(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
人工衛星配置を展開する方法において、
同じ初期軌道上の同じ初期高度において複数の人工衛星を展開するために単一の発射装置を使用する段階（１０）と、
前記初期軌道に依存して、各前記人工衛星が一組のドリフト高度から選択されたドリフト高度に達して、様々な前記人工衛星の軌道が地球の重力ポテンシャルの作用の下で各前記ドリフト高度において互いに関してシフトされる（３０）ように、前記人工衛星を制御する段階（２０）と、
同じ最終高度に達するために連続的に移動させられるように前記人工衛星を制御する段階（４０）であって、前記連続的な移動は、前記人工衛星が、赤道面に関する同じ傾斜角度を備える同じ曲線を有するが、それらの昇交点にとって異なる経度を与える最終軌道を描くように実施される、段階（４０）と、有し、
前記人工衛星の前記最終軌道は、地球の自転軸線回りに、互いに関して角度的に偏倚し、
前記最終軌道は、二つの連続する前記最終軌道の間において一定の角度偏差（ｄΩ）を与える、方法。
【請求項２】
前記一組のドリフト高度は、それぞれ、前記初期高度より高い高度及び前記初期高度より低い高度を有する高ドリフト高度及び低ドリフト高度を有する請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記初期高度、前記高ドリフト高度、前記低ドリフト高度、及び、前記最終高度は、１５０ｋｍから７５０００ｋｍの範囲内にある請求項２に記載の方法。
【請求項４】
前記人工衛星の前記最終高度は、前記初期高度と前記低ドリフト高度との間にある請求項２又は３に記載の方法。
【請求項５】
前記最終高度は、２００ｋｍから８００ｋｍの範囲内にある請求項１〜４のいずれか一項に記載の方法。
【請求項６】
前記初期高度は８００ｋｍであり、前記高ドリフト高度は１５００ｋｍであり、前記低ドリフト高度は２７０ｋｍであり、前記最終高度は４２０ｋｍである請求項４に記載の方法。
【請求項７】
前記初期高度は、３３０００ｋｍから３８０００ｋｍの範囲内にあり、前記最終高度は、２００００ｋｍから２５０００ｋｍの範囲内にある請求項３に記載の方法。
【請求項８】
前記人工衛星の前記最終軌道は、それらの前記初期軌道とは異なる傾斜角度を有する請求項１〜７のいずれか一項に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、人工衛星を打ち上げてそれらを軌道へ乗せることに関し、特に、人工衛星配置を展開することに関する。
【背景技術】
【０００２】
人工衛星配置は、広大な連続の受信可能範囲を必要とする多数の利用のために使用される。
【０００３】
このような人工衛星配置は、地球回りの異なる軌道を描く一組の人工衛星を具備する。
【０００４】
それでも、一般的に互いに関して角度的に偏倚する異なる軌道上に複数の人工衛星を展開することは、複数の発射装置の使用を必要とし、これは、非常な制約である。
【０００５】
例として、時間当たり一回の観測のための低軌道における観測人工衛星の配置は、異なる軌道上に展開される１２個の人工衛星を必要とする。不幸にも、現在において、このような人工衛星配置を展開することは、１２個の異なる発射装置を必要とし、これは非常に費用がかかり、又は、これら人工衛星が展開された後に、これら人工衛星の軌道を変更することを可能とするために、非常の多量の搭載推進剤を必要とし、これは搭載重量に関して同様に非常な問題である。
【０００６】
複数の解決方法が、単一の発射装置を使用して複数の人工衛星を展開するために提案されている。それでも、これらの解決方法は、本質的に、連続軌道上に様々な人工衛星を展開するために、連続軌道に達するための発射装置の能力に依存し、又は、複数の人工衛星が展開されたときに、それら自身の軌道を変更するための能力を有することを人工衛星自身に要求し、これは、必要とされる特定量の推進剤に搭載重量に関する問題を残す。
【０００７】
本発明は、こうして、この問題への解決方法を提案することを試みる。
【発明の概要】
【０００８】
このために、本発明は、人工衛星配置を展開する方法であって、
同じ初期軌道上の同じ初期高度において複数の人工衛星を展開するために単一の発射装置を使用する段階と、
初期軌道に依存して、各人工衛星が一組のドリフト高度から選択されたドリフト高度に達して、様々な人工衛星の軌道が地球の重力ポテンシャルの作用の下で各ドリフト高度において互いに関してシフトされるように、前記人工衛星を制御する段階と、
同じ最終高度に達するために連続的に移動させられるように人工衛星を制御する段階であって、前記連続的な移動は、人工衛星が、互いに角度的に偏倚し、すなわち、赤道面に関する同じ傾斜角度を備える同じ曲線を有するが、それらの昇交点にとって異なる経度を与える最終軌道を描くように、実施される段階とを有する、方法を提案する。
【０００９】
特別な実施において、人工衛星の最終軌道は、地球の自転軸線回りに、互いに関して角度的に偏倚する。
【００１０】
次いで、前記最終軌道は、特徴的に、二つの連続する最終軌道の間において一定の角度偏差を与える。
【００１１】
例として、一組のドリフト高度は、それぞれ、初期高度より高い高度及び初期高度より低い高度を有する高ドリフト高度及び低ドリフト高度を有する。
【００１２】
次いで、例として、初期高度、高ドリフト高度、低ドリフト高度、及び、最終高度は、１５０キロメータ（ｋｍ）から７５０００ｋｍの範囲内にある。
【００１３】
次いで、前記人工衛星の最終高度は、特徴的に、初期高度と低ドリフト高度との間にある。
【００１４】
例として、最終高度は、２００ｋｍから８００ｋｍの範囲内にある。
【００１５】
例として、初期高度は８００ｋｍであり、高ドリフト高度は１５００ｋｍであり、低ドリフト高度は２７０ｋｍであり、最終高度は４２０ｋｍである。
【００１６】
もう一つの変形例において、初期高度は、３３０００ｋｍから３８０００ｋｍの範囲内にあり、最終高度は、２００００ｋｍから２５０００ｋｍの範囲内にある。
【００１７】
前記人工衛星の最終軌道は、特徴的に、それらの初期軌道とは異なる傾斜角度を有する。
【００１８】
本発明は、こうして、単一の発射装置において、ある配置の人工衛星の幾つか又は全てを展開することを可能とし、このように展開されるときの人工衛星の幾つか又は全ての軌道を変更するために地球の重力ポテンシャルを有利に使用する。
【００１９】
本発明の他の特徴、目的、及び、利点は、単なる例示であり、非限定的であり、添付図面を参照して読まれるべきである以下の記述から明らかになる。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】人工衛星の軌道因子を示す図である。
【図２】人工衛星の軌道因子を示す図である。
【図３】本発明の態様における方法の段階を示す図である。
【図４】ある人工衛星配置を展開するための本発明の態様における方法の例を示す図である。
【図５】図４に示された例において、人工衛星の様々な軌道のドリフトがどのように変化するかの例を示す。
【図６】本発明の態様における方法により展開される人工衛星配置の例を示す。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
図面において、共通の要素は、同じ参照番号によって同定される。
【００２２】
図１及び２は、人工衛星の軌道の因子を示す図である。
【００２３】
これらの図において、地球Ａは、球体によって、赤道Ｅによって、地球の極を通過する軸線Ｐによって、表される。
【００２４】
これらの図には、さらに、
赤道Ｅを含む赤道面ＰＥと、
黄道と天の赤道との間で交差するように定められる春分点ｇと、が定められ、春分点方向が、さらに、春分点と地球の中心とを接続するように定められる。
【００２５】
地球回りの人工衛星の軌道Ｏが、図１及び２に概略的に示される。
【００２６】
これらの図において、以下のことを理解することができる。
赤道面ＰＥに関する軌道面ＰＯ、すなわち、軌道を含む平面の傾斜角度ｉ。ゼロの傾斜角度は、軌道面ＰＯが赤道面ＰＥと一致することを意味する。
矢印によって恣意的に同定された人工衛星の移動方向。
人工衛星が南半球から北半球へ移動するときに、軌道と赤道面ＰＥとの間の交点に対応する昇交点ＮＡ。
人工衛星が北半球から南半球へ移動するときに、軌道と赤道面ＰＥとの間の交点に対応する降交点ＮＤ。
それぞれ、最高高度を有する点及び最低高度を有する点に対応する楕円軌道にとっての遠地点Ｂ及び近地点Ｔ。昇交点及び降交点の線に関する近地点の傾斜角度は、近地点の偏角ωによって測定される。示された実施形態において、軌道Ｏは円形であり、遠地点Ｔ及び近地点Ｂは、実質的に同じ高度であり、ω＝９０°である。
【００２７】
昇交点の経度Ωも定められ、この経度は、春分点ｇの方向と降交点ＮＤを昇交点ＮＡへ接続する線との間の角度である。昇交点の経度Ωは、図１において矢印によって示されたように、地球の自転方向に対応して、春分点ｇの方向から昇交点ＮＡへ向かって測定される。
【００２８】
こうして、傾斜角度ｉ及び昇交点の経度Ωによって軌道面を定めることができる。
【００２９】
人工衛星は、次いで、このように定められたような軌道面ＰＯにおいて円または楕円の軌道を描く。
【００３０】
円軌道にとって、そのとき、高度は、実質的に一定である。
【００３１】
楕円軌道にとって、高度は、人工衛星がその曲線の遠地点にあるときの最大値と、人工衛星がその曲線の近地点にあるときの最小値との間において変化する。このような楕円軌道にとって、用語「高度」は、軌道の特定点の高度、例えば、昇交点、降交点、近地点、又は、遠地点における高度を示すのに使用される。
【００３２】
図２は、同じ傾斜角度ｉを有し、異なる昇交点経度を有して、それにより、軌道Ｏ１及びＯ２の間の偏差ｄΩをもたらす二つの円軌道Ｏ１及びＯ２を示す。
【００３３】
図３は、本発明の態様における方法の段階を示す図である。
【００３４】
図４及び５は、本発明の態様の方法の実施を示す。図４は、本発明の態様における方法によって展開される人工衛星配置の人工衛星のための高度の変化を示す。図５は、時間の関数としてこれら人工衛星のそれぞれの昇交点の経度Ωの変化を示す。
【００３５】
第一展開段階１０において、ある配置のための複数の人工衛星が、単一の発射装置によって展開される。
【００３６】
この複数の人工衛星は、ある配置のための人工衛星の全てに対応しても良く、又は、それらの幾つかだけに対応しても良い。以下に述べられ、図４及び５に示された例において、単一の発射装置において六個一組の人工衛星を展開することが検討される。
【００３７】
複数の人工衛星は、共通の初期軌道において共通の初期高度で展開される。
【００３８】
図４及び５は、ｔ＝０において、この展開段階を示す。単一の発射の間において展開される六個全ての人工衛星は、同じ高度及び同じ軌道を有する。
【００３９】
展開段階１０が実行されると、段階２０が、初期軌道面を維持する一方で人工衛星のそれぞれをドリフト高度へもたらすように、このように展開されたときの人工衛星の高度を制御することを実行する。
【００４０】
ドリフト高度は、複数の高度値を具備して例として初期高度を含む一組のドリフト高度から選択される。
【００４１】
示された例において、一組のドリフト高度は、三つの高度を有する。
初期高度。
初期高度より高い高ドリフト高度。
初期高度より低い低ドリフト高度。
【００４２】
この例において、初期高度は８００ｋｍであり、高ドリフト高度は１５００ｋｍであり、低ドリフト高度は２７０ｋｍである。
【００４３】
例えば、一組のドリフト高度においてより多い又はより少ない数の高度を有し、選択的に、一組のドリフト高度において初期高度及び最終高度の少なくとも一方を含むように、他の実施が可能である。
【００４４】
一般的に、初期高度、高ドリフト高度、低ドリフト高度、及び、最終高度の全ては、１５０ｋｍから７５０００ｋｍの範囲内にある。
【００４５】
例として、初期高度は、３３０００ｋｍから３８０００ｋｍの範囲内にあっても良く、最終高度は、２００００ｋｍから２５０００ｋｍの範囲内にあっても良い。
【００４６】
一組の人工衛星の幾つかが非常に高くはないドリフト高度を有するときに、大気抵抗を補って、こうして、このドリフト高度において人工衛星を維持するために、推進力を与えることが必要であるかもしれない。
【００４７】
図４は、人工衛星の高度を制御する段階２０のための期間の幅の例を示す。
【００４８】
この図に示されるように、二つの人工衛星が、展開段階１０が実施されると直ぐに、それらの各ドリフト高度に達するために初期高度から離れるように制御される。
【００４９】
次いで、三つの他の人工衛星が、次々と、それらのドリフト軌道を採り、こうして、二つの人工衛星が、次々と、発射段階１０から約５０日後において、それらの各ドリフト軌道に達するように制御され、五番目の人工衛星は、展開段階１０から約１００日後においてそのドリフト軌道に達するように制御される。六番目の人工衛星は、初期軌道のままである。
【００５０】
これら人工衛星の高度が異なると直ぐに、様々な人工衛星は、シフト段階３０の間において互いに関して次第にシフトされる。
【００５１】
特に、地球は、完全な球体ではなく、特に、極おいて平たくされ、それにより、その主な重力ポテンシャルにおいてかなりの乱れをもたらす。
【００５２】
この乱れは、地球からの本体距離に依存する地球の重力場の結果として本体に及ぼされる力によって、異なる高度に乗る人工衛星の軌道が次第に変化するようになることをもたらす。
【００５３】
こうして、もし、初期軌道が基準軌道として考えられるならば、次いで、初期高度と異なるドリフト高度を採る人工衛星は、初期軌道に関して次第に変化するようになる軌道を有する。この軌道の変化は、昇交点の経度Ωへ変化をもたらし、この経度は、初期高度より低い高度のドリフト軌道を有する人工衛星にとって増大し、初期高度より高いドリフト軌道を有する人工衛星にとって減少する。それでも、人工衛星の様々な軌道の曲線は、同一のままであり、昇交点の経度Ωだけが変化する。
【００５４】
この例における初期軌道が、基準軌道として選択されるが、この選択が、任意であり、互いに関しての人工衛星の軌道のシフトを描くためだけに役立つことは、認められるべきである。
【００５５】
様々な人工衛星がそれらの各ドリフト高度へ送られる時間幅は、例え幾つかの人工衛星が同一のドリフト軌道へ送られても、異なるシフト値を得るために役立つ。
【００５６】
図５は、どのように、昇交点の経度Ωが検討中の六個の人工衛星にとって時間に関して変化するかを示す。
【００５７】
図５において、検討中の人工衛星の高度の変化に対応する傾きの変化と共に、昇交点の経度Ωの時間に関する変化を示す曲線における傾きの幾つかの変化が見られることができる。
【００５８】
人工衛星は、実質的に、様々な人工衛星がそれらの各ドリフト高度から最終高度が採られるように制御される最終制御段階４０において最終軌道を採る。
【００５９】
最終高度は、一般的に、初期高度と低ドリフト高度との間にある。最終高度は、さらに、一組のドリフト高度に属しても良い。このとき、人工衛星の全て又は幾つかは、この最終制御段階４０の間において、それらの高度を変化することを必要としない。最終高度は、一般的に、２００ｋｍから８００ｋｍの範囲内にあり、これは、人工衛星の観測のために普通に使用される高度に対応する。
【００６０】
示された例において、人工衛星は、次々に、４２０ｋｍの最終高度を採る。
【００６１】
変形例において、人工衛星は、同時に最終高度を採っても良く、又は、集団で採っても良い。
【００６２】
この最終制御段階は、人工衛星が最終高度を採ったときに、それらの各軌道が互いに関してシフトされるように、例えば、様々な軌道が赤道面に関して同一の傾斜角度ｉを与える一方で、各軌道の昇交点の経度Ωが異なるように、設定される。例として、この傾斜角度は、９６°であっても良い。最終軌道の傾斜角度は、初期軌道の傾斜角度と同一であっても、異なっていても良い。
【００６３】
こうして様々な人工衛星の最終軌道は、同一の曲線に従うが、共通の軸線、特に、地球の自転軸線回りの回転角度によって互いに関してシフトされる。
【００６４】
示された実施形態において、制御段階２０、ドリフト段階３０、及び、最終制御段階４０は、二つの隣接する人工衛星が最終高度を採ったときに、これら人工衛星の軌道の間の昇交点の経度の偏差が一定であるように、設定され、この例において、この偏差は１５°に等しい。
【００６５】
図４において見られることができるように、制御段階２０、シフト段階３０、及び、最終制御段階４０は、重なり、例えば、幾つかの人工衛星は、それらの最終制御段階を実施し、一方、他の人工衛星は、依然としてシフト段階３０にある。
【００６６】
図６は、本発明の態様における方法を使用して展開された人工衛星配置の例を示す。
【００６７】
この図は、図４及び５を参照して上述されたような六個の人工衛星の軌道Ｏ１からＯ６を示す。上述されたように、制御段階２０、ドリフト段階３０、及び、最終制御段階４０は、二つの隣接する人工衛星が最終高度を採るときの結果ｄΩのようなこれら人工衛星の軌道の間の昇交点の経度Ωの偏差が、任意の二つの連続する軌道の間において一定であるように、設定される。
【００６８】
こうして、上述されたような方法は、ある人工衛星配置内の複数の人工衛星が単一の発射装置において展開されることを可能とし、それらの各軌道が地球の重力ポテンシャルを使用することによって相互にシフトされることを可能とする。この方法は、円、楕円、低軌道、又は、高軌道のような任意の種類の軌道を有する人工衛星配置を展開するのに使用されても良い。
【００６９】
こうして、この方法は、人工衛星の軌道を変更するために多量の推進剤の消費を回避し、このような展開のために必要とされる発射装置の数をかなり低減することを可能とする。
【００７０】
こうして、所望の最終軌道に関して、ある人工衛星配置が、一年未満で所定位置へ設置されることができる。
【００７１】
例として、それぞれ六個の人工衛星を搭載する二つの発射装置により、提案された方法を実施することによって、１２個の人工衛星の配置の展開が、一年未満で達成されることができる。
【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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