(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
宇宙推進モジュールにおいて、
前記宇宙推進モジュールは、本体（１１）と、少なくとも１つの電気スラスタ（３０）と、を有する固体推進燃料化学スラスタ（１０）を有し、かつ、
前記少なくとも１つの電気スラスタ（３０）は、前記固体推進燃料化学スラスタ（１０）の前記本体（１１）上において取り付けられており、
前記電気スラスタ（３０）は、前記固体推進燃料化学スラスタ（１０）の前記本体（１１）の上端部において設けられた上部フランジ（２１）と、前記固体推進燃料化学スラスタ（１０）の前記本体（１１）の下端部において設けられた下部フランジ（２２）と、を有する留め具構造を介して、前記固体推進燃料化学スラスタ（１０）の前記本体（１１）上において取り付けられていることを特徴とする宇宙推進モジュール。
【請求項２】
前記固体推進燃料化学スラスタ（１０）の前記本体（１１）は、複合材料から製造されていることを特徴とする請求項１に記載のモジュール。
【請求項３】
前記上部フランジ（２１）は、前記固体推進燃料化学スラスタ（１０）の前記本体（１１）の上部スカート（１１ｓ）上において取り付けられた環状フランジであり、かつ、前記下部フランジ（２２）は、前記本体（１１）の下部スカート（１１ｉ）上において取り付けられた筒状フランジであることを特徴とする請求項１に記載のモジュール。
【請求項４】
前記電気スラスタ（３０）は、電気スラスタ部材（３１）と、推進流体のタンク（３２）と、を有し、
前記電気スラスタ部材（３１）は、前記下部フランジ（２２）に固定されており、かつ、
前記推進流体タンク（３２）は、前記下部フランジ（２２）と前記上部フランジ（２１）の間において固定されてい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モジュール。
【請求項５】
少なくとも１つの軸線を中心として操向するための、かつ、少なくとも１つのガススラスタ（５０）を含む、操向制御システムを更に有し、かつ、
前記ガススラスタ（５０）は、前記下部フランジ（２２）に固定され、かつ、前記下部フランジ（２２）に対して接線方向において方向付けされていることを特徴とする請求項１〜４のいずれか一項に記載のモジュール。
【請求項６】
前記上部フランジ（２１）には、衛星などの宇宙船に接続されるのに適した上部機械インターフェイス（６１）が設けられ、かつ、
前記下部フランジ（２２）には、宇宙発射装置に接続されるのに適した下部機械インターフェイス（６２）が設けられていることを特徴とする請求項１〜５のいずれか一項に記載のモジュール。
【請求項７】
宇宙推進モジュールにおいて、
前記宇宙推進モジュールは、複合材料から製造されている本体（１１１）と、少なくとも１つの電気スラスタ（１３０）と、を有する固体推進燃料化学スラスタ（１１０）を有し、かつ、
前記少なくとも１つの電気スラスタ（１３０）は、前記固体推進燃料化学スラスタ（１１０）の前記本体（１１１）上において取り付けられており、
前記電気スラスタ（１３０）は、前記固体推進燃料化学スラスタ（１１０）の周りにおいて固定された截頭円錐形の又は筒状のフレーム構造（１２０）により、前記固体推進燃料化学スラスタ（１１０）の前記本体（１１１）上において取り付けられていることを特徴とする宇宙推進モジュール。
【請求項８】
前記電気スラスタ（１３０）は、電気スラスタ部材（１３１）と、推進流体タンク（１３２）と、を有し、
前記電気スラスタ部材（１３１）は、前記フレーム構造（１２０）の内部壁（１２１ａ）に固定されており、かつ、
前記推進流体タンク（１３２）は、前記フレーム構造（１２０）の外部壁（１２１ｂ）に固定されていることを特徴とする請求項７に記載のモジュール。
【請求項９】
少なくとも１つの軸線を中心として操向するための、かつ、少なくとも１つのガススラスタ（１５０）を含む、操向制御システムを更に含み、かつ、
前記ガススラスタ（１５０）は、前記フレーム構造（１２０）の外部壁（１２１ｂ）に固定され、かつ、前記モジュール（１００）の主方向（Ａ）との関係において接線方向において方向付けされていることを特徴する請求項７又は８に記載のモジュール。
【請求項１０】
前記フレーム構造（１２０）は、
衛星などの宇宙船に接続するのに適した上部機械インターフェイス（１６１）がその上端部において設けられた上部支持部分（１２１）と、
前記上部支持部分（１２１）から張り出すと共に宇宙発射装置に接続されるのに適した下部化学インターフェイス（１６２）がその下端部において設けられた截頭円錐形の下部アダプタ部分（１２５）と、を含むことを特徴とする請求項７〜９のいずれか一項に記載のモジュール。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、宇宙推進モジュールに関する。
【０００２】
このような宇宙推進モジュールは、例えば、衛星などの宇宙船に、プローブに、あるいは、実際には、ロケットの上部段に、装着されてもよい。これは、特に、軌道移行を実行するのに有用である。
【背景技術】
【０００３】
衛星及びその他の宇宙船には、一般に、宇宙におけるその操縦を可能にするスラスタが装着されている。具体的には、発射装置は、通常、しばしば、非常に遠く離れているその公称運用軌道にそのペイロードを直接的には投入しない。即ち、発射装置は、最近点が相対的に地球に近接すると共に最遠点が運用軌道の上空に位置する状態において、ペイロードを楕円形の移行軌道上に放出しており、このような状況下において、ペイロードが意図された運用軌道に入るように、その軌跡を補正するべく使用されるのが、宇宙船のスラスタである。
【０００４】
このようなスラスタは、一般に、液体推進燃料化学スラスタであり、このような化学スラスタは、数ｇ又は数十ｇのレベルの大きな加速を提供する能力を有しているが、これらの問題点は、比推力が非常に小さいという点にある。比推力(Isp)は、放出される物質の質量流量によって除算されたスラスタからの推進力の比率に比例しており、従って、これは、スラスタのエネルギー効率を特定の方式で表している。従って、このように実装された宇宙船は、その運用軌道に迅速に到達するが、これらの宇宙船は、自身と共に相対的に大きな重量の推進燃料を担持しなければならず、この結果、打上げ費用が大幅に増大することになる。
【０００５】
但し、電気スラスタの開発が数年間にわたって継続されており、これらのスラスタは、帯電した粒子、具体的には、イオンを加速及び放出することにより、推進力を生成している。電気スラスタは、化学スラスタのものよりも約５倍から１０倍も大きい格段に良好な比推力を有する。対照的に、これらは、１０-5ｇのレベルの非常に小さな加速しか供給しない。従って、電気スラスタが装着された宇宙船は、相対的に少ない推進燃料を担持し、この結果、相対的に大きなペイロードを軌道に投入することが可能であり、あるいは、打上げ費用を低減することができる。但し、活動を開始するのに必要とされる時間が、格段に長く、一般には、８ヶ月〜９ヶ月のレベルであり、かつ、これは、衛星の運用開始が後ろ倒しされることを意味しており、これは、商業的に相当な欠点となりうる。更には、軌跡補正が相対的に低速で実行されることから、宇宙船は、移行軌道と交差するバンアレン放射帯を何回にもわたりかつ長時間にわたって通過することになり、この結果、宇宙船は、放射によって損傷する大きなリスクに晒されており、従って、宇宙船は、遮蔽を必要としている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
（原文に記載なし）
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
従って、上述の従来技術の推進手段に固有の欠点を少なくとも部分的に回避する推進力が提供された新しいタイプの宇宙船に対する実際のニーズが存在している。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本説明は、本体と、少なくとも１つの電気スラスタと、を有する固体推進燃料化学スラスタを有する宇宙推進モジュールに関し、前記少なくとも１つの電気スラスタは、固体推進燃料化学スラスタの前記本体上において取り付けられる。
【０００９】
以下において固体スラスタとも呼称される固体推進燃料化学スラスタは、液体推進燃料化学スラスタのものに匹敵する範囲の推進力を提供し、従って、これらは、特に、宇宙船の主スラスタとしての高推進力タイプの使用法における液体スラスタに取って代わることができる。従って、これらは、有利には、迅速な操縦の実行が必要とされる際に使用され、一例として、これは、例えば、バンアレン放射帯のものなどのように宇宙船にとって有害な環境を離脱するための操縦や、さもなければ、緊急の操縦に適用することができる。
【００１０】
更には、固体スラスタは、対応する液体スラスタよりも複雑ではなくかつ準備が簡単であり、かつ、従って、これらは、相対的に廉価である。具体的には、固体推進燃料は、保存するのが相対的に簡単であり、具体的には、これは、加圧されたタンク、供給パイプ、オン／オフ又は制御弁、又は予熱器を必要としていない。これは、２つの推進燃料の別個の保存を必要とせず、かつ、これは、燃焼の前の混合装置をも必要としていない。非常に単純であることに加えて、固体スラスタは、搭載機器の重量を低減し、かつ、これにより、相応して、宇宙船の利用可能なペイロード重量を増大させることになり、これは、別の主要な経済的利点である。更には、固体推進燃料の毒性は、一般に、液体推進燃料のものを下回っており、従って、固体推進燃料に適用される環境的な制限は、相対的に少ない。
【００１１】
電気スラスタは、格段に小さい推進を提供するが、これらによれば、格段に大きなＩｓｐが利用可能であり、従って、これらは、有利には、持続時間によってほとんど制約されないと共に相対的に長い持続時間の末尾においてのみその速度ベクトルの大幅な変更を宇宙船が見出す操縦の場合に、化学スラスタに取って代わることができる。
【００１２】
従って、この推進モジュールは、実行を要する様々な操縦の特定の特徴を活用することにより、その個々の欠陥の影響を低減しつつ、固体スラスタと電気スラスタの利点を組み合わせている。
【００１３】
従って、例えば、軌道移行操縦の環境においては、このような推進モジュールは特に有利であり、その理由は、このような推進モジュールによれば、例えば、バンアレン帯との関係におけるその位置に応じて、あるいは、その軌跡の特性に応じて、強力な推進を、あるいは、その逆に、大きなＩｓｐを、活用するべく、その固体推進力又はその電気推進力を使用することができるからである。このようなモジュールによれば、妥当な移行持続時間を維持しつつ、相対的に大きなペイロードを投入することが可能であり、衛星は、ほとんど又はまったく遅延を伴うことなしに、運用に投入され、かつ、一般に、移行の持続時間は、２ヶ月〜３ヶ月を超過しない。又、当然のことながら、適宜、固体推進力と電気推進力を同時に使用することもできる。
【００１４】
最後に、電気スラスタが固体推進燃料化学スラスタの本体上において取り付けられているこのような構成は、特に小型であり、かつ、統合が容易な推進モジュールを提供し、これにより、このような推進機能を必要とする様々な宇宙船に対する大幅な変更を要することなしに装着に適した独立的モジュールとなるその特性が改善される。
【００１５】
特定の実施形態においては、固体推進燃料化学スラスタの本体は、複合材料から製造されている。このような種類の材料によれば、大きな重量の節約が可能であり、これにより、相応して、相対的に大きなペイロードを担持することができる。
【００１６】
特定の実施形態においては、固体推進燃料化学スラスタは、本体内において保存されている所定装填量の燃料と、放出器ノズルと、電源及び電子制御ユニットと、を有する。
【００１７】
特定の実施形態においては、固体推進燃料化学スラスタの放出器ノズルは、操向可能である。従って、これには、有利には、ヨー及びピッチにおいて軌跡を制御するべく、２つの電気機械アクチュエータを装着することができる。
【００１８】
特定の実施形態においては、電気スラスタは、固体推進燃料化学スラスタの本体の上端部において設けられた上部フランジと、固体推進燃料化学スラスタの本体の下端部において設けられた下部フランジと、を有する留め具構造を介して固体推進燃料化学スラスタの本体上において取り付けられている。これらのフランジの設置により、大部分の留め具が小さなサイズのゾーン内において１つにグループ化され、これにより、相対的に良好な全体的な合理化と、特に、電気スラスタを固体スラスタ上において固定することによって生成される機械的応力の相対的に良好な管理と、を提供することができる。具体的には、これらのフランジには、固体スラスタの本体の損傷を伴うことなしに機械的な力に耐えるのに適すると共に恐らくは振動を減衰させるのにも適した構造及び／又は形状を提供することができる。
【００１９】
特定の実施形態においては、上部フランジは、本体上において取り付けられた筒状フランジ又は輪である。
【００２０】
特定の実施形態においては、上部フランジは、固体推進燃料化学スラスタの本体の上部スカート上において取り付けられた環状フランジである。
【００２１】
その他の実施形態においては、上部フランジは、固体推進燃料化学スラスタの本体の上部アウトラインに沿って突出した縁部である。有利には、この結果、上部フランジは、その上部エッジに沿って設けられた本体の側壁の余分な厚さによってのみ、構成されてもよい。
【００２２】
特定の実施形態においては、下部フランジは、本体上において輪として取り付けられた筒状フランジである。従って、この筒状フランジは、その損傷を伴うことなしに、特に、輪の収縮により、本体の周りにおいて、容易に取り付けることができる。
【００２３】
特定の実施形態においては、下部フランジは、本体の下部スカート上において取り付けられた筒状の輪状フランジである。
【００２４】
その他の実施形態においては、下部フランジは、固体推進燃料化学スラスタの本体の下部アウトラインに沿って突出した縁部である。
【００２５】
特定の実施形態においては、電気スラスタは、電気スラスタ部材と、推進流体のタンクと、を有する。スラスタ部材は、任意の既知のタイプであってもよく、かつ、特に、静止型のプラズマタイプであってもよく、推進流体は、様々な種類であってもよく、かつ、特に、これは、キセノン、クリプトン、アルゴン、又はこれらの元素の混合物であってもよい。
【００２６】
又、特定の実施形態においては、電気スラスタは、推進流体タンクと電気スラスタ部材の間に設けられた圧力レギュレータ段をも有する。
【００２７】
特定の実施形態においては、電気スラスタ部材は、下部フランジに固定され、かつ、好ましくは、モジュールの背後に向かって方向付けされている。この位置によれば、電気スラスタ部材から到来する粒子が固体スラスタ上に投射されるリスクを低減しつつ、モジュールを前方に推進させることができる。
【００２８】
特定の実施形態においては、推進流体タンクは、下部及び上部フランジの間において固定されている。
【００２９】
特定の実施形態においては、モジュールは、少なくとも１つの軸線を中心として操向するための、かつ、少なくとも１つのガススラスタを含む、操向制御システムを更に有する。このような制御システムは、具体的には、ロールの際の軌跡を安定化させるべく機能してもよい。スラスタは、低温ガス又は高温ガスを同様に良好に利用してもよい。
【００３０】
特定の実施形態においては、ガススラスタは、下部フランジに固定され、かつ、前記下部フランジに対して接線方向において方向付けされている。
【００３１】
特定の実施形態においては、ガススラスタに使用されるガスは、電気スラスタに使用されるものと同一の推進流体であり、かつ、従って、これは、電気スラスタの推進流体タンクから到来する。
【００３２】
その他の実施形態においては、ガススラスタに使用されるガスは、推進流体とは異なっており、従って、特定のタンクから到来する。具体的には、これは、窒素タンクであってもよい。
【００３３】
特定の実施形態においては、上部フランジには、衛星などの宇宙船に接続されるのに適した上部機械インターフェイスが設けられている。
【００３４】
特定の実施形態においては、下部フランジには、宇宙発射装置に接続されるのに適した下部機械インターフェイスが設けられている。
【００３５】
特定の実施形態においては、上部及び下部機械インターフェイスの直径は、同一である。これらのインターフェイスに起因し、推進モジュールは、任務の準備をする際に、衛星と発射装置の間における大幅な付加的適合を伴うことなし、容易に挿入されうる。
【００３６】
特定の実施形態においては、電気スラスタは、固体推進燃料化学スラスタの周りにおいて固定されたフレーム構造により、固体推進燃料化学スラスタの本体上において取り付けられている。このような構造は、電気スラスタ及び任意の補助部材を固体スラスタの周りにおいて固定する際に大きな自由度を提供し、フレーム構造は、恐らくは、本体の損傷を回避するように影響を受けにくいゾーン内の少数の地点において固体スラスタの本体に固定されている。更には、電気スラスタと固体スラスタの間においてインターフェイスを形成しているこのようなフレーム構造は、それぞれのスラスタによって生成される機械的応力の間の相対的に大きな分離を提供する。このような状況下においては、大幅な適合を伴うことなしに、既存の固体スラスタの使用が可能となる。
【００３７】
特定の実施形態においては、フレーム構造は、截頭円錐形又は筒状の形状を有する。
【００３８】
特定の実施形態においては、電気スラスタ部材は、フレーム構造の内部壁に固定され、かつ、モジュールの背後に向かって方向付けされている。フレーム構造との関係において内部に電気スラスタ部材を配置することは、第１には、フレーム構造に対して粒子を投射することを回避するように、かつ、第２には、相対的に大きな余地が任意の補助部材を固定するために外部表面上において利用可能になるという利益を享受するように、機能する。
【００３９】
特定の実施形態においては、推進流体タンクは、フレーム構造の外部壁に固定されている。これは、好ましくは、フレームの主方向との関係において接線方向において固定され、フレームの主方向は、モジュールの主方向と一致している。
【００４０】
特定の実施形態においては、少なくとも１つの軸線を中心として操向するための操向制御システムのガススラスタは、フレーム構造の外部壁に固定され、かつ、モジュールの主方向との関係において接線方向において方向付けされている。
【００４１】
特定の実施形態においては、フレーム構造は、衛星などの宇宙船に接続するのに適した上部機械インターフェイスがその上端部において設けられた上部支持部分を含む。
【００４２】
特定の実施形態においては、フレーム構造は、上部部分から張り出すと共に宇宙発射装置に接続されるのに適した下部化学インターフェイスがその下端部において設けられた截頭円錐形の下部アダプタ部分を含む。これらのインターフェイスに起因し、推進モジュールは、通常は発射装置のインターフェイスと衛星などの宇宙船のインターフェイスの間において必要とされる直径遷移アダプタに取って代わることができる。
【００４３】
又、特定の実施形態においては、推進モジュールは、自身が自律的に機能することを可能にする電気生成手段、通信手段、及びナビゲーション手段をも有する。
【００４４】
上述の特性及び利点、並びに、その他のものについては、提案されているモジュールの実施形態に関する以下の詳細な説明を参照することにより、明らかとなる。詳細な説明においては、添付図面を参照する。
【００４５】
添付図面は、概略的なものであり、かつ、なによりも、本発明の原理を示すことを目的としている。
【００４６】
添付図面においては、すべての図にわたって、同一の要素（又は、要素の一部分）が同一の参照符号によって参照されている。更には、異なる実施形態の一部分を形成しているが類似の機能を有する要素（又は、要素の一部分）は、添付図面においては、１００や２００などだけ増分された参照符号によって参照されている。
【図面の簡単な説明】
【００４７】
【図１】推進モジュールの第１実施形態の側面図である。
【図２Ａ】推進モジュールの第２実施形態の斜視図である。
【図２Ｂ】反対方向から観察した図２Ａの実施形態の図である。
【発明を実施するための形態】
【００４８】
以下、本発明を更に具体的なものとするべく、添付図面を参照し、モジュールの実施形態について詳細に説明する。本発明は、これらの実施形態に限定されるものではないことを思い起こされたい。
【００４９】
図１は、推進モジュール１の第１実施形態を示している。これは、電気スラスタ３０又は補助機能を構成する特定数の部材をその周りに取り付けられた状態において有する固体推進燃料化学スラスタ１０を有する。
【００５０】
固体スラスタとも呼称される固体推進燃料化学スラスタ１０は、一般に、主軸線Ａを中心とした回転体であり、かつ、所定装填量の固体推進燃料を封入する本体１１と、本体１１の背後において軸線方向において配置されたノズル１２と、を有する。
【００５１】
ノズル１２は、ノズル１２を中心として相互の関係において９０°において配置された２つの電気機械アクチュエータ１３（図１には、これらのうちの１つのみが可視状態にある）によって操向可能である。従って、これらによれば、モジュール１の、かつ、従って、モジュール１が装着された宇宙船の、軌跡のヨー及びピッチ成分に対して作用するべく、ノズルを制御することができる。別の実施形態においては、それぞれのノズルが９０°に位置した２つの電気機械アクチュエータによって操向される２ノズル構成は、同様に、ロールにおいて宇宙船を制御するべく使用することもできよう。
【００５２】
これらのアクチュエータ１３は、本体１１の側部表面上において固定されたアクチュエータ制御ユニット１４によって制御されている。更には、外部電源の利益を享受していない際に、特に、宇宙船のソーラーパネルがまだ配備されていない際に、推進モジュール１のシステムに電力供給するべく、電池１５も、本体１１の側部表面に固定されている。
【００５３】
本体１１は、好ましくは、複合材料から製造されている。複合材料から製造された本体１１内において形成される固定部の数を制限するべく、かつ、従って、可能な限り本体の損傷を回避するべく、本体１１には、２つの留め具２１及び２２が設けられている。
【００５４】
第１のものは、本体１１の上端部において取り付けられている上部留め具フランジ２１である。この上部留め具フランジ２１は、形状が環状であり、かつ、上向きに本体１１の最大直径部分を延在させる複合スカート１１ｓ上において、例えば、釘により、あるいは、ねじ留め具により、取り付けられた、好ましくは、アルミニウム合金から製造された、別個の付属品である。
【００５５】
第２留め具インターフェイスは、本体１１の下端部において取り付けられている下部留め具フランジ２２である。この下部留め具フランジ２２は、形状が環状であり、従って、下向きに本体１１の最大直径部分を延在させる複合スカート１１ｉ上において、例えば、釘により、あるいは、ねじ留め具により、取り付けられた、好ましくは、アルミニウム合金から製造された、別個の付属品である。
【００５６】
これらの２つの留め具フランジ２１及び２２により、電気スラスタ３０を固体スラスタ１０上において固定することができる。電気スラスタ３０は、複数の電気推進プレート３１と、それぞれの推進プレート３１ごとに、推進プレート３１に供給する複数の推進流体タンク３２と、圧力レギュレータ装置３３と、電力処理ユニット(Power  Processing  Unit：PPU)と一般に呼称される電源及び電子制御ユニット３４と、を有する。
【００５７】
それぞれの電気推進プレート３１は、静止型プラズマスラスタタイプであり、これは、推進流体を消費し、この場合に、これは、対象のプレート３１のＰＰＵ３４によって生成される強力な電界の作用により、推進流体をイオン化させると共にプラズマの形態において加速させる。反応により、このようにしてプレート３１から放出されたプラズマは、モジュール１を加速させる推進力を生成する。それぞれのプレート３１は、モジュール１の背後に向かって方向付けされるように、アタッチメント３１ａにより、下部留め具フランジ３２上において取り付けられている。好ましくは、軸線Ａを中心として１２０°のインターバルにおいて分散された３つのこのようなプレートが存在している。それぞれの推進プレート３１からの推進力の方向は、軸線Ａによって定義される方向との関係において小さな角度を形成してもよく、このような状況下においては、推進プレート３１の組からの推進力の方向は、好ましくは、推進モジュールとこの推進モジュールが推進させる宇宙船によって構成された組立体の重心に位置した軸線Ａ上の地点において一致している。
【００５８】
推進流体タンク３２は、推進プレート３１を動作させるために必要とされる推進流体を収容しており、推進流体は、好ましくは、キセノンである。タンクの数は、必ずしも、推進プレート３１の数と等しくはなく、従って、この実施形態においては、モジュール１は、４つの推進流体のタンク３２を有する（４つ目は、固体スラスタ１０によって隠蔽されている）。それぞれの推進流体タンク３２は、第１アタッチメント３２ａにより、第１端部において上部留め具フランジ２１に、かつ、第２端部においては、第２アタッチメント３２ｂにより、下部留め具フランジ２２に、固定されている。従って、これらは、軸線Ａに対して実質的に平行となり、かつ、軸線Ａを中心として９０°に位置するように、配置されている。
【００５９】
圧力レギュレータ装置３３は、推進プレート３１に供給される前に、推進流体の圧力を低減するように機能する。この例においては、下部留め具フランジ２２に固定された１つのこのような装置のみが設けられている。更には、これは、その端部が２つの留め具フランジ２１及び２２に取り付けられている１つ又は２つの長さ部材に部分的に固定することもできよう。
【００６０】
それぞれのＰＰＵ３４は、推進プレート３１の動作を可能にするのに十分に強力な電界を生成する能力を有する電気を推進プレート３１に供給するように機能する。圧力レギュレータ装置３３と同様に、それぞれのＰＰＵ３４は、好ましくは、自身が電力供給している推進プレート３１の近傍において、下部留め具フランジ２２に、かつ、２つの留め具フランジ２１及び２２を相互接続している長さ部材に、部分的に固定されてもよい。
【００６１】
又、モジュール１は、ガスタンク５１と、第１ノズル５２ａと、第１ノズル５２ａと同一の軸線に沿ってかつこれとは反対の方向において方向付けされた第２ノズル５２ｂと、を有するガススラスタ５０をも有する。このガススラスタ５０は、２つのノズル５２ａ及び５２ｂが軸線Ａとの関係において接線方向において配置されるように、下部留め具フランジ２２に固定されており、従って、このスラスタは、モジュール１の軌跡のロール成分に対して作用する能力を有する。
【００６２】
この実施形態においては、ガススラスタは、１つの電気スラスタプレート３１のアタッチメント３１ａにより、下部留め具フランジ２２に固定されており、それにも拘らず、これは、その独自の装着を同様に良好に有することができよう。
【００６３】
この実施形態においては、ガススラスタ５０は、その独自のタンク５１から到来するガスを、具体的には、窒素を、あるいは、固体推進燃料ブロックの燃焼から到来する高温のガスを、使用しており、それにも拘わらず、その他の実施形態においては、ガススラスタ５０は、推進流体タンク３２から到来するガスによってエネルギー供給されうるであろう。このような状況下においては、圧力レギュレータ装置３３は、上述のその主な機能を実行するのみならず、ガススラスタ５０にとって適した圧力に推進流体の圧力を低減するように機能してもよい。
【００６４】
又、その上述の機能に加えて、上部及び下部留め具フランジ２１及び２２は、モジュール１を、その上部機械インターフェイス６１により、宇宙船に、かつ、その下部機械インターフェイス６２により、発射装置に、固定することができるように、航空宇宙分野における最新の規格及び慣習に準拠した上部及び下部機械インターフェイス６１及び６２を有するように構成されている。
【００６５】
具体的には、この実施形態においては、上部及び下部機械インターフェイス６１及び６２の直径は、モジュール１が、なんらの付加的空間アダプタをも必要とすることなしに、宇宙船と発射装置の間において挿入されうるように、同一である。
【００６６】
図２Ａ及び図２Ｂは、推進モジュール１００の第２実施形態を示している。これは、電気スラスタ１３０及び補助機能を構成する様々な部材がその上部において固定されているフレーム構造１２０をその周りにおいて取り付けられた状態で有する固体推進燃料化学スラスタ１１０を有する。
【００６７】
固体スラスタとも呼称される固体推進燃料化学スラスタ１１０は、全般的に、第１実施形態のスラスタ１０とほぼ同一であり、かつ、従って、再度の詳細な説明を省略する。
【００６８】
好ましくは、複合材料から製造された本体１１１内に形成される固定部の数を制限するべく、かつ、従って、可能な限り本体１１１の損傷を回避するべく、これには、フレーム構造１２０が設けられている。
【００６９】
好ましくは、アルミニウム及び炭素繊維補強ポリマー(Carbon  Fiber  Reinforced  Polymer：CFRP)複合体から製造されたこのフレーム構造１２０は、例えば、釘によるか又はねじ留め具によるなどのように、任意の既知の留め具手段により、本体１１１の周りにおいて取り付けられてもよい。
【００７０】
このフレーム構造１２０は、モジュール１００の背後に向かって張り出すと共に電気スラスタ１３０を固体スラスタ１１０上において固定するように機能する截頭円錐形の形状の上部支持部分１２１を有する。電気スラスタ１３０は、全般的に、第１実施形態の電気スラスタ３０と同一の部材を有し、即ち、複数の電気推進プレート１３１と、推進プレート１３１に供給する複数の推進流体タンク１３２と、圧力レギュレータ装置１３３と、それぞれの推進プレート１３１ごとのＰＰＵ１３４と、有する。
【００７１】
それぞれのプレート１３１は、モジュール１の背後に向かうように方向付けされるように、アタッチメント１３１ａを介してフレーム構造１２０の支持部分１２１の内部面１２１ａ上において取り付けられている。この例においては、同様に、好ましくは、軸線Ａを中心として１２０°のインターバルで分散された３つのものが存在している。
【００７２】
それぞれの推進流体タンク１３２は、タンク１３２の第１端部においてかつ第２端部においてそれぞれ設けられた第１アタッチメント１３２ａ及び第２アタッチメント１３２ｂにより、支持部分１２１の外部面１２１ｂに固定されている。この実施形態においては、タンク１３２は、軸線Ａに対して実質的に直交するプレーン内において配置されており、かつ、これらは、軸線Ａを中心とした９０°のインターバルにおいて位置している。
【００７３】
この例においては、１つのレギュレータ装置１３３のみが設けられており、かつ、これは、支持部分１２１の外部面１２１ｂに固定されている。
【００７４】
又、それぞれのＰＰＵ１３４も、好ましくは、自身が電力供給しているスラストプレート１３１の近傍において、支持部分１２１の外部面１２１ｂに固定されている。
【００７５】
又、モジュール１００は、ガスタンク１５１と、第１ノズル１５２ａと、第１ノズル１５２ａと同一の軸線に沿ってかつこれとは反対方向において方向付けされた第２ノズル１５２ｂと、を有する、第１実施形態のガススラスタ５０とほぼ同一の２つのガススラスタ１５０をも有する。それぞれのガススラスタ１５０は、その２つのノズル１５２ａ、１５２ｂが軸線Ａとの関係において接線方向において配置されるように、支持部分１２１の外部面１２１ｂに固定されている。更には、それぞれのガススラスタ１５０は、軸線Ａからの大きな距離の利益を享受し、これにより、モジュールの軌跡のロール成分に作用する大きなレバーアームを提供するように、支持部分１２１の下端部において配置されている。
【００７６】
更には、上述の機能に加えて、フレーム構造１２０は、モジュール１００が、その上部機械インターフェイス１６１により、宇宙船に、かつ、その下部機械インターフェイス１６２１により、発射装置に、固定されうるように、航空宇宙分野における最新の規格及び慣習に準拠した方式で上部及び下部機械インターフェイス１６１及び１６２を有するように構成されている。従って、フレーム構造１２０の上端部は、上部機械インターフェイス１６１を形成するように構成されており、フレーム構造１２０は、自身と合致した状態において、かつ、その上部支持部分１２１の背後において、実質的に截頭円錐形の形状の下部アダプタ部分１２５（これは、それにも拘らず、支持部１２１のものとは異なる角度を有してもよい）を含み、その下端部は、下部機械インターフェイス１６２を形成するように構成されている。
【００７７】
このアダプタ部分１２５により、発射装置インターフェイスの標準的な直径に対応するように、下部機械インターフェイス１６２の直径を調節することが可能であり、このような状況下においては、上部機械インターフェイス１６１の直径が、宇宙船とのインターフェイスに対して適合されていることから、モジュール１００は、発射装置と衛星などの宇宙船のインターフェイスの間において通常は必要とされる直径遷移アダプタに取って代わることができる。
【００７８】
この説明において記述されている実施形態は、非限定的な例示を目的として付与されたものであり、かつ、この説明に鑑み、当業者は、本発明の範囲を逸脱することなしに、これらの実施形態を容易に変更することが可能であり、あるいは、その他のものを想起することができる。
【００７９】
更には、これらの実施形態の様々な特性は、独自に使用されてもよく、あるいは、これらの特性は、互いに組み合わせられてもよい。組み合わせられる際には、これらの特徴は、上述のように又はその他の方式で組合せられてもよく、本発明は、この説明において記述されている特定の組合せに限定されるものではない。具体的には、かつ、そうではない旨が記述されていない限り、任意の１つの実施形態を参照して記述されている特徴は、類似した方式により、任意のその他の実施形態に適用されてもよい。
【図１】
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【図２Ａ】
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【図２Ｂ】
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