との衝突が差し迫った結果として、越えられることがある。そのため、前記第２の作動モードでは、搭載した制御手段は、少なくとも発火準備信号と少なくとも点火信号を独立に発生させる。この作動モードでは、地球上のステーション又は他の宇宙船が、本発明による装置に停止信号を送ることによって点火処理を停止できるようにもなっており、この停止信号は、本発明による装置の制御信号受信手段によって受信される。加えて、前記地球上のステーション又は前記他の宇宙船は、先に説明した好ましい作動モードに関して述べたような制御信号を送って、点火シーケンスのスケジュールを組み直すことができる。この第２の作動モードによる軌道からの独立に管理された安全な撤去のためには、本発明による装置４０は、それ自身の位置と方向付けを設定し、大気圏への又はパーキング軌道へ向けた再突入のための安全な軌跡を計算することができなくてはならない、すなわち、本発明による装置は、方向付け及び位置決めユニットを備えていなければならない。さらに、本発明による装置は、既に説明したように、その軌跡に沿って遭遇することのあり得る宇宙空間内の他の物体に関連して、許容可能な軌道離脱ウィンドウの算定をすることができなくてはならない。
【０１２９】
第３の作動モードは、本発明による装置の半独立的な作動を伴うものである。
【０１３０】
この作動モードでは、一部の制御信号が、本発明による装置により、装置自身の搭載した制御手段を用いて独立に発生される。特に、制御信号を発信する手段を介して、本発明による装置は、装置を発火準備状態にするのに有用な信号を発生させる。発火準備の状態にされると、点火信号が、地球上又は宇宙空間内のステーションから或いは他の宇宙船から送られる。特に、これらと軌道から外す／別の軌道に乗せる衛星との両者間のデータ交換のための作動的なつながりを有する実施の形態では、点火信号は、軌道から外す／別の軌道に乗せる衛星によって送られてもよい。
【０１３１】
１つの実施の形態（図示せず）によれば、本発明による装置が点火される前に、（例えば、衛星の姿勢制御システムの故障の結果として）衛星の姿勢が制御不能になった場合には、衛星位置決めシステムが、ピッチング及びヨーイング角速度を無視することのできる値まで下げ、本発明による装置により発生された推力の方向を軌道速度と整合させる。衛星の姿勢の能動的な制御をもってしても、ピッチング及びヨーイング角が、本発明による装置によって発生された推力と軌道速度との間の不整合を誘発するほどであり、前記不整合をなくすよう、衛星がその姿勢を変更することができない場合には、衛星位置決めシステムが、衛星を必要な姿勢に戻すよう本発明による装置自体に作用し、本発明による装置が必要な方向に推力を発生できるようにすることができる。システム内に設置されたカートリッジの燃焼は、ピッチング及びヨーイング軸の回りの回転操作をすることのできる２対のノズルに連結された１個以上のキャビティ内で行われる。カートリッジの各キャビティは、適当な弁によって対のノズルから隔てられている。弁は、コイル内の電流を調節することにより開閉するソレノイド型のものでよいが、他のいかなる種類の弁でも、その弁を十分に早く始動させることができるのであれば、使用することができる。１個のカートリッジが点火されると、その燃焼は、キャビティのうちの１つの内部で行われる。弁が閉じているので、キャビティ内に生じたガスの圧力は、カートリッジが燃えるまで上昇する。弁か開くと、圧力下のガスは、キャビティからノズルに向かって流れ込む。弁の、ノズルに通じる連結チューブの及びノズルの頸部の直径は、ガスの膨張及びガスがノズルの開口を超音速で通って放出されることを保証する大きさになっており、このようにして、必要な推力を発生させる。ノズルは、ガスが１個のノズルを通って放出された後、ピッチング軸及びヨーイング軸の各々に沿って所要のトルクが発生されるよう、ピッチング軸及びヨーイング軸から適当な距離をおいて配置されている。１個のカートリッジの点火は、搭載した制御手段により統括されている。弁の開閉は、姿勢検知及び／又は制御手段によりリアルタイムにもたらされる姿勢角の値を用いるフィードバック制御システムによって行われる。これらの手段は、衛星位置決めシステムに作動的に接続されており、所要の姿勢角に達するまで機能する。固体推進剤のカートリッジは、角度及び角速度の面からみた初期の状態から始めて、所要の姿勢に達するのに十分な圧力で十分な時間、ガスを発生させるような大きさになっている。加えて、宇宙衛星位置決めシステムは、推力ベクトルの不整合を、能動的に修正するのに用いることができる。
【０１３２】
本発明による装置は、装置が連結する、軌道から外す衛星からの支援なしに稼働する。本発明による装置は、他の宇宙船又は軌道を周回するステーション或いは地球上の制御ステーションと直接通信することができる。地球上のステーションは、本発明による装置を発火準備の状態にして点火する指令、或いは装置−衛星システムの状態に関するデータの請求及び（入手できる場合には）衛星単独の状態に関するデータの請求を、送ることができる。本発明による装置の利点は、小数の簡単な工程で、軌道から外す巧妙な手段を生み出すその能力にある。
【０１３３】
そのため、本発明による装置は、装置が連結された衛星のミッションの終わりにおけるその衛星の適正な処分を可能にする。特に、前記処分は、衛星をその作業軌道から撤去することにより、又は衛星を地球に向けて軌道から外すことによりなされる。
【０１３４】
本発明による装置の１つの利点は、衛星により先に占有されていた軌道を解放し、近くにある他の衛星又は宇宙船との衝突を回避するその能力に関連し、これは、特に静止軌道及び対地同期軌道に関して重要な利点である。
【０１３５】
本発明による装置の他の利点は、この装置が軌道から外す衛星の安全で制御された大気圏への再突入を行い、衝突損傷を回避し、地球上の人又は所有物との衝突、或いは近くで軌道を周回する他の宇宙物体との衝突を防止することにある。
【０１３６】
本発明による軌道から外す／別の軌道に乗せる装置は、大気圏に再突入する他の方法がない本装置が連結する故障した衛星を取り除く利点を有する。耐用年数中に激しく傷んだ衛星の場合、本発明による装置は、傷んだ衛星を、パーキング軌道へと移動させ又は地球の大気圏に戻し、傷んだ衛星が作業中の他の衛星と衝突する危険性を減少させることができる。
【０１３７】
本発明による装置は、衛星が、軌道でのそれらのライフサイクルの間に、他の既知の物体と偶然に衝突する危険性をなくして好都合である。装置が近接センサー（例えば、レーダー）と連携している場合には、万一、何らかの物体（たとえこれまで未知の物体でも）が、関連する衛星からの或る安全距離内に入ってきても、本装置は、その物体との衝突を回避することができる。
【０１３８】
本発明による装置は、宇宙空間内の他の物体との衝突の危険性を増加させることのある、例えば、意図的な衝突、又は他の行為による衛星、宇宙船又は軌道ステージの故意の破壊を含む故意の（又は故意でない）破壊的な行為又は他の危険な作業を、回避するのに用いることができ好都合である。
【０１３９】
本発明による装置は、何時でも、この装置が連結する衛星の軌道を変更するのに用いることができ、又は衛星が打ち上げられる時に、衛星の推進手段が、万一故障している場合には、支援装置として用いることができる。万一、最終段階のエンジンに障害があることが分かった場合には、本発明による装置を、バックアップ推進手段として用いることができ、本発明による装置は、衛星の計画した軌道或いは計画したミッションの全て又は一部を達成するための予備軌道に、衛星が到達できるようにする。
【０１４０】
そのため、本発明による装置は、単に、装置それ自体を予めプログラムすることにより、又は地球上のステーションから直接、制限なしに、少なくとも１個の遠隔制御信号を受けることにより、宇宙船の支援されていない軌道離脱を可能にする。同じ制御信号を、宇宙空間内の宇宙船によって送ることもでき、又は装置が機械的に連結された軌道から外す衛星によってさえ送ることもできる。
【０１４１】
本発明による装置は、軌道から外す衛星が、人口が多い又は建物の密集した地域から遠く離れた地球上の所定の安全な場所に戻ることができるようにするので好都合である。
【０１４２】
本発明による装置の構造は、装置が連結する衛星のミッションよりも長く、本発明による装置が持ちこたえ、極端な状況では、衛星を打ち上げる時に、万一衛星の推進システムが故障している場合には、本発明による装置をバックアップシステムとして用い、衛星の有効ミッション時間を２０％〜８０％だけ長くできることを確保するように工夫されている。
【０１４３】
最後に、本発明による装置をモジュール化することにより、装置が連結する衛星を軌道離脱させる必要性に、本発明による装置が適合できるようにするものである。
【０１４４】
さらに、本発明による方法は、自律性のある装置によって、衛星を軌道から外す／別の軌道に乗せる活動を実施できるようにするものである。
【０１４５】
本方法は、地球上の安全な衝突領域又は新しい宇宙軌道を演繹計算することにより、簡単で制御された衛星の軌道離脱／軌道変更を可能にするものである。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【手続補正書】
【提出日】平成26年6月3日(2014.6.3)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
宇宙衛星（２０’、２０”）に連結される装置（１０）であって、遠隔制御手段により又は前記装置により、宇宙衛星を、宇宙空間から撤去する又は宇宙衛星を別の宇宙軌道に移動させるため、打ち上げ前に宇宙衛星に連結される装置において、前記装置が、宇宙衛星に対して及び前記遠隔制御手段に対して独立であり、前記装置が、
前記装置（１０）に搭載した制御手段と、
前記搭載した制御手段に作動的に接続された、前記遠隔制御手段又は制御信号発信手段から制御信号を受信して移動／撤去シーケンスを作動させるための手段と、
前記搭載した制御手段に作動的に接続された推進手段であって、前記制御信号を受信すると、前記搭載した制御手段により作動され、宇宙衛星（２０’、２０”）を宇宙空間から目標の地球の領域へ撤去する又は宇宙衛星（２０’、２０”）を別の目標宇宙軌道に移動させる推進手段と、
前記装置を宇宙衛星から独立化させるための前記装置（１０）用の電力供給手段と、
前記装置（１０）を宇宙衛星（２０’、２０”）に、打ち上げ前に機械的に連結する手段（３１０）と、
前記搭載された制御手段に作動的に接続された、推力ベクトルの不整合を軽減する手段とを、
備えていることを特徴とする装置
【請求項２】
前記不整合を軽減する手段に作動的に接続された、宇宙衛星の姿勢を検知及び／又は制御するための手段を備えていることを特徴とする請求項１に記載の装置。
【請求項３】
前記不整合を軽減する手段が、前記推力ベクトルの整合を行う推力ベクトルの能動的及び／又は受動的制御のための手段を備えていることを特徴とする請求項１又は２に記載の装置。
【請求項４】
推力ベクトルの能動的及び／又は受動的制御のための前記手段が、宇宙衛星（２０’、２０”）と前記装置との間の調節可能及び／又は移動可能な接続部をもたらし、前記推力ベクトルの整合を行うことを特徴とする請求項３に記載の装置。
【請求項５】
宇宙衛星の姿勢を検知及び／又は制御するための前記手段が、前記搭載した制御手段に作動的に接続されており、前記推進手段が作動している時に、前記装置及び宇宙衛星（２０’、２０”）の方向制御を行うことを特徴とする請求項２〜４のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項６】
前記搭載した制御手段が、予めプログラムされた制御信号を発信する手段及び／又は制御信号を受信する前記手段に送る前記制御信号を計算する手段を備えていることを特徴とする請求項１〜５のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項７】
前記搭載した制御手段に作動的に接続された、前記装置及び／又は宇宙衛星（２０’、２０”）の周りに画定された安全帯域内の他の物体を検知する第１のセンサー手段を備えていることを特徴とする請求項１〜６のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項８】
前記搭載した制御手段に作動的に接続された、前記装置及び／又は宇宙衛星（２０’、２０”）への衝突損傷を検知する第２のセンサー手段を備えていることを特徴とする請求項１〜７のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項９】
前記搭載した制御手段に作動的に接続された、宇宙衛星（２０’、２０”）の故障を検知する第３のセンサー手段を備えていることを特徴とする請求項１〜８のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項１０】
前記連結手段が、宇宙衛星（２０’、２０”）と前記装置との間の調節可能な連結部をもたらすことを特徴とする請求項１〜９のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項１１】
前記連結手段が、前記推力ベクトルの整合を行うため、宇宙衛星（２０’、２０”）と前記装置との間の調節可能及び／又は移動可能な連結部をもたらす推力ベクトルの前記能動的及び／又は受動的な制御手段を備えていることを特徴とする請求項１０に記載の装置。
【請求項１２】
前記推進手段が、少なくとも固体推進剤エンジン及び少なくとも前記固体推進剤エンジン用の点火装置を備え、点火の瞬間を受信するため、前記点火装置が前記搭載した制御手段に作動的に接続されていることを特徴とする請求項１〜１１のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項１３】
前記推進手段が、１個以上の独立のカートリッジ又は固体推進剤を含む装薬を備えていることを特徴とする請求項１０に記載の装置。
【請求項１４】
前記推進手段が、ハイブリッド推進手段を備えていることを特徴とする請求項１〜１１のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【請求項１５】
前記推進手段が、ゲル燃料推進手段を備えていることを特徴とする請求項１〜１１のいずれか少なくとも一つに記載の装置。
【手続補正２】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】０１０１
【補正方法】変更
【補正の内容】
【０１０１】
能動的に制御することのできる調節可能な機械的連結手段３５０についての他の実施の形態が、図８に例示されている。この実施の形態は、図６及び図７に関して既に説明した実施の形態のように、２個のシリンダー３５２、３５２’を備えているが、それらは、先のシリンダーとは異なる設計になっている。調節可能な機械的連結手段３５０のベース部分３５１は、衛星２０’、２０”又は本発明による装置の何れかに連結させることができる。調節可能な機械的連結手段は、電気的に、油圧で又は空気圧で制御することのできる第１のピストン３５３、３５３’を有する第１のシリンダー３５２、３５２’を備えている。ピストン３５３、３５３’は、それ自身の軸を中心として回転することができ、蝶番３５４、３５４’により調節可能な機械的連結手段３５０に固定されている。第２のピストン３５６、３５６’が、ヒンジ３５４、３５４’に連結されているので、第２のピストンは、シリンダー３５２、３５２’に対して、したがって第１のピストン３５３、３５３’に対しても回転することができる。ヒンジ３５４、３５４’と反対側の部分で、前記第２のピストン３５６、３５６’は、ベース部分３５１に直接連結された第２のシリンダー３５５、３５５’に直接連結されており、やはり電気的に、油圧で又は空気圧で制御することができる。そのため、ベース部分３５１は、ピストン３５６、３５６’の軸に対して回転することができる（回転の軸は図示せず）。第１のシリンダー３５２、３５２’の一方又は両方を作動させると、ベース部分３５１を、あらゆる所要の方向に方向付けすることができる。ベース部分３５１は、中央に位置する球状の継ぎ手３５７も備えている。
【手続補正３】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】０１０２
【補正方法】変更
【補正の内容】
【０１０２】
図９の実施の形態に示すように、３個又は４個のベローズ式のピストンを使用することにより、同様の方向制御を行うことができる。この図には、ピストン３６２、３６２’、３６２”が、電気的に、油圧で又は空気圧で制御され、例えば圧力蛇口（図示せず）により、好ましくは本発明による装置のエンジンにより直接制御される、能動的に制御することのできる調節可能な機械的連結手段３６０を示している。各ピストン３６２、３６２’、３６２”は、三方弁（図示せず）によってエンジンに連結されており、三方弁は、１方向が本発明による装置のエンジンに連結され、もう１つの方向が制御するピストン３６２、３６２’、３６２”と連絡しており、３番目の方向が通常は閉じている側方の通気孔である。エンジンのスイッチを入れると、ピストン３６２、３６２’、３６２”は、圧力下に入り弁を閉じる。衛星２０’、２０”に対する本発明による装置の方向を調節して推力ベクトルを所要の方向に方向付けするため、１個以上のピストン３６２、３６２’、３６２”の第３の弁が、所定の時間開き、少量のガスを排出し、その結果ピストン内の圧力を下げる。これが、ピストン３６２、３６２’、３６２”が引き下がれるようにし、その結果、本発明による装置が回転できるようにする。図９に示すように、３個のピストン３６２、３６２’、３６２”は、空気圧式のものであり、ベース部分３６１に連結されており、ベース部分は、本発明のよる装置と、又は衛星２０’、２０”と、接触することができる。ピストン３６２、３６２’、３６２”は、ベース部分の縁近くに配置されていてもよく、他のどのような配置になっていてもよい。インターフェースとなるベース部分３６１への連結は、ピストン３６２、３６２’、３６２”の軸とプラットフォームとの間の相対的な回転を可能にする球状の継ぎ手３６３によって行われる。図１０に示すように、ピストン３６２、３６２’、３６２”は、圧力下のガスによって制御され、ピストンがバネのように挙動して図１０に示す両側矢印の方向Δの方向に伸びられるようにする可撓性導管３６５’、３６５”を有している。こうした可撓性導管３６５’、３６５”は、文献上で周知である。本実施の形態では、可撓性導管は、別個のガス発生装置により又は本発明による装置の推進手段により直接充填される。充填されると、コンジット３６５’、３６５”は、圧力の影響下に伸びる。衛星の相対位置と本発明による装置の相対的位置を制御するには、バイパス弁３６８（図１１及び図１２に示す）を利用してピストン３６２、３６２’、３６２”のうちの１個から少しの圧力を抜くだけでよい。ガスは、側方のインパルスをなくすよう、互いに９０°の角度で配置された４個の排気口３６６、３６６’、３６６”を通って側方に排出することができる。そのほか、ガスは、推進手段の推力方向に、長手方向に排出し、それにより、同時に推進手段の性能を高めてもよい。この制御された排気は、図１１及び図１２に示すように、３個のバイパス弁３６８のうちの１個を通じて行われる。排気ダクトは、通常は閉じており（図１１）、一方、ガス源と可撓性のコンジットとの間のダクトは、通常は開いている（図１２）。弁３６８は、可撓性導管３６５’、３６５”を��ース部分３６１に連結するチューブ３６９に挿入されたピストン３６７を備えている。ピストン３６２、３６２’、３６２”のストロークは、２個の制止要素３７０’、３７０”により制限されている。ガス発生装置（ここに記載の実施の形態における本発明による装置のエンジンの燃焼室と同じであるが、そのほか、外部のガス発生装置であってもよい）は、通常は可撓性の導管３６５’、３６５”と連結されている。側方の排気ダクトの周りのゴム製封止要素３７１、３７１’、３７１”、３７２、３７２’、３７２”は、ガス漏れを防止する。制御されたガスの放出が必要な場合には、ガス発生装置と可撓製の導管３６５’、３６５”との間の主チューブが、電磁弁などの弁（図示せず）によって閉じられる（図１２）。すると、ピストン３６７は、電磁的に又は油圧で制御され、制止要素３７０”で示される下限停止要素に向かって動き始め、それにより、ガス排気孔３７３を開く。これは、ガスを可撓性のコンジット３６５’、３６５”から放出し宇宙空間に消散させることを可能にするものである。この種の能動的な方向制御は、周知の比例微分制御システムにおけるような、フィードバック制御を実施することのできる電子「データ記録及び処理」システムを要することがある。用いるセンサーは、推力ベクトルを制御する２本の軸の周りの角加速度を記録するための加速度計であるのが好ましい。前記の電子構成部品、例えばセンサー及び制御システムは、以下に説明する姿勢検知及び搭載した制御手段と同じ及び／又は慣性プラットフォームの一部であってもよい。これらの電子構成部品は、本発明による装置のための搭載した制御手段と作動的に接続されており、本発明による装置により行われる軌道離脱の間、装置−衛星システムの最終的な位置決めにおけるより高い精度を得ることを可能にする。これらの手段はまた、本発明による装置の推進手段が機能しているときに、何らかの推力ベクトルの不整合に起因する損失を減らすことができる。
【手続補正４】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】０１０４
【補正方法】変更
【補正の内容】
【０１０４】
図１３及び図１４は、推力ベクトルの不整合を軽減するための手段が備わった本発明による装置４０の実施の形態を例示している。この実施の形態は、本発明による装置４０の安全及び点火ユニット（ＳＩＵ：図示せず）によって作動可能にされる２機の小さい再利用のできない補助ロケット４１０’、４１０”を利用して達成することのできるローリング軸の回りの回転を用いて衛星を安定化することにより、推力ベクトルの不整合を軽減する。ロケット４１０’、４１０”は、サイズが小さく、それらが作動可能なときに、それらは、ロケットの燃焼時間及び推進能力に依存する回転速度でローリング軸の回りの運動を生じさせる。ロケット４１０’、４１０”は、ケーブル又は本発明による装置４０の安全及び点火ユニット（ＳＩＵ）によって送信される電波信号を用いて、本発明による装置４０が点火される前に作動可能になっているのが好ましい。前記ロケット４１０’、４１０”のノズル４１１’、４１１”は、衛星２０’、２０”のローリング軸の周りにかかるトルクを発生させるため、飛行の方向に対して９０°の角度で配置されている。それらのロケットが点火されると、ロケットは、本発明による装置４０を、その結果衛星２０’、２０”も、ローリング軸の回りに回転させるトルクを生じさせる。すると、本発明による装置４０が点火される。衛星２０’、２０”の回転は、飛行の方向と垂直な推力成分が、歳差運動を誘発するので、推力の不整合の影響を緩和する。歳差周期が、本発明による装置４０を軌道から外す総作業時間よりも長いと、軽減の正味の効果は少ない。回転により誘発された回転モーメントがかなりである場合、すなわち、ロケット４１０’、４１０”によって誘発された角速度が十分に高い場合には、推力の不整合の角度誤差は、許容可能なレベル内に維持される。
【国際調査報告】
2014520724.tif 000025
2014520724.tif 000026
2014520724.tif 000027