JP6670837B2 - 衛星のためのドッキングシステムおよびドッキング方法 - Google Patents

Description

関連出願

本願は、２０１４年８月２６日に出願された米国特許出願第６２／０４１７８０号の利益を請求するものである。

発明の分野

本発明は、概して衛星に関し、特に、軌道上の衛星に対してサービスを行うサービス衛星に関する。

発明の背景

商業用通信衛星は、静止地球軌道（ＧＥＯ）空間域における収入の約７５％を生み出している。これらの使用寿命の期間は１２年から１５年であり、これらの制限はステーションキーピングに利用する燃料の量が大きく影響している。搭載されているシステムの全てが推進剤がなくても長期間適切に機能することが可能であるが、衛星は運行軌道を維持できない。運行軌道から外れて通信ミッション要求をサポートできなくなる。宇宙に留まる運行停止の衛星は、スペースデブリとみなされる。スペースデブリがたまるという問題を軽減するために、国連の方針として、”使用寿命の終わりに、静止衛星は、静止軌道の上方に少なくとも３００ｋｍ離れた近地点を備える廃棄軌道に配置すべきである”と要求されている。連邦通信委員会（ＦＣＣ）では、２００４年に同様のレギュレーションが可決されている。これらのレギュレーションに準拠するために、残りの推進剤が比較的に少なくなると、衛星は、残りのステーションキーピング用の推進剤を使用してデオービットを行う。大抵の場合、設計寿命の数か月を犠牲にし、それにより、経済的価値を大きく損失している。

軌道上でのステーションキーピングサービスや曳航サービスが利用できた場合、ＧＥＯ衛星は、自身の推進剤を完全に使い切るまで運行軌道上に留まり、その後、曳航されて廃棄軌道に移される。別の利点として、搭載されているトランスポンダーを延長して使用することにより、衛星管理者に付加的に収入がもたされうる。さらに、ＧＥＯ衛星は、自身の推進剤を完全に使い切った後でも、後述するようなスペース曳航サービス衛星からのステーションキーピングサービスを受けて運行軌道上に留まることが可能である。

曳航サービス、すなわち寿命延長ミッションは、複雑になりうる。過去に、幾つかの概念が論じられている。大きな衛星を使用するいくつかの提案があったが、結局のところ、商業的な実現可能性のしきい値を超える可能性がある非常に高価な方法であった。別の提案である燃料補給サービスは、サービスを受ける側の衛星がそのようなサービスを受けることができるように構成されていない場合があり、実現は困難である。別の困難さとして、今現在宇宙にある衛星はサービスを受けるように構成されておらず、異なる形状や異なる機械的／電気的／燃料的インターフェースを備えている。

したがって、使用済みの衛星を廃棄軌道に曳航するミッションは外部サービスに任せ、推進剤の使用期間の終わりに近づいた種々の衛星が、その衛星のオリジナルミッション用の推進手段を完全に使用し切ることを可能にする方法が必要である。このような外部サービスは、デザインされてまた打ち上げられて長年が経過した様々の異なる衛星に対してサービスを提供できるようにすべきであって、且つ、商業的に実行可能にすべきである。好ましくは、このような外部サービスは、推進剤はないがミッションシステムがまだ機能している衛星の使用寿命をさらに維持するために、ステーションキーピングサービスや、新しい軌道位置への衛星の再配置、既に傾いた衛星の再利用、誤配置された衛星の軌道修正などの他のサービスを提供可能にすべきである。

本発明は、本体と、コントローラと、ドッキングユニットとを備えるサービス衛星に関する。ドッキングユニットは、衛星本体に旋回可能に取り付けられた少なくとも２つの折り畳み可能で調整可能なグリッピングアームであって、グリッピングアームそれぞれが衛星本体に対して旋回可能であるものと、グリッピングアームそれぞれの自由端に設けられたグリッピングエンドであって、軌道衛星のターゲット部分を捕獲して把持するように適合して構成されているものと、を有する。グリッピングアームそれぞれが、コントローラによって別々に制御可能であり、コントローラがアームの動きを連動させる。

また、本発明によれば、本体と、コントローラと、推進ユニットとを備えるサービス衛星であって、その推進ユニットが、サービス衛星本体の天底側端に隣接するように取り付けられた第１のスラスター、および、バランススラスターアームに取り付けられたバランススラスターを備えるメイン推進システムを含んでいるサービス衛星が提供される。バランススラスターは、第１のスラスターから離れ、第１のスラスターとは異なる方向に向いている。衛星はさらに、スラスターとバランススラスター用の推進剤と、スラストベクトルがサービス衛星とサービスを受ける衛星の重力の結合中心を通過するように、スラスターを位置決めする手段とを含んでいる。

さらに、本発明によれば、サービスを受ける衛星に対してサービスを行うサービス衛星であって、収容可能で展開可能な推進ユニットと、収容可能で展開可能なドッキングユニットと、収容可能で展開可能なソーラーパネルと、収容可能で展開可能なブーム上の通信アンテナと、推進ユニット、ドッキングユニット、ソーラーパネル、および通信ブームが取り付けられた衛星本体と、本体内の制御ユニットとを有し、収容状態の推進ユニット、収容状態のドッキングユニット、収容状態のソーラーパネル、および収容状態の通信ブームを備える衛星の容積および質量が、商業用補助ペイロードの容積および質量の定義の基準に準拠している、サービス衛星が提供される。

また、本発明によれば、サービスを受ける衛星へのサービス衛星のドッキング方法であって、サービスを受ける衛星から離れたランデブー位置にサービス衛星を移動させ、
グリッピングエンドをそれぞれ備える少なくとも２つのグリッピングアームを、アーム間の距離がサービスを受ける衛星のターゲット部分のサイズに比べて大きくなるように展開し、サービス衛星がサービスを受ける衛星に接近するように推進ユニットを駆動し、グリッピングエンドがサービスを受ける衛星のターゲット部分を捕獲して把持するまでグリッピングアームを閉じる、ドッキング方法が提供される。

さらに、本発明によれば、軌道内のサービスを受ける衛星を３つの垂直平面Ｎ／Ｓ、Ｅ／Ｗ、Ｚｅ／Ｎａを定義する経度位置に推進する推進方法であって、コントローラを備えるサービス衛星をサービスを受ける衛星にドッキングし、第１のスラスターを所定の時間第１の方向に噴射するように作動させ、第１のスラスターから離れて設けられているバランススラスターを、Ｎ／ＳまたはＥ／Ｗから選択された平面でステーションキーピングするために、所定の時間第２の方向に噴射するように作動させ、スラストベクトルがサービス衛星とサービスを受ける衛星の重力の結合中心を通過するようにスラスターを位置調整する、推進方法が提供される。

本発明の実施の形態によれば、方法は、ドッキングステップの前に、所定のヨー角になるまで、サービスを受ける衛星に対してサービス衛星を回転させることを含んでいる。

また、本発明によれば、サービスを受ける衛星のリオービット方法であって、ドッキング状態のサービス衛星とサービスを受ける衛星のスラスト方向を変更し、変更された飛行方向にドッキング状態のサービス衛星とサービスを受ける衛星とを推進させるスラストベクトルを発生させるスラスターを噴射させ、スラストベクトルがサービス衛星とサービスを受ける衛星の重力の結合中心を通過するようにスラスターを位置調整し、ドッキング状態のサービス衛星とサービスを受ける衛星とが所望の軌道位置に到達したときに、サービスを受ける衛星のリオービットを実行するために、サービスを受ける衛星とサービス衛星とを切り離す、方法が提供される。

さらに、本発明によれば、サービスを受ける衛星のデオービット方法であって、ドッキング状態のサービス衛星とサービスを受ける衛星のスラスト方向を変更し、変更された方向にドッキング状態のサービス衛星とサービスを受ける衛星とを推進させるスラストベクトルを発生させるスラスターを噴射させ、スラストベクトルがサービス衛星とサービスを受ける衛星の重力の結合中心を通過するようにスラスターを位置調整し、ドッキング状態のサービス衛星とサービスを受ける衛星が所望の経度に到着したときに、ドッキング状態の衛星が減速するようにサービス衛星のスラスターを噴射させ、落下軌道に到着したときに、サービスを受ける衛星のリオービットを実行するために、サービスを受ける衛星からサービス衛星を切り離す、方法が提供される。

本発明に関する対象は、特に、明細書の終結部分で指摘され、明りょうに言及されている。
なお、本発明、すなわち、本発明の対象、特徴、および利点とともに機構や動作方法は、
添付の図面とともに後述の説明を参照することによってより理解することが可能である。
本発明のいくつかの実施の形態に係る、収容状態のサービス衛星を示す機能的ブロック図 本発明のいくつかの実施の形態に係る、展開状態の図１Ａに示すサービス衛星を概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る、サービス衛星のフロント部分とグリッピングユニットとを概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る、グリッピングアームが展開した状態の図２Ａに示すサービス衛星を概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る展開機構を概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る展開機構を概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る、サービスを受ける衛星のインターフェースリングのリムと結合するグリッピングアームのグリップエンドの構造を概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る、サービスを受ける衛星のインターフェースリングのリムと結合するグリッピングアームのグリップエンドの構造を概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る、サービスを受ける衛星のインターフェースリングのリムと結合するグリッピングアームのグリップエンドの構造を概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る、サービスを受ける衛星のインターフェースリングのリムと結合するグリッピングアームのグリップエンドの構造を概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る、サービスを受ける衛星のインターフェースリングのリムと結合するグリッピングアームのグリップエンドの構造を概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る、サービスを受ける衛星のインターフェースリングのリムと結合するグリッピングアームのグリップエンドの構造を概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る、サービスを受ける衛星に対するサービス衛星のドッキングプロセスを示す図 本発明の実施の形態に係る、サービスを受ける衛星に対するサービス衛星のドッキングプロセスを示す図 本発明の実施の形態に係る、サービスを受ける衛星に対するサービス衛星のドッキングプロセスを示す図 本発明の実施の形態に係る、姿勢補正を概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る、姿勢補正を概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る、姿勢補正を概略的に示す図 静止衛星の位置および方向に関連する方法を概略的に示す図 静止衛星の位置および方向に関連する方法を概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る、サービスを受ける衛星に対してサービス衛星がドッキングした後のステーションキーピングミッションにおける２つのスラスター動作を概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る、図８に示す２つのスラスターの動作位置と方向とを概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る、サービスを受ける衛星のＥ／Ｗ位置補正の実行方法を概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る、サービスを受ける衛星の把持方法の一例を概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る、サービスを受ける衛星の把持方法の一例を概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る、サービスを受ける衛星の把持方法の一例を概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る、サービスを受ける衛星の把持方法の一例を概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る、サービスを受ける衛星の把持方法の一例を概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る、サービスを受ける衛星の把持方法の一例を概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る、サービスを受ける衛星の把持方法の一例を概略的に示す図 本発明の実施の形態に係る、衛星のスラスターのプルームを概略的に示す図 サービスを受ける衛星に対する、本発明の実施の形態に係る衛星の傾動を概略的に示す図 サービスを受ける衛星に対する、本発明の実施の形態に係る衛星の傾動を概略的に示す図

シンプルに且つ明りょうに図示するために、図に示す構成要素は必ずしもスケールどおりには描かれていないことを理解すべきである。例えば、いくつかの構成要素の寸法は、明りょうにするために、他の構成要素に対して誇張されている。さらに、適当であれば、対応するまたは類似の構成要素には、複数の図において同一の符号が付されている場合がある。

以下の詳細な説明においては、本発明の理解のために、複数の具体的な詳細が説明される。しかしながら、これらの具体的な詳細がなくても本発明が実施可能であることは、当業者であれば理解できることである。他の例においては、公知の方法、手段、および部品が、本願発明を分かりにくくすることがないように、詳細には説明されていない。

本発明の実施の形態はこれに限定されることはないが、具体的な言及がない限り、後述から明らかなように、例えば、”処理する（ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ）”、”計算する（ｃｏｍｐｕｔｉｎｇ）”、”算出する（ｃａｌｃｕｌａｔｉｎｇ）”、”判定する（ｄｅｔｅｒｍｉｎｇ）”、”確立する（ｅｓｔａｂｌｉｓｈｉｎｇ）”、”分析する（ａｎａｌｙｚｉｎｇ）”、”割り当てる（ａｌｌｏｃａｔｉｎｇ）”、”確認する（ｃｈｅｃｋｉｎｇ）”、”受け取る（ｒｅｃｅｉｖｉｎｇ）”、”選択する（ｓｅｌｅｃｔｉｎｇ）”、”比較する（ｃｏｍｐａｒｉｎｇ）”、”報告する（ｒｅｐｏｒｔｉｎｇ）”、”記録する（ｒｅｃｏｒｄｉｎｇ）”、”検出する（ｄｅｔｅｃｔｉｎｇ）”、”指示する（ｐｒｏｍｐｔｉｎｇ）”、”蓄積する（ｓｔｏｒｉｎｇ”などの用語を使用する説明は、コンピュータのレジスタおよび／またはメモリ内の物理量（例えば電気量）として表されるデータを、コンピュータのレジスタおよび／またはメモリ内、あるいは、動作および／または処理を実行するための指示を蓄積する非一過性の他の情報蓄積媒体内の物理量として同様に表される他のデータに処理するおよび／または変換するコンピュータ、コンピューティングプラットフォーム、コンピューティングシステム、または他の電子計算デバイスの動作および／または処理であると理解される。

本発明の実施の形態はこれに限定されることはないが、本明細書で使用されている”複数の（ｐｌｕｒａｌｉｔｙ）”と”複数の（ａ ｐｌｕｒａｌｉｔｙ）”の用語は、例えば、”多数の（ｍｕｌｔｉｐｌｅ）”または”２以上（ｔｗｏ ｏｒ ｍｏｒｅ）”を含んでいる。”複数の（ｐｌｕｒａｌｉｔｙ）”と”複数の（ａ ｐｌｕｒａｌｉｔｙ）”の用語は、２以上の部品、デバイス、構成要素、ユニット、パラメータなどを説明するために、本明細書を通じて使用されうる。明確な言及がないかぎり、本明細書で説明される実施の形態の方法は、特別な命令やシーケンスとして制約されない。また、説明される実施の形態の方法やその構成要素のいくつかは、同一の時点でまたは一斉に、同期して起こるまたは実行されることが可能である。

本明細書で使用されるように、用語”ストレージユニット（ｓｔｏｒａｇｅ ｕｎｉｔ）”は、データを蓄積するように、例えばビデオレコーディングするように構成された、任意の装置、デバイス、システム、および／またはデバイスの集合体であってもよい。ストレージユニットは、大容量ストレージデバイス、例えば、セキュア・デジタル（ＳＤ）カード、ＣＤ、ＤＶＤ、レーザディスクなどの光学記憶デバイス、テープ、ハードディスク、レイド（ＲＡＩＤ：Ｒｅｄｕｎｄａｎｔ Ａｒｒａｙ ｏｆ Ｉｎｄｅｐｅｎｄｅｎｔ Ｄｉｓｋｓ）などの磁気記憶デバイスを含んでもよい。ストレージユニットそれぞれは、ストレージにデータを書き込む機能と、またさらに使用するためにストレージユニットからデータを読み出す機能を含んでもよく、例えば、事故調査が必要な場合、要求に応じてビデオファイルがストレージユニットから読み出されうる。メモリは、プロセッサによって実行されると、プロセッサに動作および／または方法、例えば本明細書に記載する方法を実行させる指示を蓄積可能である、非一過性のコンピュータが読み出し可能なストレージメディアであってもよい。

本発明は、ランチャーと衛星との間の標準的なインターフェースリング（ＩＲ）（例えば、アリアンセパレーションリング）を含む任意の衛星とドッキングするように構成されたサービス衛星に関する。サービス衛星は、そのサービス衛星が前準備することなく、衛星の標準的なインターフェースリングにドッキングすることができるユニバーサルドッキング機構を含んでいる。サービス衛星は、複数の衛星、第一静止衛星、およびＬＥＯ（低周回軌道）衛星に運用されるように構成されているが、これらのタイプの衛星に限定されない。サービス衛星は、所望の形状やサイズからなることが可能であるが、打ち上げ権限（ｌａｕｎｃｈ ａｕｔｈｏｒｉｔｙ）、例えばＥＳＰＡクラスによって定義されるように、補助ペイロードの制限や制約に従う小型衛星として実現可能である。好ましくは、サービス衛星それぞれは、対象の多数の衛星に対して１基ずつ運用される。特に、サービス衛星は、選択された軌道上サービス、例えば、推進剤の終わりに衛星を延命するためのステーションキーピング、新しい軌道位置への再配置、傾いた衛星の再利用、誤配置された衛星の軌道修正、寿命が尽きた衛星の軌道離脱などを提供することができる。

図１Ａおよび図１Ｂは、本発明の実施の形態に係るサービス衛星１００を概略的に示し、前者は収容状態を示すブロック図であって、後者は展開状態を示している。サービス衛星１００は、打ち上げ用ロケットの補助ペイロードスペース１２５内に収容可能な外形寸法を収容状態において持つことができる構造を備える。好ましくは、サービス衛星は、ＥＥＬＶの第２ペイロードアダプタ（ＥＳＰＡ）の基準内の、またはコストを抑えるための、あるいは他の補助ペイロード標準のための寸法を備える。これらの定義は時々変更され、打ち上げごとに異なる。サービス衛星のサイズは、選択された打ち上げロケットの要件にしたがって選択されうる。マイクロ衛星に適した寸法の非限定的ないくつかの例では、幅は６０〜１００ｃｍ、長さは６０〜１００ｃｍ、高さは８０〜１５０ｃｍであり、打ち上げ重量は、打ち上げ用ロケットにもよるが、例えば１５０〜４００Ｋｇの補助ペイロード重量制限を超えない。本発明にしたがうマイクロ衛星として構成された場合、サービス衛星は、ピギーバックペイロードに組み込むことができ、打ち上げロケット内のメインの宇宙船がそれを保持すると理解される。この場合、寸法をさらに大きくすることができる。補助ペイロードの容積に収容される衛星のサイズや重量の制限する、他の物理的な制限があってもよい。

マイクロ衛星は、収容状態においてこれらの制限に適合するように構成されてきた。ソーラーパネルアレイ、推進システムデザイン、およびデータ伝送アンテナのサイズに、特に注意が払われていた。折り畳みソーラーパネルは、非常に制限された最初の収容体積から非常に大きなパワーを提供する。そのアレイが衛星本体に比べて実質的に大きいことは明らかである。推進システムは、システム要求を実現するために協働する一対のスラスターを含んでいる。これらのスラスターは、互いに非常に離れた距離で搭載されており、その距離は衛星の実際の長さに比べて非常に長い。このことは、一方のスラスターを展開する展開可能なブームを使用することによって実現される。その展開機構には、図１Ｃに示すように、必要な回転や推進剤タンクから展開スラスターへの推進剤の供給を実行することができるヘリカルチューブが含まれる。データ伝送アンテナがまた、打ち上げ後に十分に長く伸長する展開可能なブームに取り付けられており、アンテナはサービス衛星の”影（ｓｈａｄｏｗ）”を越えて伝送することができる。同様に、本発明の実施の形態に係るドッキング機構が、ペイロード収容内に収容するために折り畳み可能な複数の展開グリッピングアームを含んでいる。これらの構造的な特徴は、サービス衛星の全体サイズの最小化を可能にする。サービス衛星１００は、天底端であるサービス衛星１００の一端に大抵の場合には配置されるグリッピングユニット１０２が搭載された本体１１０を備える。グリッピングユニット１０２は、収容状態において補助ペイロードエンベロープ１０１の外側に飛び出ない一連のグリッピングアーム１０８を含んでいる。サービス衛星１００はさらに、本体１１０内に制御ユニット１０４を含んでいる。制御ユニット１０４は、従来の衛星で公知のように、ミッション指示を受けるためにサービス衛星を作動させるグランドステーション（図示せず）に接続されている。制御ユニット１０４は、衛星の様々の部品の展開や動作を制御する役割をする。制御ユニット１０４は、ミッション要求を遂行するときに独立したコントローラとして機能する一方で、幾つかの計算のためにグランドステーションよってアシストされる。

また、推進ユニット１０５が衛星１００に設けられており、この場合、後述するように、様々な動作モードを可能にするために、衛星に対して配置された３つのスラスター１０１、１０３、１０６（図１ｂ参照）が含まれている。衛星１００はさらに、一連の展開可能ソーラーパネル１０６と、本体１１０に搭載されてペイロード収容部に収容可能な展開可能接続ブーム１１１上の一連の送受信アンテナ（図示せず）とを含んでいる。展開可能ソーラーパネル１０６と展開可能アンテナは、収容状態のとき、補助ペイロードの制限容積から飛び出ない。本明細書に全体として組み込まれ、本願発明の発明者のＰＣＴ出願ＰＣＴ／ＩＬ２０１３／０５０６８１であって、国際公開２０１４／０２４１９９の"ＬＯＷ ＶＯＬＵＭＥ ＭＩＣＲＯ ＳＡＴＥＬＬＩＴＥ ＷＩＴＨ ＦＬＥＸＩＢＬＥ ＷＩＮＤＥＤ ＰＡＮＥＬＳ ＥＸＰＡＮＤＡＢＬＥ ＡＦＴＥＲ ＬＡＵＮＣＨ”には、展開可能なＴ／Ｒアンテナとソーラーパネルに関する可能な複数のソリューションが記載されている。代わりとして、収容可能なソーラーパネルとアンテナの別の構成も採用可能である。

制御ユニット１０４は、コントローラ（オンボードプロセッサ）、データストレージ、および、インプット／アウトプットインターフェースユニット（図示せず）を含んでいる。コントローラは、送信信号と位置指示とを受信する、衛星センサからデータを受信して処理する、データストレージユニットにデータを記憶する、データストレージユニットからデータを読み出す、実行されることによって本願に記載されている動作を実行することができてデータストレージユニットに記憶されているプログラムを実行することを含むサービス衛星１００の任務の制御を実行するように構成されてもよい。幾つかの動作の中で、コントローラは、サービスが必要な指定の衛星に向かってサービス衛星１００を航行させ、衛星１００のサービスを受ける衛星への接近、ランデブー、およびドッキングを管理し、サービスを受ける衛星を所望の位置や軌道に航行させるように構成されている。好ましくは、コントローラはまた、サービスを受ける衛星からのサービス衛星の切り離しを管理するように、また、サービス衛星を次のミッションに向かわせるように構成されている。

推進ユニット１０５は、サービス衛星を所望の姿勢で所望の位置にて駆動するように、また、ドッキング後は、両方の衛星をともにステーションキーピングするなどの他の動作を実行するために、サービス衛星１００とサービスを受ける衛星との合体物を所望の位置や軌道に駆動するように構成されている。推進ユニット１０５は２つのシステムを含んでおり、サービス衛星のメイン動作の実行と、サービスを受ける衛星とのドッキング後においては一対の衛星の動作やタンデム移動との実行を目的としたメイン推進システムと、高速スラスト動作と姿勢制御動作を実行する補助推進システムとを含んでいる。

衛星の大きなソーラーパネルからの太陽光由来のエネルギーによって促進される動作として、公知の”電気推進（Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｐｒｏｐｕｌａｓｉｏｎ）”技術が特に適するけれども、メイン推進ユニットは、公知の推進技術によって実行されてもよい。この技術により、非常に高効率な推進システムを構成でき、また小さな衛星が十分量の有効仕事を実行することができる。したがって、小さなサービス衛星への使用に適する。いくつかの実施の形態によれば、メイン推進システムは、３基の電気推進スラスターを含んでいる。１つは、符号１０１で示され、衛星１００の後部すなわち天頂近くに配置されている。スラスター１０１は、サービス衛星の飛行方向へのスラストを提供する。第２のスラスターは、符号１０３で示され、衛星の前側すなわち天底近くに配置されている。そして、符号１０７で示されている第３の電気推進スラスターは、衛星の本体から延在するブームまたはアーム１１３に配置されている。スラスター１０７は、ステーションキーピングや誘導動作においてバランススラスターとして機能し、好ましくは、スラスター１０３から可能な限り最も離れるように配置されている。いくつかの実施の形態において、ブームは、展開可能なブームである。他の実施の形態において、ブームはテレスコープブームである。これらの選択は、特定のペイロード寸法に適応しなければならないマイクロ衛星の製造において、特に有益である。なお、スペースに問題がない場合、ブームは固定（展開しない）ブームでも可能である。いくつかのケースにおいて、スラスター１０３がスイベルアーム（図示せず）に設けられている場合、それがスラスター１０１のタスクを実行することができ、必要なスラスター数を３基から２基に減少させる。この場合、スラスターは、飛行方向に推進するための第１の位置と、ステーションキーピングのための第２の位置との２つの位置の１つを選択するように構成される。

推進ユニットはまた、より高いスラスト動作と様々な姿勢制御動作とを実行する第２の推進システムを含んでいる。第２の推進システムは、必要に応じて衛星の本体またはエンベロープのいたる所に配置されている、例えば４〜１２基の複数のスラスター１０９を含んでいる。これらのスラスターは、自身の推進剤を用いる化学スラスター（ｃｈｅｍｉｃａｌ ｔｈｒｕｓｔｅｒ）、または自身の推進剤で動作する抵抗ジェット（ｒｅｓｉｓｔｏｒ ｊｅｔ）や冷却ガススラスターであってもよい。代わりとして、第２のスラスターは、メイン推進システムの推進剤を使用してもよい。推進ユニットはまた、メイン推進システムの推進剤、例えば、第２のシステムスラスターに供給可能なキセノンや他の電気推進用推進剤のためのメイン推進剤タンクを含んでいる。代わりとしてまたはそれに加えて、推進システムはまた、第２のシステムスラスターに使用するために、別の第２の推進剤タンクを含んでもよい。推進ユニットの動作は、グランドステーションのメイン制御ユニットからの指示を受けてまたは指示とは別に、衛星の制御ユニット１０４を介して制御される。

図１Ｂは、展開状態の図１Ａのサービス衛星を示している。サービス衛星は、本体と、コントローラと、ドッキングユニットとを備える。ドッキングユニットは、衛星本体に搭載された少なくとも２本の折り畳み可能且つ調節可能なグリッピングアームを含み、グリッピングアームそれぞれは衛星本体に対して旋回可能であって、グリッピングアームの自由端それぞれにグリッピングエンドを備え、そのグリッピングエンドは、軌道衛星のターゲット部分を捕獲して把持するように構成されている。グリッピングアームそれぞれは、アームの動きを連動させるコントローラによって別々に制御可能である。

図示する実施の形態に示すように、グリッピングエンド１０９を備えるグリッピングアーム１０８は、以下に詳細に説明するように、サービス衛星１００の天底側に向かって展開されている。それに加えて、ソーラーパネル１０６は、サービス衛星の種々の部品に電力を提供するために、グリッピングアーム１０８の背後に展開している。同様に、推進ユニット１０５の構成要素は、サービス衛星１００が制御ユニットからの指示にしたがってサービスを受ける衛星を前へ押し出すことができるように展開される。この図においては、スラスター１０１、１０３、１０７が見て取れ、スラスター１０７は展開可能ブーム１１３の端のホルダー１１５に保持されている。

図２Ａは、サービス衛星１００の天底部を概略的に示している。見てわかるように、図示する実施の形態において、天底部は、一対の旋回可能な連動グリッピングアーム２０４、２０４’を含むグリッピングユニット２０２を備えている。図示する実施の形態において、グリッピングアーム２０４、２０４’それぞれは、４本のバーのリンク機構から構成されている。それぞれの機構において”ベース”と呼ばれる４本のバーすなわちリンクの１つは、ねじによって衛星本体に取り付けられている。図示する実施の形態において、グリッピングアームそれぞれは、そのままで衛星に取り付けられている。４本のアームの協調動作によってこれらは１つのユニットを構成するが、ドッキングアーム特有の共通プラットフォームに物理的に取り付けられていない。代わりとして、共に径方向に配置された１対のグリッピングアームのみが利用されると理解される。他の実施の形態においては、３本のグリッピングアームが衛星の周りに間隔をあけて設けられている。折り畳みや収容の他のオプションが可能であることがさらに理解される。例えば、本体に旋回可能に連結された単一のバー、６本のバーのリンク機構、または、個々に調節可能なアームの別の配置が可能である。代わりとして、アームは調整が不可能であってもよい。この場合、サービス衛星とサービスを受ける衛星との間の相対モーション（チルトおよび／またはヨー）を実現するために、例えば、旋回するプラットフォームにスラスターを取り付けるために、構造的な変更が必要である。

１つ以上のセンサ２１０が、サービス衛星１００の本体１１０に設けられ、後述するように、サービスを受ける衛星に対するサービス衛星１００の接近やドッキングの管理を補助するように構成されている。センサ２１０は、従来からあるランデブー用やドッキング用のセンサであってもよい。図示する実施の形態において、センサ２１０は天底側の表面上に配置されているが、代わりとして、これらはサイドパネルなどの衛星上の他の場所に配置されてもよい。グリッピングアーム２０４、２０４’それぞれは、大抵の場合、４本のバーのリンク機構として構成されてもよく、その自由端にグリッピングまたはグラスピングエンド２０４Ｈを備える。４本のバーのリンク機構は、グリッピングアーム２０４の４本のバーのリンク機構における２つのクランク２０４Ｃ、２０４Ｄそれぞれの第１の端に対して、長手方向に沿った２点で旋回可能に接続している作動ロッド２０４Ａを含んでいる。４本のバーのリンク機構の４番目の要素は、クランク２０４Ｃ、２０４Ｄそれぞれの第２の端に対して、長手方向に沿った２点で旋回可能に接続している固定ロッド２０４Ｂであって、それにより、グリッピングアーム２０４の４本のバーのリンク機構を形成している。代わりとして、クランク２０４Ｃ、２０４Ｄの第２の端が、サービス衛星の本体に対して、直接的に旋回可能に接続されもよく、それにより、ベースリンク２０４Ｂが必要なくなる。クランク２０４Ｃ、２０４Ｄは、その端の一方で、ピボット２０４Ａを介して固定ロッド２０４Ｂに対して接続されてもよく、また、ピボット２０４Ｇを介してロッド２０４Ａに接続されてもよい。それにより、展開挙動中、作動ロッド２０４Ａは固定ロッド２０４Ｂに対して実質的に平行に維持される。一方、他のデザインによれば、ロッド角度は、展開中において大きく異なる。固定ロッド２０４Ｂが衛星１００の本体の側面に取り付けられても、または衛星１００の本体の側面の一部として構成されてもよいことは明らかである。

グリッピングアーム２０４の４本のバーのリンク機構により、作動ロッド２０４Ａはピボット２０４Ｇを中心にして動作し、またクランク２０４Ｃ、２０４Ｄがピボット２０４Ｆを中心にして動作する。作動ロッド２０４Ａの動作は、動作範囲の一方の極限端で、作動ロッド２０４Ａがグリッピングエレメント２０２の本体の側面に固定されるまたはグリッピングユニット２０２の本体の側面に形成された専用のくぼみに格納される格納状態になるような動作であってもよい。作動ロッド２０４Ａは、反対方向の動作において、展開位置に移動し、その結果としていくつかのグリッピング位置の一つに移動してもよい。この動作は、矢印２０５によって示されている。ある位置から別の位置へのグリッピングアーム２０４の移動量と、把持位置におけるアーム２０４によって印加されて発揮するグリップ力の大きさは、後述するように精密に制御することができる。グリッピングアーム２０４それぞれの動作とその停止位置は、アームは好ましくは互いに連動するけれども、互いに別々に独立して制御することができる。すなわち、一緒に動作する必要はない。１つのアームが単独で移動可能であるが、制御ユニットは、アームそれぞれを他のアームの姿勢や移動に連動させる必要がある。グリッピングアーム２０４それぞれの独立した相互に別々の移動により、非対称のタンデム動作が所望される場合には、サービス衛星１００のタスクの実行に関して高いフレキシビリティが提供される。

当業者であれば、本発明の実施の形態に係るグリッピングアーム２０４の特有の機能は、必ずしも正確な平行四辺形でないアーム構造を用いて実現可能であることは明らかである。例えば、クランク２０４Ｃ、２０４Ｄの一方が他方に比べてわずかに短くてもよく、それにより、作動ロッド２０４Ａの移動が固定ロッド２０４Ｂに対して正確な平行でなくなる。手短に言えば、概して、任意の構造であっても、作動ロッド２０４Ａの移動や作動を制御することができる、またはグリッピングエンド２０４Ｈの移動や作動が可能であり、特に、後述する全てのタスクための全ての作動位置が利用可能である。例えば、アーム２０４の構造は、グリッピングエンド２０４Ｈを、把持位置に接近するとき、把持対象の所定の外周に近い位置または外周線上の所定の位置に近い位置である幾何学的な位置に、位置合わせできる必要がある。例えば、把持対象が通信衛星すなわち”ＣｏｍＳａｔ”であって、目的がそのインターフェースリング（ＩＲ）を把持することによってそれを把持することである場合、所定の外周は平坦なサークルであって、そのサークル周りの位置はサークルの周りに間隔をあけて配置された４つの点（サービス衛星が４本のアームを装備している場合）であってもよい。

さらに、アーム２０４のグリッピングエンド２０４Ｈの正確な構造が把持対象の所定の構造と係合できるように選択されてもよい一方で、把持対象に対して様々な相対角度で係合するためにグリッピングエンド２０４Ｈそれぞれが十分にたるんでいるまたは十分の機械的な自由度を備えている。これにより、後述のいくつかの実施の形態に例示されているように、サービス衛星の縦軸と把持対象の基準軸との間の相対角度を制御可能な状態で該対象と係合するために、サービス衛星１００は十分なフレキシビリティを備えている。

サービス衛星１００のランデブータスクとドッキングタスクは、セミオートとフルオートの２つのメインモードの一方で実行される。正確な且つ安全なランデブーとドッキングを可能にするために、１つ以上のセンサ２１０が、例えば、サービス衛星１００の天底側（アーム２０４が展開したときにグリッピングエンド２０４Ｈに対向する衛星１００の側面）に搭載されてもよく、それにより、センシングを要するサービス衛星の範囲がセンサのセンシング範囲内となる。センサ２１０は、例えば、画像処理アルゴリズムを用いて相対位置と相対速度を導出するための２Ｄ画像を作成するビデオカメラ、３Ｄ画像を作成しその３Ｄ画像から距離測定を行うための複数のビデオカメラ、レンジ検出器（ｒａｎｇｅ ｄｅｔｅｃｔｏｒ）、ショートレンジＲＡＤＡＲ ＬＩＤＡＲ（Ｌｉｇｈｔ Ｄｅｔｅｃｔｉｏｎ ａｎｄ Ｒａｎｇｉｎｇ）デバイス、照明デバイス、赤外線検出デバイスの中の１つ以上でセンサである。センサ２１０の検出結果は、サービス衛星のコントローラに受け取られ、具体的なミッションにしたがって処理される。代わりとして、センサ２１０の検出結果は、グランドステーションにダウンロードされ、そこで処理され、そしてグランドステーションが処理したデータに基づいて命令を返信してもよい。これらの検出結果の処理に基づいて、また、具体的なミッションのプログラムに基づいて、コントローラは、サービスを受ける衛星に対する正しい位置や方向にサービス衛星１００を導くために、図１に示すユニット１０５などのサービス衛星の推進ユニットを含む様々なシステムに命令コマンドを出力する。

図２Ａに示すように、グリッピングアーム２０４が作動位置（展開位置や把持位置）に存在するとき、グリッピングエンド２０４Ｈは、グリッピングユニット２０２の前端から前方に距離Ｄ_{ＳＥＲＶＩＣＥ}の位置にあってもよい。Ｄ_{ＳＥＲＶＩＣＥ}は、クランク２０４Ｄのピボット接続部と作動ロッド２０４Ａとの間を延在する長さＤ_ＡＲＭ１と、クランク２０４Ｄの長さＤ_ＡＲＭ２と、作動ロッド２０４Ａとクランク２０４Ｃとの間の角度α_{ＤＥＰＬＯＹ}（図３Ｂ）とによって決まる。２つの対向し合うグリッピングアーム２０４のグリッピングエンド２０４Ｈの間の距離Ｄ_ＧＲＩＰは、通常、クランク２０４Ｄの長さＤ_ＡＲＭ２と、２つの対向し合うアーム２０４のロッド２０４Ｂ間のグリッピングユニット２０２の本体の幅である寸法Ｄ_ＢＯＤＹとによって決まる。大抵の場合、Ｄ_ＧＲＩＰは（Ｄ_ＢＯＤＹ＋２×Ｄ_ＡＲＭ２）とＤ_ＢＯＤＹとの間の範囲であってもよく、それにより、衛星１００は、基本的に、ユニバーサルサービス衛星となる。このようなＤ_ＧＲＩＰの作動隙間（ｏｐｅｒａｔｉｏｎａｌ ａｐｅｒｔｕｒｅ）の幅範囲により、後述するように、また、ＣｏｍＳａｔに頻繁に使用されるインターフェースリングの異なる直径Ｄ１、Ｄ２と本発明の実施の形態に係るグリッピングアーム２０４、２０４’の相対的な作動隙間との例を概略的に示す図２Ｂに詳細に示すように、単一のサービス衛星１００が、様々なサービスを受ける衛星に対してサービスを提供することが可能な高いフレキシビリティを備えることができる。

図２Ｂは、グリッピングアーム２０４、２０４’がサービスを受ける衛星を把持する前またはリリースした後の特定の作動位置で延在している状態であって、縦軸に沿った、衛星１００などのサービス衛星のグリッピングユニット２０２の概略的な正面図である。ソーラーパネル２７０がグリッピングアーム２０４の背後で展開しているのが見てとれる。サークルＤ１、Ｄ２の中心点２０３は、図において、ユニット２０２の縦軸２０３（図２Ａ参照）の投影点に実質的にオーバーラップしている。サークルＤ１、Ｄ２それぞれは、ある衛星群のインターフェースリングの外周を表している。サークルＤ１は、相対的に大きい直径、例えば公称直径１６６６ｍｍのインターフェースリングを示している。一方、サークルＤ２は、相対的に小さい直径、例えば、９３７ｍｍのインターフェースリングを示している。図２Ｂに示すように、２つの対向し合う一対のグリッピングアーム２０４、２０４’の作動開口隙間Ｄ_ＧＲＩＰは、異なるインターフェースリングの大きい方の直径Ｄ１を超えており、それにより、Ｄ_ＧＲＩＰに比べて小さい直径を備える任意のインターフェースリングに適合することができる。特定のサービス衛星によって収容することができる直径の範囲は、グリップングアームのデザインや斜めにインターフェースリングと係合する能力によって決まる。上述の特定の直径は例にすぎず、大きな範囲内の別の直径や円形以外の形状を備えるインターフェース構成でも使用可能であることは明らかである。

図３Ａおよび図３Ｂは、展開角度α_{ＤＥＰＬＯＹ}を制御するように構成され、それによりグリッピングアーム２０４などのグリッピングアームの作動を制御する本発明の実施の形態に係る展開機構３２０を概略的に示している。図示する実施の形態において、展開機構３２０は、ヘリカルギアホイール３２４を回転させるように構成されたモータ３２２を含んでいる。ヘリカルホイール３２４は、ピボット３２７を中心にしてギアホイール３２６を駆動するように構成されている。このような構成は、アーム２０４それぞれにおけるピボット２０４Ｆの一方として機能することができ、それにより、展開角度α_{ＤＥＰＬＯＹ}が制御可能に変更される。モータ３２２は好ましくは電気モータであって、その動作が好ましくはサービス衛星のコントローラによって制御される。代わりとして、グランドステーションが、適切な電力切替のためのコマンドを送信する適当なドライバを介して、モータを制御することが可能である。α_{ＤＥＰＬＯＹ}の実際の瞬間値が、アブソリュートエンコーダ、リレイティブエンコーダ（ｒｅｌａｔｉｖｅ ｅｎｃｏｄｅｒ）、電気光学測定などの公知の位置測定器または角度測定器を用いて測定または推定されてもよい。さらに、光学カメラの視野におけるドッキングアームの位置の解析する画像処理や適当なアルゴリズムが、α_{ＤＥＰＬＯＹ}の値を決定するために使用することが可能である。展開機構３２０は、制御ライン３２８を介して、コントローラと通信してもよい。当業者であれば他の構成を用いて展開機構が実現可能であることは明らかであり、本発明の実施の形態全てにおいて、それらは、α_{ＤＥＰＬＯＹ}の制御の必要精度を達成するように構成され、サービス衛星の最期のミッションまで利用可能な電源を用いて駆動されるように構成される。サービスを受ける様々の異なる衛星、宇宙探査機、スペースデブリなどの宇宙上の物体に対する本発明の実施の形態に係るサービス衛星の高い適合性を実現するために、本発明のグリッピング機構は、対象に対して、最も確立された衛星の部分であるインターフェースリングを介して接続するように構成されている。インターフェースリングは、衛星を打ち上げミサイルに接続する接続要素であって、工業的にスタンダードなほとんどの衛星打ち上げ産業によって受け入れられている特定の一連の寸法の１つを備えている。例えば、最も存在する商業衛星に関しては、インターフェースリングの公称直径Ｄ_{ＩＦ＿ＲＩＮＧ}は９３７ｍｍから２６２４ｍｍの範囲であって、リング幅ＷＲは４ｍｍから１２ｍｍの範囲である。

サービス衛星のコントローラは、サービスを受ける衛星のターゲット部分を把持するために、互いに所定の距離をあけた状態で把持位置に移動するようにグリッピングアームを駆動するように構成されている。図４Ａは、本発明の実施の形態に係る、グリッピングアーム４０４のグリッピングエンド４０４Ａの構造と、サービスを受ける衛星４１０のインターフェースリングとの結合方法とを概略的に示している。この実施の形態の場合、グリッピングエンド４０４Ａそれぞれは、サービスを受ける衛星のインターフェースリング４１２と係合するように構成されたくぼみ部４０４Ｂを含んでいる。グリッピングユニットの２つの対向し合うグリッピングアーム４０４の間の距離Ｄ_ＧＲＩＰは、サービスを受ける衛星のインターフェースリングへのサービス衛星のアクセスを可能とするために、Ｄ_{ＩＦ＿ＲＩＮＧ}に比べて少なくともわずかに長く設定されてもよい。このようにして、グリッピングアーム４０４のグリッピングエンド４０４Ａのくぼみ部４０４Ｂそれぞれは、インターフェースリングの部分に向かい合うように移動する。それにより、インターフェースのその部分が、距離Ｄ_ＧＲＩＰがゆっくり閉じると、スムーズに対応するくぼみ部４０４Ｂ内に挿入され、グリッピングアーム４０４によるインターフェースリングの把持が達成される。インターフェースリングの把持を達成するためのＤ_ＧＲＩＰの減少は、図３Ａおよび図３Ｂに示すように、角度α_{ＤＥＰＬＯＹ}の変更より、または他の制御可能な方法によって行われてもよい。

図４Ｂ、４Ｃ，および４Ｄは、本発明の実施の形態に係る、インターフェースを把持するための３つの異なる相対角度を概略的に示している。図４Ａ、４Ｂ、および４Ｃからわかるように、グラスピングエンド４０４Ａは、把持点からインターフェースリングの中心に向かって延在するインターフェースリングの径方向とアーム４０４との間の平面におけるインターフェースリングの平面とグリッピングアーム４０４との間の角度である異なる相対角度α_{ＲＩＮＧ＿１}でインターフェースリングに接近してもよい。見てわかるように、異なる相対角度α_{ＲＩＮＧ＿１}の範囲は、把持能力が維持されている間、使用可能である。グリッピングエンド４０４Ａがサービスを受ける衛星のインターフェースリング４１２の幅に比べて大きい幅Ｄ_{ＧＲＳＰ−Ｗ}のくぼみ部４０４Ｂを備えているために、グリッピングエンド４０４Ａそれぞれのアクセス角度について、いくつかのフレキシビリティが提供される。ドッキングプロセスが最終段階に達したとき、サービス衛星はサービスを受ける衛星にドッキングし、いくつかの実施の形態において、把持角度が図４Ｄに示すような角度に実質的になりうることは明らかである。グリッピングアームを締める前にグリッピングエンド４０４Ａをより位置決めするために、リアクションホイールが、アームの最終閉鎖の間、サービス衛星を揺動または振動させるために始動してもよい。ドッキング状態でのアームの把持力を、タンデム飛行中のアームのしなりを原因とするインターフェースリングの脱離を十分に抑制できる強さにする必要があることは明らかである。

図４Ｅは、本発明の実施の形態に係る、インターフェースリング４１２に取り付いたグリッピングエンド４０４Ａの部分的斜視図である。見てわかるように、グリッピングアーム４０４のグリッピングエンド４０４Ａのくぼみ部４０４Ｂの開口は、インターフェースリングの幅に比べて幅広く、それによりアーム４０４とインターフェースリング４１２との間の相対角度がある程度の自由度を持ち、その結果として、様々な相対角度で一連のグリッピングアーム４０４によってインターフェースリングが確実に把持される。

図４ＦＩ、４ＦＩＩ、４ＦＩＩＩ、および４ＦＩＶは、本発明の代わりの実施の形態に係る、異なる把持角度での、グリッピングアーム４１４のグリッピングエンド４１４Ａの構造を概略的に示している。本発明のいくつかの実施の形態によれば、グリッピングアーム４１４は、把持くぼみ部４１４Ｂを備えるグリッピングエンド４１４Ａを含んでいる。グリッピングエンド４１４Ａは球体ジョイント４１４Ｃを介してグリッピングアーム４１４に取り付けられており、それにより、３つの垂直面におけるグリッピングアーム４１４とグリッピングエンド４１４Ａの角度である相対角度β_{ＲＩＮＧ＿１}、β_{ＲＩＮＧ＿２}について３つの自由度が与えられる。本実施の形態によれば、グリッピングアーム４１４Ａはインターフェースリングによって決定される把持方向を維持してもよく、その一方で、把持アーム４１４はグリッピングアーム４１４とグリッピングエンド４１４Ａとの間の相対角度それぞれについて３つの自由度を持ち続ける。

代わりとして、グリッピングアームとグリッピングエンドとを連結する他の適当な構成やグリッピングエンドの他の適当な形状のくぼみ部が利用可能であることは明らかである。例えば、サービス衛星とサービスを受ける衛星との間の相対位置について大きな誤差が予期される場合、グリッピングエンドはこの大きな誤差を許容するように構成されてもよい。一例のオプションとして、十分に幅広く柔らかいくぼみ部内でインターフェースリングを捕獲し、アームの把持動作中においては、グリッピングエンドの硬い収束くぼみ部にインターフェースリングを案内するガイドフックばねが、グリップエンドに組み込まれる。１つの実施例が、図１１Ａ〜１１Ｃに示されている。図１１Ａにおいて、くぼみ部に配置されたスパイラルガイドフックばね１１２４を備える、グリッピングアーム１１２０のグリップエンド１１２２が見てとれる。グリッピングエンド１１２２がサービスを受ける衛星のインターフェースリング１１５０に接近すると、リングのエッジがばね１１２４のフックエンド１１３０に係合する。グリッピング１１２２が接近し続けると、図１１Ｂに示すように、ばね１１２４がインターフェースリング１１５０によって押され、ばねはグリッピングエンドのくぼみ部１１２６に押し込まれる。グリッピングエンド１１２２が接近し続けると、インターフェースリングのエッジ１１５０が、ばね１１２４に沿って、また、くぼみ部１１２６によって所望の位置で保持されるまでスライドする。ばね１１２４のフックエンド１１２２とグリッピングエンド１１２２のくぼみ部１１２６の両方によって所定の位置で保持される。

別の実施例が、図１２〜１２Ｆに概略的に示されている。図１２Ａおよび１２Ｂにおいて、グリッピングアーム１２１０のグリッピングエンド１２１２が、サービスを受ける衛星のターゲット部分１２００（ここではインターフェースリング）を捕獲する準備をしているのが見てとれる。グリッピングエンド１２１２は、グリッピングエンドのくぼみ部１２２４に開口１２２２を定義する突出部１２２０を含んでいる。突出部１２２０は、突出頂点と、ターゲット部分に向かって延在し、様々なアプローチ角度でターゲット部分を捕獲するための幅広い開口を提供する底側捕獲要素１２３０とを含んでいる。突出部１２２０には、ターゲット部分を中心にしてグリップ部が閉じたときにターゲット部分１２００を把持する役割をする開口１２２２の狭小部１２３２を定義するために、テーパーが付けられている。したがって、この実施の形態は、グリッピングエンドの中央部の大きなギャップからグリッピングエンドの離れた２つの側面それぞれの小さなギャップに収束する形状を提供する。このような構造により、サービスを受ける衛星が角運動をしている間、安定する。

代わりとして、グリップエンドは、グリッピングエンドの把持面上の任意の点で係合可能な、複数のくぼみ部またはギザギザ係合面を備えてもよい。後述するように、グリッピングエンドとグリッピングアームとの間の３つの制限された角度の自由度とともに、サービスを受ける衛星を適当なスラスト軸に位置合わせする能力により、インターフェースリングに収束させる必要性がなくなる、またはグリッピングエンド上の所定の位置に正確にターゲット上の他の係合部分を収束させる必要性がなくなる。

本発明は、ドッキングが非貫入式（ｎｏｎ−ｉｎｔｒｕｓｉｖｅ）であって、すなわち、サービスを受ける衛星におけるボイド、すなわち全体が外部に露出しておらずそれゆえにドッキング前に確認できない、例えばアポジスラスターノズルの内部空間などの部分に進入する突出部をサービス衛星が備えていないことを、特に特徴としている。また、グリッピングが少なくとも２本のアームによって実行されるため、安全にまたは緊急事態時にリリースすることやドッキング後に停止することについて非常に信頼性が高い。緊急停止を可能にするために、アームの半数が開けば十分である。

本発明の実施の形態に係るドッキング方法は以下のとおりである。サービス衛星が、直接的にまたは移行軌道を介して、所望のサービス軌道に打ち上げられる。実際のサービスミッションの前に、機能を有効にするために、軌道上試験が行われる。衛星は、専用の位置（ｓｌｏｔ）、好ましくは、潜在的にサービスを受ける衛星の衛星群近くの空いている位置に到達する。

サービスミッションが、カスタマーであるサービスを受ける衛星に到達するために静止ベルトにドリフトフェーズすることによって開始される。カスタマーの位置にしたがって、衛星は、カスタマーのウェイポイントをアップロードされ、計算された最短ルートにしたがって東／西へのドリフトを開始する。予測されたカスタマーの位置に接近すると、サービス衛星は、機上の光学センサ、例えばＬＩＤＡＲセンサを用いることによって目的のサービスを受ける衛星を探索する。ランデブー位置に接近すると、サービス衛星は、機上のセンサ、例えばカメラを用いて、サービスを受ける衛星の相対位置を検出して算出する。この算出結果が制御ユニットに提供され、制御ユニットは、次に、ランデブー位置（ドッキングに適する２つの衛星の間の所定の相対位置）に到達するために推進システムを始動する。サービスを受ける衛星に必要なステーションキーピングの調整のデータが制御ユニットに提供されることは明らかである。このようなランデブー位置には、サービス衛星とサービスを受ける衛星との間における粗い所望のヨー角が既に含まれている。

サービスを受ける衛星から適切なランデブー距離に衛星が位置すると、完全停止相対速度がゼロの状態で、ドッキングフェーズが開始される。ドッキングシステムの構造上、グリッピング直径Ｄ_ＧＲＩＰが小さくなりつつグリッピングエンドが前方に移動するため、ランデブー距離は、把持されるターゲット要素のサイズの関数である。コマンドに基づいて、サービス衛星は、全てのドッキングアームを同期して使用することによってドッキングする。ドッキングアームは電気スラスターを用いることよってターゲットへの接近を開始し、ターゲット要素、例えばインターフェースリングがグリッピングエンドの間に捕獲されるまで電気スラスターが使用される。その後、さらにモータを、アームがターゲット要素を完全に固定するまで使用する。

把持のクオリティは、アームに搭載されたセンサ、例えば、カメラ、または光学スイッチやひずみゲージなどの公知の分野の他の専用のセンサによって示されてもよい。加えて、ドッキングのクオリティは、互いにドッキングしている間に様々な方向にわずかにスラストし、そのスラストに対するサービス衛星およびサービスを受ける衛星の両方のダイナミックレスポンスを介して、直接的にテストすることができる。

好ましくは、ドッキングは、ステーションキーピングフェーズ中におけるＮ／Ｓ補正およびＥ／Ｗ補正の両方を可能にするために、サービスを受ける衛星の実際の自然状態のドリフト方向にもよるが、サービスを受ける衛星の本体に対するサービス衛星の本体の角度オフセットが東方向または西方向に最大４度の状態で実行される。ドッキング中、サービス衛星のソーラーパネルがサービスを受ける衛星のソーラーパネルに影を落とした場合、すぐに、これらは影の影響が最小化する直角位置に転回する。図１３に示すように、サービス衛星１３１０のソーラーパネル１３１２は、好ましくは、サービス衛星本体１３１４の縦軸に対して、直交するのではなく、傾いた状態で取り付けられている。これにより、様々なスラスター１３１８のプルーム１３１６によってソーラーパネルがダメージを受けることが抑制される。

ドッキングが一度完了すると、サービス衛星とそれとタンデム中のサービスを受ける衛星とがステーションキーピングフェーズに移行する。このステージでは、２つの衛星は結合して一体で動作する必要があり、要求姿勢限界内で割り当てられた軌道位置にカスタマーを維持する。このフェーズ中、外観では”ジェットパック（ｊｅｔ ｐａｃｋ）”のようなサービス衛星は、日々、Ｎ／ＳのＳＫ飛行とＥ／ＷのＳＫ飛行を組み合わせて担当する。

第１の数分間のスラスト中において、リアルタイムに算出されたＸ軸とＹ軸とに沿った重力の結合中心（ｊＧｏＧ：ｊｏｉｎｔ ｃｅｎｔｅｒ ｏｆ ｇｒａｖｉｔｙ）のずれを補正するために、サービス衛星は、ドッキングアームを用いてステーションキーピングスラスターのアクティベーション平面（図８のＮａ−Ｚｅ／Ｎ−Ｓ平面）に対して直交する左右、上下に自身が傾く。例えば、図１４Ａ、１４３Ｂ参照。

図５Ａ、５Ｂ、５Ｃは、サービスを受ける衛星５２０へのサービス衛星５００のドッキングプロセスを示している。図５Ａは、アプローチステージを示している。図５Ａに示すように、サービス衛星５００のグリッピングユニット５０２は展開状態であり、サービス衛星５００がサービスを受ける衛星５２０のインターフェースリング５２２に接近するにつれて、グリッピングアーム５１４がインターフェースリング５２２方向に伸張する。本図においては、一対のグリッピングアームのみが示されている。グリッピングアーム５１４のグリッピングエンド５１６間の距離がインターフェースリング５２２の直径に比べて大きいことは明らかである。図５Ｂにおいて、サービス衛星５００はランデブーステージに移行し、グリッピングアーム５１４のグリッピングエンド５１６が、インターフェースリング５２２の縁に対向するように配置される。ここで、衛星５００は、図５Ｃに示すファイナルドッキングステージを開始することができる。図５Ｃに示すように、サービス衛星のグリッピングエンド５１６の間にインターフェースリング５２２が堅く把持されると、ドッキングステージが終了する。ドッキングステージにおけるグリッピング時のグリッピングアームの運動学と、展開時の運動学とが同一であることは明らかである。グリッピングアーム５１４のグリッピングエンド５１６は、可能な相対角度で、同期してインターフェースリング５２２に接近して把持する。この状態において、サービス衛星５００は、サービスを受ける衛星５２０にドッキングされ、制御ユニットの指示を通じてそれの姿勢や位置を操作することができる。

図６Ａ、６Ｂ、６Ｃは、本発明のいくつかの実施の形態に係る、姿勢補正の概略図である。上述したように、ドッキングの目的の１つは、サービス衛星のスラスターを用いてサービスを受ける衛星を再配置することである。タンデム中のサービスを受ける衛星６２０とサービス衛星６００の寄生的な姿勢摂動（ｐａｒａｓｉｔｉｃ ａｔｔｉｔｕｄｅ ｐｅｒｔｕｒｂａｔｉｏｎｓ）を避けるためには、矢印６１０によって図６Ａ、６Ｂ、６Ｃに示されているスラスターベクトルを、重力の結合中心（ｊＧｏＧ）を通過するように調整する必要がある。結合ＧｏＧ６１２は、一定の位置ではない可能性があり、経時的に変化しうる。例えばスタートラッカーを通じて、サービス衛星またはサービスを受ける衛星の制御ユニットによって姿勢の変化は容易に測定できるので、制御ループにより、姿勢の変化を引き起こすずれをアームそれぞれの姿勢やリーチを別々に調整することによって修正することができる。それにより、ドッキングを適切に維持しつつ、サービスを受ける衛星に対してサービス衛星を傾けてＣｏＧ調整を実行することができる。言い換えると、スラスターベクトルをｊＣｏＧに通過させるためのスラスター調整は、サービスを受ける衛星のＺｅ−Ｎａ軸とサービス衛星のＺｅ−Ｎａ軸との間に存在する角度が小さくなるような所望の長さにグリッピングアームそれぞれのリーチを設定することによって実行される。残りの摂動は、公知のリアクションホイールまたはモーメンタムホイールによって吸収することができる。

図７Ａ、７Ｂは、通信衛星などの静止衛星の位置や方向に関連する方法を概略的に示している。衛星７００は、地球の表面上の位置Ｌに対して実質的に上方の軌道軌跡７０００を周回する静止衛星である。軌道７００の面は、地球の赤道面と平行である。衛星７００は、その送信方向７１０が実質的に位置Ｌに向くように方向付けされている。方向７１０は、天底（Ｎａ）方向などの公知の衛星７００の指定経度や軌道位置に一致し、また、天頂−天底方向などの公知の衛星７００の縦軸に一致する。外部座標系において、衛星７００を通過して地球の南北に平行な軸が衛星の南北軸として示されるとともに、衛星７００を通過して矢印７１０と衛星の南北軸とに直交する軸が衛星の東西軸として示されている。東方向は地球の東を指し示し、西方向は地球の西を指し示している。したがって、衛星の東西軸は軌道７０００の面上に実質的に存在する。

静止衛星は、図７Ｂに概略的に示すように、軌道７０００上の正確な位置からの許容偏差ウインドウＳＡＴ_{ＷＩＮＤＯＷ}を用いて、静止ベルト（軌道７０００）上の割り当て位置で維持される必要がある。許容ウインドウは、軌道７０００の両側に定義されている２本の平行な南北境界線７０００Ａ、７０００Ｂと、ＳＡＴ_{ＷＩＮＤＯＷ}の西端と東端とに定義されている２本の東西境界線７０００Ｃ、７０００Ｄとによって定義されている。

そのＳＡＴ_{ＷＩＮＤＯＷ}の境界内に静止衛星を維持するミッションは、ステーションキーピング（ＳＫ）と呼ばれ、搭載された機器やエネルギー源を用いて衛星自身が実行する。静止軌道（ＧＥＯ）衛星は、理想の円形軌道上のその予定位置すなわちステーションを変化させる様々な重力による引力や太陽圧力に抵抗してその位置やウインドウ内で留まるために、寿命が尽きるまでの間、様々な方向に頻繁にスラストしなければならない。必要なメインのステーションキーピング（ＳＫ）補正は、赤道面の外側に衛星を引き寄せる南北（Ｎ−Ｓ）の傾きに対抗することである。このＮ−Ｓ補正では、年１回、トータルで約５０メートル／秒（ｍ／ｓ）まで速度（一年を通じて、衛星の本体質量Ｋｇあたり５０ニュートン秒の衝撃に相当）を高める速度修正を必要とする。

重要度は小さいものの、別の重要な補正として、東西（Ｅ／Ｗ）補正がある。衛星の公称の経度位置によるが、Ｅ／Ｗ補正に必要な軌道速度修正は、年１回、最大で３ｍ／ｓである。商業用の静止衛星は、通常、搭載された推進システムを用いたＳＫスラストを利用する。これらは自身の推進剤がまさに尽きようとするとき、オペレータがＣｏｍＳａｔサービスを終わらせ、特別に割り当てられた残りの推進剤を用いて衛星を”墓場（ｇｒａｖｅｙａｒｄ）軌道”に乗せるために、残っている搭載推進剤を使用する必要がある。サービス機能全体が完全なままであるけれども、これは必要なことであり、さもなくば、ＣｏｍＳａｔがそのステーションから漂流し、グランドステーションとの通信ラインが消失し、最終的には、別の宇宙探査機の邪魔をしうるまたは衝突しうる。機能的に完全なＣｏｍＳａｔのリオービットは、ステーションキーピングを必要とするために費用がかかる。

本発明の実施の形態によれば、推進剤が少ないまたは全くない大きな衛星のステーションキーピングは、ステーションキーピング用の２基または３基のみの電気スラスターを含む構成を備える曳航用の小さいマイクロ衛星を用いて実行される。ここからは、Ｎ−ＳステーションキーピングやＥ／Ｗステーションキーピングの実行を可能とする具体的な特徴について説明する。

サービス衛星によってステーションキーピングを実行する従来の方法では、頑なで自由度が低いドッキングシステムによって対象の衛星にドッキングする。縦方向の合体は、サービス衛星上の様々な位置に配置された複数の多様なスラスターを用いて実行される。それぞれの組み合わせによって異なる主要方向へのスラストが行われ、その組み合わせのスラスターそれぞれのスラストレベルを細かく調整することにより、スラスト方向の細かい調整が可能になる。このために、多くの場合、完全な６自由度の操縦に必要な制御の柔軟性を確保するための推進アレイが衛星に組み込まれる。

本発明の実施の形態によれば、図２Ａから図６Ｃに関して上述したドッキング構成と曳航構成とに支援されるステーションキーピングが、特に効率的に実行される。所望の位置にＣｏｍＳａｔを維持するための外部スラストを利用するいくつかの公知の方法が存在するが、ほとんどが４基から６基のスラスターに関するものである。以下で説明する方法は、２基のスラスターを必要とするだけである。ステーションキーピングに使用される上述のドッキング構成および曳航構成の特徴は以下のとおりである。
・サービス衛星の円対称のドッキングシステムは、サービスを受ける衛星の天頂−天底（Ｚｅ−Ｎａ）軸に関連する。これは、サービスを受ける衛星の通常は円形であるインターフェースリング（ＩＲ）にドッキングすることによって実現される。これは、グリッピングアームのコラジアル（ｃｏ−ｒａｄｉａｌ）な配置によって達成される（対称配置である必要はない）。また、サービス衛星は、任意の要求回転角（ヨー角）を安定に維持することができる。本発明の好ましい実施の形態によれば、グリッピングアームそれぞれは互いに独立して動作する。したがって、ドッキング中であっても、グリッピングアームを対称配置する必要はない。むしろ、コラジアルな、すなわち等距離のグリッピングアームにより、主に縦方向のＺｅ−Ｎａ軸を中心とするサービスを受ける衛星とサービス衛星との間の任意の相対角度位置でドッキングや再ドッキングが可能になる。これは、例えば、リング上のグリッピングアームの把持をわずかに解除し、姿勢制御機構内のモーメンタムホイールによってサービスを受ける衛星に対してサービス衛星を回転させ、そして、サービスをうける衛星に対して所定のヨー角で新しい箇所をグリッピングアームが堅く把持することによって達成することができる。
・サービスを受ける衛星のＺｅ−Ｎａ軸とサービス衛星のＺｅ−Ｎａ軸との間には、特定の角度自由度が存在する。上述の一例のドッキングシステムにおいて、これは、その軸（サービスを受ける衛星のＺｅ−Ｎａ軸に一致する軸）とサービス衛星のＺｅ−Ｎａ軸との間の相対角度が小さくなってインターフェースリングに確実に取り付く所望の長さにグリッピングアームそれぞれの長さを設定することによって達成される。これはまた、別の傾動機構にスラスターを搭載することによって角度の自由度を得るなどのいくつかの別の方法によっても達成される。

図８は、本発明の実施の形態に係る、サービス衛星８０００がサービスを受ける衛星８０４０へのドッキングを完了した後における、ステーションキーピングモードで動作中のスラスター８０１０、８０２２を概略的に示している。サービス衛星８０００が、サービスを受ける衛星の地球上のグランドステーションに対するアンテナの範囲内に入らないように、サービスを受ける衛星８０４０の天頂面上のインターフェースリング８０４０にドッキングした状態で示されている。この実施の形態において、サービス衛星８０００は、２基のステーションキーピング用のスラスター８０１０、８０２２を備えている。スラスター８０１０とバランススラスター８０２２は、例えば、サービス衛星８０００のソーラーパネル８００４によって集められた電気エネルギーによって稼動する電気スラスターであってもよい。図８には、平面Ｎａ−Ｚｅ／Ｎ−Ｓが、細い点線に囲まれたグレー面によって示されている。平面Ｎａ−Ｚｅ／Ｎ−Ｓは、サービスを受ける衛星８０４０の実質的に中心を横切り、それにより、後述するように、サービス衛星８０００とサービスを受ける衛星８０４０との合体物の重力の結合中心（ｊＣｏＧ）に対して平面Ｎａ−Ｚｅ／Ｎ−Ｓが近くに位置する。

スラスター８０１０は、サービス衛星８０００の天底面に近い該サービス衛星８０００の本体の１つの外面に設けられており、それにより、サービスを受ける衛星８０４０にドッキングした後、サービスを受ける衛星の近くに配置される。好ましくは、スラスター８０１０は、スラスト方向８０１０ＡがＮａ−Ｚｅ／Ｎ−Ｓ平面内に存在するように、配置される。バランススラスター８０２２は、バランススラスターブーム８０２０の端に搭載されている。好ましくは、バランススラスターブーム８０２０は展開可能なブームである。その展開機構は、必要な回転を行うことが可能で、また推進剤タンクから展開したスラスターに推進剤を供給することができるヘリカルチューブを含んでもよい（例えば、図１Ｃ参照）。バランススラスターアーム８０２０は、ピボット接続部８０２３を介してサービス衛星８０００の側面に搭載されている。それにより、スラスターアーム８０２０を、ステーションキーピングのためのスラストが必要になるまで、サービス衛星の本体に隣接する収容位置に収容することができる（収容位置において、衛星本体とバランススラスターアーム８０２０との間の角度α_ＡＲＭの値はゼロまたはゼロに近い）。

ステーションキーピング動作が実行されるとき、バランススラスターアーム８０２０は、伸長位置に向かって展開するとともに回転して開く。このようにして、バランススラスターアームは、角度α_ＡＲＭがステーションキーピング値になるまで回転する。バランススラスターアーム８０２０がステーションキーピング位置（すなわち伸長位置）に存在するとき、バランススラスター８０２２は、スラスト８０２２ＡがＮａ−Ｎｅ／Ｎ−Ｓ平面上に存在するように配置される。この構成は、特に、収容モードにおいては説明したように補助ペイロードの容積の制限に対応し、一方でステーションキーピングモード中においてはサービス衛星自体に比べて最大で１５倍の質量を備える非常に大きな通信衛星に対応しなければならない小型／マイクロ衛星に適している。所望される場合、いくつかの既定の角度の１つでスラスターブームが開くためのモータが設けられてもよい。

図９は、本発明の実施の形態に係る、スラスター８０１０とバランススラスター８０２２の動作位置と方向を概略的に示している。本発明の実施の形態によれば、サービス衛星８０００の質量と容積は、平均で、サービスを受ける衛星に比べてかなり小さいオーダーであり、そのためタンデム状態での重力の結合中心（ｊＣｏＧ）がサービスを受ける衛星の重力中心（ＣｏＧ）に非常に近い。スラスター８０１０は、ｊＣｏＧ点から距離Ｄ_{ＴＨＲＳＴ＿ＡＲＭ}離れて配置されている。バランススラスター８０２２は、Ｄ_{ＴＨＲＳＴ＿ＡＲＭ}と同一方向に、距離Ｄ_{Ｂａｌ＿ＡＲＭ}離れて配置されている。図９に示すように、Ｄ_{Ｂａｌ＿ＡＲＭ}は、Ｄ_{ＴＨＲＳＴ＿ＡＲＭ}に比べて長い。それゆえ、回転中心としてのｊＣｏＧを中心とする角度モーメントをゼロに維持するために、ｊＣｏＧ点を通過する縦線８００２に直交するバランススラスト８０２２Ａの成分８０２２Ｂを、バランスを取るスラスト８０１０の一部分８０１０Ａの成分に比べて小さくする必要がある。スラスト８０１０は、ページの平面内で、縦線８００２に対してわずかに右に傾くように方向付けされてもよい。スラスト８０１０は、線８００２に対して直交して南に方向付けされた第１の成分８０１０Ａと、線８００２に対して平行であってｊＣｏＧに向かうように方向付けされた第２の成分８０１０Ｂとに分解することができる。バランススラスター８０２２Ａは、線８００２に対して直交して北に方向付けされた第１の成分８０２２Ｂと、線８００２に対して平行であってｊＣｏＧから離れるように方向付けされた第２の成分８０２２Ｃとに分解することができる。８０１０Ｂの大きさは８０２２Ｃと等しくてもよく、反対方向であるために、これらは互いにキャンセルし合う。８０１０Ａと８０２２Ａの正味の合計ベクトルは、ベクトル８０３０である。８０２２ＢがｊＣｏＧ点を中心とする回転モーメントをキャンセルするように設定されているため、ベクトル８０３０の作用は、ｊＣｏＧ点上に直接的に作用するものとして示すことができる。図９の例において、それは南方向に作用する。スラストベクトル８０１０、８０２２ＡがｊＣｏＧ点を含む平面内で作用しているので、その結果として、サービス衛星８０００とサービスを受ける衛星８０４０との合体物の移動が南方向のみになり、ページの平面内、またはそのページの平面と直交する平面内における回転挙動が発生しないことは明らかである。２つの衛星の合体物の角度モーメントの補正がモーメントホイール、適切に言えば大きくて重いモーメントホイールのみによって行われないこともありえるので、上述の構成が構想されることは理解される。

本発明の実施の形態によれば、ステーションキーピングのミッション実行するための正味のスラスト８０３０を最大にするために、バランススラスト８０２２Ａは可能な限り小さくする必要がある。したがって、バランススラスターは、生じるモーメントを増幅するために、可能な限りサービスを受ける衛星８０４０から離れる必要がある。衛星８０００などのマイクロ衛星においてこのように遠く離れることを可能にするためには、アーム８０２０は、スラスター８０１０から遠い、好ましくはｊＣｏＧ点から少なくとも２倍の距離にある、アームの端でバランススラスターを保持する。バランススラスト８０２２Ｂは、それゆえ、スラスト８０１０Ａの約半分になり、その結果として、メインスラストの約半分の正味のＮ−Ｓスラストが生じる。図９の例においては、ページの平面内のｊＣｏＧを中心とするトルクがゼロに低下するまで、または姿勢制御機器によって処理可能なレベルになるまで、バランススラストは、例えば挙動を検出するフィードバック移動／回転センサに基づく制御システム（図示せず）によって調整されてもよい。好ましくは、バランススラスターアームは、ドッキングプロセスの邪魔をしないように、ドッキング前の軌道上テスト中に既に展開している。

日々における北方向または南方向のスラストは、ミッションに関連するシステムによって判断され、また３月２１日から９月２１日までは北に向かい、残りの半年の間は南に向かう太陽の重力による引力によって決まる。さらに、始動のタイミングは、常に、交点の一方である、南から北への赤道交差として定義される昇交点（ＡＮ）と北から南への赤道交差として定義される降交点（ＤＮ）のいずれかに衛星が近いときである。これにより、常に同一方向に噴射する単一のスラスターが、北方向の傾きと南方向の傾きの両方を変更することができる。代わりとして、サービス衛星が、一年を通じて飛行方向に必要なスラストを行うために、１８０°のヨー角で回転してもよい。

図９に示すように、また後述するように、正味の必要なスラストは南に向けられる必要があると想定される。とりわけ、サービスを受ける衛星８０４０の質量がサービス衛星８０００の質量に比べてかなり大きいことを考慮すると、日々のＳ／Ｎ補正の実行に必要なエネルギー量や電力はかなり重要である。それゆえ、とりわけ多くの電気をスラスターに割り当てることができる場合、電気（例えば、イオン）スラスターを使用することが有益で効果的な方法である。

Ｅ／Ｗ補正を実行するために、Ｎ／Ｓ位置補正に関して示したように、１基または２基の追加的なスラスターを用意する必要はない。Ｅ／Ｗの実行に必要なエネルギー、電力、および継続時間が非常に小さいために、サービスを受ける衛星８０４０のインターフェースリング８０４２の回転対称性をうまく利用することができる。図１０は、本発明の実施の形態に係る、サービスを受ける衛星に実行されるＥ／Ｗ軌道補正を概略的に示している。図１０では、サービス衛星８０００とサービスを受ける衛星８０４０は、Ｎ／Ｓ−Ｅ／Ｗ平面内の縦軸に沿って示されている。図９に関して説明した同一の方法で、正味のベクトル８０３０は、ｊＣｏＧ点を中心とする回転モーメントがゼロの状態でＮａ−Ｚｅ／Ｎ−Ｓ平面内で作動するスラスター８０１０Ａとバランススラスター８０２２Ａの適当な動作や方向によって生じてもよい。図１０に示すように、サービスを受ける衛星８０４０に対するサービス衛星８０００の相対位置が変化して、それにより、正味のスラストベクトル８０３０が作用する平面が、Ｎ−Ｓ／Ｅ−Ｗ平面において、Ｎ−Ｓ平面にから角度γ_{ＯＦＦ＿Ｓ／Ｎ}だけわずかに離れるように回転してもよい。このＳ−Ｎ平面からのオフセットにより、スラストベクトル８０３０は、主成分１００１０ＡとＥ／Ｗ成分１００１０Ｂとに分解することができる。γ_{ＯＦＦ＿Ｓ／Ｎ}が相対的に非常に小さくて最大で３度であるために、図１０の例において南方向に作用する主成分１００１０Ａは、Ｅ−Ｗ方向に作用するＥ−Ｗ成分１００１０Ｂに比べて非常に大きく、適切であれば、大抵の場合、Ｅ−Ｗ補正は非常に小さく、また頻繁には行われない。Ｎ−Ｓ補正の必要量とＥ−Ｗ補正の必要量との間の正確な比は、サービスを受ける特定の衛星とそれが割り当てられる指定の経度位置とによって決まる。サービス衛星８０００がその範囲内でサービスを受ける任意の衛星に対してサービスを実行できるように、サービス衛星は、角度γ_{ＯＦＦ＿Ｓ／Ｎ}の値を所望の値に設定できるようにされる必要がある。これは、例えば、公知のモーメントホイールを用いてサービスを受ける衛星に対するサービス衛星８０００の相対回転位置をゆっくりと補正することによって容易に行うことができ、それにより、サービスを受ける衛星とのドッキング前にまたは必要な場合にはステーションキーピングのミッション中に、サービス衛星８０００の回転角度を制御することができる。

ここからは、ＧＥＯから墓場軌道に使用済み衛星を移動させるためのリオービット（ｒｅ−ｏｒｂｉｔｉｎｇ）フェーズについて説明する。このステージは、ステーションキーピングステージで実行されたドッキング後測定の間に収集された全てのパラメータを使用する。これにより、スラスターの正確な動作が保証される。サービス衛星は、サービスを受ける衛星を墓場軌道（ＧＥＯの上方２３０〜３００ｋｍ）に移動させる。この動作は、主に天頂用電気スラスター１０１を用いて行われる。一般論として、この方法は、ドッキング状態のサービス衛星とサービスを受ける衛星のスラスト方向を変更することと、変更された飛行方向にドッキング状態のサービス衛星とサービスを受ける衛星を推進させるスラストベクトルを発生させるためのスラスターを噴射させることを含んでいる。スラストベクトルがサービス衛星とサービスを受ける衛星の重力の結合中心を通過するように、複数のスラスターの位置が調整される。ドッキング状態のサービス衛星とサービスを受ける衛星とが所望の軌道位置に到達すると、サービス衛星は、サービスを受ける衛星を切り離し、次のサービスを受ける衛星に向かう。特に、リオービットフェーズは、サービスを受ける衛星の姿勢制御システムによって実行されるＧＴＯ方向付け（ｏｒｉｅｎｔａｔｉｏｎ）のために、東方向のピッチ動作から始まる。その後、サービス衛星は、天頂用電気スラスターを用いてフルスロットル飛行を開始する。このステージの終わりに、両方の衛星が、墓場の予め選択された経度に到達する。所望の軌道にサービスを受ける衛星を維持するための微調整を行うことが可能である。両方の衛星が墓場軌道に配置されると、サービス衛星は、グリッピングアームをゆっくりと開いてまず締め付けをゆるめ、そして、サービスを受ける衛星が安定すると、完全に開いてサービスを受ける衛星から分離する。分離後、サービス衛星は、ＧＥＯベルトの空き位置に戻り、次のサービスミッションを待つ。

ここからは、サービスを受ける衛星を大気圏に向かって押し進めて燃やすまたは地球に落下させることによってＬＥＯから取り除くためのデオービットについて説明する。サービス衛星によるサービスを受ける衛星の飛行前に収集されたパラメータは、大気圏再突入に関連する安全性の問題を回避するための正確なデオービット飛行の計画や実現に役立つ。一般に、この方法は、ドッキング状態のサービス衛星とサービスを受ける衛星のスラスト方向を変更することと、変更された飛行方向にドッキング状態のサービス衛星とサービスを受ける衛星を推進させるスラストベクトルを発生させるためのスラスターを噴射させることを含んでいる。スラストベクトルがサービス衛星とサービスを受ける衛星の重力の結合中心を通過するように、複数のスラスターの位置が調整される。ドッキング状態のサービス衛星とサービスを受ける衛星とが所望の経度に到達すると、サービス衛星のスラスターが、ドッキング状態の衛星を減速するために噴射する。これらが落下軌道に到着すると、サービス衛星は、サービスを受ける衛星から離れて所定の軌道に戻る。具体的には、サービス衛星は、まず、必要に応じて、適切な軌道傾斜角にするための計画されたデオービット位置にしたがってサービスを受ける衛星を押し進め、次に、適切な経度に到達するまで待機する。デオービットのための計画された位置に接近するにつれて、サービス衛星の推進システムを使用する、またはサービスを受ける衛星のモーメントホイールを用いることのいずれかによってタンデムがその姿勢を変更し、それにより、サービス衛星のメインの押し進めスラスターが軌道コースに方向付けされる。計画された時間に、サービス衛星は、適切なブレーキングスラストを実行し、適切に行われた後、サービスを受ける衛星から離れる。サービスを受ける衛星は計画どおりにデオービットされ、その一方で、サービス衛星は元の姿勢に戻り、次のミッションのためのサービス軌道に戻るために再びスラストする。

サービスを受ける衛星の構造や荷重が設定されたスラスト平面外側のＣｏＧに位置し、サービス衛星がサービスを受ける衛星に位置合わせされている場合（すなわち、それぞれの縦軸が一致している）、スラスターの使用により、サービスを受ける衛星の望まない角運動が生じる可能性がある。角運動はまた、スラスターの消耗を原因とするスラスターのアンバランスやスラスターベクトルのずれによっても生じる。例えばリアクションホイールやカウンタースラストによるモーメントバランスを過剰に行わずに望まないこれらの回転挙動やトルクを解消するために、図４Ａ〜４Ｅに示すアーム４０４などのグリッピングアームそれぞれの伸張が設定されてもよく、それにより、サービス衛星が、サービスを受ける衛星に対して特定の角度姿勢をとる。したがって、スラスト平面は、図６Ａ〜６Ｃに関して説明したように、サービス衛星とサービスを受ける衛星の合体物における実際のｊＣｏＧを通過することができる。

スラスト方向の変更がサービスを受ける衛星のモーメントホイールを動作させることによって実行可能であることは明らかである。代わりとして、スラスト方向の変更を、補助的な推進システム、すなわち、サービス衛星本体を中心にして配置された複数のスラスターによって実行することもできる。

本発明はサービスを受ける衛星のインターフェースリングへのドッキングに関して上述されているが、代わりとして、サービス衛星が、適当な構造的調整により、サービスを受ける衛星の一部分である別の所定のターゲット要素にドッキング可能なことは明らかである。

本発明の特定の特徴は本明細書にて説明されまた図示されているが、改良、置き換え、変更、および等価物を、当業者であれば想到しうる。したがって、添付のクレームが、本発明の真の意図の範囲内においてこのような改良や変更の全ての保護を目的としていることは明らかである。

Claims (23)

1. 軌道衛星に対して軌道上サービスを行うサービス衛星であって、
   本体と、
   少なくとも２つのスラスターと、
   本体に取り付けられ、軌道衛星の外面から延在するインターフェースリングに係合するように構成され、インターフェースリングと連結するように構成されたリング係合用エンドをそれぞれ含んでいる少なくとも２つのドッキングアームと、
   少なくとも１つのコントローラと、を有し、
   少なくとも１つのコントローラが、
   少なくとも２つのドッキングアームそれぞれのリング係合用エンドがインターフェースリング上における間隔をあけた少なくとも２つの箇所で該インターフェースリングと連結するように該少なくとも２つのドッキングアームそれぞれを駆動し、それにより外部に延在するインターフェースリングを介してサービス衛星と軌道衛星との間の相互接続を形成し、それによりサービス衛星と軌道衛星とが共にタンデム合体を行い、
   サービス衛星のスラスターの噴射によって外部に延在するインターフェースリングに作用する力を介して軌道衛星を推進するように、少なくとも２つのスラスターの噴射を連動させる、ように構成され、
   少なくとも２つのドッキングアームが、４本のバーのリンク機構アセンブリを含み、
   ４本のバーのリンク機構アセンブリが、
   サービス衛星に旋回可能に接続された第１のクランクと、
   サービス衛星に旋回可能に接続され、第１のクランクから間隔をあけて離れている第２のクランクと、
   第１の箇所で第１のクランクに旋回可能に接続されつつ、第２の箇所で第２のクランクに旋回可能に接続されている作動アームとを含んでいる、サービス衛星。
   
2. 少なくとも２つのドッキングアームが調整可能であって、
   少なくとも１つのコントローラが、少なくとも２つのドッキングアームを調整し、サービス衛星と軌道衛星との間に傾きを生じさせるように構成されている、請求項１に記載のサービス衛星。
   
3. 少なくとも１つのコントローラが、サービス衛星と軌道衛星との間に最大で約４度までの角度の傾きを生じさせるように構成されている、請求項２に記載のサービス衛星。
   
4. 少なくとも１つのコントローラが、軌道衛星に対してサービス衛星が傾いた状態で、軌道衛星を推進するためのスラスターの噴射を開始するように構成されている、請求項２に記載のサービス衛星。
   
5. 軌道衛星への相互接続が非貫入式である、請求項１に記載のサービス衛星。
   
6. 少なくとも１つのリング係合用エンドが、軌道衛星のインターフェースリングを収容するように構成されたくぼみ部を含んでいる、請求項１に記載のサービス衛星。
   
7. 少なくとも１つのリング係合用エンドが、インターフェースリングのくぼみ部内で回転可能な部分を含んでいる、請求項６に記載のサービス衛星。
   
8. リング係合用エンドの別の少なくなくとも一部分が、ばねによってインターフェースリングに向かって付勢されている、請求項７に記載のサービス衛星。
   
9. 少なくとも１つのコントローラがさらに、少なくとも２つのドッキングアームが協働して軌道衛星のインターフェースリングを把持するように、少なくとも２つのドッキングアームの間の距離を調整するように構成されている、請求項１に記載のサービス衛星。
   
10. １５０ｋｇから５００ｋｇであって、
    打ち上げ手段の補助ペイロードスペースに適合するように構成されている、請求項１に記載のサービス衛星。
    
11. 作動アームが、本体に近い作動アームの第１の側の第１の箇所で第１のクランクに旋回可能に接続され、
    作動アームが、第１の箇所とリング係合用エンドとの間の箇所で第２のクランクに旋回可能に接続されている、請求項１に記載のサービス衛星。
    
12. 本体に対して取り付けられ、本体の南北軸に対して約３０度を超えた角度で傾く姿勢に該本体から拡大可能な少なくとも１つのソーラーパネルを含んでいる、請求項１に記載のサービス衛星。
    
13. 少なくとも１つのソーラーパネルが、その長手軸を中心にして回転可能な第１のソーラーパネルを含み、
    少なくとも１つのコントローラが、軌道衛星に取り付けられた第２のソーラーパネル上に第１のソーラーパネルの影が落ちることを回避するように、第１のソーラーパネルを回転させるように構成されている、請求項１２に記載のサービス衛星。
    
14. 軌道衛星を推進するために少なくとも２つのスラスターを連動噴射した後において、
    少なくとも１つのコントローラが、
    軌道衛星のインターフェースリングに対して少なくとも２つのドッキングアームそれぞれのリング係合用エンドが係合解除するように、少なくとも２つのドッキングアームを駆動し、
    軌道衛星から離れるようにサービス衛星を移動させ、別の軌道衛星のドッキング距離内にサービス衛星が配置されるように少なくとも２つのスラスターを噴射させ、
    少なくとも２つのドッキングアームそれぞれのリング係合用エンドが別の軌道衛星のインターフェースリングと連結するように該少なくとも２つのドッキングアームそれぞれを駆動し、それにより外部に延在する別の軌道衛星のインターフェースリングを介してサービス衛星と別の軌道衛星との間の別の相互接続を形成し、それによりサービス衛星と別の軌道衛星とが共に別のタンデム合体を行い、
    外部に延在する別の軌道衛星のインターフェースリングに作用する力を介して、別の軌道衛星を推進するように、少なくとも２つのスラスターの噴射を連動させる、ように構成されている、請求項１に記載のサービス衛星。
    
15. 軌道衛星に対して軌道上サービスを行う方法であって、
    軌道衛星のドッキング距離内の宇宙空間へのサービス衛星の打ち上げを実行し、
    サービス衛星が軌道衛星上の外部に延在するインターフェースリングと連結するように少なくとも２つのドッキングアームを用いて外部に延在するインターフェースリングと係合することによってサービス衛星を軌道衛星にドッキングさせ、それによりインターフェースリングを介してサービス衛星と軌道衛星との間に相互接続を形成してタンデム合体を行い、
    サービス衛星のスラスターの噴射によって外部に延在するインターフェースリングに作用する力を介して軌道衛星を推進するように、少なくとも２つのスラスターの噴射を連動させ、
    少なくとも２つのドッキングアームが、４本のバーのリンク機構アセンブリを含み、
    ４本のバーのリンク機構アセンブリが、
    サービス衛星に旋回可能に接続された第１のクランクと、
    サービス衛星に旋回可能に接続され、第１のクランクから間隔をあけて離れている第２のクランクと、
    第１の箇所で第１のクランクに旋回可能に接続されつつ、第２の箇所で第２のクランクに旋回可能に接続されている作動アームとを含んでいる、方法。
    
16. ドッキングが、少なくとも２つのドッキングアームそれぞれのリング係合用エンドがインターフェースリング上における間隔をあけた少なくとも２つの箇所で該インターフェースリングと係合するように該少なくとも２つのドッキングアームそれぞれを駆動し、それにより外部に延在するインターフェースリングを介してサービス衛星と軌道衛星との間の相互接続を形成し、それによりサービス衛星と軌道衛星とが共にタンデム合体を行うことを含んでいる、請求項１５の方法。
    
17. 軌道衛星に対してサービス衛星の本体が傾くように、少なくとも２つのドッキングアームを調整する、請求項１６の方法。
    
18. 軌道衛星の東西軌道補正と南北軌道補正とを組み合わせて実行するために必要なスラスト量に基づいて、軌道衛星とサービス衛星の本体との間の回転角を決定することを含んでいる、請求項１７の方法。
    
19. インターフェースリングを中心にしてサービス衛星の本体を回転させるとき、軌道衛星の東西軌道補正と南北軌道補正とを組み合わせて実行するための少なくとも２つのスラスターの１つを噴射させることを含んでいる、請求項１６に記載の方法。
    
20. サービス衛星の本体に対して該サービス衛星の少なくとも１つのソーラーパネルを傾けることを含んでいる、請求項１６に記載の方法。
    
21. サービス衛星に取り付けられている第１のソーラーパネルを、軌道衛星に取り付けられた第２のソーラーパネル上に第１のソーラーパネルの影が落ちることを回避するように回転させることを含んでいる、請求項１６に記載の方法。
    
22. 軌道衛星を推進するための少なくとも２つのスラスターを連動噴射した後において、
    軌道衛星のインターフェースリングとの係合を解除し、
    軌道衛星から離れるようにサービス衛星を移動させ、別の軌道衛星のドッキング距離内にサービス衛星を配置し、
    別の軌道衛星のインターフェースリングと係合し、それにより外部に延在する別の軌道衛星のインターフェースリングを介してサービス衛星と別の軌道衛星との間に別の相互接続を形成し、それによりサービス衛星と別の軌道衛星とが共に別のタンデム合体を行い、
    外部に延在する別の軌道衛星のインターフェースリングに作用する力を介して、別の軌道衛星を推進する、請求項１５に記載の方法。
    
23. 撮像デバイスを用いて、少なくとも２つのドッキングアームそれぞれのリング係合用エンドの少なくとも１つの画像を取得し、
    少なくとも１つの画像に基づいて、サービス衛星の本体に対する少なくとも２つのドッキングアームそれぞれのリング係合用エンドの相対位置を算出し、
    その算出された相対位置に基づいて、少なくとも２つのドッキングアームそれぞれの動きを連動させることを含む、請求項１６の方法。

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