JP6703551B2 - 空力制動衛星軌道離脱システム - Google Patents

Description

本願発明は、軌道離脱（デオービット）衛星のための空力制動構造の分野に属し、その目的のためのシステムを提供する。

衛星の分野においては、衛星の運用年数の終了や、計画的または予期しない運用の終了後に、軌道からの衛星の除去をオペレータ（操作者）に要求する際の適正実施の規則または基準がますます増えつつある。

本願発明は、より具体的には、衛星の運用終了後に、２０００ｋｍ以上のいわゆる“墓場”軌道内に軌道離脱または送信されなければならない、２０００ｋｍ以下のいわゆる低地球軌道にある衛星に関する。更に、本運用は、２５年未満で達成されなければならない。

現在、軌道離脱位置に衛星を移動させるために、高質量の専用軌道離脱システムを搭載することなく、あるいは、搭載されたヒドラジンの大部分（約３０％）を使用することなく、上記要件を満たすことのできる衛星は存在しない。

軌道離脱運用の可能な様々な解決手段の中には、空力制動セイル（帆）、すなわち、低地球軌道内に存在する残留大気を、対象物を制動及び減速させるための空力減速装置として使用し、その結果として、その軌道の高度を低下させる表面もあった。

上記種類の解決手段は、衛星を軌道離脱させる運用に特化したものである。

これらの表面は、航空宇宙産業において周知である超軽量構造、クモの巣構造、または、“極薄”構造を利用する。

空力制動の原理は、例えば、空力制動構造を用いた軌道離脱の原理に関するフランス特許出願公開第２８９７８４２Ａ１号明細書、及び、上記の様なセイルを製造するための技術的解決手段を記載するフランス特許出願公開第２８９７８４３Ａ１号明細書等に開示されている。上記２つの文献は、空力制動構造の有効性及び衛星の安定性の間における関連性を強調すると共に、衛星の安定性を保ちつつ効果的な空力制動を維持するための解決手段を提案するものである。実際には、衛星の運用年数の後は、衛星はもはや、そのオペレータによる制御下におかれることはない：一般的には、衛星はその後、経時的に変化する様々な力：すなわち、空力抵抗、太陽風、磁場、可変的な重力場の影響により、衛星自体を中心に回転を開始する；衛星はもはや、その軌道において安定した姿勢を維持することはなく、かつ、空力制動構造はもはや、上記衛星の軌跡に対して最適に方向付けられることはない。ここで、空力制動構造は、有効に機能するには、上記軌跡に対して常に垂直であるべきである。この垂直性を妨げる不安定さを軽減するために、従来技術の構造は、衛星がその軌跡に対して誤った位置にある場合にさえ動作する様に、設計される。しかしながら、このことは、衛星の安定する状況とは対照的に衛星の質量平衡を圧迫する空力制動構造を過大評価してしまう原因となる。

更に、上述した様に、空力制動は、高高度での残留大気を用いて対象物を制動するが、高度が高いほど、大気は希薄となるため、制動の効果は弱まる。例えば、米海軍研究試験所のＮＲＬＭＳＩＳＥ−００ツール、ＣＯＳＰＡＲ（宇宙研究委員会）またはＪａｃｃｈｉａ（Ｌ．Ｇ．Ｊａｃｃｈｉａ、スミソニアン天体物理観測所の特別報告Ｎ°３７５、１９７７）の発行するＣＩＲＡ等は、上層大気の算定基準または経験的モデルに使用可能である。

実際の大気密度は、太陽活動の作用として４００ｋｍにおける大気密度を表す図１に示す様に、太陽の活動に依存し、かつ、太陽活動周期と相関するものと認められる。

表の横軸は、年数の経過を示し、下側の曲線は、ｓｆｕ（太陽フラックスユニット、１ｓｆｕ＝１０−２２Ｗ／ｍ²／Ｈｚ）において測定される波長１０．７ｃｍの無線太陽束を示し、上側の曲線は、対数目盛り上に表現される密度ｌｏｇ₁₀ρを示し、ρは、ｋｇ／ｍ³により表現される密度である。図１は、１１年に渡る周知の太陽活動周期を示す。

太陽活動の影響は、高度５００ｋｍ以上において特に顕著である。図２は、横軸上に表示されたｋｍの高度、及び、縦軸上に表示された対数目盛りにより表現される密度ｌｏｇ₁₀ρと共に、最大太陽活動（曲線１）及び最小太陽活動（曲線２）に関する大気密度曲線を示す。図２において、大気密度は、太陽活動の最小値／最大値の作用として、高度４００ｋｍでは１から１０まで様々な値をとり、高度７００ｋｍでは１から１００まで様々な値をとることが認められる。

この様な密度の変動に起因して、空力制動軌道離脱システムが使用される際の再突入時間に、極めて広範な幅が存在することとなる。最初は、高度７２０ｋｍの円軌道における同一の衛星により、軌道離脱時間は、軌道離脱の開始日が太陽活動の最大時または最小時であるかに依存して、最短２０年から最長３０年まで変動し得る。この極めて広範な変動幅は、２５年未満の再突入を要求する、宇宙での運用に関する法的義務の適用において、大きな障壁となる。

図３は、一例として、太陽活動の最小時に開始する軌道離脱に関する、衛星の遠地点３及び近地点４における高度変動のモデルを、横軸上に表示された年数により表現される時間（時間（年））、及び、縦軸上に表示されたｋｍにより表現される高度と共に示す。軌道離脱までの３０年の間に、衛星は、図３に示す３つの太陽活動のピークを経ることに注目すべきである。図３は、軌道離脱が、高高度において非常に遅く、反対に、６００ｋｍ未満では非常に速いことを示す。このことは、高高度において空力制動を最適化することの利益を実証するものである。更に、各太陽活動のピークが、軌道離脱における大幅な加速の源であることに注目すべきである。

上記モデルは、例えば、ＣＮＥＳ（フランス国立宇宙研究センター）製のステラソフトウェア等の周知のツールを用いて、実行される。

更に、重力傾斜により衛星を安定させることが知られている。かかる周知の技術は、月が、地球に対して常に同一の面を向けている理由を説明する物理現象に基づくものである。

この様な安定性は、地球周回軌道にある対象物が均質な密度を有さない場合に、その最も高密度な部分が最も地球に近接する様に対象物を適応させる傾向にある重力場の変動のために、対象物が復元トルクを受け易いという事実に起因する。

上述の効果は、例えば、衛星に対し、その主要部が配置される端部にビームを付与することにより、衛星をその軌道内に安定させるために使用されている。システムが良好に設計されている場合には、衛星Ｓは、地球の中心を通過する方向に位置するビームＰにより、衛星Ｓ自体を平衡に保ち易い。該衛星は、図４に示す様に、地球、及び、その反対側の質量Ｍに接近する。

当然のことながら、実際の状況はもう少し複雑であり、安定性の問題も存在する。衛星の質量及び軌道に応じた、特に、ビーム長の適切な選択、及び、端部に配置された主要部により、上述の問題点を抑制することが可能である。

国際公開第２００２／０２４０２Ａ１号の文献は、上記の原理を示し、マストの端部に小型のソーラー（太陽電池）パネルを設けて、マストのねじれを補償するものである。

フランス特許出願公開第２８９７８４２Ａ１号明細書 フランス特許出願公開第２８９７８４３Ａ１号明細書 国際公開第２００２／０２４０２Ａ１号

本願発明の目的は、その運用終了時または動作停止状態にある衛星の制御期間に渡って軌道離脱を保証することを可能とするために追加される、低質量のために簡易かつ低エネルギーコストな解決手段を提供することである。本願発明は更に、空力制動セイルを用いて、軌道離脱装置の製造を最適化し、その有効性を増大させると共に、太陽周期の作用としての残留大気密度の変動に関する軌道離脱時間の拡大を抑制することを提案する。

衛星の軌道離脱が要求される時に空力制動セイルの有効性を最適化するには、衛星の軌跡に対して可能な限り垂直な位置に、継続的に衛星を維持することが必要となる。これにより、有効性／セイル質量の比を増加させることが可能となる。

この様な目的を達成するために、本願発明は、重力傾斜衛星姿勢制御装置を有し、該重力傾斜装置は、マストが、衛星軌道を周囲に有する惑星の方向とは反対方向にマスト自体を向ける様に、空力制動面、及び、上記衛星に固定される第１端部、及び、主要部の設けられた第２端部を保持する少なくとも１つのマストを有することを特徴とする、空力制動面を有する衛星軌道離脱装置を提案する。

重力傾斜装置は、好都合には、上記衛星の軌跡に垂直な方向に空力制動面を戻す様に構成される。

空力制動面は、好適には、衛星／惑星の中心方向に平行な軸に対して上記衛星が如何なる方向にある場合でも、効果的な空力制動領域を保持する様に構成される。

第１の特定の実施形態によれば、空力制動面は、少なくとも２つのパネルを有する。

第２の特定の実施形態によれば、空力制動面は、上記軸の周りに１２０°間隔で配置された３つのパネルを有する。

本願発明は、本願発明に係る軌道離脱装置を有する衛星に適用される。

本願発明は更に、
衛星上の空力制動セイルを支持するためのマストの設置の位置及び方向を規定すること；
最大高度に対応する衛星フリップが、所与の時間内での再突入の終了を保証可能とする高度を決定可能な様に、モデルツールを用いて上記衛星の再突入をモデリングすること；
フリッピングポイントが、選択された合計再突入期間を用いて事前に決定された高度に凡そ位置する様に、逐次反復法により、上記セイルの面積Ｓ_aero、上記マストの長さｍ、及び、その端部にある主要部を決定すること；
上記セイル、上記主要部、及び上記マストを有する装置の全質量を最小化可能とする解決手段を保持すること；
実際のセイルが、事前に規定された、上記マストの長さ及び上記面積Ｓ_aeroを有することが可能な様に、１つ、２つ、または、３つのパネルを用いて、上記実際のセイルを規定すること
のステップを含む：上述した様な軌道離脱装置を有する衛星の製造方法を提案する。

上記逐次反復法は、好都合には、

Ｃ_aero ＝ Ｆ．Ｄ．ｃｏｓ（ε_y）
の等式を用いて達成される。

上記マストは、特に、最大領域Ｓ２を有する衛星の表面に垂直に規定されるものとしてもよい。

上記マストの代替または追加として、上記マストは、上記衛星の重心を通る上記マストの軸により、規定されるものとしてもよい。

本願発明の他の特徴及び効果は、図面を参照した、本願発明の限定されない１つの実施形態についての以下の記載を読むことにより、明らかとなるであろう：

図１は、太陽束の作用としての所与の高度での密度変動間における相関関係を示すグラフである； 図２は、太陽活動の最小値／最大値に応じた、高度の作用としての大気の最小及び最大密度を示すグラフである； 図３は、所与の衛星に関する時間の作用としての最も不都合な高度を有する軌道離脱を示すグラフである； 図４は、衛星に適用される重力傾斜による安定化の原理を示す線図である； 図５は、重力傾斜の安定化原理を利用する衛星を示す線図である； 図６は、高度の作用としての、本願発明に係る衛星のピッチ（刻み）角を示すグラフである； 図７は、本願発明に係る衛星の再突入プロファイル（分析結果）を示すグラフである； 図８は、本願発明の原理に従って構成される衛星を示す斜視図である； 図９は、太陽活動の作用としての、本願発明に係る衛星の傾きを示すと共に、重力傾斜により生成される復元トルク、及び、上記衛星の空力制動セイルに対する空気力により生成されるトルク間の均衡を考慮に入れたグラフである； 図１０は、図９における特別な場合を例示する図である； 図１１は、本願発明の衛星のための空力制動セイルの一例を示す平面図である； 図１２は、図１１に示すセイルの側面からの斜視図である； 図１３は、図１１及び図１２に係るセイルを有する衛星を示す図である； 図１４は、本願発明に係るマストを製造するための材料の一例を示す図である； 図１５は、本願発明に適用可能な空力制動セイルの薄膜を示す断面図である。

本願発明の本質は、衛星の運用終了時に展開されて軌道離脱セイル及び重力傾斜装置を結合し、衛星を制動する様に構成される大きな抗力を生成する位置に上記セイルを維持することにより、衛星の高度を低下させる軌道離脱システムを有する衛星を備えることにある。

上記装置は、重力傾斜装置を用いて、運用終了時に衛星を安定させる。セイル及び重力傾斜装置は、セイルが、抗力により生じるフリッピングトルクに拘らず、上記軌跡に対して最も垂直となる様に、設計される。また、本願発明は、残留大気が濃くなる程、セイルが上記垂直位置からより遠くへ離れるが、システムの安定域内に収まり続ける様に、上記セイル及び重力傾斜装置を設計する対象物も有する。

重力傾斜装置は、より具体的には、衛星に固定されたマスト、及び、衛星に対してマストの反対側端部にある離れた主要部から構成される。

セイル及び重力傾斜装置は、理想的には結合される；例えば、この場合のセイルは、衛星の軌道離脱の開始が要求されると展開されるマストに沿って伸びる、フランス特許出願公開第２８９７８４３Ａ１号明細書の文献に記載された種類のセイルであってもよい。軌道離脱の間に衛星の安定化を可能とする重力傾斜装置の主要部は、空力制動セイルを保持するマストの端部に配置される。

更に、本願発明は、衛星が降下する際の衛星の軌道の進展中における重力傾斜空力制動セイルの運用にも関する。

図４によれば、重力傾斜の安定化は、衛星Ｓに固定されたマストＭに対して、衛星−地球方向Ｔとは反対方向の力Ｚ₀を付与することにある。

重力傾斜の理論は、図５を参照して、以下の様に例示される。

衛星に対して与えられる重力傾斜トルクＣ_ggは：

により表わされる。

ここで：
μ：重力定数、
Ｒ：衛星−地球の中心間の距離、
Ｚ₀：地球衛星方向の軸Ｔに応じた、軸の局所軌道システムの単位ベクトル
［Ｉ］：図８に規定される様な慣性主軸

を有する衛星の軸のシステム内の衛星の慣性マトリクスであり、軸ｚは、マストとは反対方向に伸びる

この様にして、安定した姿勢を有する衛星の位置に向けて、復元トルクが得られる。平衡位置からの振動は、タンク及び空気抵抗内を動く（スロッシングする）柔軟付属物（マスト、セイル）により、自然に減衰して消失する。

図５は、マスト２１に沿って展開された空気力学的表面を有する主要部ｍ１、及び、マスト端部にある主要部ｍ２を有する衛星を示す。

重力傾斜は、地球方向Ｔと合致する様に、マストを押し込む。マストは、衛星本体に対して地球とは反対側に位置する。

衛星が、マストに平行な方向の空力制動セイル、及び、衛星速度の方向に垂直な空気力学的表面を有する時、展開された空気力学的表面は、衛星の速度ベクトルに対して略垂直であり、かつ、最大制動力を生成する。

制動力Ｆは、以下の等式：

により表わされる。

ここで：
ρ：大気密度、
Ｓ_aero：（衛星の軌跡に垂直な）空力制動空力領域、“効果的な”制動領域とも称される、
ｍ：衛星質量、
Ｃ_D：空力係数、
Ｖ：衛星速度

この時、空力制動トルクは：Ｃ_aero＝Ｆ．Ｄ．ｃｏｓ（ε_y）であり、Ｄは、マストの凡そ半分の長さである；ε_yは、マスト及び地球−衛星方向間の角度であり、衛星の平衡角度は、空力制動トルクＣ_aero及び重力傾斜トルクＣ_ggに依存する。

次に、重力傾斜トルク及び空力中心における抵抗力の付与に関連するトルクの間において、平衡が成立する。従って、セイルの安定化という概念は、利用可能な空力制動領域の使用を最大化可能とするため、衛星を安定化すると共に、衛星自体上での衛星のフリッピングを回避する。衛星は、ピッチ角εｙと共に変動する合計空力領域を有する。概算により：
Ｓ_aero＝Ｓ１．ｃｏｓ（ε_y）＋Ｓ２．ｓｉｎ（ε_y）

ここで：
Ｓ１：第１空力制動領域（Ｓ_satellite＋Ｓ_deployed）；
Ｓ２：衛星フリッピング後の第２領域；一般的に、Ｓ１＞１０^*Ｓ２

大気密度ρが増加すると、力Ｆと同様にピッチ角ε_yも増加し、Ｓ_aeroを低下させることは明らかである。

最終的には、重力傾斜装置を用いて衛星を安定化することにより、製品の変動ρ^*Ｓ_aeroは低下し、その結果、衛星の制動性能、及び、所与の高度における太陽活動の部分的な分離（デカプリング）を達成することが可能となる。このため、軌道離脱時間の変動は、太陽周期に殆ど依存しなくなり、概して、軌道離脱の予測は改善される。

従って、空力制動セイル及び重力傾斜装置の組合せは、軌道離脱の開始する日の位相、及び、太陽周期若しくは太陽周期の強度に拘らず、再突入時間の拡大を最小化する軌道離脱時間を保証するであろう。

図６は、横軸に高度がｋｍにより表示され、縦軸にピッチの傾きが度数により表示された、平均残留大気プロファイルに関する高度を有するピッチ角曲線（“ｐｉｔｃｈ ｄｅｇ”）の変動の一例を示す。

この表は、高さ８ｍ幅０．５５ｍの３つのパネルを有すると共に、その各々がマストの周囲に１２０°間隔で配置され０．５４ｋｇの質量を有するセイルを有する高さ８ｍの軌道離脱マストを備える２５０ｋｇの衛星に関するものである。

大気密度が高くなる程、重力傾斜トルクは抗力トルクを補償可能とし難くなり：角度ε_yが増加すると共に、衛星は、ε_yが９０°に達するまでフリップすることが認められる。

続いて、軌道内の衛星は、第２の平衡位置に到達しており、その後、大気圧がどれ程上昇しようとも、より小さな一定の空力領域の面積Ｓ_aero（Ｓ２）を有する。

従って、上記の位置において、セイルの安定化という概念は、衛星がそれ自体の上でフリップする場合であっても、利用可能な空力制動領域の使用を最大化可能とすることも認められる。

更に、第２の平衡位置が達せられるいわゆるフリッピング高度は、空力制動領域の大きさの基準でもある。図７は、横軸に時間が年数により表示され、縦軸に高度がｋｍにより表示された、安定化された衛星の遠地点３’及び近地点４’における高度の変動を示す。フリッピングポイント５は、大気制動が、数年（最大３〜５年）内での再突入を保証するのに十分高く、かつ、太陽活動の変動が、一定の空力領域（Ｓ２）を有する衛星の再突入時間に対して、わずかな影響を及ぼすに過ぎない、５００ｋｍ及び５５０ｋｍの間、一般的には５２５ｋｍの辺りの十分に低い高度において生じるであろう。この様なティッピング（傾斜）高度の調整は、マスト長のパラメータ及びマスト端部の質量パラメータのための設計値により実現される。

以下に、図８を参照しながら、具体的な衛星の実施例を、一例として示す。

参照される状況は、２５０ｋｇの衛星５０、９ｍのマスト５１、及び、３．５ｋｇのマスト端部の主要部５２である。特に、図１１〜図１３に展開して示されるセイルを形成するパネルは、９ｍ×０．５５ｍであり、かつ、各々が０．５４ｋｇの質量を有する、マストに沿って伸びる矩形のパネルである。衛星の本体は、１ｍ×１ｍ×０．６ｍのサイズを有し、本実施例では、１ｍ×０．６ｍの２つの小さなソーラーパネル５３を有する。この場合における重力傾斜の復元トルクは、約１ｍＮ．ｍである。

図９は、重力傾斜の復元トルク、及び、セイルの薄膜に対する空気力により生成されるトルク間における平衡を考慮した太陽活動の作用として、ｋｍの高度Ａ（１００ｋｍ間隔で１００〜９００ｋｍ）に関し、縦軸上に表示される様な度数（１０°間隔で０〜１００度）において、衛星の傾きＩを決定可能とする。

図９の曲線８は、最小太陽活動に対応し、曲線９は、最大太陽活動に対応する。衛星１０の傾きの範囲は、これらの２つの曲線間に存在する。点６は、最小大気（最小太陽活動）における衛生のティッピングに対応し、点９は、最大大気（最大太陽活動）を有するティッピングに対応する。

図１０は、上昇する太陽活動の周期上の中密度の大気と共に、７２５ｋｍにおいて開始する軌道離脱の例を挙げる衛星の傾きに対応する。衛星の高度の作用としての衛星の傾きは、軌道離脱の始点１４及び軌道離脱の終点６間に、第１活動最大点１２及び第２活動最大点１１を有する１つ余りの太陽周期上の軌道離脱を考慮して与えられる。

上記データの作用として、マスト端部の主要部は、中位の太陽活動の場合に、５００ｋｍ及び５５０ｋｍ間の高度でのティッピングを保証することを可能とする様に、調整される。

これらの値は、軌道離脱の開始日及び衛星のパラメータの作用としての、各状況毎に要求される精密な計算の一例として、与えられる。

図１１及び図１２は、上述した様な種類の９ｍ長のマスト２１を示す。マストは、重力傾斜の安定化及び軌道離脱の双方のために１２０°間隔でマスト周囲に配置された３つの薄膜２２、２３、２４を有する、マスト先端の主要部２５及び軌道離脱セイルを保持する。

マストは、例えば、衛星の軌道離脱を目的として展開するための、フランス特許出願公開第２８７７３１５Ａ１号明細書の文献から周知の技術を利用する可膨張性マストであってもよい。

セイルは、マストに沿って伸びると共に、１２０°間隔でマスト周囲に配置された、９ｍ×０．５５ｍの３つのパネルを有する。これらのパネルは、衛星の偏揺れ角（ヨー角）が如何なる場合でも効果的な制動を保証する、０．５４ｋｇの質量を有する薄膜を備え、マストを軸とする回転における安定性の欠如を補償する。かかる構成により、太陽活動が、１６．２ｍ²の合計展開領域を有する最小時に、９ｍ²の薄膜領域、及び、衛星のための０．６ｍ²を含む９．６ｍ²の最大空力領域が実現される。

しかしながら、効果的な制動領域、及び、マストを通る軸に対する衛星の安定化間における折衷を可能とする、薄膜間に角度を有するＶ内に配置された２つのみの薄膜を提供することが可能である。

円筒形状のセイルを有するが展開領域の観点からより低い最適化を実現する解決手段が、考えられる。

図１３は、２つのソーラーパネル２６を有し、かつ、図１１及び図１２に示すマスト及びセイルを備える衛星２０を示す。

以下の材料は、マスト及び薄膜を製造するために使用される：

図１４に示す様に、マストは、２５０ｇ／ｍ²のＳｉＯ_xにより被覆された厚さ１３０μｍのアルミニウム／ポリイミドの積層膜（登録商標、カプトン）から製造され、低地球軌道内に存在する原子状酸素から保護する可膨張性マストである。

マストは、内側から外側へ向かって、第１内側ポリイミド膜３０、第１ポリエステル接着剤３１、アルミニウム箔３２、第２ポリエステル接着剤３３、第２ポリイミド膜３４、及び、酸化ケイ素被膜３５を有する。

図１５の断面図に示す空力薄膜２２は、１００ｇ／ｍ²のＳｉＯ_xにより被覆された厚さ約４０〜８０μｍのアルミニウム／ポリイミドの積層膜（アルミニウム／カプトン）を含む。

薄膜は、一方の面から他方の面に向かって、ＳｉＯ_x被膜４１、１２〜１５ミクロンの厚さを有する第１ポリイミド膜４３、１０〜１５ミクロンの厚さを有する糊層４３、１４〜１５ミクロンの厚さを有するアルミニウム箔、糊の第２層４５、第２ポリイミド膜４６、及び、第２ＳｉＯ_x被膜層４７を有する。

本願発明は、最大高度が約８５０ｋｍであるＬＥＯ（地球低軌道）において、１００〜５００ｋｇの衛星に適用可能である。

衛星の質量及び衛星の飛行高度に応じて、展開されたマスト及びマスト端部の主要部の高さを調整して、重力傾斜による姿勢の安定化を保証すると共に、５５０ｋｍ未満の高度にてティッピングすることにより、軌道離脱時間が得られる。

請求範囲により規定される本願発明は、図面に示される実施例に限定されず、特に、マストの位置は、変更可能であり、衛星の重心を通過してもしなくてもよい。

本願発明に係る衛星の軌道離脱セイルを規定する方法は、以下の通りである（質量及び形状の観点から、とりわけ、衛星の全ての姿勢に関して低高度での空力制動領域Ｓ２を規定する衛星が知られていると推察される；また、その目的が、２５年未満の再突入を保証し、かつ、衛星の高度が８００ｋｍのタイプであることも推察される。）：
空力制動セイルを支持するためのマストの設置に関する位置及び方向が規定され、該マストは一般的に、必要的ではないが、最大領域Ｓ２を有する衛星の表面に垂直であり、かつ、マストの軸は場合により、必要的ではないが、計算を簡易化するために衛星の重心を通る；
衛星の再突入は、例えば、ＣＮＥＳ製のステラツール等の周知のツールを用いてモデリングされ、３〜５年未満での再突入の終了を保証可能とする最大高度；換言すれば、衛星のティッピング高度を決定することを可能とする；
次いで、保証するための、上記セイルの面積Ｓ_aero、上記マストの長さｍ、及び、その端部にある主要部を決定するために、逐次反復法が使用される：
ティッピング点は、事前に決定された高度に凡そ位置する；
再突入の合計期間は、予期される；
上記セイルに加えて上記主要部及び上記マストを有する装置の全質量を最小化可能とする解決手段が選択され；
次いで、実際のセイルは、事前に規定された、上記マストの長さ及び上記面積Ｓ_aeroを有することが可能な様に、１つ、２つ、または、３つのパネルを用いて、規定される。

上記逐次反復法は、ＣＮＥＳ製のステラタイプのソフトウェアツールにより、上述したタイプの重力傾斜トルク及び空力トルクのための等式を用いて、実行される。

なお、本願発明によれば、２５年未満の再突入時間及び異なる初期高度を目的とすることが可能であることに留意すべきである。従って、もし、当業者が、許容可能な面積及び質量のセイルにより、高高度からの極めて短い再突入時間が合理的に可能でないことを知っている場合には、様々な段階の期間を適応させる必要がある。

Claims (9)

1. 重力傾斜衛星姿勢制御装置を有し、衛星軌道からの離脱が要求される時に、該重力傾斜衛星姿勢制御装置は、マストが、前記衛星軌道を周囲に有する惑星の方向（Ｔ）とは反対方向にマスト自体を向ける様に、空力制動面、及び、前記衛星に固定される第１端部、及び、主要部（２５）の設けられた第２端部を保持する少なくとも１つのマスト（２１）を有し、前記空力制動面（２２、２３、２４）は、前記第１端部から第２端部にかけて前記マストに沿って延設された少なくとも２つのパネルを有することを特徴とする、空力制動面（２２、２３、２４）を有する衛星軌道離脱装置（２０）。
2. 前記重力傾斜装置は、前記衛星の軌跡に垂直な方向に前記空力制動面（２２、２３、２４）を戻す様に構成される、請求項１に記載の衛星軌道離脱装置。
3. 前記空力制動面（２２、２３、２４）は、衛星／惑星の中心方向（Ｔ）に平行な軸に対して前記衛星が如何なる方向にある場合でも、効果的な空力制動領域を保持する様に構成される、請求項１または２に記載の衛星軌道離脱装置。
4. 前記空力制動面（２２、２３、２４）は、１２０°間隔で前記軸の周囲に配置された３つのパネルを有する、請求項３に記載の衛星軌道離脱装置。
5. 請求項１〜４の内、何れか一項に記載の軌道離脱装置を有する衛星。
6. 衛星上の空力制動セイル（２２、２３、２４）を支持するためのマスト（２１）の設置の位置及び方向を規定すること；
   最大高度に対応する衛星フリップが、所与の時間内での再突入の終了を保証可能とする高度を決定可能な様に、モデルツールを用いて前記衛星の再突入をモデリングすること；
   フリッピングポイントが、選択された合計再突入期間を用いて事前に決定された高度に凡そ位置する様に、逐次反復法により、前記セイルの面積Ｓ _ａｅｒｏ 、前記マストの長さｍ、及び、その端部にある主要部を決定すること；
   前記セイル、前記主要部、及び前記マストを有する装置の全質量を最小化可能とする解決手段を保持すること；
   実際のセイルが、事前に規定された、前記マストの長さ及び前記面積Ｓ _ａｅｒｏ を有することが可能な様に、１つ、２つ、または、３つのパネルを用いて、前記実際のセイルを規定すること：
   のステップを含むことを特徴とする、請求項５に記載の衛星の製造方法。
7. 前記逐次反復法は、
   

   

   Ｃ _ａｅｒｏ ＝ Ｆ．Ｄ．ｃｏｓ（ε _ｙ ）
   の等式を用いて達成される、請求項６に記載の方法。
8. 前記マスト（２１）は、最大領域Ｓ２を有する衛星の表面に垂直に規定される、請求項６または７に記載の方法。
9. 前記マスト（２１）は、前記衛星の重心を通る前記マストの軸により、規定される、請求項６〜８の内、何れか一項に記載の方法。

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