JPH11505696A - 遠隔探知または遠距離通信衛星の改良 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 低地球軌道レーダー遠隔探知または遠隔通信衛星は、地球の中心を通過する面、たとえば、その軌道の面にアンテナ形成部材を含む。アンテナは部材（１１）の１面または両面に置かれている。アンテナ形成部材（１１）の幅は、衛星の移動方向の寸法より長いので、前記衛星は重力勾配により自然に安定される。太陽発電器セル（１３）は、６Ｈ／１８Ｈローカル・タイム太陽同期軌道の場合には太陽に向かっている面のアンテナ形成部材（１１）により保持されている。アンテナ形成部材（１１）は、送受信波位相制御手段が分散されている複数の蝶番接続されたパネル（１４）を含み、さらに、前記パネル（１４）上に分散された複数のＧＰＳセンサ（１５）を含み、前記パネルは、前記部材の変形の移相器による測定とその後の補償を実行する。打上げ時には、複数のパネルが、打上げシステム軸に沿って伸長円筒型外殻に折り曲げられ、外殻はパネルの配置を可能にする花火トラップを備えている。軌道では、この外殻は、パネル以外のすべての機器ユニットを統合する機器モジュールを構成している。

Description

【発明の詳細な説明】 遠隔探知または遠距離通信衛星の改良 本発明は宇宙衛星に関する。 以下の開示では、本発明は主にレーダー遠隔探知衛星について説明されている 。 説明を通して容易に理解できるように、本発明は遠距離通信衛星に適応しても 同じ利点を提供する。 同様に、本発明は地球の軌道に関して説明されているが、当然他の天体にも当 てはまる。 従来技術の説明 図１ないし図３に示してあるように、レーダー衛星は通常、矩形面アンテナ１ と、装置モジュール２と、太陽パネル３とから構成されている。 太陽パネル３は太陽Ｓに向けられ、アンテナは地球Ｔに向けられ、衛星の速度 ベクトルＶに対して横方向に映像を写す。 この種の衛星の様々なパラメータを以下に示す。 レーダーアンテナの寸法 衛星の速度ベクトルＶの方向のアンテナ１の寸法、すなわち図３の長さＬは、 同軸に沿った映像の解像度（方位角またはドップラー解像度）に直接関連し、１ ．１から２．０までの比率である。 アンテナ１の幅Ｈは、速度ベクトルＶに直角方向で、映像の地上の帯（速度ベ クトルに対して垂直方向の地上の映像の幅）、最大入射角（地面の映像点を通る 垂線と照準の角度差）および標高に正比例し、長さＬに反比例して高くなる。さ らに、前述のパラメータの所与の値では、幅はレーダーの波長に正比例する。 結果として、低解像度レーダー（＜１０ｍ）は速度ベクトル（ＲＡＤＡＲＳＡ Ｔの場合には、Ｌ＝１５ｍでＨ＝１．５ｍ）に沿って伸長式アンテナを使用する が、中または高解像度レーダー（＜５ｍ）は、特に低周波数（ＬまたはＳ帯域） かまたは幅Ｈ方向に複数の周波数の複数のアンテナを併置した状態では、アンテ ナの幅Ｈは、Ｌよりはるかに大きいものとなる。横転傾斜 図３に示すように、アンテナ１のビームの照準の横転（ｒｏｌｌ）軸に関して 調整すると、衛星を通る垂線からかなりの距離またはわずかだけ離れて（入射角 の範囲）映像が配置されるようになる。この調整は、２つの入射角ｉmin とｉma x の間の電子走査により実行されるが、アンテナ１の走査範囲と幅を制限するた めに、アンテナの垂線Ｎは入射角の範囲の中間方向に向けられている。横転角ｒ は通常は３０度である。電力およびローカル軌道時間 光学式遠隔探知とは異なり、レーダー遠隔探知には、対象の太陽照射に関する 特定の条件は不必要である。他方で、衛星の電力を消費する。このため、ローカ ル時間（ｌｏｃａｌ ｔｉｍｅ）６Ｈまたは１８Ｈの太陽同期軌道を採用するこ とになり、衛星の複数の太陽パネル３が太陽に向けられてエネルギ生成を実質的 に継続可能になる（光学式遠隔操作で使用されるような日周時間と異なり、ほと んど食（ｅｃｌｉｐｓｅ）がなくなる）（図１を参照）。 複数のパネル３により構成された太陽発電器は、レーダーに給電するには概し て不十分である。衛星は、レーダーが電力を引きだすバッテリも複数個備えてい る。こうした複数のバッテリは、レーダーが動作していないときも充電される。 この方法は、レーダー衛星が、特に専用ではなく、したがって長い食の間給電 する大型バッテリを備える必要のある日周軌道と互換性がある機器モジュールを 使用していることの結果でもあることに注意すべきである。寸法や姿勢の安定度 正確に機能させるには、アンテナ１をフラットに維持して、その表面に垂直な 軸Ｎの正確な照準を維持しなければならない。従来の方法は、アンテナ組立体１ と機器モジュール２に厳格な機械的な寸法の安定性を課さなければならず、機器 モジュール２の姿勢制御システムに指示要求を処理させなければならない。 電子走査アンテナ１が使用されているときには、アンテナパネルの平坦度と姿 勢についての要求が緩和され、アンテナ１を構成するアンテナ部品の移相器（ｐ ｈａｓｅ−ｓｈｉｆｔｅｒ）が正確に方向づけられた完全な電波面を再構成する よう制御されることはすでに提案されている。このために、衛星とアンテナの組 立体に対する構造上の制約が緩和され、モジュール２の姿勢制御システムの役割 は比較的低下する。 アンテナ１のレベルでの分散適用の原理は、本質的には、中間面の平坦度や姿 勢からその変化を測定する能力に基づいている。 しかし、今日まで、変化センサや平坦度センサ（特に光学センサ）に基づいた 出願はまったく満足のいくものではなかった。さらに、こうした出願の発明にお いては、アンテナ１の基準系の姿勢を測定できない。こうした測定は全体的に機 器モジュールが担当し、アンテナ１の絶対姿勢センサにより実行されなければな らない。 上記の分散式適用技術の進化とは無関係に、機器モジュール２の姿勢システム は、アンテナ１の基準位置を維持しなければならない。特に、最大寸法（最小の 慣性）軸は（下解像度レーダーの長さＬをもつ）速度ベクトルと同軸が保持され なければならず、（高解像度レーダーの寸法Ｈ）前述の横転軸を備えて速度ベク トルに垂直でなければならず、機器モジュールは連続して重力トルクを補償しな ければならない。この補償は、姿勢制御システムから連続トルクを付加し、衛星 全体の機械面の厳格性を最小にし、こうしたトルクを伝達するためにアンテナを 配置する機構の機械面の厳格性を最小に緩和することになる。機器モジュール２ があるとそれ自体が制約を課し、太陽パネル３に働く太陽圧により他の不穏なト ルクが誘導されることにも注意すべきである。 発明の要約 本発明は新型の衛星、特に、レーダー遠隔探知または通信衛星にある。 本発明の目的は、従来の衛星と比べて感度が改良され、利用度と反復精度の点 から動作性能が改善された衛星を提案することである。 本発明の他の目的は、単純な構成で、特に、アンテナ、打上げシステム、機器 モジュールのコストを大幅に削減し、信頼性と耐久性を増大させた衛星を提案す ることである。 この目的のためには、本発明は、全体的に平面アンテナ形成部材を含む低地球 軌道遠隔探知または通信衛星を提案しており、アンテナ形成部材がほぼ地球の中 心を通過する面、たとえば、軌道面にあることが特徴である。 他の独立した実施例によると、本発明は、太陽発電器を備え、太陽発電器のセ ルはアンテナ形成部材が保持している衛星を提案している。 本発明により提案された衛星は、重力軸に沿った寸法により画定されたアンテ ナ形成部材の幅がこの軸に垂直な寸法より大きくなるよう構成すれば有益であり 、重力傾度により横転軸およびピッチ軸に関して安定することになる。 特に、アンテナ形成部材は、重力傾度による横転軸およびピッチ軸に関する前 記衛星の常態安定に貢献するアンテナ機能を備えていないオプションの中空部分 を形成することも有益である。 ある独立実施例によると、本発明は、アンテナ形成部材が変形可能な形状であ り、送信または受信電波制御手段をその表面に分散しており、複数の位置および ／または変形および／または取付け不調センサが前記アンテナ形状部材上に分散 され、変形および／または取付け不調の測定ならびに制御手段によるその後の補 償が可能であることを特徴とする全体的に面状のアンテナ形成部材を備えた遠隔 制御または遠隔通信衛星を提案している。 上記のセンサとしては、地上または衛星波位置づけセンサ、たとえば、ＧＰＳ センサが有益である。こうしたセンサは、絶対姿勢エラーの測定と制御手段によ るその後の補償も可能である。 他の独立実施例によると、本発明は、アンテナ形成部材や関連機器ユニットま たは補助機器ユニットなど一緒に蝶番式に取り付けられた複数のパネルから構成 された少なくとも１つの面部材を備えた遠隔制御または通信衛星の打上げ構成を 提案しており、前記衛星は、打上げ時に内部で機器ユニットとパネルを統合し、 パネルを配置する花火トラップを備えた支持外被を含むことを特徴とする。 第１の変形例では、支持外被は２つの半外板から成り、そのうちの１つは様々 な関連機器ユニットならびに補助機器ユニットを統合し、他の半外板は２枚のフ ラップもつトラップの境界を制限する花火カッターを保持する。爆発により第１ の半外板との境界面に沿って配置された２つの蝶番により開いている２つのフラ ップが画定され射出され、パネルは、外板間で画定されトラップを介して衛星の 一方の側のみに配置されることになるハウジングに打上げ時に積み込まれる。 他の変形例では、支持外被は、中間部分に組立てられた２つの外板から構成さ れ、中間部分は様々な関連機器ユニットならびに補助機器ユニットを統合してお り、側部の各外板は２枚のフラップを備えたトラップの境界を制限する花火カッ ターを保持し、爆発により２枚のフラップが画定され射出され、その後同じ半外 板に保持され、中間部分との境界面に沿って配置された２つの蝶番により開かれ るので、各側部外板と中間部分間で画定され、その後対応するトラップを介して 衛星の各側部から配備された２つのハウジングに打上げ時にパネルが詰め込まれ る。 様々な特徴を独自にまたは組み合わせて備えている衛星は、独立してまたは技 術的に可能な組合せとして取り上げられる様々な以下の特徴により完成される。 −アンテナ形成部材が両面にアンテナ機能を備えている。 −アンテナ形成部材の一部が太陽セルを保持し、両面でアンテナとして動作す る。 −衛星は、相対的なセンサ位置とセンサにより画定された中間面の絶対姿勢を 測定するための、各センサにより供給された無線位置づけ信号による位相測定の 差動処理手段を備えている。 −衛星は、軌道面を遮る機器モジュールを含み、アンテナ形成部材は前記機器 モジュールの一方の側にだけ配置されている。 −衛星は、軌道面を遮る機器モジュールを含み、アンテナ形成部材は前記機器 モジュールの両側に伸びている。 −アンテナ形成部材の２つの部分は２つの分離された面にあり、その交差点は 地球の中心を通過している。 −衛星は、機器モジュールを備えており、その重力の中心はアンテナ形成部材 の最短慣性軸上にあり、アンテナ形成部材の局部垂線に沿った重力勾配による常 態均衡が補強され、衛星上の太陽圧トルクが制限される。 −衛星は、１本または複数のアンテナに対して、機器モジュールによる部材の マスクを確実に最小にし、無線位置づけセンサに対して、無線位置づけ信号の受 信方向と部材の垂線との角度オフセットを確保する。位置づけ信号が少ないとモ ジュールにおける反射による多経路が無くなり、多いと信号が無視される。 −複数の太陽セルはアンテナ形成部材の少なくとも１本のアンテナのエネルギ 要求を満たす。 −アンテナ形成部材の一部にはアンテナ機能がなく、複数の太陽セルを保持し ている。 −上記のアンテナのエネルギ要求を満たす複数の太陽セルは、前記アンテナの 背部と、選択的に前記アンテナの一方の側のアンテナ機能を備えない空間に配置 されている。 −アンテナ形成部材の複数の太陽セルはアンテナ形成部材のエネルギ要求を満 たす。 −複数の太陽セルを保持するアンテナ機能を備えてない一部または複数部が、 食の間に少なくとも機器モジュールへの給電を行う。 −アンテナは、１つまたは複数の太陽セルのブロックにより直接供給される結 合された電気的表面部材のメッシュを特徴とする。 −複数の太陽セルのブロックは直接表面要素に面している。 −複数の太陽セルはＡｓＧａまたはシリコン技術によるセルである。 −アンテナ形成部材は、重力軸に沿って併設された同じまたは異なる周波数で 動作する複数の異なるアンテナを含む。 −アンテナ形成部材は、干渉レーダー遠隔探知を稼働させる同一周波数の２つ のアンテナを備え、これらのアンテナは垂直軸の部分に沿って分離されている。 −打上げ段階で、複数のパネルが折り曲げられ、こうしたパネルがタイロッド により接続されているプレートに圧接される。 −プレートに固定するためにタイロッドが通過している少なくとも１つのスリ ーブ部が各パネル内にはめられている。 −支持外被および様々なパネルの最短慣性軸が、打上げ時に打上げシステム軸 に沿うように向けられ、配置軸は打上げシステム軸に垂直である。 −打上げ構成における支持外被の外形は、フェアリングの代わりになるように 空気力学的に調整される。 −支持外被と関連および補助機器ユニットは機器モジュールを構成し、機器モ ジュールの最短慣性軸は軌道面に平行である。 −配置は垂直方向に実行される。 −パネルは、オプションのレードームと、放射パネルと、電子機器を保持する 中間ＮＩＤＡ構造と、オプションの熱保護層と、複数の太陽セルおよび／または 放射要素を保持するプレートとを含むサンドイッチ式構造をもち、前記パネルは 、複数の太陽セルおよび／または放射要素を保持する１枚または複数のプレート を支持するよう中間構造上に配置された複数の補強材を備えている。 −２つの補強材の間の重なり部の近傍にはスリーブが配置されている。 −それぞれのアンテナ機能またはアンテナ機能の有無の点から異なる部材のす べての部分が、複数のパネルの配置軸に沿って分散され、前記複数のパネルのそ れぞれの機能同一性のレベルは高くなる。 −マイクロ波分散システムへの給電は、衛星が軌道上を回っている天体に相対 するアンテナ形成部材の側部からデイジーチェーン式に行われ、デイジーチェー ンケーブルは必要な遅延線の一部を構成する。 −衛星は、アンテナの幅方向に沿ってアンテナの幅制御のためのポイントの配 列を備えており、各制御ポイントに関連するアンテナ部分の幅の基本構成は、有 益な入射角外被をカバーするように固定方式で向けられており、配置に関連した スプリアスローブは、基本構成が狙った方向に関する主ローブのディポインティ ング（照準外れ）時に存在するが、基本構成による不本意なローブの利得の変調 は、地球に届くかもしれない電波のための極めて低い利得を保障し、主ローブ上 の最小利得を維持するように幅Ｈに沿った上記のポイント間の空隙が調整されて いる。 −各制御ポイントに関連した基本アンテナ部分が、共通の制御ポイントからの 並列グループ化により構成され、複数の放射要素の幅方向に向けられており、固 定傾斜を備えた概略の一定の移相器が同じ制御ポイントの放射要素間に導入され ている。 本発明の他の特徴と利点は、以下に示された説明からさらに明らかになるであ ろう。以下の説明は純粋に例示的で制限を加えるものではない。 図面の簡単な説明 図１は、すでに解説されたが、従来の遠隔探知衛星の概略図である。 図２は、軌道面のアンテナの場合における、ローカル・タイム６Ｈ／１８Ｈの 地球を回る太陽同期軌道の図１の衛星の方向性を示す図である。 図３は、図１と図２の衛星のアンテナの方向性の概略図である。 図４は、６Ｈ／１８Ｈの太陽同期軌道とその軌道面のアンテナの場合の本発明 による衛星の実施例の概略側面図である。 図５は、図４の衛星の前方図である。 図６は、制御ポイントに関連するアンテナの基本部分の正面図である。 図７は、図６の図解を得る実施例を示す図である。 図８は、本発明による衛星の１実施例の透視図である。 図９は、本発明による衛星の実施例の概略破断断面図である。 図１０は、図９の衛星の打上げ構成の概略断面図である。 図１１は、図１０の線ＸＩ−ＸＩに沿って切り取った断面図である。 図１２は、本発明による衛星の実施例のパネルの断面図である。 図１３は、図１２のパネルの頂面図である。 図１４は、図１２と図１３のパネルの詳細を示す断面図である。 発明の詳細な説明 図４およびそれ以後の図面では、参照番号１２は、図示される本発明による衛 星の機器モジュールを示す。参照番号１１と１３はアンテナ形成部材と太陽発電 器のセルをそれぞれ示す。 上述の図面に示す衛星は様々な局面をとる。 その軌道は低地球軌道であり、アンテナ形成部材１１は、ほぼ地球の中心を通 過する面にある（横転角ｒは９０度）。 アンテナ形成部材１１は両面から放射する能力を備えることができる。 部材１１の幅Ｈは、重力軸に沿った寸法として定義され、当然それに直角方向 （衛星の面がその軌道の面と一致する状況を示す図４と図５の速度ベクトルＶの 方向）の寸法Ｌよりかなり長い。部材は幅Ｈ方向の部分的には中空のアンテナ機 能のない面により完成される。その結果、衛星は当然重力勾配により安定する。 太陽セル１３はアンテナ形成部材１１の一方の面に配置されている。両面に置 くこともできる。 送信または受信電波用の複数の位相および振幅制御ポイントは部材１１の表面 上に分散されている。 この部材１１は柔軟な構造を取ることができる。その構造の変形および絶対姿 勢エラーは部材上に分散されたＧＰＳセンサにより供給された位相測定処理によ り測定され制御手段により補償される。 上記の様々な局面は、他の局面とともに、これから詳細に説明される。衛星の低地球軌道面上のアンテナ形成部材１１ 表現「低地球軌道」は、一般的に２０００ｋｍ未満の軌道を意味する。 同じ範囲の入射角では、仰角方向、すなわち、アンテナの面内で重力軸に垂直 な軸に関する光線のディポインティング（ｄｅｐｏｉｎｔｉｎｇ）は、従来のア ンテナ、従来技術と比べて増加することになる。そして、放射要素の配列に関連 したスプリアス・ローブ（ｓｐｕｒｉｏｕｓ ｌｏｂｅ）がないという制約の元 では、放射要素間の間隙がつまることになる（波長の０．７倍から波長のほぼ０ ．５倍につまる）。 しかし、部材１１の１つまたは複数のアンテナの最高ディポインティング角度 は最小の電波距離（小入射角値）に相当する。これにより、高ディポインティン グの放射要素が従来より被っている損失を下げるための要件が緩和され、標準外 形用の技術と同様の放射部材技術が保持される。 さらに、次の節で示すように、本発明による衛星の構成では、制御ネットワー クローブの交差のために、アンテナ仰角ダイアグラム（ｅｌｅｖａｔｉｏｎ ｄ ｉａｇｒａｍ）の制御ポイントのアンテナの幅Ｈに沿った間隙が２λまたは２． ５λまで増加する。これに対して、従来技術では、３０度または３５度未満の角 度で傾斜したアンテナは約０．７λに制限されなければならなかった。 この結果、２／０．７すなわち２．８５という高比率で幅方向の電子密度が緩 和される。 リンク均衡を考えると、入射角の距離の増加は、照準の方向にアンテナの有効 幅を増加（ディポインティングの減少）することによる適切な補償よりも大きく なる。特定のレーダーの場合では、測定感度は、測定される地球物理学的現象の 要求のように、入射角に正比例して改良される。これに対して、従来技術の感度 は反比例関係である。 ３０度または３５度で傾斜した従来技術のアンテナに比べて、同じアンテナビ ームの所与の入射角を確保し、したがって、同じ有効幅を確保するには、アンテ ナの幅が入射角に反比例して増加する必要がある（６０度で約１０％）。レーダ ーでは特に、入射角の値を上げるよう入射範囲を拡大すると、利用度または反復 精度（アンテナがポイントが見えてくるまでまたはそのポイントに戻るまでの時 間）の点で作動性能が確保されることになり、６０度より大きい最高入射角が可 能になる高性能システムでは特に、アンテナの幅のもつ不利益は極めて小さくな る。 アレイ（ａｒｒａｙ）・アンテナ（能動アンテナの場合でも）の複雑さ、質量 および価格は制御ポイントの総数により主に左右されるので、この新しい考えは 、（高入射角に応えるシステムでは）最高で２．８５／１．１、すなわち約２． ７の比率で制御ポイントの数を削減できるので極めて好ましい。 従来技術とは異なり、部材１１は外形が同じ面を２つ備えており、その上にア ンテナの放射部材が配置されている。両面を同時に使用することで、入射角の範 囲が２倍になり、作動性能に大いなる恩恵が与えられる。一旦入射角の高い値が カバーされれば性能は極めて良好になっているので、この倍増される作動性能は 例外的なものとして扱うこともできる。これを達成するには、同じ構造と、電子 式走査アンテナの統合部分である同じ電子機器ユニットを使用して、放射要素を ２倍にしさえすれば良い。従来技術では、入射角の拡大範囲を２倍にするには、 アンテナを２本備え対抗する横転角をもつ必要がある。 モジュール１２は、たとえば、アンテナの下で部材１１の面に置くこともでき る。 この場合には、部材１１はその底部に、モジュール１２の側部に沿って、中空 とすることもできるアンテナ機能のないパネル１４ａ（図９を参照）を備えるの が好ましい。その機能は、入射角の小さい値において機器モジュール１２に相対 した複数のアンテナの視野をふさがないようにすることである。 上記は通信衛星にも同様に適用されることに注意すべきである。 上記の図では、アンテナ形成部材１１は機器モジュール１２の一方の側だけに 見られる。当然、他の側にも延在可能である。ただし、モジュール１２の下にア ンテナがある場合には、遠隔測定データの送信手段が特別な配置を有する必要が ある。アンテナ制御ポイントの間隙 アンテナ１１の幅Ｈに沿った制御ポイントの間隙は、主ローブ（ｍａｉｎ ｌ ｏｂｅ）すなわち所望ローブに幅方向でディポインティングが発生するときに、 制御ネットワークの不本意なローブの構成を決定することになる。主ローブと不 本意なローブの利得は、制御ポイントに関連したアンテナの基本部分の固定され た仰角方向の放射ダイアグラムによりディポインティング時に変調される。 図６は、制御ポイント間の間隙が緩和されるときに、不本意なローブと従来の アンテナ（その面Ｐｃ１は３０度または３５度未満の横転角度に相当する）から 得られたアンテナ基本部分のダイアグラムの組合せを示している。 アンテナの基本部分のダイアグラム（図６の実線のスプーン形状ＤＥ）により 、主花弁（ｍａｉｎ ｐｅｔａｌ）がアンテナ面に垂直になり望ましい入射角の 範囲に向けられることになる。矢印で示された一点鎖線部分は、アンテナの基本 部分のダイアグラムの主軸に対する主ローブのディポインティングΘがない場合 の不本意なローブ（ＬＰ）の位置を示している。前記主軸はここではアンテナに 垂直である。点線の部分は、Θのディポインティングの後の同じ位置を示す。デ ィポインティングがないと、不本意なローブは除去される、というのはそうした ローブはアンテナの基本部分のダイアグラムの間隙にあるからである。不本意な ローブとアンテナの基本部分の花弁は、アンテナに沿ってダイアグラムの制御ポ イント間の距離が増加するにつれて密接する。 図６は、地球の線も示している。 正確な動作のためには、入射角の範囲に沿ってΘだけ走査すると２つの条件が 合致しなければならない。 いかなる不本意なローブも地平に出くわすことはない。またはたとえあっても 、極めて低い利得（主ローブの利得よりも−３０ないし−４０ｄＢと低い）の場 合、あいまいさに影響を及ぼさない。 主ローブ（図面では０で示してある）の利得は、リンク均衡に影響を及ぼさな いために、低下しすぎてはならない。 アンテナの横転角度が３０度または３５度未満の従来の衛星の場合には、ロー ブ−１と＋１がアンテナの面の極めて近くまたはそれ以上に押し戻されないと、 制御ポイント間の十分に狭い間隙を選択しても、極めて迅速に値Θに到達して高 利得の不本意なローブポイント（＋１、＋２、．．．、＋Ｎ）が地球をさすよう になるので、いかなる解決方法も存在しない。 他方で、不本意なローブとアンテナの基本部分ダイアグラムの花弁が近接した 状態で図示されているものと同じ構成は、新しい構成のアンテナから獲得された ものであるが、上記の問題を解決可能である。この場合には、不本意なローブ＋ １、＋２、＋ｎの高利得部分は想像上のものである、というのはそれはアンテナ の後ろにあるためである。これは、このアンテナ構成により得られる地球の視野 が、映像化されるべき視野をほぼ包含していることを意味している。 さらに、このアンテナ構成が、衛星について提案されたアーキテクチャの残り の部分に関連している場合、不本意なローブに対する保護の物理的境界がアンテ ナの前方に向かって前進するが、これは、機器モジュール１２により反射された 信号が送信中に受信されるので、極めて低い値の入射角に対応する成分が、あい まいさを発生させることなく機器モジュール１２によりマスクされるからである 。 新しいアンテナ構成では、入射角の最小値に向けてディポインティングが行わ れると−１の不本意なローブが確実に地表に届くことがなく、主ローブ上の最高 利得低下に十分に対応できる。水平線に−１のローブを保持することで、制御ポ イント間の間隙が短くなると、０ローブに関して使用可能な低入射角の限界が固 定される。 水平線と最小の入射角間の中間方向にアンテナの基本部分ダイアグラムを保持 することで、最小でも３．７ｄＢの低下が保証され、入射角が水平線に関して戻 され大きくなると低下はさらに大きくなる。本発明によれば、衛星は、しばしば エネルギ過剰になるのでこの低下は許容される。そうでない場合は、このような 間隙の究極的な短縮化を止めるか、入射角の下方制限の上昇を受け入れる必要が ある。 したがって、この新しい構成では、制御ポイント間の間隙を２λ（または仰角 と入射角の範囲に応じて２．５λ）に緩和することができる。それに対して、従 来の構成でアンテナを３０度または３５度未満の角度で傾斜して用いると、間隙 は０．７λまたは０．７５λより低くなり、すなわち、制御増分は放射要素増分 （放射要素当たり１制御ポイント）と一致するはずである。 望ましい入射角の範囲で照準を合わせるように主花弁がアンテナの垂線からデ ィポイント（照準が外される）される種類のアンテナの基本部分ダイアグラムは 、固定位相傾斜（ｆｉｘｅｄ ｐｈａｓｅ ｒａｍｐ）（幅方向）に応じて放射 要素間で移相を行う広い基本ダイアグラムを有する複数の放射要素をグループ化 することによりアンテナの基本部分を構成することによる新しい構成のアンテナ により実現される。 これは図７に示してあるものである。図７は、２つの連続制御ポイントＰＣ１ とＰＣ２により制御された放射要素Ｒを示す。固定移相傾斜は、全制御ポイント で同一であり、たとえば、移相／送信／受信モジュールＭと要素Ｒの間のケーブ ルの長さを漸進的に変化させることにより実現される。 この新しい構成を用いると、放射要素配列の不本意なローブが現れたり（低い 入射角で）主ローブに新しい損失が発生することが避けられない場合でさえ放射 要素の増分も緩和できる。しかし、この増分は制御ポイント増分とは無関係のた めアンテナの電子密度をもはや条件付けないので、この他の型の不本意なローブ を排除する間隙（０．５λ付近）を採用するのが好ましい。制御式遅延区分当たりの複数のアンテナ基本部分のグループ化 各アンテナ基本部分から送られた信号はすべて、位相、振幅および時間遅延を 順応させた後で同じソース信号から誘導される。この時間遅延順応は、旋回する アンテナ部分からは独立して、資源から地上の目標点間での時間遅延を保障する 。同様に、受信時には、様々な信号の１つへの再結合は、位相、振幅および時間 遅延を順応した後で実行される。受信時の時間遅延順応は、地上の目標点から旋 回するアンテナ部分から独立した信号の再結合点までの時間遅延を保障する。時 間遅延差には２つの効果がある。１つの効果は（レーダーの）距離インパルス応 答 を拡げることである。他の効果は、その信号の周波数構成要素に応じて仰角方向 のビームのスプリアス走査を導入することである。 アンテナ面が照準と垂直のときには、アンテナの基本部分への（からの）信号 の分散が同じ長さのケーブルにより実行される場合に、時間条件が検査される。 そうでない場合、照準が電子デポインティングにより左右される場合には特に、 プログラム式遅延線を統合して、信号がアンテナ内で分散される長さを変調して 、目標点との間の全経路からの独立性を維持する必要がある。プログラム式遅延 線の数を減らすために、同じ支配時間遅延区分において複数のアンテナ部分をグ ループ化することが可能である。この結果、その区分のスケールに制限される残 留非同期性が生み出され、その振幅はその区分のサイズならびにアンテナの垂線 に関してデポインティングの角度と共に増加する。 新しいアンテナの外観は、幅方向のディポインティングが高いので支配された 時間遅延区分の数の点からは不利益を被ることになる。しかし、このディポイン ティングは、非ヌル平均値について実行されるので、残留効果が平均ディポイン ティングの一方の側の増分ディポインティングにのみ結びついているようにこの 平均ディポインティングの場合に対応する長さの順応をその区分内で固定的に導 入しさえすればよい。そのため残留効果は区分のサイズを必要十分なもの以上に 増加させる。それはほぼアンテナが平均方向に物理的にディポイントされたのと 同様である。重量勾配安定化 部材１１の幅Ｈがその寸法Ｌよりはるかに大きい−おそらく非機能延在部１４ ａによりそうなったのであるが−場合、前記衛星の最短慣性軸はその自然均衡位 置（ｎａｔｕｒａｌ ｅｑｕｉｌｉｂｒｉｕｍ ｐｏｓｉｔｉｏｎ）にある。た だし、部材１１が地球の中心を通過し、地球軌道の面に一致する面にあることが 必要である。 この結果、重力勾配による横転およびピッチの点で衛星が安定化する。 アンテナ形成部材１１の寸法は、軌道で予想されるピッチまたは横転障害に対 する自然回復トルクを生み出す。 部材１１と協働した機器モジュール１２の位置が障害を生み出すことはなく、 その高密度故に、システムの慣性の大小の差に基づく回復トルクの増加に貢献さ えする。 アンテナ機能をもたない部分１４ａは、一部分的に中空としても良い一重力勾 配による回復トルクが不十分な場合、特に、幅Ｈが不十分の場合に、必要な重力 勾配状態を確保するよう調整可能である。 この回復トルクは、横転およびピッチの障害に対して有効であるが、偏揺れ（ ｙａｗ）軸に関するすべての障害を補償するわけではない。 偏揺れ制御は、モジュール１２の姿勢および軌道制御システムにより実行され る。 横転およびピッチの障害に関するシステムの役割はその通常の役割と比べて単 純化されているが、というのはその役割を重力勾配回復トルクの振り子効果の減 衰に制限可能なためである。 偏揺れの望ましくないトルクが永続的に続くのは太陽圧によるものである。 図示の衛星の構成が有する高レベルの均一性は、この不本意なトルクの制限、 すなわち、質量中心における速度ベクトルと推進力に沿ったシフトに大いに有利 となることに注意すべきである。アンテナ形成部材１１の１面または両面の太陽セル１３ 衛星のアンテナは軌道面にあるのが好ましく、衛星の軌道は太陽同期であるの が好ましく、アンテナ形成部材１１の特定の面に太陽セルを配置して最小の太陽 アスペクト角を維持する。アンテナの面は部材１１の陰になった面を占め、太陽 セルにより占められてない部分の他の面も占めることができる。角度のオフセッ トは約３０度（軌道の傾斜と太陽の上昇の累積効果）に制限されるので、６Ｈま たは１８Ｈのローカル・タイムが最適である。しかし、この方法で確保可能な太 陽セルの大半の領域では、６Ｈ／１８Ｈの軌道面に関するより大きいオフセット が可能になる。 固定ローカル・タイムの太陽同期のために部材１１の熱設計が容易になるが、 １２Ｈ／２４Ｈ面の一方の側においてローカル・タイムを変えたり、浮動ローカ ル・タイム（太陽同期だが軌道は傾いている）で動作可能に設計することも可能 である。これには、太陽セルの総面積は増大するが、部材１１の両面が空間を太 陽セルで被えば十分である。しかし、ローカル・タイムが１２Ｈ／２４Ｈに近づ くと動作が保証できないのは確実である。 部材１１の背部の太陽セル１３の密度は、バッテリのリレーなしに前記アンテ ナのエネルギ要求を満たすよう選択できる。もし必要なら、部材１１は、アンテ ナ機能は備えてないが太陽セルを保持している複数の部分を備えることが可能で ある。 したがって、部材１１の機構構造を再使用すると、最高の実行標準機器モジュ ールに備わったものよりはるかに強力な太陽発電器を製造でき、機器モジュール １２の給電サブシステムを極端に単純化することができる。この給電サブシステ ムは機器モジュール自体の要求に応えて給電するだけである。 部材１１の各機器または機器群はその電源に直接接続され、エネルギ変換およ び送信機能が単純化され、機器モジュール１２を含まず、そこに接続すらしてな い。 エネルギ自給の原則は、高度の電子メッシュがすでにある場合、すなわち、一 連の製造および検査基準を満たす同じ電子ユニットへの分解が可能な場合の１つ または複数の能動アンテナでは一層有益である。こうしたユニットと太陽セルお よびエネルギ変換および貯蔵機能（たとえば、単純なコンデンサ）を統合すれば 十分である。こうした機能は他の機能と比べて重要ではない。こうした全メッシ ュ方法では両側にアンテナ動作が備わってない。両側のアンテナ機能は、アンテ ナの少なくとも一部の複製や逆配置により達成しなければならない。云うまでも ないことだが、幅方向の複製は重量勾配を増大させ、アンテナ機能を備えてない 前述の空間の需要を低下させるよう作用する。 集中管理された複数バッテリを使わないアンテナのエネルギ自給の原則では、 食の時の動作が排除されているので、１８Ｈ（または６Ｈ）の日照ローカル・タ イムにふさわしい。この場合には、食の発生は軌道の２０％未満であり、一年の 数カ月は南極（または北極）でしか食は発生しない。このことは大半の通信の障 害にはならない。 他方で、食と食の間は動作は継続する。 これは動作面で有益である。さらに、電子機構やセルは低レベルの熱サイクル を被っている。これにより熱定格、信頼性および耐久性が改善される。 上記の記載は、部材１１を含む面が軌道面ではなくただ地球の中心を含むだけ の状況にも当てはまる。軌道面に関する部材１１の面の偏揺れオフセット−−お そらくは軌道に沿って変化する−−を採用すると、自由度が追加されて、太陽照 射が最適化される。これは、特に、６Ｈ／１８Ｈに固定されてない軌道の場合ま たは非太陽同期軌道の場合に当てはまる。可変（または柔軟）アンテナ形成部材１１およびＧＰＳセンサ 図７と図８に特に示すように、部材１１は蝶番で留められ、配置時には、部材 １１の平均面にほぼ並行な複数のパネル１４から構成されている。配置は部材の 幅Ｈに沿って実行される。様々なパネル１４が打上げ時には機器モジュール１２ に折り込まれている。 パネルに関連する機構は、少なくともそれらの展開と、名目上の姿勢が一旦確 保された後は、おおよその整合性（２枚の端部パネル間の１０ｍから１５ｍまた はそれ以上の幅に渡って１０ｃｍの位置づけエラー、２枚の連続パネル間の１ｃ ｍのエラー）とを考慮したものとされる。 通常の状態では、すなわち、パネルが展開されると、送信力は極めて低くなり 、重量勾配トルク、太陽圧トルクおよび姿勢制御トルク（機器モジュールにより 付加される）との反応に制限される。こうした障害は軌道角周波数で発生するの で、変形とエラーの測定が可能になり、エラーが送受信波制御手段により考慮可 能になるほど常態モードを低速に保っていれば、こうした障害を部材１１の自然 モードから容易に分離される。 推進中エンジンの燃焼中の過渡的負荷および初期姿勢獲得段階中のその後の姿 勢制御補償は高くなるが、より大きな振幅の不整合が許容される（推進エンジン の燃焼中に送信が割り込まれる）。こうした負荷や補償は上記の機構および／ま たはパネル間の結合により縮小させたり減衰できる。 ＧＰＳセンサ１５は様々なパネル１４上に分散される。 センサ１５はそれぞれ少なくともＧＰＳアンテナを備えており、ＧＰＳ信号復 調および測定機能は、たとえば１枚のパネル１４レベルで、複数のセンサに対し て物理的にグループ化されている。ＧＰＳ信号復調および測定機能はすべて、た とえば、機器モジュール１２に配置された同じ発振器を使用することができる。 部材１１の２つのセンサ１５の相対位置の測定は、同じＧＰＳ衛星からの信号 の２つのセンサ間の位相差の干渉計測定に基づいている。２つのセンサ１５の相 対位置の測定には、センサ間の距離が周知の場合には２つの個別の衛星上の少な くとも２つの干渉計測定、またはそうでない場合には少なくとも３つの衛星での 干渉計測定が必要となる。実際、各干渉計測定は追加衛星からの測定とは区別さ れて、センサ基準のそれぞれに特定の歪みを回避する（２重位相差原理）。 一般的に、上記の複数のＧＰＳセンサを用いる場合には、こうした複数センサ の相対位置とこうしたセンサが形成する平均面の絶対姿勢を測定することが目的 となる。これは、たとえば機器モジュール１２における様々なセンサ１５からの 位相測定の集中管理処理により達成される。データの集中化を低下させるために 、同じパネル１４の複数のセンサ１５の相対位置に関して各パネル１４のレベル に処理工程を定義することも可能である。相対位置は、これは前記パネルが内部 変形を被らない限りそのパネルの絶対姿勢に等しくなり、各パネルに対して定め られた参照センサ間の相対位置だけを主に計算すればよい。 各パネル１は最小３つのＧＰＳセンサ１５を備えており、パネルが内部変形し ない場合にはこれで十分である。構造を軽くする必要があるので、パネル１４に おいて熱可塑性モードによる変型が発生する場合がある。各パネル１４がこうし た変形を測定するのには少なくとも１つの追加ＧＰＳセンサ１５が必要である。 衛星の事実上の面外形は、正確な相対位置付けのために、ＧＰＳシステムの主 制限を構成する多経路ソースを削減している。唯一の多経路ソースは機器モジュ ール１２であり、機器モジュール１２の少なくとも主要効果は除去できる。 前述のように、機器モジュール１２に接続された１枚または複数のパネル１４ ａにはアンテナ機能が備えられてない。したがって、こうしたパネルはＧＰＳセ ンサを装備していない。図９に示すように、他の複数のパネル１４のセンサにお ける多経路ソースを除去するためには、最小入射角でそこからの信号が受信され るＧＰＳ衛星を無視するだけで十分である。最小角度とは、少なくとも衛星の最 小作動入射角未満である（通常２５度）、というのは、他の理由から複数のパネ ル１４ａの部分またはすべてが視野を遮るわけではないからである。マスキング が極めて限られているので、衛星が十分に認識できシステムが動作する。従って 、多経路はプレート２０の端部２０ａによる回折に制限される。この回折は、特 定の方向依存性を有さず、したがって遮蔽され得ない。 部材１１の変形は、送信または受信波を移相する手段を備えた各表面ユニット のレベルで補償され、移相は、中間面に対するビームのディポインティングとこ の中間面についての表面ユニットの位置づけを考慮している。表面ユニットの位 置は、隣接するＧＰＳセンサの位置から獲得される。 変形測定処理におけるように、補償処理は、各パネルのレベルで局所工程を保 持できる。移相は、パネルのレベルで中間面と関連ディポジティングと位置オフ セットを考慮している。同じパネルで一貫した方法で、参照パネルの参照点を通 過するアンテナすべてのビームの電波面に関するパネル参照点のオフセットに対 応する位相期間を追加する必要がある。 特にＧＰＳ多経路についての前述の条件のもとでは、平坦さの補償は１ミリメ ーター内で達成可能で、中間面の姿勢は１度の１／１０内に定めることができる 。これは、平坦さの補償が最も厳しい高周波（Ｘ帯域）レーダーを含むレーダー 送信の要求に対する完全な回答である。高周波を必要とする場合の上記の均衡を 容易にするためには、モジュール１２からの残留多経路の影響を抑えるために、 モジュール１２に相対する部材１１の端部に高周波パネルを配置するのが好まし い。この構成は、以後に指摘するように、部材が高周波パネル（低周波パネル１ ４ａ）だけで構成されていない場合には常に可能となる。 当然のことながら、ＧＰＳセンサ位相測定に基づいた補償は、アンテナ形成部 材が単一の変形可能なパネルである場合には同じように適用される。機器モジュールおよび打上げシステム 機器モジュール１２をこれからより詳細に説明する。 機器モジュール１２は、アンテナを除く様々な機器ユニットを保持している。 なかでも、レーダーの中心電子部品、映像データを記憶するメモリ手段、遠隔測 定手段、および磁気計、磁気トルク器、燃料タンク、推進器を含む姿勢および軌 道制御システムや遠隔制御およびオンボード制御手段などの様々な補助機器ユニ ットである。 モジュール１２にはバッテリも備わっている。その容量は、エネルギ自給原理 が部材１１に関して採用されている場合にはモジュールの特殊な要求に応じる。 上記の様々な機器は図９と図１０の参照番号１６により共通に指定される。 エネルギ自給オプションが部材１１に関して採用されている場合には、モジュ ール１２に接続されたパネル１４ａの第１のものが、食と食との間に機器モジュ ール１２に給電する独立した太陽発電器を構成している。食の間は、太陽発電器 はバッテリにより中継されて、ボードに記憶されたデータと機器モジュールの動 作を維持する。バッテリは軌道インジェクション中にも使用される。 図１０と図１１に示すように、機器モジュール１２は、打上げ時にパネル１４ の束に機構上の強度も付加している。 この目的のために、機器モジュール１２は、複数のパネルが折り曲げられ、パ ネルを配置するための花火（ｐｙｒｏｔｅｃｈｎｉｃ）トラップを備えた円筒型 支持外被から構成される。この円筒形状は打上げシステムとの円形境界面１７を 延ばし、打上げシステムにより付加される剛性要求との折りあいを容易にする。 打上げシステムの軸に沿った衛星の寸法は部材１１の長さＬに相当する。円筒の 長さはアンテナの長さＬにより直接定められるが、直径はパネル１４の基本幅に より束縛される。 円筒形外被は、パネルの束と機器モジュール１２の機器ユニットの統合後に、 一緒に組立てられた２つの外殻１８と１９から構成される。一方の外殻１８は機 器モジュール１２の様々な機器ユニットを統合する。他方の外殻１９は、２枚の フラップを備えたトラップを画定する花火カッターを保持する。このカッターの 爆発により、２枚のフラップが形成され噴出される。この２枚のフラップは外殻 １９により保持され、外殻１８との境界面に沿って配置された２つの蝶番により 開けて保持されている。 打上げ時には、様々なパネル１４が互いに折り曲げられ、すべてのパネルを通 るタイロッドにより外殻１８に接続されたプレート２０に対して保持されている 。 プレートの他面は衛星の機器ユニットの残りを保持している。 このアーキテクチャは、様々な質量センタリング要求の準備を容易にする。打 上げシステムの軸に沿った打上げ時のセンタリングは、シリンダの中間面に関す るプレート２０の適切なオフセットにより獲得され、シリンダ自体は打上げシス テムの軸に中心が置かれている。配列モードでの両種類のセンタリング、すなわ ち、アンテナの面上で、方向Ｌのアンテナの真ん中に関して垂直にモジュール１ ２の質量の中心の整合（局所垂線に沿った部材１１の短い慣性軸の重力勾配によ る自然整合を容易にすることと衛星の太陽圧トルクを制限すること）は、プレー ト２０の機器ユニットの均衡を取ることで達成される。 フラップ１９ａと１９ｂが開いて保持されていれば、プレート２０以外のアン テナ１１に向けてＧＰＳ信号の不本意な反射の資源が残らず、同時に、外殻１８ により保持された干渉計アンテナに要求される視野が開いている。 打上げ状態における衛星の望ましい円筒形状は、打上げシステムの積載フェア リングが不必要になるという利点を備えている。ノーズコーンの追加、外殻に圧 接され軌道上に配置されたアンテナの採用により外部付属物（遠隔測定アンテナ ）だけの除去、打上げシステムとの接続を被うスカートの、円筒の基部への選択 的な追加により、積載フェアリングに等価の空気力学上の構成が再構成される。 この選択により、衛星の質量の増加と認可された最高寸法の増加の交渉が可能に なる。 長さＬが５．５ｍ未満の場合、折曲げられたアンテナ形状部材１１と機器モジ ュール１２の両厚さが２ｍ未満の直径であると、部材は、計画された小型打上げ システム（Lockeed Martin LLV3，McDONNELL DOUGLAS DELTA-LITE）またはDELTA 2 などの従来の中規模打上げシステムの積載フェアリングと互換性をもつ。こ れは、１３ｍまたは１５ｍ（１．７ｍ幅の８または９枚のパネル）未満のアンテ ナ形成部材１１の全幅に対して特に当てはまる。上記のアンテナの寸法による通 信では、（従来の構成と標準的な機器モジュールを備えた）従来の方法を取れば 、質量と容量が大きくなり、そのためより高額の打上げシステム(ARIANE 5，ATL AS II AS)が必要とされる。パネルの全体的なアーキテクチャ 図１２は、パネルの１方の側だけからの放射の場合における、本発明の衛星の パネルの実現可能な実施例の全体的なアーキテクチャを示す。 パネルはサンドイッチ構造であり、オプションのレードーム（ｒａｄｏｍｅ） ２１、放射パネル２２、電子手段２７を保持するＮＩＤＡ（登録商標）型中間ア ルミニウム構造２３、熱保護層２４、および太陽セル１３を保持するプレート２ ５を含む。 断面Ｉ型の垂直および水平補強材２６が中間構造２３に適用され、プレート２ ５を保持している。 図１３に示すように、パネルは複数の機能ユニット２８に分割される。 機能ユニット２８用の電子手段２７は、構造２３と熱保護層２４の間に保持さ れている。電子手段とは、送受信および移相手段および関連制御手段などである 。こうした電子手段は、パネルの背部の太陽セル１３により供給される電力を処 理する。 各パネルは少なくとも内部に１つのスリーブ２９を備え、スリーブ中に、打上 げ時にパネルを支持外被に固定するタイロッドが挿入されている。 部材２９とＧＰＳセンサ１５は両方ともアンテナ機能を中立化するので、アン テナ機能のために部分的に中立化される共通機能ユニット２８に両者が一緒に分 類されるのが有益である。この部材とＧＰＳセンサ１５は、図１４に示すように 、２つの補強材２６の交差点付近で前記ユニット２８の端部に配置されるのが有 益である。 パネルのマイクロ波機器ユニットには、パネルに接続した太陽セルにより直接 供給された電力が供給され、自給は各ユニット毎または複数のユニットを含むグ ループ毎に達成される。 各パネルまたは半パネルには、機器モジュール１２からのスター（ｓｔａｒ） 構成または（地球から最も遠く離れている）頂部パネルからのディジーチェーン 構成の光ファイバまたは同軸ケーブルによりマイクロ波信号が供給されて、ケー ブルの物理長が必要な遅延線の一部を構成する。 処理モジュール（ＢＦＮ、基本モジュール、２次モジュール）が制御／コマン ドバスにより機器モジュール１２に接続される。 同じ機能ユニット２８で一緒にグループ化された電子手段２７は、集積または ハイブリッド技術で実施される。 パネルが両方の側から放射する場合には、太陽セルを保持するプレート２５を 放射要素を保持するプレートと置換する。どちらの場合にも、電子機器ユニット ２７との統合と接続を容易にするために、両プレートの表面積を制限し、１方の プレートは統合後に補強材２６の矩形グリッドにより形成された区画を接近させ るのが望ましい。この様にして、パネルの部分的な分解可能性と修理が可能にな る。太陽発電器の寸法 太陽セル１３は、たとえばＧａＡｓ／Ｇｅ型セルであり、最悪の場合（すなわ ち、耐用寿命の終わり頃、最悪の耐用入射角および１２０℃）１０ボルトで必要 な電流を供給する。この種の１６個のセルの列が、部材１１の各機能ユニットに 備えてある。 （シリコン技術ではなく）選択されたＧａＡｓ技術は、より高い太陽セル温度 に耐えられる。 この様にして発電されたエネルギは、レーダーパルス中の電圧降下を、機器が 許容でき、性能（通常１０％）が維持できる電圧降下量に制限する手段２７に含 まれている電解およびセラミックコンデンサに貯蔵される。 電圧は１０ボルトに制限される。姿勢および軌道制御 最も単純な構成では、横転軸に沿うように方向づけられた１つの反動推進エン ジンが使用される。姿勢制御は、軌道獲得中および推進エンジンの燃焼の（方向 Ｖに）適正な位置づけ時に発生し、単一の推進エンジンの不整合による偏揺れの 一過性の擾乱により実質的に決められる。偏揺れにより引き起こされた場合に有 効となるように、位置づけ訂正は、極めて限られた期間の基本パルスに分割され る。適正位置づけ処理の期間は長いが、アンテナの太陽照射や熱条件は２つの基 本パルス間で確保されつづける。適正位置づけ操作中には、推進は弱くなり、最 も重要なことは、比較的発生頻度が低い。この種の衛星では、摩擦が低いので（ 方向Ｖの横断面は極めて小さい）、１つまたは複数の軌道上で通信の割込みが必 要な場合でさえ、姿勢システムの反応時間の分割と拡大による本方法を受け入れ ることができる。複雑さが増大しても、燃焼時間に関して制御された複数の推進 を使用すると、必要なら、偏揺れの不本意なトルクをリアルタイムで押しとどめ 、燃焼の総持続時間を短縮できる。衛星は冷却ガス推進を可能にする特色を備え ている。ヒドラジン溶液の貯蔵タンクの質量の増大を受け入れ可能であり、摩擦 が低いと、重量勾配が増大して動作期間が１０年となる。 送信中の軌道面、特に、６Ｈ／１８Ｈ以外のローカル・タイムを使用する軌道 面を訂正する必要がある。この種の方法は、推進エンジンを面に垂直な位置にも たらすように、偏揺れ９０度分の衛星の回転の導入による方向Ｖへの推進エンジ ンの燃焼とは異なる。 アンテナを配置する前に、１度レベルの精度の磁力計測定をフィルタリングす ることで姿勢が測定できる。配置後に、アンテナがひろったＧＰＳ信号が使用さ れ、精度は１度の１／１０以上に改善される。 磁気トルク器は、ピッチおよび横転の重力勾配のふりこ効果を減衰するのに必 要なトルクを供給し、永続的な影響（太陽圧）を押しとどめ、推進エンジンの燃 焼中に偏揺れの一過性の影響から回復する。 アンテナ形成部材１１の初期姿勢は以下の方式で確保されるのが望ましい。 部材１１を配置して、その後、磁力計測定のみによる回転速度を下げるよう設 計された磁気トルクに制御法則を当てはめる。 衛星は、重力勾配均衡位置について安定している。 ２つの均衡位置が可能であるが、１方の位置は部材１１がモジュール１２の下 にあり、他方の位置は部材１１がモジュール１２の上にある。 アンテナ形成部材１１が機器モジュール１２の下に配置されている場合、衛星 は偏揺れ状態で回転して、太陽発電器を太陽に向けて、そのバッテリを充電し、 自給状態を維持し、その後、新しい制御法則が磁気トルク器に適用されて、すべ ての軸に基づいて再び衛星を回転させ、その後、速度削減制御法則が再び使用さ れて、重力勾配均衡位置に戻る。 回転の起動および停止処理は、アンテナが正しい位置になるまで繰り返される 。 回転が開始される度に、アンテナは、必要な姿勢を再獲得する２つのうち１つ のチャンスを与えられる。 上記のすべてが、基本姿勢および推進システムにいたる。このシステムは、（ 冗長部を無視すると）３つの磁気トルク器、１つの３軸磁力計、１つのオンボー ドコンピュータ、１つのＧＰＳ受信器、４つのＧＰＳ受信アンテナ（この例では 、最も離れているパネルのアンテナが使用されている）および単一推進エンジン に基づいた推進サブシステムから構成される。 注意すべきことは、この姿勢制御システムは、いかなる種類（地球、太陽また は星）の光学センサも使用しておらず、ローカル・タイムまたは通信中のローカ ル・タイムのバラツキから独立した動作を可能にする。逆転姿勢衛星（機器モジュールの下の部材１１）または姿勢が重要でないときの 衛星 衛星の公称の姿勢は、これまで説明された姿勢を逆転可能である。すなわち、 機器モジュール１２の下にアンテナ形成部材を配置できる。 その結果生じる利点は、入射角の値が低いときのレーダーの視野の制約を外せ ることである。視野の遮断を回避するよう採用されたパネル１４ａは、頂部パネ ル１４のレベルでのＧＰＳ衛星の過度なマスクを回避するのに必要とされる。こ の状況では、このマスクは、動作に必要な最小の数のＧＰＳ衛星によってのみ左 右される。機器モジュールのプレート２０での反射による多経路を発生させやす いＧＰＳ入射角方向は、地球によりマスクされる。前述の姿勢にもよくあること だが、パネルへのマイクロ波信号のディジーチェーン式給電は、反対端のパネル ではなく、モジュール１２の近くの第１パネルから始まる。 しかし、遠隔測定（ｔｅｌｅｍｅｔｒｙ）アンテナは、その視野をふさぐ部材 １１を回避するように異なるように構成されなければならない。１つの解決法は 、機器モジュール上に、部材１１の各面に１つ、計２つのアンテナを備えること で、軌道面に対するステーションの状況にかかわらず１方のアンテナだけが常に 直接見える。アンテナ切替え動作はせいぜいパス当たり１つ必要である。面から 基本アンテナを外すと、２つのアンテナの視野を重ねて、ステーションが軌道面 に入るときに一層柔軟に切替え時間を管理することが可能になる。 さらに、衛星は、配置後に確保された複数の均衡位置の第１の位置で動作し、 前述の回転の起動および停止処理手順を回避するよう設計可能である。ハードウ ェアの視点からは、必要なことは、最悪のシナリオでさえ視度をふさがないよう に適用された複数のパネル１４ａの外形や寸法に対応する２種類の基本リンクと 、パネルマイクロ波信号供給システムを起動する２つの切替え可能方式と、両外 形と互換性のあるモジュールの熱制御を備えていることである。有効な外形への 他 の適用要素は、それほど重要でない影響を、主にソフトウェアに及ぼすだけであ る。 上述のすべては、部材１１が２つの部分であり１方はモジュール１２の上部で 、他方はモジュール１２の下部にある状況に同じように適用される。低周波数、高周波数または多周波数動作への適用 他のすべての特徴は通信に対して全く同じように保持されるので、アンテナ形 成部材１１の機能上の幅は波長に正比例であり、その結果、重量勾配条件は、高 周波（ＸまたはＣ帯域）通信では通常では確保することはできないが、これはし ばしば低周波数（Ｓ、ＬまたはＰ帯域）通信ではよくあることである。機器モジ ュールの太陽発電器パネルに加えて中実または中空パネル１４の導入がとりわけ 高周波数では必要となる。 レーダーの新しい生成要求の１つを構成する周波数組合せに適用しても、本発 明のシステムは完全に最適な状態を維持する、というのは様々な周波数のパネル すべてが重量勾配に貢献し、パネル１４ａを追加する必要は（もはや）ないため である。パネル１４では、単一周波数状況と比べて機器モジュールのぎりぎりの 変更に応じて、同一のサイズＸの帯状パネルを追加して２周波数通信を構成すれ ば十分である。様々な周波数はアンテナの様々な機能長Ｌを使用できる。標準パ ネル長はより短いパネルの表面の非機能延在部により維持され、必要ならセンタ リング条件（質量、太陽圧推進の中心、など）の維持が容易になる。 部材１１の各アンテナについてエネルギ自給オプションを用いると、パネルの 背部の太陽セルの「カーペット状配置」は高周波数で一層密度があがる。という のは一般に電力需要が増えて（これはレーダーに当てはまる）アンテナの幅を狭 くできるからである。エネルギが不十分で前記アンテナの背部以外の部材のどこ か他の場所にセルを追加した場合には、電力転送接続を制限し、前述の全電子メ ッシュ概念を保持するために、こうしたセル領域を接触させ前記アンテナの一方 の側に接して配置するのが好ましい。単一パスレーダー干渉計通信への適用 単一パスレーダー干渉計は主に形状データを確保するために意図されており、 ２つの隔置されたアンテナから同時に２つの映像を形成する。１方のアンテナが 送信し、両方で受信する。データの精度は、波長に対する、速度ベクトルに垂直 な２つのアンテナにより形成された基線の長さに依存しているので、同じ衛星上 のアンテナでは、干渉計は高周波数（ＸまたはＣ帯域）のみで実現可能であり、 アンテナ基線は１０ｍまたは１５ｍを越える。 干渉計通信を本発明のレーダー衛星に追加するのは単純なことである。第２の 受信専用アンテナは一般に単一パネル１４である。というのは（アンテナの幅を 定める）入射角の値が大きいときの動作を求める必要はないからであり、さらに アンテナの背部の太陽発電器の要求は、アンテナが受信専用アンテナという事実 により飛躍的に削減でき、電力の消費はほとんどまたは全くなくなる。高周波数 専用通信の場合では、このパネル１４は、視野をふさがないように適用され（モ ジュール用の太陽発電器を保持する場合のある）パネル１４ａと重力勾配用に特 別に導入された他の複数のパネル１４ａの間に追加される。前記他のパネル１４ ａがない場合または数が十分でない場合、必要な基準高を得るために他のパネル が追加される。多周波数通信の場合には、干渉計の通信は全体的にただ１つの高 周波数にしか関連しておらず、干渉計受信パネル１４と前記高周波数の主アンテ ナを部材１１の対抗端部に配置するが、両者は、視野をふさがないように適用さ れたパネル１４ａにより機器モジュールから分離されている。この様にして獲得 された干渉計基線は、必要なら、さらに非機能パネル１４ａを追加することで延 長可能である。 干渉計機能の導入による影響を抑制するためには、モジュールの太陽発電器と 干渉計受信アンテナの機能を１つの同じパネル１４ａに組み込むことができる。 干渉計受信アンテナの消費電力が極めて低いので、モジュールの発電器機能が維 持され、受信アンテナの視野をふさがないようにする準備の必要はない、という のは必要な幅が１パネル未満の場合には、受信アンテナを最小値の入射角でねら う必要はないし、受信アンテナはパネルの上方部、したがって、より露呈した部 分しか占有しないからである。このことは、極めて高い周波数が使用されない場 合にはとくにあてはまる。 このようにして、干渉計機能はわずかな価格で追加される。これに対して、従 来の衛星では、端部の受信アンテナを保持するための専用の展開可能なマストを 導入する必要がある。国際協力状況における共有および均衡動作 宇宙空間の国際協力は、それが継続するとすれば、開発だけでなく動作におい ても様々な国々の役割の公平な共有を保証しなければならない。残念ながら、遠 隔探知システムでは、主要動作タスク、すなわちプログラミングを集中管理して 、衝突することなく需要の最適な管理を保証し、衛星の統合性を保護しなければ ならない。これは、衛星制御センタと共に領土に通信プログラムセンタを保持す る役割を当然担うことになる主要パートナーがいない場合には解決できない問題 を引き起こす。というのは、衛星制御センタは一般にプログラミングセンタから 分離させることができないからである。 ＩＮＴＥＬＳＡＴ型通信衛星に採用されたのと同じ方式で（リピーターまたは ビームの貸与）ステーションの視程の円により区切られた領域の映像化のための 衛星の使用制御を各パートナーが行う方式はこれまで実現されなかった。軌道の 一部の資源を使用すると常にそれらの可用性に影響を及ぼすので、集中管理協力 は必要不可欠である。最適な遠隔探知では、照準方向を変えるときの時間遅延は 極めて長くなり（衛星または鏡の再方向付けは可能であるが）、現代の機敏なレ ーダーでは、問題は、バッテリを充電する時間、送信器オン／オフ制限、機器ユ ニットの熱条件制限である。 部材１１用のエネルギ自給オプションを採用することで、図４およびそれ以後 の図に示すような衛星の理論により、食と食との間はレーダーの連続動作が可能 になる。この地理的な共有方式において、集められたデータはボードには記憶さ れないで、地上ステージョンにリアルタイムで再送信される（記憶および送信機 能は使用しない）ので、衛星共有の問題は、パートナー間の視程の円の単純な分 散や、プログラムやデータ獲得における各自給や決定権の保証に還元できる。 しかし、衛星へのアクセスを地理的に区分する新しい機能は、各パートナーが その区分で衛星の制御を保持するには十分ではない。衛星を管理しその状況を保 護する共通の要求を準備する必要もある。この接続で注意すべきことは、部材１ １の全電子メッシュ・アーキテクチャがプログラミングによる障害に対して強く なる。高周波モジュールと太陽セルの対応するブロックから構成された各基本機 能ユニットはセルにより供給されるエネルギのほぼすべてをユニット内部に放散 しなければならない。これは前記ユニットが太陽セルと電子部品の現状により左 右される唯１つの熱状況の元にあるようにする全体に対する機能面での貢献およ びユニットの活動およびプログラム状況から独立している。部材１１には冗長性 はないが、障害に関連する性能の漸進的な劣化または基本機能ユニットの劣化を 被るだけである。各パートナーは、劣化処理に影響を及ぼすことなく（障害伝播 処理なし）（非作動されるユニットと形成するアンテナ図方法の選択により）こ うした劣化を管理する最適の方法に同意する。 映像のリアルタイムのプログラミングおよび部材１１と映像制作型の技術動作 （土地の幅、波形、解像度、入射角）以外に、各パートナーはその局所要求や親 和性に応じてレーダー専門技術を開発し配備可能である。機器モジュールに統合 された積載の一部は連続電力源からも恩恵を受けるが、アンテナ形成部材１１は 多数の同一の機能ユニットの累積により構成されたものではない。利用技術の作 動回路構成のレベルは低いし（電子管なし、機構なし、構成上の遅延なし）機能 の大きさが削減されるので、各パートナーにより交換可能に活動化される削減さ れたスイッチの周りのブロックの冗長システムを実現できる。この様にして、共 有の概念は全積載に拡大可能である。 衛星の動作には、地上からの制御を必要とする軌道制御機能（軌道維持並びに パネル配列のおおまかな姿勢の維持）が必然的に伴う。積載物の使用に影響され ることなく、こうした機能は、他方で、すべてのパートナーにめったに影響を及 ぼすわけではないアクセスをほぼ予想して制限することができる（たとえば、安 定時間および方法）。こうした機能は集中管理され、パートナーに知らせるかパ ートナーとの相互連絡することなく動作して充電される単一のエージェンシーに 任せてある。 前述の共有方法は可能なかぎり最も静的なモードで説明されており、相互接続 と相互依存性（軌道弧または適用範囲の共有）のすべての除去と、多数の小さな パートナーを含む軌道プログラムを一層容易にすることから受けられる利点を示 している。他の一致はこの基礎で実現可能である。個別または一般化といったパ ートナー間のより緊密な一致は、弧の動的配分、記録映像に応答する中心パート ナーの導入および未指定弧または局所パートナーによるオンボードメモリの管理 である。 重要なことは、共有の概念がエネルギ資源の偏在に第１に関連していることに 注意すべきである。このことは、太陽発電器を過大に評価して重い機器モジュー ルを使用し、重い打上げシステムに至ることで従来の衛星でも達成可能である。 図４と以後の図に示すような衛星の利益は内在的なもので、コストゼロで獲得で きる。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (81)指定国 ＥＰ(ＡＴ，ＢＥ，ＣＨ，ＤＥ， ＤＫ，ＥＳ，ＦＩ，ＦＲ，ＧＢ，ＧＲ，ＩＥ，ＩＴ，Ｌ Ｕ，ＭＣ，ＮＬ，ＰＴ，ＳＥ)，ＢＲ，ＣＡ，ＣＮ，Ｊ Ｐ，ＫＲ，ＲＵ，ＵＳ

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １． 全体的に面状のアンテナ形成部材（１１）を含み、前記アンテナ形成部 材（１１）は地球の中心を通過する面内にほぼ位置づけられていることを特徴と する低地球軌道遠隔探知または遠距離通信衛星。 ２． 前記アンテナ形成部材（１１）はその軌道面内にほぼ位置づけられてい ることを特徴とする請求項１に記載の衛星。 ３． 重力軸に沿った寸法により定義された前記アンテナ形成部材の幅は前記 軸に垂直な方向の寸法より長いので、前記衛星は重力勾配により横転軸およびピ ッチ軸について自然に安定するようになることを特徴とする請求項１または２に 記載の衛星。 ４． 前記アンテナ形成部材は、重力勾配により横転軸およびピッチ軸に関す る前記衛星の自然安定に貢献する、アンテナ機能を備えてないオプションの中空 部分をその幅方向に含んでいることを特徴とする請求項３に記載の衛星。 ５． 太陽発電器を備え、前記太陽発電器セル（１３）は前記アンテナ形成部 材（１１）により保持されていることを特徴とする前述の請求項の任意の項に記 載の衛星。 ６． 前記アンテナ形成部材は、その両面にアンテナ機能を有することを特徴 とする前述の請求項の任意の項に記載の衛星。 ７． 前記アンテナ形成部材（１１）の一部は、太陽セル（１３）を保持して なく、両面にアンテナ機能を有することを特徴とする請求項５および６に記載の 衛星。 ８． 前記アンテナ形成部材（１１）は、外形が変形可能であり、その表面に 分散された送受信波制御手段を含み、前記アンテナ形成部材上に分散された複数 の位置および／または変形および／または位置ずれセンサを含み、変形および／ または位置ずれの測定およびその後の制御手段による補償を可能にすることを特 徴とする前述の請求項の任意の項に記載の衛星。 ９． 前記複数のセンサは地球または衛星無線位置づけセンサであり、前記セ ンサにより、絶対姿勢エラーの測定と、制御手段によるその後の補償の実行が可 能とされていることを特徴とする請求項８に記載の衛星。 １０． 前記センサはＧＰＳセンサであることを特徴とする請求項９に記載の 衛星。 １１． 前記アンテナ形成部材は、相対センサ位置と前記センサにより画定さ れる中間面の絶対姿勢を測定するために、各センサにより供給された無線位置づ け信号の位相測定の差動処理のための手段を含むことを特徴とする請求項９また は１０に記載の衛星。 １２． 軌道面を遮る機器モジュールを含み、前記アンテナ形成部材は、前記 機器モジュールの一方の側だけに配置されていることを特徴とする前述の請求項 の任意の項に記載の衛星。 １３． 軌道面を遮る機器モジュールを含み、前記アンテナ形成部材は、前記 機器モジュールの両側で延在することを特徴とする請求項１ないし１１の任意の 項に記載の衛星。 １４． 前記アンテナ形成部材（１１）の２つの部分は２つの個別の面内にあ り、その交線が地球の中心を通過していることを特徴とする請求項１３に記載の 衛星。 １５． 機器モジュールを含み、前記アンテナ形成部材（１１）の重力軸に沿 った重力勾配による自然均衡性が強化され、前記衛星への太陽圧トルクが制限さ れるように、前記機器モジュールの重力中心が前記アンテナ形成部材（１１）の 最短の慣性軸の上に置かれることを特徴とする請求項３のみに記載または請求項 ４ないし１４の任意の項に関連する衛星。 １６． 前記モジュール付近に配置されたアンテナ機能のない部分を前記部材 １１に付加することにより、前記部材（１１）の１つまたは複数のアンテナに対 して前記機器モジュールによる最小のマスキングを確保し、無線位置づけセンサ に対しては、前記部材（１１）の垂線に関する無線位置づけ信号の受信の方向の 角オフセットを確保し、前記位置づけ信号が少ないと、前記モジュールでの反射 による多経路がなくなり、前記位置づけ信号が多いと、該信号は無視されること を特徴とする請求項９に関連して請求項１１ないし１５の任意の項に記載の衛星 。 １７． 前記太陽セル（１３）は、前記アンテナ形成部材（１１）の少なくと も１つのアンテナのエネルギ要求を満たすことを特徴とする請求項５に記載また は請求項６ないし１６の任意の項に関連した衛星。 １８． 前記アンテナ形成部材（１１）の一部は、アンテナ機能を有さず、太 陽セル（１３）を保持していることを特徴とする請求項１７に記載の衛星。 １９． 前述のアンテナのエネルギ要求を満たす前記太陽セルは、前記アンテ ナの背面ならびに選択的に前記アンテナの一方の側のアンテナ機能のない空間に 配置されることを特徴とする請求項１７および１８に記載の衛星。 ２０． 前記アンテナ形成部材（１１）の前記太陽セル（１３）は、前記部材 のエネルギ要求を満たすことを特徴とする請求項１７ないし１９の任意の項に記 載の衛星。 ２１． 太陽セルを保持しアンテナ機能のない１つまたは複数の部分が、食と 食との間の前記機器モジュール（１２）への少なくとも１つの電源を備えている ことを特徴とする請求項１８に記載または請求項１９または２０に関連した衛星 。 ２２． アンテナは、１つまたは複数の太陽セル（１３）のブロックにより直 接備えられた結合電子表面要素のメッシュを装備することを特徴とする請求項１ ９に記載の衛星。 ２３． 太陽セル（１３）の前記ブロックは、表面要素に直接面していること を特徴とする請求項２２に記載の衛星。 ２４． 前記太陽セル（１３）は、ＡｓＧａまたはシリコン技術を用いたセル であることを特徴とする請求項５のみに記載または請求項６ないし２３の任意の 項に関連した衛星。 ２５． 前記アンテナ形成部材（１１）は、重力軸に沿って併設された同一ま たは異なる周波数で動作する複数の異なるアンテナを含むことを特徴とする請求 項３のみに記載または請求項４ないし２４の任意の項に関連した衛星。 ２６． 前記アンテナ形成部材（１１）は、干渉計レーダー遠隔探知を可能に する、同じ周波数の２つのアンテナを含み、前記アンテナは局所垂直軸に沿って 分離されていることを特徴とする請求項２４に記載の衛星。 ２７． アンテナ形成部材などの、蝶番でつなげられた複数のパネルから構成 される少なくとも１つの面部材と、関連する機器ユニットまたは補助機器ユニッ トとを含み、前記衛星は、打上げ時にその内部に前記機器ユニットと前記パネル とを集積し、前記パネルの展開のための花火トラップを備えている支持外被を含 むことを特徴とする前述の請求項の任意の項に記載の遠隔探知または遠距離通信 衛星。 ２８． 前記支持外被は２つの半外殻を含み、そのうち１方は様々の関連およ び補助機器ユニットを集積し、他方は２枚のフラップを有しトラップの範囲を定 める花火カッターを保持し、その爆発により前記２枚のフラップが画定され排出 され、その後、前記第１の半外板との境界面に沿って配置された２つの蝶番によ り開いた状態で保持され、前記複数のパネルは前記２つの外殻の間で画定された ハウジングに打上げ時には収容され、その後トラップを介して前記衛星の一方の 側のみに展開されることを特徴とする請求項２７に記載の衛星。 ２９． 前記支持外被は中間部分に組み込まれた２つの外殻から構成され、前 記中間部分は様々な関連および補助機器ユニットを集積し、横方向の前記外殻の それぞれが２枚のフラップを有しトラップの範囲を定める花火カッターを保持し 、その爆発により２枚のフラップが画定され排出され、その後、同じ半外殻に保 持され前記中間部分との境界面に沿って配置された２つの蝶番により開いた状態 に保持され、前記複数のパネルは前記横方向の外殻のそれぞれと前記中間部分と の間に画定された２つのハウジングに打上げ時には収容され、その後、対応する トラップを介して前記衛星の両側から展開されることを特徴とする請求項２７に 記載の衛星。 ３０． 打上げ段階で、前記パネル（１４）が折り曲げられ、タイロッド（２ ９）により装着されているプレートに圧接されることを特徴とする請求項２７な いし２９の任意の項に記載の衛星。 ３１． プレートに固定するために、タイロッド（２９）をその内部に通過さ せるようにした少なくとも１つのスリーブが各パネルを通過することを特徴とし た請求項３０に記載の衛星。 ３２． 前記支持外被および様々なパネルの最短慣性軸は、打上げ時に打上げ システム軸に沿うように方向づけられており、前記展開の軸が打上げシステム軸 に対して垂直になることを特徴とする請求項２７ないし３１の任意の項に記載の 衛星。 ３３． 打上げ状態における前記支持外被の外形状は、積載フェアリングと空 気力学的に代替できるように調整されていることを特徴とする請求項３２に記載 の衛星。 ３４． 前記支持外被および関連および補助機器ユニットは、前記機器モジュ ールを構成し、その最短の慣性軸は軌道面に対して平行であることを特徴とする 請求項２７ないし３３の任意の項に記載の衛星。 ３５． 前記展開は、垂直方向に実行されることを特徴とする請求項３と３４ に記載の衛星。 ３６． パネルは、オプションのレードーム（２１）と、放射パネル（２２） と、電子機器を保持する中間ＮＩＤＡ構造（２３）と、オプションの熱保護層（ ２４）と、太陽セル（１３）および／または放射要素を保持するプレートと、を 含むサンドイッチ構造を有し、前記パネルは、前記太陽セル（１３）および／ま たは放射要素を保持する１枚または複数のプレートを支持するよう中間構造（２ ３）に配置された複数の補強材（２６）をさらに含んでいることを特徴とする請 求項２７ないし３５の任意の項に記載の衛星。 ３７． スリーブ（２９）は、２つの前記補強材（２６）の重なり部の近くに 配置されていることを特徴とする請求項３６に記載ならびに請求項３１に関する 衛星。 ３８． アンテナ機能またはその有無に関して異なる部材（１１）のすべての 部分が、前記複数のパネルの展開軸に沿って分散され、前記パネルのそれぞれは 高いレベルの機能的な均質度を有することを特徴とする前述の請求項の任意の項 に記載の衛星。 ３９． アンテナの幅方向に沿ってアンテナの仰角ダイアグラム制御ポイント の配列を有し、各制御ポイントに関連したアンテナ部分の基本仰角ダイアグラム は入射角の値の望ましい範囲をカバーするように固定して方向づけられ、幅に沿 って上記のポイント間の間隔と、前記配列に関連した主ローブと不本意なローブ の利得を変調するアンテナ部分の基本ダイアグラムは、前記基本ダイアグラムの 方向軸のいずれか一方の側への前記主ローブのディポイント時に、前記不本意な ローブが、アンテナの面および可能であれば機器モジュールの面により物理的に 遮蔽され、または地球を越えると拒絶され、または極めて低い利得で地球に遭遇 するようにされ、また、最小の利得が主ローブに維持するようにされていること を特徴とする前述の請求項の任意の項に記載の衛星。 ４０． 各制御ポイントに関連する基本アンテナ部分は、共通制御ポイントか ら複数の放射要素の幅方向への平行グループにより構成され、固定傾斜の一定の 移相分布が同じ制御ポイントの放射要素間に導入されていることを特徴とする請 求項３９に記載の衛星。 ４１． 各制御ポイントに関連した基本アンテナ部分は、幅方向に複数部分に グループ化され、各部分は遅延制御ポイントに関連して、仰角の照準とは無関係 且つトラバースされる部分からは独立して、（受信信号の再結合の中心点からの ）送信信号の中心ソースから地上の目標点への臨時経路を、進行方向（および戻 り方向）に維持し、同じ部分内で、固定された差分遅延分布がアンテナの基本部 分との間で確立されて、前記部分におけるトラバースされる基本部分から独立し て、特定の平均照準に対して、地上の目標点との間の一時的な経路を提供し、ア ンテナの幅に沿った残留時間非同期化は平均デポインティングの周囲の増分デポ インティングのみに依存しており、部分の幅は高くなることを特徴とする前述の 請求項の任意の項に記載の衛星。 ４２． 制御された遅延部分のそれぞれへの（からの）複数の信号の分散は、 衛星がその軌道にある天体に相対するアンテナ形成部材（１１）の側からデイジ ーチェーン構成で実行され、前記デイジーチェーンのケーブルは必要とされる遅 延線の一部を構成していることを特徴とする前述の請求項の任意の項に記載の衛 星。