RU2587209C9 - Космическая энергосистема - Google Patents

Космическая энергосистема Download PDF

Info

Publication number
RU2587209C9
RU2587209C9 RU2009144709/11A RU2009144709A RU2587209C9 RU 2587209 C9 RU2587209 C9 RU 2587209C9 RU 2009144709/11 A RU2009144709/11 A RU 2009144709/11A RU 2009144709 A RU2009144709 A RU 2009144709A RU 2587209 C9 RU2587209 C9 RU 2587209C9
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
energy
mirror
elements
power system
floating
Prior art date
Application number
RU2009144709/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2009144709A (ru
RU2587209C2 (ru
Inventor
Джеймз Е. РОДЖЕРЗ
Гари Т. СПИРНАК
Original Assignee
Соларен Корпорейшн
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Соларен Корпорейшн filed Critical Соларен Корпорейшн
Publication of RU2009144709A publication Critical patent/RU2009144709A/ru
Publication of RU2587209C2 publication Critical patent/RU2587209C2/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2587209C9 publication Critical patent/RU2587209C9/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/411—Electric propulsion
    • B64G1/413—Ion or plasma engines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/428—Power distribution and management
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/428—Power distribution and management
    • B64G1/4282—Power distribution and management for transmitting power to earth or other spacecraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
    • B64G1/443—Photovoltaic cell arrays
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
    • B64G1/446—Thermal solar power generation
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01L—SEMICONDUCTOR DEVICES NOT COVERED BY CLASS H10
    • H01L31/00—Semiconductor devices sensitive to infrared radiation, light, electromagnetic radiation of shorter wavelength or corpuscular radiation and specially adapted either for the conversion of the energy of such radiation into electrical energy or for the control of electrical energy by such radiation; Processes or apparatus specially adapted for the manufacture or treatment thereof or of parts thereof; Details thereof
    • H01L31/04—Semiconductor devices sensitive to infrared radiation, light, electromagnetic radiation of shorter wavelength or corpuscular radiation and specially adapted either for the conversion of the energy of such radiation into electrical energy or for the control of electrical energy by such radiation; Processes or apparatus specially adapted for the manufacture or treatment thereof or of parts thereof; Details thereof adapted as photovoltaic [PV] conversion devices
    • H01L31/054—Optical elements directly associated or integrated with the PV cell, e.g. light-reflecting means or light-concentrating means
    • H01L31/0543—Optical elements directly associated or integrated with the PV cell, e.g. light-reflecting means or light-concentrating means comprising light concentrating means of the refractive type, e.g. lenses
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01L—SEMICONDUCTOR DEVICES NOT COVERED BY CLASS H10
    • H01L31/00—Semiconductor devices sensitive to infrared radiation, light, electromagnetic radiation of shorter wavelength or corpuscular radiation and specially adapted either for the conversion of the energy of such radiation into electrical energy or for the control of electrical energy by such radiation; Processes or apparatus specially adapted for the manufacture or treatment thereof or of parts thereof; Details thereof
    • H01L31/04—Semiconductor devices sensitive to infrared radiation, light, electromagnetic radiation of shorter wavelength or corpuscular radiation and specially adapted either for the conversion of the energy of such radiation into electrical energy or for the control of electrical energy by such radiation; Processes or apparatus specially adapted for the manufacture or treatment thereof or of parts thereof; Details thereof adapted as photovoltaic [PV] conversion devices
    • H01L31/054—Optical elements directly associated or integrated with the PV cell, e.g. light-reflecting means or light-concentrating means
    • H01L31/0547—Optical elements directly associated or integrated with the PV cell, e.g. light-reflecting means or light-concentrating means comprising light concentrating means of the reflecting type, e.g. parabolic mirrors, concentrators using total internal reflection
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02S—GENERATION OF ELECTRIC POWER BY CONVERSION OF INFRARED RADIATION, VISIBLE LIGHT OR ULTRAVIOLET LIGHT, e.g. USING PHOTOVOLTAIC [PV] MODULES
    • H02S99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/405—Ion or plasma engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F24—HEATING; RANGES; VENTILATING
    • F24S—SOLAR HEAT COLLECTORS; SOLAR HEAT SYSTEMS
    • F24S23/00—Arrangements for concentrating solar-rays for solar heat collectors
    • F24S23/70—Arrangements for concentrating solar-rays for solar heat collectors with reflectors
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
    • Y02E10/40—Solar thermal energy, e.g. solar towers
    • Y02E10/46—Conversion of thermal power into mechanical power, e.g. Rankine, Stirling or solar thermal engines
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
    • Y02E10/50—Photovoltaic [PV] energy
    • Y02E10/52—PV systems with concentrators
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S136/00—Batteries: thermoelectric and photoelectric
    • Y10S136/291—Applications
    • Y10S136/292—Space - satellite

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Condensed Matter Physics & Semiconductors (AREA)
  • Electromagnetism (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Microelectronics & Electronic Packaging (AREA)
  • Sustainable Energy (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Photovoltaic Devices (AREA)
  • Charge And Discharge Circuits For Batteries Or The Like (AREA)
  • Supply And Distribution Of Alternating Current (AREA)
  • Remote Monitoring And Control Of Power-Distribution Networks (AREA)
  • Telescopes (AREA)
  • Current-Collector Devices For Electrically Propelled Vehicles (AREA)
  • Exposure And Positioning Against Photoresist Photosensitive Materials (AREA)

Abstract

Группа изобретений относится к области сбора, преобразования и передачи солнечной энергии потребителям. Система содержит, в качестве основных, такие элементы как первичное (2), промежуточные (4, 5) и передающее (10) зеркала, а также энергетический модуль (8). Зеркало (2) собирает солнечный свет (1), передаваемый через зеркала (4, 5) на модуль (8). Последний преобразует световой поток в иную (микроволновую) форму энергии, передаваемую зеркалом (10) потребителю (14), например, на Земле (15). Все основные элементы системы свободно плавают в космическом (околоземном) пространстве и управляются посредством ракетных двигателей малой тяги (2d-2е, 4d-4е, 5d-5е, 8d-8e, 10d-10е) и датчиков (2а-2b, 4а-4b и т.д.). Управление верхнего уровня обеспечивается дистанционной распределенной системой управления (13). Техническим результатом группы изобретений является повышение энергоотдачи системы (по массе) и гибкости (адаптируемости) ее структуры для различных вариантов применения. 2 н. и 32 з.п. ф-лы, 25 ил.

Description

ОТСЫЛКИ К РОДСТВЕННЫМ ЗАЯВКАМ
Эта заявка истребует приоритет - в соответствии с Кодексом законов США 35 U.S.С. §119 - по предварительной заявке на патент США №60/428 928. поданной 26 ноября 2002 г., полное описание которой включено в настоящий документ данной ссылкой.
ОБЛАСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Настоящее изобретение относится к энергосистемам и. в частности, к космическим энергосистемам со свободно плавающими компонентами, которые можно юстировать.
ОПИСАНИЕ ИЗВЕСТНЫХ ТЕХНИЧЕСКИХ РЕШЕНИЙ
Космические энергосистемы для генерирования энергии используют энергию, излучаемую Солнцем, или солнечное излучение. Солнечная постоянная на околоземной орбите равна приблизительно 1.4 кВт/м2. Например, на геосинхронной околоземной орбите (22400 миль или 36000 км от Земли) космическая солнечная энергосистема почти непрерывно погружена в солнечный свет.
Солнечные батареи, устройства преобразования солнечной энергии и атомные электрические устройства в космической энергосистеме генерируют электроэнергию постоянного тока, которая преобразуется в электрическую энергию с, например, радио-, микроволновой и лазерной частотой передачи. Например, в случае радиочастоты и микроволн генерированная электрическая энергия преобразуется устройствами преобразования, например магнетронами и фокусируется антенной. Сфокусированная энергия направляется в приемник, и приемная антенна преобразует пучок энергии в электрическую энергию постоянного тока. Электрическая энергия постоянного тока преобразуется в электрическую энергию переменного тока, которая передается в электроэнергетическую систему для распределения пользователям.
В результате некоторый процент солнечной постоянной преобразуется в используемую электрическую энергию. Например, солнечная панель площадью 1 м2 с кпд преобразования 40% может производить примерно 560 ватт электрической энергии. Солнечная панель площадью 1 миллион квадратных метров или один квадратный километр м2 с кпд преобразования 40% может производить примерно 560 мегаватт энергии.
Концепции использования солнечной энергии впервые были разработаны в 1960-х годах. В 1970-х и 1980-х Национальный комитет по аэронавтике и исследованию космического пространства (НАСА) и Министерство энергетики США провели исследования спутниковых систем, однако низкий кпд и высокая стоимость этих систем исключили возможность их эффективного использования. В 1990-х годах НАСА провел дальнейшие исследования и разработал новые концепции для разных орбит. Новые системы позволили сделать шаг вперед по сравнению с предыдущими исследованиями, однако существующие концепции по-прежнему экономически нежизнеспособны.
Типичная космическая энергосистема имеет подсистему генерирования энергии для преобразования энергии и подсистему беспроводной передачи энергии. В известных системах с фотогальваническими элементами обычно используются большие солнечные панели для преобразования солнечной энергии в электрическую энергию. Для поддержания правильного относительного положения компонентов системы обычно используются соединительные конструкции.
Обычные космические энергосистемы можно, следовательно, усовершенствовать. В частности, чтобы уменьшить вес системы, количество соединительных конструкций между компонентами энергосистемы можно сократить или вообще отказаться от них. В обычных системах на соединительные конструкции может приходиться основная часть веса систем. Например, в некоторых известных системах используется передающая антенна в космосе, имеющая соединительные конструкции многокилометровой длины и весом миллионы метрических тонн. Чрезмерный вес соединительных конструкций обусловливает высокую стоимость их доставки в космос. Кроме того, чрезмерный вес может создавать напряжения в компонентах систем, тем самым, возможно, пагубно отражаясь на юстировке, действии и эксплуатационных характеристиках системы. Таким образом, вес электрических и механических соединений может служить фактором, ограничивающим максимальный размер системы, который можно было бы реализовать с экономической выгодой. Далее, позиционирование и ориентацию компонентов системы можно улучшить, а кпд повысить, в частности, в случае компонентов системы, не связанных соединительными элементами.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В одном из вариантов осуществления космическая энергосистема содержит несколько элементов в космическом пространстве и систему управления. Один или несколько элементов энергосистемы свободно плавают в космосе. Система управления поддерживает юстировку свободно плавающих элементов. Несколько элементов расположены так, чтобы собирать солнечный свет, из собранного солнечного света генерировать электрическую энергию и преобразовывать электрическую энергию в такую форму, в какой ее можно передавать в заданное место.
В другом варианте осуществления космическая энергосистема содержит несколько элементов в космическом пространстве и систему управления. Один или несколько элементов энергосистемы свободно плавают в космосе. Энергосистема содержит первичное зеркало, промежуточное зеркало, энергетический модуль, излучатель и отражающее зеркало. Первичное зеркало направляет солнечный свет на промежуточное зеркало. Промежуточное зеркало направляет солнечный свет на энергетический модуль, который генерирует электрическую энергию постоянного тока. Излучатель преобразует электрическую энергию постоянного тока в радиочастотную или оптическую энергию, и отражающее зеркало передает эту радиочастотную или оптическую энергию в приемник в заданном месте. Система управления содержит несколько датчиков и несколько устройств перемещения. Каждый элемент в космическом пространстве содержит датчик и устройство перемещения, и система управления поддерживает юстировку свободно плавающих элементов в космическом пространстве путем выборочного запуска устройства перемещения по данным датчика.
Еще один вариант осуществления относится к способу юстировки элементов энергосистемы для генерирования энергии в космосе и передачи этой генерированной энергии в заданное место. Этот вариант осуществления включает в себя вывод на космическую орбиту нескольких элементов и систему управления, причем одни или несколько из этих нескольких элементов свободно плавают в космосе, позиционирование элементов в космосе, поддерживание юстировки свободно плавающих элементов с помощью системы управления с таким расчетом, чтобы элементы энергосистемы были выполнены так, чтобы собирать солнечный свет, генерировать электрическую энергию из собранного солнечного света и преобразовать эту электрическую энергию в форму, удобную для передачи в заданное место.
В вариантах осуществления системы и способа элементы энергосистемы могут иметь различные зеркала и различные исполнения зеркал, например зеркало, направляющее лучи по ломаной траектории, сферическое зеркало, зеркало, удерживаемое надувной трубой или мембраной, зеркала, имеющие оптические покрытия для снижения давления фотонов или поддержания формы зеркала. Элементами энергосистемы могут быть первичное зеркало, первое промежуточное зеркало, энергетический модуль, излучатель и отражающее зеркало. Первое промежуточное зеркало направляет солнечный свет на энергетический модуль, и энергетический модуль генерирует электрическую энергию. Излучатель преобразует генерированную электрическую энергию в форму, в которой ее можно передавать, и передает ее на отражательное зеркало, которое передает преобразованную энергию в приемник в заданном месте. Кроме того, в вариантах осуществления системы и способа для фокусировки солнечного света от промежуточного зеркала на энергетический модуль используется концентратор.
В вариантах осуществления системы и способа могут использоваться разные энергетические модули, например фотогальванические и термоэлектрические энергетические модули. При использовании фотогальванических модулей солнечные батареи могут располагаться вместе с излучателем. Преобразованной энергией или энергией, которая передается, может быть радиочастотная или оптическая энергия.
Система управления в вариантах осуществления системы и способа может регулировать юстировку одного или нескольких элементов системы путем регулирования положения и ориентации этих элементов. Система имеет несколько датчиков, например датчиков юстировки или расстояния. Данные датчиков двух элементов сравниваются для определения, правильно ли юстированы эти два элемента и расположены ли они па допустимом расстоянии, с использованием, например, радара, лидара, интерференционных картин, солнечного ветра, электростатических сил. Кроме того, она регулирует юстировку этих элементов. Система управления может содержать устройство перемещения, например реактивный двигатель малой тяги, предназначенный для регулирования юстировки компонента системы. Кроме того, в вариантах осуществления системы и способа разное количество элементов, например, большинство из них или все они свободно плавают в космосе.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ГРАФИЧЕСКОГО МАТЕРИАЛА
Обратимся теперь к чертежам, на которых соответствующие части обозначены одинаковыми позициями. На этих фигурах:
фиг. 1А иллюстрирует вариант осуществления космической энергосистемы со свободно плавающими компонентами;
фиг. 1B-D представляют собой виды варианта осуществления системы для управления позиционированием и юстировкой компонентов энергосистемы;
фиг. 1Е иллюстрирует альтернативный вариант осуществления, имеющий антенну в виде фазированной решетки;
фиг. 2А-В представляют собой вид сверху и разрез коллектора или первичного зеркала;
фиг. 3 представляет собой разрез покрытий на зеркале системы;
фиг. 4A-D иллюстрируют виды зеркал, удерживаемых надувной конструкцией;
фиг. 5 представляет собой иллюстрацию варианта осуществления с использованием надувных зеркал и мембранных элементов;
фиг. 6 представляет собой иллюстрацию варианта осуществления с использованием надувных зеркал и мембранных элементов;
фиг. 7 представляет собой иллюстрацию варианта осуществления с использованием надувных зеркал и мембранных элементов;
фиг. 8 представляет собой иллюстрацию еще одного варианта осуществления с использованием надувных зеркал и мембранных элементов;
фиг. 9 представляет собой иллюстрацию варианта осуществления подсистемы генерирования, имеющей фотогальванический энергетический модуль и солнечные концентраторы;
фиг. 10 представляет собой иллюстрацию варианта осуществления, имеющего фотогальванический энергетический модуль и несколько солнечных концентраторов;
фиг. 11 представляет собой иллюстрацию варианта осуществления подсистемы генерирования, имеющей силовой кабель для соединения солнечных батарей и компонентов фотогальванического энергетического модуля;
фиг. 12 иллюстрирует вариант осуществления беспроводной системы передачи;
фиг. 13 иллюстрирует еще один вариант осуществления беспроводной системы передачи;
фиг. 14 иллюстрирует вариант осуществления космической энергосистемы, имеющей зеркало и энергетический модуль, который подает энергию непосредственно на отражающее зеркало;
На фиг. 15 показан вариант осуществления космической энергосистемы, которая имеет энергетический модуль, расположенный между промежуточными зеркалами;
фиг. 16 иллюстрирует вариант осуществления космической энергосистемы, имеющей по два промежуточных зеркала в каждой из подсистем генерирования и передачи:
фиг. 17 иллюстрирует вариант осуществления космической энергосистемы, имеющей по три промежуточных зеркала в каждой из подсистем генерирования и передачи.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
Ниже описываются варианты осуществления космической системы с одним или несколькими свободно плавающими или свободно летающими компонентами, которые можно юстировать. Эти варианты осуществления содержат компоненты, которые можно юстировать, тем самым значительно сокращая количество соединительных конструкций между компонентами системы или исключая их полностью, и систему управления, которую можно использовать для обеспечения юстировки и позиционирования свободно плавающих компонентов системы.
Как показано на 1А, один из вариантов осуществления космической энергосистемы «S» содержит компоненты генерирования и передачи энергии. Один из вариантов осуществления системы содержит первичное или коллекторное зеркало 2, которое вращается вокруг оси 3, промежуточные зеркала 4 и 5, панель 11 с концентраторами 6, оптический или энергетический модуль 8 с солнечными батареями 7, облучатель или излучатель передатчика 9 и подсистему передачи, которая может содержать, например, отражатель или выходное зеркало 10 и одно или несколько других зеркал при необходимости в этом. Система управления 13 регулирует форму, положение, ориентацию и юстировку компонентов энергосистемы.
Это описание, в общем, относится к регулированию юстировки компонентов системы в целях объяснения, однако юстировка может включать в себя регулировки формы, положения, ориентации и иные регулировки, которые могут отражаться на юстировке компонентом системы. Элементы системы располагаются так, чтобы собирать солнечный свет, генерировать из собранного солнечного света электрическую энергию и преобразовывать электрическую энергию в форму, в которой ее можно передавать в приемник 14 в заданном месте 15, например на Земле или в ином месте, где она преобразуется и распределяется потребителям.
В частности, компоненты системы располагаются так, что солнечный свет 1 падает па первичное зеркало 2. Первичным зеркалом 2 может быть, например, почти сферическое зеркало. Первичное зеркало может иметь разные размеры, например иметь диаметр примерно 1-2 км. Первичное зеркало (и другие зеркала, как описывается ниже) может удерживаться какой-либо конструкцией. Например, как показано на фигурах 2А-В, зеркало 2 может удерживаться надувной трубой или тороидом 24. Труба 24 может надуваться с использованием баков с искусственным воздухом или газом или иных систем надува.
Как показано на фигурах 2 и 3, один из вариантов осуществления первичного зеркала 2 имеет подложку 20, например пластиковую подложку, которая покрыта одной или несколькими пленками или оптическими покрытиями 22. Оптические покрытия избирательно отражают части солнечного спектра 1 (например, с конкретными длинами волн), которые наиболее приемлемы для использования солнечными батареями 7. Кроме того, избирательное отражение позволяет уменьшить силу, с которой на зеркало 2 воздействую фотоны. Специалистам в данной области техники будет ясно, что для разных конфигураций и отражательной способности зеркала и разных требований к солнечным батареям можно использовать различные подходящие сочетания подложки и покрытия.
Снова возвращаемся к фигуре 1А. Солнечный свет 1 отражается первичным зеркалом 2 па первое промежуточное зеркало 4, например плоское зеркало, направляющее лучи по ломаной траектории. Зеркало 4 отслеживает ориентацию первичного зеркала 2, благодаря чему оба зеркала 2 и 4 остаются юстированными. Первое зеркало 4, направляющее лучи по ломаной траектории, отражает падающий солнечный свет 1 на второе промежуточное зеркало 5, например зеркало, направляющее лучи по ломаной траектории. Второе зеркало 5 по своей конструкции может быть идентичным первому зеркалу 4 или иметь иную подходящую конструкцию.
Например, как показано на фигурах 4A-D. зеркалом в космической энергосистеме может быть плоское зеркало, которое имеет пластиковую подложку 40 и покрытие 42, например такое покрытие, как покрытие 22 на первичном зеркале 2. Например, наличие одинаковых покрытий на зеркалах 2, 4 и 5 снижает тепловую нагрузку на солнечные батареи 7. Кроме того, покрытие 42 снижает давление солнечных фотонов на зеркало, направляющее лучи по ломаной траектории. Механическое остаточное напряжение в покрытии можно задать с величиной, необходимой, чтобы противодействовать давлению солнечных фотонов и поддерживать оптически плоскую поверхность. Кроме того, как показано на фигуре 4, зеркала могут еще иметь и надувные опоры 44.
Снова возвращаемся к фигуре 1А. Зеркало 4 вращается вокруг оси 3, и зеркало 5 отслеживает концентраторы 6. При правильном маневрировании первое зеркало 4, направляющее лучи по ломаной траектории, отражает падающий солнечный свет 1 на второе зеркало 5, направляющее лучи по ломаной траектории. Второе зеркало 5 отражает свет на один или несколько концентраторов 6, например несимметричные концентраторы. Концентраторы 6 усиливают и сглаживают пространственные неоднородности в отраженном луче солнечного света 1, полученном из второго зеркала 5. Выходная энергия концентраторов 6 направляется на солнечные батареи 7 радиочастотного или оптического энергетического модуля. Применение концентраторов обеспечивает полное использование пластинки солнечной батареи, что дает в результате более эффективное производство энергии.
Для получения правильного усиления солнечного света, направляемого на солнечные батареи 7 или иные устройства преобразования, можно использовать разные фокусные расстояния концентраторов 6. Например, на расстоянии 1 а.е.д. (расстояние от Солнца до Земли) Солнце обычно противолежит под углом примерно 0.5 градуса. Таким образом, размер, например, фокального пятна мог бы составлять 0,00873 фокусного расстояния системы.
Специалистам в данной области техники будет ясно, что для разных вариантов осуществления и систем можно использовать различные энергетические модули. Например, как показано на фигурах, энергетическим модулем является фотогальванический энергетический модуль, в котором используются солнечные батареи. К альтернативным энергетическим модулям относятся турбины, тепловые двигатели и атомные источники. Еще одним альтернативным энергетическим модулем является термоэлектрический энергетический модуль. В термоэлектрическом энергетическом модуле используется температурный градиент, например, более теплые лицевые поверхности и более холодные задние поверхности, что дает спай между этими двумя поверхностями для генерирования электрической энергии. В целях объяснения и иллюстрации, это описание относится к фотогальваническим энергетическим модулям с солнечными батареями 7, но не ограничивается ними.
В одном из вариантов осуществления солнечные батареи 7 установлены рядом с входным электродом модулей 8. Благодаря такому решению отпадает необходимость в электрических кабелях от солнечных батарей 7 к модулям 8. Исключение этих соединителей позволяет уменьшить массу системы. Кроме того, из-за снижения или исключения потерь энергии на резистивный (I2R) нагрев в соединительных кабелях снижаются потери энергии в системе. Кроме того, такое решение устраняет необходимость в других компонентах, обычно связанных компонентами-соединителями, например, изоляция. Кроме того, исключение этих компонентов снижает вес энергетического модуля, повышает производительность батарей и снижает их стоимость.
Пространственное расположение солнечных батарей 7 обеспечивает также пропуск тепла на тепловые панели 11, которые излучают тепло в космос. Кроме того, концентраторы 6 обеспечивают выделение солнечных батарей 7 для каждого радиочастотного или оптического энергетического модуля 8. Таким образом, концентраторы обеспечивают эффективное использование падающего солнечного света 1. Такое расположение преимущественно и в том, что солнечные батареи располагаются вместе с устройством преобразования энергии, что позволяет уменьшить длину соединителей между ними компонентами или исключить эти соединители. В обычных известных системах с использованием соединительных конструкций совместное размещение этих компонентов невозможно, поскольку концентратор должен идти за Солнцем, а РЧ- или оптическая секция остается направленной на подстанцию пользователя на Земле.
Концентраторы 6 с зеркалом 5, направляющим лучи по ломаной траектории, закрывают солнечные батареи 7 от непосредственного открытия в космос и тем самым защищают солнечные батареи 7. В частности, солнечные батареи установлены на энергетическом модуле, а концентраторы установлены над батареями, закрывая солнечные батареи от непосредственного открытия в космос за исключением малого пространственного угла с центром на поступающем солнечном свете. Втрое зеркало, направляющее лучи по ломаной траектории, действует в качестве экрана в этом последнем направлении, благодаря чему солнечные батареи экранированы со всех сторон, что устраняет необходимость в чехлах для солнечных батарей (например, стеклянных) или иных защитных покрытиях. В результате благодаря исключению этих компонентов вес энергосистемы снижается еще больше.
Электрическая энергия постоянного тока, генерируемая солнечными батареями 7, преобразуется РЧ- или оптическими энергетическими модулями 8 в форму, в которой ее можно передавать, например в РЧ- или оптическую энергию. РЧ- или оптическая энергия излучается РЧ-облучателями или оптическими излучателями 9 на РЧ-отражатель - выходное зеркало 10 (далее обычно именуемое отражателем 10) или непосредственно в заданное место. Например, РЧ-облучатели или оптические излучатели 9 можно расположить в решетке направленного излучения или фазированной антенной решетке 19 (фиг. 1Е), тем самым устраняя необходимость в отражателе 10. Отбросное тепло от солнечных батарей 7, энергетических модулей 8 и РЧ-облучателей или оптических излучателей 9 излучается в космическое пространство тепловыми панелями 11.
Отражатель 10 выполнен так, что покрытие или поверхность падения отражает энергию на Землю или в иное заданное место или на станцию и пропускает солнечный свет. Благодаря пропусканию солнечного света давление фотонов на отражатель 10 снижается или почти исключается. Поскольку отражатель 10 может быть таким же большим, как и первичное зеркало 2, снижение давления протонов приводит к значительному снижению топлива, требуемого для позиционирования отражателя 10. Вместе с тем, как и в случае первичного зеркала 2, остаточное давление фотонов вместе с выбранным остаточным механическим напряжением покрытия, которое отражает энергию и пропускает солнечный свет 1, можно использовать для поддержания правильной формы отражающей поверхности. Такое устройство может уменьшить вес отражателя 10, например, на 66% или более. Альтернативно, оптическое зеркало 10 выполняется так, что покрытие отражает желательные оптические длины волн и пропускает нежелательное солнечное излучение.
РЧ- или оптическая энергия 12, отраженная отражателем или зеркалом 10. может быть дифракционно-ограниченным пучком, который обычно сфокусирован и направлен на наземную антенну или коллектор 14, расположенную (-ый) на Земле или в ином желательном месте 15. Комплект РЧ-оптических датчиков на этой антенне или коллекторе измеряют форму волны и пеленг пучка. Схема обратной связи 17 рассчитывает параметры формы пучка и направляет управляющие сигналы обратно в систему управления для юстировки одного или нескольких компонентов, например, для регулирования формы, положения или ориентации компонента.
Например, если излучатели 9 и отражатель 10 не юстированы, как требуется, один или оба из этих компонентов можно отрегулировать так, чтобы луч 12, отраженный от отражателя 10, направлялся в приемную антенну 14. Как еще один пример, можно регулировать форму излучателей 9.
Для юстировки различных компонентов энергосистемы, например первичного или передающего зеркала, промежуточного зеркала, например зеркала, направляющего лучи по ломаной траектории, отражателя, вспомогательного зеркала и облучателя антенны, используется бесконтактная система управления 13 или отдельная система управления. Система управления может поддерживать и форму волнового фронта передаваемой электромагнитной волны. К другим действиям, которые могут выполняться системой управления, относятся активное управление зеркалом, сопряжение по фазе и активное управление антенной.
В одном из вариантов осуществления система управления 13 содержит систему датчиков и систему перемещения для регулирования юстировки одного или нескольких компонентов системы по данным датчиков. Специалистам в данной области техники будет ясно, что космическая энергосистема может иметь разное количество свободно плавающих элементов системы. Например, в космическом пространстве могут свободно плавать один или несколько, большинство или вес элементы. Система управления может быть выполнена так, чтобы регулировать юстировку свободно плавающих элементов и элементов, свободно не плавающих (например, привязных к другим элементам). В целях объяснения, но не ограничиваясь таковой, данное описание относится, однако, к системе управления, юстирующей свободно плавающую энергосистему.
Например, на юстировку двух или более компонентов могут указывать данные из элементов или датчиков системы управления, например радарных и лидарных датчиков. Система перемещения может содержать один или несколько реактивных двигателей малой тяги, которые могут запускаться или отключаться для регулировки юстировки по данным датчиков.
Как показано на фигуре 1А, в одном из вариантов осуществления бесконтактная система управления расположена в космосе и обычно содержит устройства управления или датчики 2а, b (далее по тексту обычно 2а), 4а, b (далее по тексту обычно 4а), 5а, b (далее по тексту обычно 5а). 8а, b (далее по тексту обычно 8а), 10а, b (далее по тексту обычно 10а) и ракетные двигатели малой тяги 2d, е (далее по тексту обычно 2d), 4d, е (далее по тексту обычно 4d), 5d, е (далее по тексту обычно 5d), 8d, e (далее по тексту обычно 8d) и 10d, е (далее по тексту обычно 10d) на соответствующих компонентах энергосистемы 2, 4, 5, 8 и 10. Вариант осуществления, показанный на фигуре 1А, - это просто иллюстрация одного из различных исполнений бесконтактного управления, в которых используется разное число и разное позиционирование компонентов бесконтактной системы) правления.
Например, как показано на фигурах 1B-D, в другом варианте осуществления первичное зеркало 2 содержит четыре датчика, а промежуточные зеркала 4 и 5 содержат по восемь датчиков. Фигуры 1C и 1D представляют собой разрезы, на которых показано одно возможное расположение датчиков. В показанном варианте осуществления четыре датчика 2а бесконтактной системы управления на первичном зеркале 2 и соответствующие четыре датчика на зеркале 4 расположены так, что обращены друг к другу и сообщаются между собой. Аналогичным образом, четыре дополни тельных датчика 4а бесконтактной системы управления на зеркале 4 и соответствующие четыре датчика 5а на зеркале 5 расположены так, что сообщаются между собой. Четыре дополнительных устройства 5а на зеркале 5 и четыре устройства 8а на модуле 8 расположены так, что сообщаются между собой. Кроме того, четыре устройства 9а на излучателях 9 и четыре устройства 10а на отражателе 10 расположены так, что сообщаются между собой.
При таком исполнении можно использовать три датчика, и при этом четвертый датчик в группе служит в качестве резервного. Четвертый датчик можно использовать и для устранения аномального поведения других датчиков. Кроме того, при необходимости использовать только одни датчик, три остальные датчика можно использовать для перекрестной проверки первого.
Таким образом, в проиллюстрированных вариантах осуществления система управления выполняет регулировки, которые основываются на связи между датчиками смежных элементов, т.е. элементов, которые сообщаются между собой путем отражения или приема солнечного света или других сигналов. Например, первичное зеркало 2, зеркала 4 и 5, направляющие лучи по ломаной траектории, оптический модуль 8 и отражатель 10 нее могут иметь датчики. Датчики на зеркалах 2 и 4 сообщаются между собой, датчики на зеркалах 4 и 5 сообщаются между собой, датчики на зеркале 5 и оптическом модуле 8 сообщаются между собой, и датчики на оптическом модуле 8 и отражателе 10 сообщаются между собой. Схема управления выполнена так, чтобы регулировать компонент системы па основании юстировки ранее описанной пары компонентов. Регулировки могут выполняться в зависимости от юстировок другого числа и другого сочетания компонентов системы.
Так, например, в ответ на данные датчиков о юстировке между зеркалами 2 и 4 могут запускаться (или выключаться) ракетные двигатели малой тяги на зеркале 4 для повторной юстировки зеркала 4 относительно зеркала 2. Аналогичным образом, могут запускаться (или выключаться) ракетные двигатели малой тяги на зеркале 2. После повторной юстировки одного компонента системы один или несколько других компонентов системы тоже можно переставить для поддерживания правильной юстировки всей системы. Кроме того, контролировать и изменять юстировку компонентов системы может система наблюдения на Земле или другой планете, небесном теле или космической станции.
В одном из вариантов осуществления, в бесконтактной системе управления 13 используются дополнительные и дублирующие устройства измерения положения, например стереоскопические камеры, модулируемые лазерные диоды и лазеры. Например, лазеры могут образовывать замкнутый контур оптически когерентных лучей, и при этом изменение относительного положения и ориентации компонентов системы вызывает изменение интерференционной картины в каждом из обнаружителей в контуре. Относительное движение в системе может создать и доплеровские сдвиги лучей света, которые определяют направление движения. Эти изменения и сдвиги можно использовать для поддерживания относительного положения компонентов энергосистемы, например, с точностью до долей миллиметра.
В другом варианте осуществления, на окружностях двух концентраторов расположены несколько обратно переизлучающих отражателей и оптических мишеней, которые используются для активного или пассивного управления. На энергетическом модуле расположены лазерный передатчик/приемники и оптические датчики, и первое зеркало, направляющее лучи по ломаной траектории, может контролировать положение и ориентацию этих конструкций. Для измерения точной ориентации и приблизительного расстояния оптические датчики могут использовать стереоскопические изображения.
Лучи лазера, например лучи лазера с незатухающей гармонической модулированной волной, могут отражаться от обратно переизлучающих отражателей. Фаза вернувшегося луча может сравниваться с фазой переданного луча. Импульсные лучи лазера могут отражаться от обратно переизлучающих отражателей, и измерением времени пролета можно определить независимое расстояние. Кроме того, пучок высоко когерентных лучей лазера с незатухающей гармонической модулированной волной может отражаться от обратно переизлучающих отражателей и интерферометрически сравниваться с переданными лучами.
Изменение одной интерференционной полосы может соответствовать изменению расстояния на одну четверть длины волны линии излучения лазера. Используя гомодинное обнаружение, доплеровское смещение луча может создать частоту биений, пропорциональную скорости изменения расстояния. Благодаря крайне высокой частоты света лазера, можно измерять скорости порядка один миллиметр в секунду. Таким образом, бесконтактная система управления позволяет измерять одновременно положение и радиальную скорость. Кроме того, для получения пространственных и угловых измерений и расстояния, используя стереоскопию смежных компонентов системы, можно использовать прибор с зарядовой связью (ПЗС) или стереоскопические камеры. Эти устройства можно использовать и для навигации элементов системы в их исходные (примерные) положения.
В альтернативном варианте осуществления, бесконтактная система управления 13 использует солнечный ветер, в первую очередь, и ионные ракетные двигатели малой тяги и электростатические силы, во вторую очередь, для поддерживания правильного положения и ориентации элементов энергосистемы. Отражатели и зеркала, направляющие лучи по ломаной траектории, могут иметь веслоподобные конструкции, установленные на их окружности. Секции рукояток этих весел проходят в радиальном направлении (относительно зеркала), и весла могут вращаться относительно падающего солнечного света. При правильном вращении весел отражателям и зеркалам, направляющим лучи по ломаной траектории, могут придаваться вращающие моменты и силы. С остаточными моментами и силами, не исключенными веслами, могут справиться ионные ракетные двигатели. Кроме того, для свободно плавающих элементов, которые находятся не на очень большом расстоянии друг от друга, псевдофалы могут создать пределы и (или) допустить использование только сил отталкивания для поддерживания положения в случае необходимости. Таким образом, хотя варианты осуществления изобретения и исключают соединительные конструкции для юстировки компонентов системы или сокращают их число, они адаптируются и к другим конфигурациям, назначениям и опорам. В другом варианте осуществления бесконтактная система управления 13 использует орбиты, например, околоземные или вокруг другого небесного тела, благодаря чему снижается потребление топлива самыми тяжелыми элементами систем для удерживания станции в заданной точке орбиты. Другие элементы (например, зеркала оптической или РЧ-системы, направляющие лучи по ломаной траектории) позиционируются для поддерживания фокуса, юстировки, пеленга и т.п. Поскольку последние элементы легче, снижается количество топлива, требуемое всей системой для удерживания станции в заданной точке орбиты. Такое исполнение обеспечивает и более высокую гибкость в позиционировании отражателей относительно энергетического модуля.
Дополнительно, при необходимости в этом, компоненты могут иметь датчики расстояния или дальномеры. Например, на фигуре 1 показаны датчики расстояния 2с, 4с, 5с, 8с, 10с, которые обнаруживают расстояние между компонентами системы. При необходимости в этом можно использовать разные типы и разное количество датчиков расстояния. Если какой-либо компонент отходит на расстояние больше допустимого или сходит с орбиты, для восстановления положения этого компонента на допустимом расстоянии могут запускаться один или несколько ракетных двигателей малой тяги.
Например, для обеспечения постоянной дальности до смежных компонентов системы может использоваться дальномер на модулируемых лазерных диодах, который сравнивает фазу модуляции переданного и принятого сигналов расстояния. Как еще один пример, постоянную дальность до смежных компонентов системы может обеспечить использование импульсного лазерного дальномера, который измеряет время пролет переданного и принятого сигналов.
Фигуры 5-17 иллюстрируют альтернативные варианты осуществления энергосистемы со свободно плавающими элементами, и на них показано, как солнечный свет захватывается и обрабатывается для производства электрической энергии. Датчики и ракетные двигатели малой тяги системы управления, показанные на фигуре 1, на фигурах 5-17 не показаны, однако эти ранее описанные компоненты можно использовать и в этих альтернативных вариантах осуществления. Кроме того, общий порядок, в каком системы и компоненты показаны на фигурах 5-17. такой же или подобен системе, показанной па фигуре 1. Поэтому все подробности, касающиеся генерирования РЧ- или оптической энергии, повторно не описываются. Компоненты альтернативных вариантов осуществления, такие же или подобные показанным на фигуре 1, обозначены теми же позициями.
Как показано на фигуре 5, в одном из вариантов осуществления космическая энергосистема имеет систему линз, которая содержит линзы параболической и гиперболической формы, например оптическую систему Кассегрена, надувные зеркала и мембранные удерживающие элементы. В частности, система содержит первичное зеркало 2, зеркало 50, мембраны 50а-d, например прозрачные мембраны, первое промежуточное зеркало 4, модуль, который содержит концентраторы 6, солнечные батареи 7, РЧ- или оптический модуль 8, облучатели РЧ-передатчика или оптические излучатели 9 и тепловую панель 11 (как па фигуре 1), второе промежуточное зеркало 52 и отражатель 10.
Зеркало 50 может иметь форму эллипсоида и удерживается четырьмя мембранами 50a-d. Зеркала 2 и 10 удерживаются двумя мембранами 50а-d. Мембраны используются для поддерживания правильной формы зеркал 2, 10 и 50 с помощью газа под соответствующим давлением. Кроме того, зеркала поддерживаются надувными трубами или тороидами 24. Надувные тороиды могут перед запуском складываться и уже на орбите надуваться из баков с газом или искусственным воздухом.
Лучи солнечного света 1 отражаются зеркалом 2 в фокус 53, из которого они расходятся и падают на зеркало 50. Зеркало 50 передает изображение сходящимися лучами на зеркало 4. направляющее лучи по ломаной траектории. Зеркало 4 сводит лучи в увеличенный и даже более нерезкий фокус (например, теперь диаметром 0,34 км) на поверхностях панелей солнечных батарей 7 оптического модуля 8.
Например, в одном из вариантов осуществления параболоиды солнечного концентратора 6 могут иметь диаметр приблизительно 2,25 км, фокусное расстояние 4,125 км и диафрагменное число 1,8. Точно так же параболоиды, используемые для передачи микроволн, могут иметь диаметр 2,25 км, а фокусное расстояние 5,975 км и диафрагменное число 2,6. В обоих этих выбранных случаях размер фокального пятна Солнца в первом фокусе 53 солнечных коллекторов первичного зеркала будет примерно 36 метров.
Электрическая энергия постоянного тока, генерируемая солнечными батареями 7, РЧ- или оптическим энергетическим модулем 8 преобразуется в РЧ- или оптическую энергию. Больший размытый размер пучка генерируемой энергии нужен для того, чтобы соответствовать размерам поверхности панели и обеспечивать квазиравное освещение.
Энергия, выходящая из модуля 8, направляется на зеркало 52. направляющее лучи по ломаной траектории. Зеркало 52 аналогично зеркалу 4 или 5 с той лишь разницей, что зеркало 5 устроено для отражения солнечного света, а зеркало 52 устроено для отражения РЧ- или оптической энергии. Зеркало 52 направляет энергию на отражающее зеркало 10, например, имеющее параболическую форму. Энергия поступает на параболическую поверхность зеркала 10 расходящимися лучами, и это зеркало отражает выходной луч 12 в заданное место, например на Землю или космическую станцию. Как показано на фигуре 5, луч 12, отраженный зеркалом 10 в этой системе, является практически параллельным или дифракционно-ограниченным пучком.
На фигуре 6 показан еще один альтернативный вариант осуществления, в котором используется оптическая система, аналогичная показанной на фигуре 5. В этом варианте осуществления все зеркала удерживаются двумя мембранами, в то время как на фигуре 5 зеркало 50 удерживается четырьмя мембранами.
Как показано на фигуре 7, альтернативный вариант осуществления космической энергосистемы содержит оптическую систему, например оптическую систему Куде. надувные зеркала и четырехмембранные вспомогательные элементы. Эти компоненты устроены так, что лучи солнечного света поступают и надают коллимированными на поверхность панели солнечных батарей 7 оптического модуля 8. Далее зеркало 10 отражает лучи в «пятно» или точку на земной поверхности, более сфокусированную по сравнению с системами, показанными на фигурах 5 и 6.
На фигуре 8 показан еще один альтернативный вариант осуществления. В этом варианте осуществления используется устройство, аналогичное показанному на фигуре 7, с той лишь разницей, что в системе па фигуре 8 для удерживания всех зеркал используются по две мембраны 50а, d.
Принцип действия вариантов осуществления, показанных на фигурах 5-8, такой же, как и у варианта осуществления на фигуре 1, с той лишь разницей, что в этих вариантах используются, например, иные системы мембран и оптические компоненты.
Ранее описанные космические системы сбора, преобразования и передачи энергии представляют собой составное совместно действующее устройство, в котором элементы сбора и передачи и модуль преобразования имеют общую ось вращения. Такое устройство позволяет использовать различные «горизонтальные» углы между посылающими и принимающими элементами каждой системы, ориентировать один элемент на Солнце, а один на Землю на протяжении разных сезонных ситуаций на орбите. Кроме того, вращение плоскости оптической оси одного элемента вокруг оптической оси других элементов позволяет точно направлять «вертикальную» ось передатчика в разные места па Земле при одновременном удерживании коллектора направленным на Солнце.
На фигурах 9-10 показаны варианты осуществления подсистемы генерирования энергии. На фигурах 9-10 компоненты подсистемы беспроводной передачи не показаны, но следует понимать, что могут использоваться разные подсистемы передачи, в том числе и подсистемы передачи, описанные выше, и подсистемы, показанные на фигурах 12 и 13.
Варианты осуществления подсистем передачи па фигурах 9 и 10 имеют надувные зеркала, мембраны и несколько концентраторов. В частности, эти варианты осуществления содержат отражающее зеркало 2, пару зеркал 50, промежуточное зеркало 4 и пару модулей с концентратором 6, солнечными батареями 7, РЧ- или оптическим модулем 8, облучателями РЧ-передатчика или оптическими излучателями 8 и тепловой панелью 11 (как показано на фигуре 1). В варианте, показанном на фигуре 9, зеркала 50 удерживаются четырьмя удерживающими мембранами 50a-d, а в варианте, показанном на фигуре 10, зеркала 50 удерживаются двумя удерживающими мембранами 50а-d. В обоих вариантах осуществления зеркало 2 имеет две удерживающие мембраны 50а-d, одно из зеркал 50 больше, чем другое зеркало 50, и один из модулей (6, 7, 8, 9, 11) больше второго. Электрическая энергия постоянного тока, генерируемая солнечными батареями, и энергия на выходе излучателей обрабатывается, как описано выше.
Как показано на фигуре 11, в одном из вариантов осуществления подсистема генератора энергии может выполняться без концентраторов. При таком решении модуль 8, излучатель 9, отражатель 10 и компоненты панели можно объединить и соединить, используя силовой кабель 110 и токосъемное контактное кольцо 112 или иное соответствующее электрическое соединение, с солнечными батареями 7. Когда солнечный свет падает на солнечные батареи, электрическая энергия постоянного тока, генерируемая солнечными батареями, по кабелю 110 передается в модуль (8, 9, 10, 11). Этот модуль преобразует электрическую энергию постоянного тока в мощность РЧ- или оптического излучения, и излучатели 9 передают выходную мощность РЧ- или оптического излучения на фазированную антенную решетку 19.
На фигурах 12 и 13 показаны варианты осуществления подсистемы беспроводной передачи, которая передает энергию РЧ- или оптического излучения, генерированную подсистемой генерирования энергии. Можно использовать разные подсистемы генерирования, в том числе подсистемы генерирования, описанные выше.
Как показано на фигуре 12, в одном из вариантов осуществления подсистемы передами используются зеркало 4 и система концентратора, ортогональная направлению выходного луча. Солнечный свет, отраженный от зеркала 4, направляется на надувное зеркало 50, удерживаемое двумя мембранами 50а и 50b. Зеркало 50 отражает падающие на него лучи на модуль, имеющий концентратор 6, солнечные батареи 7, модуль 8, излучатели 9 и панель 11. Солнечные батареи генерируют электрическую энергию постоянного тока, которая излучателями 9 преобразуется в мощность РЧ- или оптического излучения. Энергия на выходе излучателей 9 направляется на отражатель 10, например надувное зеркало, которое тоже удерживается мембранами и отражает выходной луч 12.
Вариант осуществления, показанный на фигуре 13, выполнен для РЧ, и в нем используется радиочастотный зеркальный элемент 130. В частности, РЧ-излучение, падающее на элемент 130, отражается модулем, имеющим концентраторы 6, солнечные батареи 7, модуль 8. излучатели 9 и панель 11. Электрическая энергия, генерированная солнечными батареями 7, преобразуется модулем 8 в энергию РЧ-излучения. Излучатели 9 выдают энергию РЧ-излучения на зеркало 10, которое отражает выходной луч 12.
На фигурах 14-17 показаны дополнительные варианты осуществления космической энергосистемы. Например, на фигуре 14 показано исполнение, в котором зеркало 4 выполнено для отражения солнечного света 1 прямо от первичного зеркала 2 на концентраторы 6 и солнечные батареи 7 вместо отражения солнечного света не прямо на концентраторы с использованием второго промежуточного зеркала. Выход излучателей 9 подается на отражатель 10, который отражает выходной луч 12.
На фигуре 15 показано исполнение, подобное показанному на фигуре 1, с той лишь разницей, что модуль, содержащий компоненты 6, 7, 8, 9 и 11, расположен между первым и вторым зеркалами 4 и 52 соответственно. При таком решении выходной РЧ- или оптический пучок излучателей 9 отражается вторым зеркалом 52, который отражает этот пучок на отражатель 10, который создает выходной луч 12.
На фигуре 16 показано исполнение, в котором подсистемы генерирования и передачи каждая имеет два промежуточных зеркала, например, зеркала, направляющие лучи по ломаной траектории. В частности, подсистема генерирования содержит первичное зеркало 2 и промежуточные зеркала 4 и 5, например зеркала, направляющие лучи по ломаной траектории. Солнечный свет отражается от второго зеркала 5 на модуль, имеющий солнечные батареи 7, которые генерируют электрическую энергию постоянного тока. Излучатели преобразуют электрическую энергию постоянного тока в РЧ- или оптический луч, который передается па зеркало 52, отражающее этот луч на зеркало 160. Зеркало 160 отражает этот луч на зеркало 10, которое в свою очередь отражает выходной луч 12.
На фигуре 17 показан вариант осуществления, в котором подсистемы генерирования и беспроводной передачи каждая имеет три промежуточных зеркала или зеркала, направляющие лучи по ломаной траектории. В частности, подсистема генерирования содержит промежуточные зеркала 4, 5 и 170, а подсистема передачи содержит промежуточные зеркала 52, 172 и 174. Падающий солнечный свет 1 отражается от зеркала 2 на зеркало 4, затем на зеркало 5, затем на зеркало 170, затем на солнечные батареи 7. Солнечные батареи генерируют электрическую энергию постоянного тока, а излучатели 9 преобразуют эту электрическую энергию постоянного тока в РЧ- или оптический луч, который передается па зеркало 52, отражающее этот луч на зеркало 172, затем на зеркало 174 и затем на отражающее зеркало 10, которое отражает луч 12.
После ознакомления с описанием различных особенностей и вариантов осуществления космической энергосистемы, подсистемам генерирования и подсистем передачи, специалистам в данной области техники станут очевидными преимущества описанных и проиллюстрированных вариантов над известными системами.
Например, исключены соединительные конструкции между компонентами системы, что позволяет значительно уменьшить вес системы. Кроме того, свободно плавающие элементы системы юстируются без использования жестких соединительных конструктивных элементов. Напротив, эти элементы свободно плавают и позиционируются и ориентируются с помощью беспроводной системы управления.
Кроме того, космическая энергосистема может применяться для разных размеров, исполнений и местонахождений электростанции. Например, эта космическая энергосистема может применяться для электростанции мощностью 1 ГВт, находящейся на геостационарной околоземной орбите (или любой иной нужной орбите вокруг любого интересуемого небесного тела).
Кроме того, поскольку элементы проиллюстрированных вариантов осуществления независимы друг от друга (например, свободно плавающие объекты, управляемые бесконтактной системой управления), основные конструкции (солнечный коллектор и РЧ- или оптическую систему передачи) можно разместить на орбитах, выбранных с таким расчетом, чтобы уменьшить потребление топлива для удерживания станции в заданной точке орбиты. Зеркала, направляющие лучи по ломаной траектории, могут управляться в полете на других орбитах с удерживанием всей системы юстированной и в фокусе. Такая гибкость вариантов осуществления обеспечивает снижение расхода топлива на орбите.
Кроме того, поскольку элементы являются свободно плавающими, управляемыми бесконтактной системой управления, отказавшие элементы можно убрать, а на их место вывести их замену. Такая гибкость упрощает замены орбитальных модулей и сокращает время дорогостоящего простоя. Кроме того, отказавшие элементы системы можно вывести на орбиту ожидания поблизости с тем расчетом, чтобы, если в будущем станет осуществимым их ремонт или использование по другому назначению, они были легко доступными.
Кроме того, такая космическая энергосистема позволяет строить в космосе большие сооружения, в частности, делая практически осуществимым строительство электростанции на геостационарной околоземной орбите благодаря устранению недостатков предыдущих систем, которые обычно выполняются с тяжелыми соединительными конструкциями. Кроме того, элементы системы можно точно позиционировать, ориентировать и формировать без расходования большого количества топлива для удерживания станции в заданной точке орбиты или большого количества конструкций.
Дополнительным преимуществом системы является снижение давления фотонов на первичное зеркало 2 благодаря избирательному отражению покрытием 2а. В частности, остаточное механическое напряжение в покрытии задается таким, чтобы противодействовать давлению солнечных фотонов и поддерживать оптически плоскую поверхность. Избирательное отражение может снизить давление солнечных фотонов на первичное зеркало, например, на 50%. Для того чтобы еще больше снизить тепловую нагрузку па солнечные батареи 7, первое зеркало 4, направляющее лучи по ломаной траектории, может иметь такое покрытие, как и первичное зеркало 2.
Кроме того, благодаря использованию светосильной оптики, отпадает необходимость в большой батарее солнечных элементов или «фермы» большого числа меньших коллекторов. Вместо этого большой коллектор может собирать и концентрировать солнечный свет на батарее солнечных элементов намного меньших размеров.
Специалистам в данной области техники будет ясно, что можно использовать разные размеры, материалы, конфигурации и формы для других исполнений системы. Кроме того, специалистам в данной области техники будет ясно, что в вариантах осуществления можно использовать разные частоты, в том числе радиочастоты, частоты инфракрасного диапазона и оптические частоты.
Компоненты систем можно и по-разному собирать. Например, компоненты могут выводиться в космос отдельно на свою собственную орбиту. Затем направление ориентации этих компонентов можно регулировать для юстировки с другими компонентами системы.
Кроме того, эти вариант осуществления можно использовать в разных местах и средах. Например, энергию можно передавать в разные космические и наземные места, в том числе на Землю, Луну, другие планеты, космические станции, космические корабли и спутники. Аналогичным образом, бесконтактная система управления может управлять положением компонентов энергосистемы из разных мест, например с Земли, Луны, других планет, космических станции, космических кораблей и спутников. Эти варианты осуществления можно выполнять и с разным количеством зеркал, мембран, концентраторов и других компонентов. Например, в зависимости от конкретного исполнения или назначения, свободно плавающими или без соединителей могут быть несколько, большинство или все компоненты энергосистемы.
Некоторые несущественные модификации, изменения и замены возможны в описанных вариантах осуществления в пределах объема изобретения, определенного в прилагаемой формуле изобретения.

Claims (34)

1. Космическая энергосистема, содержащая:
несколько элементов энергосистемы в космическом пространстве, включающих несколько свободно плавающих элементов энергосистемы, причем несколько свободно плавающих элементов энергосистемы включают, по крайней мере, один элемент энергосистемы, который выполнен с возможностью приема солнечного света непосредственно от Солнца и фокусирования его на промежуточный элемент энергосистемы в космическом пространстве, причем элемент, который получает солнечный свет непосредственно от Солнца, и промежуточный элемент энергосистемы свободно плавают в космическом пространстве и свободно плавают относительно друг друга таким образом, что они не соединены или не привязаны друг к другу; и
систему распределенного управления, причем несколько элементов энергосистемы в космическом пространстве содержат компонент системы управления системы распределенного управления, при этом
несколько элементов энергосистемы расположены таким образом, чтобы собирать солнечный свет, из собранного солнечного света генерировать электрическую энергию и электрическую энергию преобразовывать в форму для передачи в заданное место, при этом система распределенного управления выполнена с возможностью поддержания юстировки свободно плавающих элементов энергосистемы на основании сообщений между компонентами системы управления взаимодействующих элементов энергосистемы таким образом, что взаимная юстировка элемента энергосистемы, который принимает солнечный свет непосредственно от Солнца, и промежуточного элемента энергосистемы обеспечивается системой распределенного управления,
отличающаяся тем, что несколько элементов энергосистемы включают:
свободно плавающее первичное зеркало, которое выполнено с возможностью получения солнечного света непосредственно от Солнца;
свободно плавающее первое промежуточное зеркало, причем первичное зеркало выполнено с возможностью направления солнечного света на первое промежуточное зеркало;
свободно плавающий энергетический модуль, который является свободно плавающим относительно первого промежуточного зеркала и не соединен или не привязан к первому промежуточному зеркалу, причем первое промежуточное зеркало выполнено с возможностью направления солнечного света в энергетический модуль, а энергетический модуль выполнен с возможностью использования данного солнечного света для генерирования электрической энергии, используемой для снабжения энергией излучателей модуля, причем излучатели выполнены с возможностью преобразования сгенерированной электрической энергии в форму, пригодную для передачи и подачи преобразованной энергии на отражающее зеркало; и
свободно плавающее отражающее зеркало, которое является свободно плавающим относительно энергетического модуля и не соединено или не привязано к энергетическому модулю, причем отражающее зеркало выполнено так, чтобы передавать преобразованную энергию в приемник в заданном месте.
2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что зеркало включает оптическое покрытие, которое снижает давление фотонов на зеркало.
3. Система по п. 1, отличающаяся тем, что заданным местом является планета.
4. Система по п. 1, отличающаяся тем, что первое промежуточное зеркало выполнено с возможностью отслеживания ориентации первичного зеркала так, что первое промежуточное и первичное зеркала остаются юстированными друг с другом и Солнцем.
5. Система по п. 1, отличающаяся тем, что энергетический модуль представляет собой фотогальванический модуль, причем солнечные батареи фотогальванического модуля расположены вместе с излучателем.
6. Система по п. 1, отличающаяся тем, что преобразованная энергия представляет собой радиочастотную энергию.
7. Система по п. 1, отличающаяся тем, что система распределенного управления выполнена с возможностью юстировки всех элементов энергосистемы.
8. Система по п. 1, отличающаяся тем, что вся система управления находится в космическом пространстве.
9. Система по п. 1, отличающаяся тем, что компонент системы управления находится на Земле.
10. Система по п. 1, отличающаяся тем, что система управления содержит элемент перемещения и система выполнена с возможностью избирательного приведения в действие элемента перемещения для регулировки юстировки элемента энергосистемы в космическом пространстве.
11. Система по п. 1, отличающаяся тем, что система управления содержит несколько датчиков, причем система выполнена с возможностью сравнения данных датчиков двух элементов энергосистемы для определения, правильно ли юстированы два элемента энергосистемы.
12. Система по п. 1, отличающаяся тем, что элементы выполнены таким образом, что солнечный ветер регулирует юстировку элементов энергосистемы.
13. Система по п. 1, отличающаяся тем, что несколько элементов энергосистемы включают направленную излучающую антенную решетку или фазированную антенную решетку, причем антенная решетка выполнена с возможностью передачи электрической энергии в заданное место.
14. Система по п. 1, отличающаяся тем, что все элементы энергосистемы находятся в космическом пространстве.
15. Система по п. 1, отличающаяся тем, что один или несколько элементов энергосистемы выполнены с возможностью отражения выбранных длин волны падающего солнечного света.
16. Система по п. 1, отличающаяся тем, что система управления выполнена с возможностью поддержания оптической юстировки всех свободно плавающих элементов энергосистемы в космическом пространстве.
17. Система по п. 1, отличающаяся тем, что все элементы энергосистемы являются свободно плавающими в космическом пространстве и свободно плавающими относительно друг друга таким образом, что ни один из элементов энергосистемы не соединен или не привязан к другому элементу энергосистемы.
18. Космическая энергосистема, содержащая:
несколько элементов энергосистемы в космическом пространстве, включающих несколько свободно плавающих элементов энергосистемы, причем несколько свободно плавающих элементов энергосистемы включают, по крайней мере, один элемент энергосистемы, который выполнен с возможностью приема солнечного света непосредственно от Солнца и фокусирования его на промежуточный элемент энергосистемы в космическом пространстве, причем элемент, который получает солнечный свет непосредственно от Солнца, и промежуточный элемент энергосистемы свободно плавают в космическом пространстве и свободно плавают относительно друг друга таким образом, что они не соединены или не привязаны друг к другу; и
систему распределенного управления, причем несколько элементов энергосистемы в космическом пространстве содержат компонент системы управления системы распределенного управления, при этом
несколько элементов энергосистемы расположены таким образом, чтобы собирать солнечный свет, из собранного солнечного света генерировать электрическую энергию и электрическую энергию преобразовывать в форму для передачи в заданное место, при этом система распределенного управления выполнена с возможностью поддержания юстировки свободно плавающих элементов энергосистемы на основании сообщений между компонентами системы управления взаимодействующих элементов энергосистемы таким образом, что взаимная юстировка элемента энергосистемы, который принимает солнечный свет непосредственно от Солнца, и промежуточного элемента энергосистемы обеспечивается системой распределенного управления,
отличающаяся тем, что несколько элементов энергосистемы включают:
свободно плавающее первичное зеркало, которое выполнено с возможностью получения солнечного света непосредственно от Солнца;
свободно плавающее первое промежуточное зеркало, причем первичное зеркало выполнено с возможностью направления солнечного света на первое промежуточное зеркало;
свободно плавающее второе промежуточное зеркало, которое является свободно плавающим относительно первичного зеркала и первого промежуточного зеркала и не соединено или не привязано к первичному зеркалу и первому промежуточному зеркалу, при этом первое промежуточное зеркало выполнено с возможностью направления солнечного света на второе промежуточное зеркало;
свободно плавающий энергетический модуль, который является свободно плавающим относительно второго промежуточного зеркала и не соединен или не привязан ко второму промежуточному зеркалу, причем второе промежуточное зеркало выполнено с возможностью направления солнечного света в энергетический модуль, а энергетический модуль выполнен с возможностью использования данного солнечного света для генерирования электрической энергии, используемой для снабжения энергией излучателей модуля, причем излучатели выполнены с возможностью преобразования сгенерированной электрической энергии в форму, пригодную для передачи и подачи преобразованной энергии на отражающее зеркало; и
свободно плавающее отражающее зеркало, которое является свободно плавающим относительно энергетического модуля и не соединено или не привязано к энергетическому модулю, причем отражающее зеркало выполнено так, чтобы передавать преобразованную энергию в приемник в заданном месте.
19. Система по п. 18, отличающаяся тем, что зеркало включает оптическое покрытие, которое снижает давление фотонов на зеркало.
20. Система по п. 18, отличающаяся тем, что заданным местом является планета.
21. Система по п. 18, отличающаяся тем, что первое промежуточное зеркало выполнено с возможностью отслеживания ориентации первичного зеркала так, что первое промежуточное и первичное зеркала остаются юстированными друг с другом и Солнцем.
22. Система по п. 18, отличающаяся тем, что энергетический модуль представляет собой фотогальванический модуль, причем солнечные батареи фотогальванического модуля расположены вместе с излучателем.
23. Система по п. 18, отличающаяся тем, что преобразованная энергия представляет собой радиочастотную энергию.
24. Система по п. 18, отличающаяся тем, что система распределенного управления выполнена с возможностью юстировки всех элементов энергосистемы.
25. Система по п. 18, отличающаяся тем, что вся система управления находится в космическом пространстве.
26. Система по п. 18, отличающаяся тем, что компонент системы управления находится на Земле.
27. Система по п. 18, отличающаяся тем, что система управления содержит элемент перемещения и система выполнена с возможностью избирательного приведения в действие элемента перемещения для регулировки юстировки элемента энергосистемы в космическом пространстве.
28. Система по п. 18, отличающаяся тем, что система управления содержит несколько датчиков, причем система выполнена с возможностью сравнения данных датчиков двух элементов энергосистемы для определения, правильно ли юстированы два элемента энергосистемы.
29. Система по п. 18, отличающаяся тем, что элементы выполнены таким образом, что солнечный ветер регулирует юстировку элементов энергосистемы.
30. Система по п. 18, отличающаяся тем, что несколько элементов энергосистемы включают направленную излучающую антенную решетку или фазированную антенную решетку, причем антенная решетка выполнена с возможностью передачи электрической энергии в заданное место.
31. Система по п. 18, отличающаяся тем, что все элементы энергосистемы находятся в космическом пространстве.
32. Система по п. 18, отличающаяся тем, что один или несколько элементов энергосистемы выполнены с возможностью отражения выбранных длин волны падающего солнечного света.
33. Система по п. 18, отличающаяся тем, что система управления выполнена с возможностью поддержания оптической юстировки всех свободно плавающих элементов энергосистемы в космическом пространстве.
34. Система по п. 18, отличающаяся тем, что все элементы энергосистемы являются свободно плавающими в космическом пространстве и свободно плавающими относительно друг друга таким образом, что ни один из элементов энергосистемы не соединен или не привязан к другому элементу энергосистемы.
RU2009144709/11A 2002-11-26 2009-12-03 Космическая энергосистема RU2587209C9 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US42892802P 2002-11-26 2002-11-26
US60/428,928 2002-11-26

Related Parent Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2005120149/11A Division RU2005120149A (ru) 2002-11-26 2003-11-26 Космическая энергосистема

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2009144709A RU2009144709A (ru) 2011-06-10
RU2587209C2 RU2587209C2 (ru) 2016-06-20
RU2587209C9 true RU2587209C9 (ru) 2016-09-20

Family

ID=32393485

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2005120149/11A RU2005120149A (ru) 2002-11-26 2003-11-26 Космическая энергосистема
RU2009144709/11A RU2587209C9 (ru) 2002-11-26 2009-12-03 Космическая энергосистема

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2005120149/11A RU2005120149A (ru) 2002-11-26 2003-11-26 Космическая энергосистема

Country Status (11)

Country Link
US (2) US6936760B2 (ru)
EP (2) EP1570531B1 (ru)
JP (1) JP4478031B2 (ru)
CN (1) CN100521250C (ru)
AT (1) ATE521537T1 (ru)
AU (1) AU2003298746A1 (ru)
BR (1) BRPI0316651B1 (ru)
CA (1) CA2507237C (ru)
ES (1) ES2372535T3 (ru)
RU (2) RU2005120149A (ru)
WO (1) WO2004049538A2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2780063C1 (ru) * 2022-06-10 2022-09-19 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" Устройство обеспечения теплового режима космического аппарата

Families Citing this family (76)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20060201547A1 (en) * 2002-11-26 2006-09-14 Solaren Corporation Weather management using space-based power system
US20080000232A1 (en) * 2002-11-26 2008-01-03 Rogers James E System for adjusting energy generated by a space-based power system
US6936760B2 (en) * 2002-11-26 2005-08-30 Solaren Corporation Space-based power system
US20070017718A1 (en) * 2005-07-20 2007-01-25 Chrobak Dennis S Power systems for transportation and residential uses
US7413147B2 (en) * 2005-08-23 2008-08-19 Young Kun Bae System and method for propellantless photon tether formation flight
WO2007036937A2 (en) * 2005-09-27 2007-04-05 Ortal Alpert Directional light transmitter and receiver
JP4792279B2 (ja) * 2005-11-24 2011-10-12 有限会社岡本光学加工所 太陽光励起レーザー装置
US7247953B1 (en) * 2006-07-06 2007-07-24 Stanley Schmulewitz Solar energy conversion and transmission system
US20080197238A1 (en) * 2007-02-15 2008-08-21 Young Kun Bae Photonic laser-based propulsion having an active intracavity thrust amplification system
DE602008002715D1 (de) * 2007-03-03 2010-11-04 Astrium Ltd Satelliten-strahlrichtfehlerkorrektur in einer digitalen strahlformungsarchitektur
US7711441B2 (en) * 2007-05-03 2010-05-04 The Boeing Company Aiming feedback control for multiple energy beams
JP4471999B2 (ja) * 2007-12-21 2010-06-02 三井造船株式会社 取付姿勢測定装置
US20090188561A1 (en) * 2008-01-25 2009-07-30 Emcore Corporation High concentration terrestrial solar array with III-V compound semiconductor cell
US8093492B2 (en) * 2008-02-11 2012-01-10 Emcore Solar Power, Inc. Solar cell receiver for concentrated photovoltaic system for III-V semiconductor solar cell
US8759138B2 (en) 2008-02-11 2014-06-24 Suncore Photovoltaics, Inc. Concentrated photovoltaic system modules using III-V semiconductor solar cells
US9331228B2 (en) * 2008-02-11 2016-05-03 Suncore Photovoltaics, Inc. Concentrated photovoltaic system modules using III-V semiconductor solar cells
US9435571B2 (en) * 2008-03-05 2016-09-06 Sheetak Inc. Method and apparatus for switched thermoelectric cooling of fluids
WO2009117062A2 (en) * 2008-03-19 2009-09-24 Sheetak, Inc. Metal-core thermoelectric cooling and power generation device
US20090250096A1 (en) * 2008-04-07 2009-10-08 Eric Ting-Shan Pan Solar-To-Electricity Conversion Sub-Module
DE102008028285A1 (de) * 2008-06-16 2010-01-07 Astrium Gmbh Anordnung zur indirekten intensitätsselektiven Ausleuchtung von Solarzellen
US8229581B2 (en) * 2008-07-03 2012-07-24 Mh Solar Co., Ltd. Placement of a solar collector
US8646227B2 (en) * 2008-07-03 2014-02-11 Mh Solar Co., Ltd. Mass producible solar collector
US20100000594A1 (en) * 2008-07-03 2010-01-07 Greenfield Solar Corp. Solar concentrators with temperature regulation
US8253086B2 (en) * 2008-07-03 2012-08-28 Mh Solar Co., Ltd. Polar mounting arrangement for a solar concentrator
US8450597B2 (en) * 2008-07-03 2013-05-28 Mh Solar Co., Ltd. Light beam pattern and photovoltaic elements layout
BRPI0915510A2 (pt) * 2008-07-03 2016-01-26 Greenfield Solar Corp conjunto de coletor solar
US8345255B2 (en) * 2008-07-03 2013-01-01 Mh Solar Co., Ltd. Solar concentrator testing
US20100000517A1 (en) * 2008-07-03 2010-01-07 Greenfield Solar Corp. Sun position tracking
US8360052B2 (en) * 2008-09-30 2013-01-29 Martin E Nix Half parabolic dish reflector with planar reflector solar smelter
FR2938826B1 (fr) * 2008-11-25 2011-10-14 Astrium Sas Satellite de retransmission de la lumiere solaire et applications.
US20100276547A1 (en) * 2009-05-04 2010-11-04 Rubenchik Alexander M Systems for solar power beaming from space
US20100289342A1 (en) * 2009-05-12 2010-11-18 William Eugene Maness Space-Based Power Systems And Methods
US20120048322A1 (en) * 2009-06-19 2012-03-01 Uttam Ghoshal Device for converting incident radiation into electrical energy
WO2011008280A1 (en) 2009-07-17 2011-01-20 Sheetak Inc. Heat pipes and thermoelectric cooling devices
US9806215B2 (en) 2009-09-03 2017-10-31 Suncore Photovoltaics, Inc. Encapsulated concentrated photovoltaic system subassembly for III-V semiconductor solar cells
US9012771B1 (en) 2009-09-03 2015-04-21 Suncore Photovoltaics, Inc. Solar cell receiver subassembly with a heat shield for use in a concentrating solar system
US20110274134A1 (en) * 2010-05-04 2011-11-10 Alexander Rubenchik Solar pumped laser microthruster
IT1401483B1 (it) * 2010-07-29 2013-07-26 I Agenzia Spaziale Italiana As Procedimento di fabbricazione di elementi per strutture abitative e/o industriali sul suolo lunare e/o marziano
US9893223B2 (en) 2010-11-16 2018-02-13 Suncore Photovoltaics, Inc. Solar electricity generation system
US8700202B2 (en) 2010-11-30 2014-04-15 Trimble Navigation Limited System for positioning a tool in a work space
US9038957B1 (en) * 2011-01-12 2015-05-26 The Board Of Trustees Of The University Of Alabama, For And On Behalf Of The University Of Alabama In Huntsville Systems and methods for providing energy to support missions in near earth space
US20120298654A1 (en) * 2011-05-26 2012-11-29 Qasem Al-Qaffas Method and System for Reducing Distructive Forces of a Hurricane
US8876061B1 (en) * 2011-11-16 2014-11-04 The Boeing Company Methods and systems for beam powered propulsion
RU2492124C1 (ru) * 2012-04-17 2013-09-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" Солнечная космическая электростанция и автономная фотоизлучающая панель
US9793760B2 (en) 2012-05-24 2017-10-17 Patrick Soon-Shiong Wireless power distribution systems and methods
FR3014417B1 (fr) * 2013-12-10 2017-09-08 European Aeronautic Defence & Space Co Eads France Nouvelle architecture de vehicule spatial
CN103723288B (zh) * 2013-12-19 2015-11-18 上海卫星工程研究所 微型卫星开放式供配电分系统
US11128179B2 (en) 2014-05-14 2021-09-21 California Institute Of Technology Large-scale space-based solar power station: power transmission using steerable beams
WO2015175839A1 (en) 2014-05-14 2015-11-19 California Institute Of Technology Large-scale space-based solar power station: packaging, deployment and stabilization of lightweight structures
WO2015187739A1 (en) 2014-06-02 2015-12-10 California Institute Of Technology Large-scale space-based solar power station: efficient power generation tiles
US20160005908A1 (en) * 2014-07-07 2016-01-07 King Fahd University Of Petroleum And Minerals Beam splitting of solar light by reflective filters
US9815573B2 (en) 2014-09-01 2017-11-14 James Joshua Woods Solar energy conversion and transmission system and method
RU2605956C2 (ru) * 2015-04-02 2017-01-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный университет геодезии и картографии" (МИИГАиК) Солнечная космическая электростанция
RU2607049C9 (ru) * 2015-07-07 2018-07-19 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Нижегородский государственный университет им. Н.И. Лобачевского" Солнечный оптический телескоп космического базирования (варианты)
US10696428B2 (en) 2015-07-22 2020-06-30 California Institute Of Technology Large-area structures for compact packaging
EP3334655B1 (en) 2015-08-10 2021-03-24 California Institute of Technology Systems and methods for performing shape estimation using sun sensors in large-scale space-based solar power stations
US10992253B2 (en) 2015-08-10 2021-04-27 California Institute Of Technology Compactable power generation arrays
US9938024B1 (en) * 2015-08-20 2018-04-10 Board Of Trustees Of The University Of Alabama, For And On Behalf Of The University Of Alabama In Huntsville Object redirection using energetic pulses
US10243412B1 (en) 2015-08-27 2019-03-26 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Beamforming rectennas, systems and methods for wireless power transfer
RU2620854C1 (ru) * 2015-12-29 2017-05-30 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова" (МГУ) Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов и устройство его реализующее
RU2620284C1 (ru) * 2015-12-29 2017-05-24 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова" (МГУ) Способ определения ориентации космических или летательных аппаратов и устройство его реализующее
RU2620149C1 (ru) * 2016-02-19 2017-05-23 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова" (МГУ) СПОСОБ И УСТРОЙСТВО (варианты) ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ ИЛИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
RU2620448C1 (ru) * 2016-02-19 2017-05-25 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова" (МГУ) Способ и устройство для определения ориентации космических или летательных аппаратов
RU2620288C1 (ru) * 2016-02-19 2017-05-24 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова" (МГУ) Способ и устройство для определения ориентации космических или летательных аппаратов
RU2620853C1 (ru) * 2016-02-19 2017-05-30 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова" (МГУ) СПОСОБ И УСТРОЙСТВО (варианты) ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИИ КОСМИЧЕСКИХ ИЛИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
US10302398B2 (en) 2016-05-10 2019-05-28 Space Information Laboratories, LLC Vehicle based independent range system (VBIRS)
US10224868B2 (en) * 2016-06-29 2019-03-05 Robert Douglas Solar focusing device and method of using the device
CN106647825B (zh) * 2016-11-29 2019-07-05 西安电子科技大学 一种太空太阳能电站跟日模型运动控制系统
US11418064B1 (en) 2017-05-12 2022-08-16 Redwire Space, Inc. System and method for providing disjointed space-based power beaming
CN108173477B (zh) * 2017-11-28 2020-02-21 南京航空航天大学 一种集群智能体卫星空间发电系统及发电方法
CN108808726A (zh) * 2018-01-09 2018-11-13 甘肃民族师范学院 一种同步太阳能电站能量传输系统
US10601367B2 (en) * 2018-05-11 2020-03-24 The Boeing Company System for redirecting sunlight to a mobile platform
US11634240B2 (en) 2018-07-17 2023-04-25 California Institute Of Technology Coilable thin-walled longerons and coilable structures implementing longerons and methods for their manufacture and coiling
US11772826B2 (en) 2018-10-31 2023-10-03 California Institute Of Technology Actively controlled spacecraft deployment mechanism
CN110752766B (zh) * 2019-11-25 2020-10-09 燕山大学 一种太阳风发电设备
CN112865700A (zh) * 2021-03-11 2021-05-28 哈尔滨工业大学 一种用于卫星的供电系统及卫星

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4305555A (en) * 1977-10-20 1981-12-15 Davis Charles E Solar energy system with relay satellite
US4368415A (en) * 1979-09-14 1983-01-11 British Aerospace Converting solar power to electric power
SU946372A1 (ru) * 1980-10-31 1983-01-23 Ордена Трудового Красного Знамени Институт Радиотехники И Электроники Ан Ссср Способ энергоснабжени наземных потребителей из космоса
US5996943A (en) * 1993-08-23 1999-12-07 Gode; Gabor Device and procedure for utilizing solar energy mainly for protection against cyclones, tornados, hails etc.
WO2002021185A1 (en) * 2000-09-07 2002-03-14 Shangli Huang Spin-stabilized film mirror and its application in space

Family Cites Families (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3114517A (en) 1959-05-12 1963-12-17 Raytheon Co Microwave operated space vehicles
US3174705A (en) 1959-05-18 1965-03-23 Raytheon Co Space station and system for operating same
US3118437A (en) * 1960-09-15 1964-01-21 Llewellyn E Hunt Means for concentrating solar energy
US3378845A (en) 1965-04-13 1968-04-16 Bell Telephone Labor Inc Generation of beacon signals for communication satellite
US3434678A (en) 1965-05-05 1969-03-25 Raytheon Co Microwave to dc converter
US3453633A (en) * 1966-05-03 1969-07-01 Ryan Aeronautical Co Beam pointing and gain correction of large spherical antennas
US3535543A (en) 1969-05-01 1970-10-20 Nasa Microwave power receiving antenna
US3781647A (en) * 1971-07-26 1973-12-25 Little Inc A Method and apparatus for converting solar radiation to electrical power
US3705406A (en) * 1971-11-22 1972-12-05 Nasa Multiple reflection conical microwave antenna
US3933323A (en) 1974-03-20 1976-01-20 Raytheon Company Solid state solar to microwave energy converter system and apparatus
US3989994A (en) 1974-08-09 1976-11-02 Raytheon Company Space oriented microwave power transmission system
US4078747A (en) 1974-08-13 1978-03-14 Phaser Telepropulsion, Inc. Orbiting solar power station
US4187506A (en) 1978-10-16 1980-02-05 Nasa Microwave power transmission beam safety system
US4251679A (en) 1979-03-16 1981-02-17 E-Cel Corporation Electromagnetic radiation transducer
US4251879A (en) * 1979-05-02 1981-02-17 Burroughs Corporation Speed independent arbiter switch for digital communication networks
US4490668A (en) 1979-07-12 1984-12-25 Rca Corporation Microwave radiator utilizing solar energy
US4371135A (en) * 1979-07-30 1983-02-01 Rca Corporation Solar array spacecraft reflector
JPS5833998A (ja) * 1981-08-21 1983-02-28 Hitachi Ltd パルス幅変調インバ−タによる誘導電動機の制御方式
US5019768A (en) 1985-05-08 1991-05-28 Criswell David R Power collection and transmission system and method
US5223781A (en) 1983-07-13 1993-06-29 Criswell David R Power collection and transmission system and method
US5260639A (en) 1992-01-06 1993-11-09 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Method for remotely powering a device such as a lunar rover
US6017002A (en) * 1997-07-21 2000-01-25 Hughes Electronics Corporation Thin-film solar reflectors deployable from an edge-stowed configuration
JP3473831B2 (ja) 1999-03-12 2003-12-08 宇宙開発事業団 モジュール連結型宇宙構造体及びその姿勢制御方法
US6725012B1 (en) * 2000-02-01 2004-04-20 The Aerospace Corporation Method for deploying an orbiting sparse array antenna
JP3613142B2 (ja) 2000-04-24 2005-01-26 三菱電機株式会社 宇宙太陽光発電方法、そのシステム、発電衛星、制御衛星及び電力基地
US6407535B1 (en) 2000-09-08 2002-06-18 The Regents Of The University Of California System for beaming power from earth to a high altitude platform
JP3584869B2 (ja) 2000-09-14 2004-11-04 三菱電機株式会社 宇宙太陽光発電方法、及びその方法を用いたシステム
JP3627104B2 (ja) * 2001-11-29 2005-03-09 三菱電機株式会社 発電衛星及び送信アンテナ装置
US6936760B2 (en) * 2002-11-26 2005-08-30 Solaren Corporation Space-based power system

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4305555A (en) * 1977-10-20 1981-12-15 Davis Charles E Solar energy system with relay satellite
US4368415A (en) * 1979-09-14 1983-01-11 British Aerospace Converting solar power to electric power
SU946372A1 (ru) * 1980-10-31 1983-01-23 Ордена Трудового Красного Знамени Институт Радиотехники И Электроники Ан Ссср Способ энергоснабжени наземных потребителей из космоса
US5996943A (en) * 1993-08-23 1999-12-07 Gode; Gabor Device and procedure for utilizing solar energy mainly for protection against cyclones, tornados, hails etc.
WO2002021185A1 (en) * 2000-09-07 2002-03-14 Shangli Huang Spin-stabilized film mirror and its application in space

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
. Е.Н. ПОЛЯХОВА. Космический полет с солнечным парусом. М. Наука.1986, с. 24-25, 130 *
А1, 01.11.2001. *
КРАФФТ А. ЭРИКЕ. Будущее космической индустрии. М. Машиностроение. 1979. С.101-115, 154 *
КРАФФТ А. ЭРИКЕ. Будущее космической индустрии. М. Машиностроение. 1979. С.101-115, 154. Е.Н. ПОЛЯХОВА. Космический полет с солнечным парусом. М. Наука.1986, с. 24-25, 130-131, 263-274. *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2784224C1 (ru) * 2022-05-27 2022-11-23 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" Устройство обеспечения теплового режима космического аппарата
RU2780063C1 (ru) * 2022-06-10 2022-09-19 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" Устройство обеспечения теплового режима космического аппарата

Also Published As

Publication number Publication date
ES2372535T3 (es) 2012-01-23
EP2360097A2 (en) 2011-08-24
US20060185726A1 (en) 2006-08-24
WO2004049538A3 (en) 2004-09-16
AU2003298746A8 (en) 2004-06-18
US6936760B2 (en) 2005-08-30
ATE521537T1 (de) 2011-09-15
RU2009144709A (ru) 2011-06-10
US7612284B2 (en) 2009-11-03
EP1570531A2 (en) 2005-09-07
CA2507237A1 (en) 2004-06-10
EP1570531A4 (en) 2010-10-06
JP2006507974A (ja) 2006-03-09
US20040173257A1 (en) 2004-09-09
CA2507237C (en) 2014-04-15
CN100521250C (zh) 2009-07-29
BRPI0316651B1 (pt) 2016-12-06
BR0316651A (pt) 2005-10-18
AU2003298746A1 (en) 2004-06-18
RU2005120149A (ru) 2006-01-27
CN1742379A (zh) 2006-03-01
RU2587209C2 (ru) 2016-06-20
WO2004049538A2 (en) 2004-06-10
EP1570531B1 (en) 2011-08-24
JP4478031B2 (ja) 2010-06-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2587209C9 (ru) Космическая энергосистема
US20080000232A1 (en) System for adjusting energy generated by a space-based power system
EP0001637B1 (en) Solar energy system
US20100224696A1 (en) Weather management using space-based power system
US4371135A (en) Solar array spacecraft reflector
US20100276547A1 (en) Systems for solar power beaming from space
US11563269B2 (en) Phased array antenna and apparatus incorporating the same
WO2013017922A1 (en) Solar power satellite system for transmitting microwave energy to the earth and method of arranging a solar power satellite system about the sun for same
Cash CASSIOPeiA–A new paradigm for space solar power
JP2003164078A (ja) 発電衛星及び送信アンテナ装置
JP6211756B2 (ja) 光エネルギー増強発電のための方法及びシステム
Li et al. A fresnel concentrator with fiber-optic bundle based space solar power satellite design
Little et al. Toward space solar power: Wireless energy transmission experiments past, present and future
CN109831145A (zh) 能量分布收集转换与波束集中控制发射的空间太阳能电站
RU2094949C1 (ru) Способ лунного космического энергоснабжения и система для его осуществления
Little Solar Power Satellites: Recent Developments
Potter et al. Architecture options for space solar power
Kare Laser power beaming infrastructure for space power and propulsion
Brandhorst Energizing the Future of Space Exploration: Applications of Space Solar Power
Komerath et al. The 3rd The Case for Millimeter Wave Power Beaming

Legal Events

Date Code Title Description
TH4A Reissue of patent specification
TK4A Correction to the publication in the bulletin (patent)

Free format text: AMENDMENT TO CHAPTER -FG4A- IN JOURNAL: 17-2016 FOR TAG: (72)