JPH0215440B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は宇宙船の軌道変更方法、とりわけ、著
しく楕円形をした軌道から円形軌道へ変更させる
方法に関する。この円形軌道は場合によつては地
球と同一同期でありしかも元の楕円軌道とは異な
る傾斜を有する。更に本発明はかかる軌道変更方
法を実施する装置に関する。

一つの有用な物体例えば通信用衛星を円形軌道
へ、特に地球と同一周期の軌道（すなわち静止軌
道）上に乗せるためには、先ず多段ロケツトで著
しく楕円形をした軌道へ前記物体を打ち上げる。
この楕円形軌道の近地点はロケツトの最高高度に
近く数百キロメートルの所にあり、かつこの楕円
軌道の遠地点は円形の最終軌道の高度におおよそ
近い。またこの楕円軌道は円形の最終軌道とは傾
斜が異なつており、その傾斜はロケツトの打ち上
げ地点の緯度に依存している。

軌道変更は前記楕円軌道の遠地点において衛星
を加速することにより行われる。この加速は非常
に短い時間で相当量の加速をなすいわゆる遠地点
推進器により達成される。この遠地点推進器の作
動は一回だけであり、微妙な軌道修正な幾つかの
小さな補助推進器により行われる。

他の軌道変更方法として、ロケツトの最高高度
から螺旋状に拡大してゆく軌道を通つて円形の最
終軌道の高度までもたらすという方法がある。こ
れは最終軌道に達するまで非常に弱き推進力を常
に働かせ続けて衛星の速度をゆるやかに増加しそ
れで高度を徐々に高くしてゆくというのである。

ホーマン移行法として知られている前述の第一
の軌道変更方法の有効性は加速時間に反比例する
ので、出来るだけ短い時間で加速を完了させなけ
ればならず、そのために、数秒で燃焼し尽す固形
推進薬を使用することになる。この軌道変更方法
の欠点は大きな加速度を衛星に与えるために衛星
の各設備の機械的強度を大きくしなければならな
いということである。更に相当な発熱量であるた
めに熱に対して特別な防御設備を必要とする。

これらの欠点はより小さな推力の推進器を用い
ることによつて緩和される。即ち、これは液体推
進薬を用い、かかる燃料は貯蔵タンクに入れられ
ていて、そのタンクから液体燃料が姿勢制御のモ
ータおよび軌道制御のモータへ供給される。

前述の第一の軌道変更方法は特殊な推進装置
（即ち、遠地点推進器）を必要とし、かつこの特
殊な推進装置は衛星のアンテナ、太陽電池板、マ
ストの如きを展開した構造体の機械的強度と両立
しない加速度を生ずるのである。

前述の第二の軌道変更方法は磁気流体力学効果
の電気推進器で非常に弱い加速度を非常に長時間
にわたつて衛星に与えつづける。それで螺旋軌道
を飛行する時間は非常に長く数カ月にもなり、最
終軌道にもたらすまで非常に時間がかかりすぎ
る。このために衛星はヴアン・アレン帯を長時間
飛び続けなければならないのである。ヴアン・ア
レン帯は地球を取り巻く強い放射帯であり、この
放射帯中に衛星が長く滞在すると衛星は種々な劣
化、特に太陽電池の劣化を蒙るのである。

この方法はロケツト製造のヨーロツパの古い機
構ELDOによつて1960年から1970年までの間長期
間研究された。これはDeutsche Forschung und
Versuchsantal fur Luft und RaumfartのK.R.
Schreitmuller 氏の著書“Bahnubergange cuy
die geostationare Bahnmit Hclfe solarelectri
scher Systeme”の中に詳しく記載されている。
またアメリカでも研究されており、その中で最も
よく知られているものを挙げると Optimal guidance and mechanics of low
thrust trajectories R.A.Jacobson著（1972年に
ミシガン大学で支持された博士号論文）、 Optimal low thrust geocentric transfer
Edelbaum外、著、A.I.A.A Paper73.104および
74.801 Low thrust trajectory analysis for geosy
nchronous mission Thomas Jasper著A.I.A.
A73.1972 Solar electric propulsion for the satellite
transport into ａ geostationary orbit Scharf
外、著、A.I.A.A72.505 これらの方法のすべては飛行過程において特殊
な推進装置を必要とする不都合を持つており衛星
の運転寿命を非常に短くしており、そのうえ質量
の増大を引きおこし、設備と機械的耐久力の問題
を提起し、局部加熱を引きおこし、最終に宇宙船
の信頼性を減少させている。

本発明の目的は特殊な推進装置を使用するので
はなくて衛星の運転寿命中に不可欠な姿勢制御と
軌道制御のための推力モータを用いて軌道変更す
る方法を提供することである。

特に、あらゆる静止衛星は一定の経度にとどま
るように維持（すなわち軌道制御）するための推
力モータを持つており、この推力モータは静止軌
道の接線に沿つて二つの方向すなわち東→西方向
か西→東方向かのいずれかに衛星を加速する。ま
た、傾斜を補正するための推力モータもある。傾
斜補正用の推力モータの推力の方向は南北線に沿
うものである。更に姿勢制御のための推力モータ
もある。この推力モータの推力の方向は宇宙船の
三軸のまわりにトルクを生ぜしめるものである。

これらの推力モータの推力は前述のホーマン移
行を行えるほど大きくなく、衛星（アンテナ、太
陽電池板、マストなど）を完全に展開させた形状
でこれら推力モータを作動させてもアンテナ等を
何ら壊さない程度のものである。

本発明による軌道変更方法は、円形の最終軌道
の高度に近い遠地点を有する著しく楕円形をした
軌道へ打上げロボツトで衛星を打ち上げ、その後
の中間軌道の近地点の高度を上げるように逐次前
記遠地点において衛星の速度を増大させることを
特徴とする。円形の最終軌道には中間軌道を数回
通過すると達する。前記遠地点において逐次増大
させた速度の総計はホーマン移行法で必要とされ
る一回の速度増加よりもわずかに多いことは確か
である。しかしながら、速度の方向が接線付近に
そのまま留るべく各速度増分が十分短いならば、
エネルギーの観点からは二つの方法は等価であ
る。しかるに、全体的な質量のバランスから見れ
ば本発明の方法が優れている。なぜならば、遠地
点推進器を使用していないことと、加速度が弱い
ことによる衛星の各設備の構造強化が不要である
ことのために衛星が軽量化されているからであ
る。もちろん、遠地点推進器や電気推進器を制御
するために必要な機構も不要である。

本発明の他の特徴および利点は添付の図面を参
照して具体的に説明する以下の記載より明白とな
るであろう。なお、以下の記載は本発明の可能な
る一つの実施態様を示すためのものであつて、何
ら本発明をこの実施例のものに限定するためにな
されたものではない。

さて、第１図はホーマン移行法と呼ばれる従来
の軌道変更方法を説明するための図である。

第２図は更に別の従来の軌道変更方法（拡大し
て行く螺旋軌道を通る方法）を説明するための図
である。

第３図は本発明の軌道変更方法を説明するため
の図である。

第４図は姿勢制御および軌道制御のための推力
モータを有し、かつ展開された形状の衛星を示す
図である。

先ず、第１図および第２図を参照して、衛星を
円形軌道に置くために現在用いられている二つの
軌道変更方法を簡単に説明する。

第１図はホーマン移行法を示す。ロケツトが衛
星を一つの低い円形軌道１から打ち上げ、衛星の
速度が増大されて衛星は著しく楕円形をした軌道
２に入る。楕円軌道２の遠地点３は円形の最終軌
道の高度にほぼ相当する。遠地点３において衛星
は第２の速度増加を受けて円形の最終軌道４に入
る。この図において、ヴアン・アレン帯として知
られている強い放射帯は参照符号５および６で示
されている。

第２図は更に別の従来の軌道変更方法を示す。
これによれば非常に弱いが相当に長期間にわたつ
て続く速度増大により徐々に拡大して行く螺旋軌
道を通つて衛星は円形の最終軌道に達する。この
図において衛星は低い円形軌道１から徐々に拡大
していく螺旋軌道２を通つて円形の最終軌道４に
入る。衛星を円形の最終軌道４に導入するための
最終の操作は点３において行われる。またヴア
ン・アレン帯は５および６で示されている。

これら二つの現在行われている軌道変更方法の
欠点は前述したとおりであるので、ここではその
説明は省略する。

さて、第３図を参照して本発明による軌道変更
方法を説明する。

衛星は低い円形軌道１から打ち上げられ、円形
の最終軌道４の高度に近い遠地点を有する著しく
は楕円形をした軌道２に入れられる。そして、衛
星は遠地点３Ａで速度増加を受けて第一の中間軌
道４Ａに入る。この中間軌道４Ａの近地点は前記
の楕円軌道の近地点よりもかなり高度は高くなつ
ているが、遠地点はわずかしか高くなつていな
い。この遠地点３Ｂで新たな速度増加を受けて衛
星は第二の中間軌道４Ｂに入る。この中間軌道４
Ｂの近地点は前の中間軌道４Ａの近地点よりもか
なり高度は高くなつているが、遠地点はわずかし
か高くなつていない。以下同様にして衛星は中間
軌道４Ｎに入る。この中間軌道４Ｎの遠地点で衛
星は円形の最終軌道４に入ることが出来る。

前図と同様にヴアン・アレン帯は参照符号５お
よび６で示されている。

前述の各遠地点での各操作は最終的な傾斜が得
られるように各軌道面を徐々に変えてゆくように
行う。

このような逐次的軌道変更操作は最終の操作が
宇宙船をその最終点に位置させるように計算され
ていることに注意されたい。

行おうとしている軌道変更が著しく楕円形をし
た軌道から地球と同一周期の円形の最終軌道へ変
更させる場合には前記操作は同時に宇宙船を最終
的な近点距離に持たらすように計算されている。
なお、この最終の操作はこの点における軌道平面
を横断する方向の速度成分を零とするようになさ
れている。

本発明による軌道変更装置は従来の方法の如き
特殊な遠地点推進器や電気推進器を何ら使用する
のではなく、衛星の運転寿命中に不欠点な姿勢制
御と軌道制御のための推力モータを使用するとい
うことに留意されたい。

前述した如く、ホーマン移行を行うことが出来
ないような低い推力しか出せない推力モータの故
に、衛星を完全に展開した形状でもこの推力モー
タを作動させることが出来るのである。このこと
は本発明の方法の利点の一つである。

本発明の軌道変更装置を詳細に説明する前に、
エネルギーに関して本発明を説明する。

先ず第一の近似として、地球のまわりをまわる
衛星は地球だけの引力によりニユートンの運動法
則にもとづいて運動しているものとし、その主な
特徴の一つは長軸の長さは宇宙船に付与した全エ
ネルギーに依存する。このために、衛星の高度を
高めるための最も有効な方法は遠地点で速度を増
大することである。これは第１図に示されたよう
なホーマン移行法の操作に導く。すなわち、ロケ
ツトで衛星を低い円形軌道から速度を増大させて
楕円軌道に入れ、この楕円軌道の遠地点で再び速
度を増大することにより衛星は円形の最終軌道に
入るのである。

例えば、ケープ・ケネデイのアメリカ宇宙セン
ターから打上げて高度180Kmの近地点からゼロの
傾斜の静止軌道を達成するためには速度の増大は
遠地点では約1750ｍ／秒である。

ギアナの宇宙センターからアリアン型ロケツト
で衛星を200Kmの高度を打上げると、同じ静止軌
道に入るためには遠地点での速度増加は約1530
ｍ／秒である。

このように軌道変更はエネルギーの全供給即ち
速度の増大を変えることなく幾つかの中間的なホ
ーマン移行に分解され得ることが簡単なエネルギ
ー考察から容易に証明される。

月と太陽の重力の影響、地球に対する近点距離
でのポテンシヤル、および地球に基因する空気力
学的、磁気的、電気的影響が考慮に入れられる最
も現実的な場合においては、力の方程式を一つず
つ積分することにより、前述の結論が有効である
ことを実証することが出来る。

更にまた、速度の逐次増大を適当に選択するこ
とにより、例えばヴアン・アレン帯を通る時間を
最小にしたり、また、従来の軌道変更法において
衛星を最終軌道に置くために必要とされていたド
リフト相と呼ばれる飛行段階を除去して衛星を最
終位置の経度にもたらすことができる。これによ
つて時間と燃料の著しい節約が可能になる。

例をあげると、ギアナの打上げセンターを出発
しヴアン・アレン帯を10時間以下で通過し10日以
内で西経20゜付近の最終経度を達するようにした
例がある。ヴアン・アレン帯は高度1872Kmから
3752Kmのプロトンの高密度帯域と、高度17262Km
から23262Kmの高電子密度の帯域とが代表的であ
る。

第１の遠地点：速度増大２時間59分で262ｍ／秒 第２の遠地点：速度増大２時間37分で255ｍ／秒 第３の遠地点：速度増大２時間22分で252ｍ／秒 第４の遠地点：速度増大２時間09分で251ｍ／秒 第５の遠地点：速度増大１時間59分で251ｍ／秒 第６の遠地点：操作なし 第７の遠地点：速度増大43分で96ｍ／秒 第８の遠地点：操作なし 第９の遠地点：速度増大43分で77ｍ／秒 第10の遠地点：速度増大52分で76ｍ／秒 第11の遠地点：速度増大１分で４ｍ／秒 第12の遠地点：速度増大55秒で0.03ｍ／秒 操作の全持続時間：９日と12時間 放射帯域通過時間：９時間30分 最終経度：西経20゜ 速度の全増大：1544.03ｍ／秒 相当する軌道は第３図に描かれている。

軌道平面を最初の軌道平面に対して変えるため
には、上に列挙した速度に加え、楕円平面を横断
する方向の速度成分が与えられる。

本発明の方法を実施するための装置について
は、衛星がロケツト等の打ち上げ装置により楕円
軌道２に入れられるとすぐに、衛星は展開された
形状になされるということに注目されたい。すな
わち、太陽電池板、アンテナおよびマスト等が展
開され、衛星は太陽に対して所望の姿勢を取るよ
うにされるのである。これより、給電設備と温度
調節設備が作動状態になされる。

次いで、地球センサーにより地球の捕捉が通常
の態様で行われる。すなわち、予め計算されたデ
ータに基づいて予備捕捉し、そしてジヤイロメー
タの如き速度センサーの指示に従つて制御装置が
軌道変更装置を作動させて宇宙船の速度を制御
（すなわち軌道制御）し、そして地球センサーあ
るいは無線周波数センサーの如き姿勢角センサー
を用いて精密に地球を捕らえるのである。

このように、本発明の方法によれば衛星は楕円
軌道２に入れるとすぐに第４図に示すような展開
された形状を取るのである： −衛星の中心を通り地球に向かう軸OZは未来の
横揺れ軸である；その方向は赤外線地球センサ
ー７により地球の中心に向かつて照準される
か、あるいは無線周波数センサー８によりラジ
オビーコンに向かつて照準される： −太陽電池板を備えていない面に直角である軸
OYは軌道平面内にある； −第三の軸OXは前述の二つの軸OZ、OYに対し
て共に直角である。

ギアナの宇宙センターから打ち上げられる場
合、軌道平面の傾斜は軌道変更操作の間に10゜か
ら0゜へ変更される。それで、太陽電池板１０の回
転軸９の方向は南北方向に関して10゜から0゜へ変
更される。

衛星の東側の面１１に垂直に作用して軌道変更
のための速度の逐次増大をもたらす加速度はこの
面に設けられた４個の推力モータ１２を作動させ
ることにより得られる。このとき望ましくないト
ルクの発生を回避するために、燃焼中、これら四
つの推力モータからの出力がモニターされて速度
および／または姿勢角センサーからの情報に応じ
て調節される。かくして、補足的な横方向の力に
頼ることなく、ひいては余分なエネルギーの消費
なしに、推力の方向を制御することができる。

以上の説明から明らかな如く、軌道変更のため
に使用された推力モータは宇宙船の運転寿命の間
にも姿勢制御および／または軌道制御のために使
用されるのである。

なお、図示されたものは本発明の好ましい実施
例として示されているのに過ぎず、特許請求の範
囲に示された本発明の範囲内で種々に改変できる
ことを理解されたい。

【図面の簡単な説明】

第１図はホーマン移行法と呼ばれる従来の軌道
変更方法を説明するための図である。第２図は更
に別の従来の軌道変更方法（拡大して行く螺旋軌
道を通る方法）を説明するための図である。第３
図は本発明の軌道変更方法を説明するための図で
ある。第４図は姿勢制御および／または軌道制御
のための推力モータを有し、展開された形状の衛
星を示す図である。 図において、１は低い円形軌道、２は楕円軌
道、３Ａ，３Ｂ……３Ｎは一連の遠地点、４は円
形の最終軌道、４Ａ，４Ｂ……４Ｎは一連の中間
軌道、５，６はヴアン・アレン帯、７は赤外線地
球センサー、８は無線周波数センサー、９は回転
軸、１０は太陽電池板、１１は衛星の東側の面、
１２は推力モータである。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 打ち上げ装置により乗せられた当初の著しく
   楕円形をした軌道２からこの楕円軌道２の遠地点
   に近い高度を有する円形の最終軌道４へ宇宙船の
   軌道を変更する軌道変更装置、最終軌道に沿つて
   飛行している間の軌道制御用並びに姿勢制御用に
   使用される弱い推力モータ１２、最終軌道に沿つ
   て飛行している間に使用されうる速度または姿勢
   角のセンサー、およびかかるセンサーからの情報
   入力を受けて前記軌道変更装置を制御する制御装
   置とを備えてなる宇宙船において、 前記軌道変更装置は軌道のほぼ接線方向に速度
   を逐次増大させる前記の弱い推力モータの幾つか
   であり、前記制御装置は前記楕円軌道２と前記最
   終軌道４との間の一連の中間軌道４Ａ……４Ｎの
   一連の遠地点において前記の速度の逐次増大を行
   うようになし、各中間軌道はそれぞれ前の中間軌
   道の近地点よりも明らかに高い近地点と前記中間
   軌道の遠地点よりも極く僅かに高い遠地点とを有
   することを特徴とする軌道変更装置を備えた宇宙
   船。