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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。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。燃料の質量Mcは、電池質量Mbよりも小さい。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。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。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。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。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。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。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。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。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。