CN110753662A - 能够编队飞行的小型卫星和数颗小型卫星的编队 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及用于LEO应用的能够以编队(10)飞行的小型卫星，特别是质量为10kg或者更小的纳米卫星或者皮米卫星，其包括壳体(12)和设置在壳体(12)中的具有预定功能的至少一个插入板(14)，以及用于在飞行轨迹Tk的方向上产生定向冲力的推进系统(16)。小型卫星(10)包括独立且自主工作的防撞系统(18)，当预期到与物体(30)发生碰撞时，防撞系统(18)能够通过推进系统(16)调整轨迹Tk的轨迹校正Tkk。在另一个方面，本发明涉及由数个能够以编队(10)飞行的小型卫星组成的编队(100)，其中每个小型卫星(10)的相对位置和飞行轨迹Tk可由独立且自主工作的防撞系统(18)进行修改。

Description

能够编队飞行的小型卫星和数颗小型卫星的编队
技术领域
本发明涉及能够编队飞行的非常小型的卫星，特别是用于LEO(近地轨道)应用的质量为10kg或更小的纳米卫星或皮米卫星，以及根据独立权利要求所述的数颗小型卫星的编队。
背景技术
自1957年发射了质量约80kg的第一颗人造地球卫星以来，小型卫星就已知是现有技术。由于技术的快速发展，现在可以实现发射质量低于10kg的小型卫星，优选是发射质量小于2kg，进入围绕地球的近地轨道(LEO)，在200公里到最大1000公里之间的高度上。
在空间技术方面，显而易见的趋势是，传统的大型卫星将由分布式小型卫星组成的卫星星座进行补充。这些将被放置在具有高倾角的近地轨道上，以实现全球覆盖和低延迟的卫星系统。特别地，在极点附近，给定的轨道力学导致卫星通道的特别高度集中，这需要实时绕行机动以避免碰撞。已不再运行的太空飞行早期的大量现有物体结合大量现代分布式卫星系统，需要采用新方法保证在轨道上安全的卫星运行，这些将在这里寻求专利保护。
LEO轨道可以通过廉价的发射系统到达，其中用来补偿中心重力的卫星相对于地球表面的相对速度是很重要的，因此需要大约100分钟来绕地球运行一次。此时，与地平线上方的地面站的无线电接触达到最多15分钟。通用小型卫星LEO特别用于地球或天气观测、用于无线电广播或用在全球卫星通信系统中，以及用于研究或技术演示。另外，这种卫星可用于军事环境中的监视或用于地球表面的局部分析，例如用于环境监测，包括风暴或洪水观测。
在LEO卫星编队中，多个卫星通常部署在不同位置的圆形轨道上，并利用对称性。可能存在彼此偏移并被多个卫星占据的数个分离的轨道平面。特别地，Walker星座在这里经常被使用。常用的极点轨道在极点附近相交，因此在极区中存在特别高的卫星在交叉轨道中碰撞的风险。每个轨道平面可以被一颗或多颗卫星占据。特别地，对于通信系统来说，具有以50°和100°之间的倾角为特征的轨道的这些卫星星座是感兴趣的(通常被实现为Walker-Delta星座)。此外，通常实施具有有效使用期的高度椭圆形配置，在高度椭圆形配置中，该卫星仅在其轨道的一部分中经过地球附近通过而在其轨道的其余部分中是远离地球的。
进来，对于LEO申请，提出的卫星星座的数量显著增加。当基于车载传感器测量的自组织控制将卫星保持在恒定距离拓扑中时，这称为卫星编队。在许多情况下，卫星星座用于全球覆盖，例如在卫星导航或电信系统中，在其他情况下也用于密集局部覆盖，在附近协作的卫星群用来制图并观察地球表面。因此，可以通过具有高时空分辨率的卫星编队均匀地覆盖地球表面。
小型卫星可实现系列化生产，成本低廉，并且可与传统卫星配套发射到轨道中。根据立方体卫星标准的定义，九十年代末定义了一个泛类的发射质量小于10kg的皮米卫星和纳米卫星，它们可用于许多应用。这些卫星系统的小型化、能源效率、模块化结构和日益增强的自主性发挥着重要作用并不断得到改进。
然而，立方体卫星在能量供应和存储燃料以进行操控的能力方面是受限的。该技术对于卫星编队呈现出有限的性能和精度。另一个关键方面是小型卫星的寿命，因为通常因为质量限制而不能实现系统冗余，因此也意味着高故障率。特别地，关键的缺陷是有限的燃料和辐射损伤，因为使用对敌对空间辐射进行屏蔽的传统辐射保护不能容纳在有限的体积中。特别地，对于质量低于2kg至约1kg的卫星，不能安装冗余系统，从而在单个板上通常只能容纳一个功能系统。
近来，空间碎片以及卫星编队的数量上的增加，特别是在极点轨道中的卫星星座的数量上的增加，强化了用于微型卫星的防撞策略的重要性。最近，与空间物体(如空间碎片，其他卫星或同一编队中的卫星)碰撞引起的损失率已经显著地增加。到目前为止，在轨道中，多卫星几乎都是以星座的形式实现，其中每个卫星都是由地面控制站单独控制的。此外，飞行路径中的物体也由地面站检测并被包括在路径规划中。但是，对于轨道周期中的大约90％是没有与地面站联系的，因此对于轨道中的星座相关的部分必须提前进行规划。鉴于预期到物体数量会大幅增加，这对未来是不可行的。为了缩短防撞机动的响应时间，在板载数据处理系统中直接实施轨道控制方法，以便确定与卫星上的其他物体(协作和非协作)的相对距离，以确定并自主地实现(可选地与协作物体协同)用于避免碰撞的策略。因此，迫切需要开发小型卫星，特别是关于增加在LEO编队中的卫星密度、防撞策略和相对导航能力方面。
此外，需要为小型卫星提供灵活的硬件设计，以用在不同的问题区域，这些硬件设计必须显示出高可靠性和运行寿命。
此外，这种卫星的可测试性要进行简化，特别是在批量生产以及硬件设计的标准化中，特别是小型卫星的基本装备，以降低生产成本和周期。
最后，要开发出对辐射失效和故障的高容错性和鲁棒性，以及用于在有限能量资源内增加小型卫星功能的节能设计。
JPH07-89497A示出了具有防撞装置的卫星。通过防撞装置，可以避免与轨道中的不同物体的碰撞。防撞系统包括基于微波的一维距离传感器，以用于测量卫星与轨道中其他物体之间的标量距离。另外，描述了用于碰撞预测的装置以确定潜在碰撞风险和用于控制推进系统的绕行装置。然而，没有描述适应性的碰撞判定，因为只能测量到轨道中距物体的直接距离，而不能确定从卫星到物体的方向。因此，不能导出物体的飞行轨迹的指示，因此不能实现节能的绕行机动策略。因此，通过平行飞行轨迹，如同为卫星群所考虑的那样，仅基于距离的防撞导致不可预测的运动、显著的能量浪费和完整编队的损失。对于具有非常有限的燃料存储的非常小型的卫星的特定情况，除了距离之外，还需要知道朝向物体的方向来以节能的方式实现防撞。此外，该文献没有概述如何在非常小型的卫星中实施这种防撞装置。特别是，它如何有效地被实施用于群中的小型卫星，以及相互依赖的卫星的群如何使用纯距离测量作为输入来实现防撞策略。
EP3095713描述了一种用于卫星的装置的载板，其可包括姿态控制系统、存储容器和/或无线电系统。每个面板配备有主总线，主总线包括用于电力控制的装置和用于太阳能电池电力的转换器。此外，提供被称为ARINC的插头作为面板的电接口插件系统。在这种情况下，至少不能识别出卫星的各个功能到具体板的单独和具体的分配，还仍然需要额外的电缆。
在DE202005015431中，U1描述了一种用于微型卫星的反作用轮，其包括具有磁转子和惯性质量的单元。在这种情况下，磁场线圈的组合没有描述用于相对姿态控制的组合。此外，没有提到用于姿态对齐的必要传感器，例如陀螺仪、星传感器或太阳传感器，因此仍然不清楚如何在不与诸如磁场线圈(用于在轮饱和的情况下产生场)的其他致动器相互作用的情况下使用这种反作用轮来控制相对姿态以及如何使用这种推进系统和传感器来对姿态和运动方向进行节能总控制。
用于微型卫星的电驱动系统显示在EP0903487A2中。电阻元件邻近腔室放置或在腔室内放置。当流体被引入腔室时，由于电阻元件产生的热能，流体膨胀，从而实现气体发射推进或电弧喷射推进。如果腔室中的压力升高到一定压力，则膜破裂，导致流体流出腔室，从而推进系统可以很好地用于一次性使用，但不能用于重复的姿态控制动作。对于这种微推进系统，通过加热增加压力以及由喷射气体产生冲击，但没有描述关于重复使用FEEP推进的细节。
在DE102010045232A1中，提出了由数个小型卫星组成的编队，其中每个小型卫星的相对位置和轨道轨迹由独立且自主操作的位置控制系统调整。优选地，所有单独的卫星都配备有位置控制系统。通过姿态控制系统，每个单独的卫星可以以地球表面上的区域为目标，并且通过位置控制系统，可以检测并且调整距其他卫星的距离。此外，通过位置控制系统，可以实现任意变化的编队。然而，这里没有描述具有可适应的碰撞管的防撞，并且系统仅能够相对于类似的卫星进行导航，但是对于外来物体的碰撞没有保护。该公布没有提供如何实现这种位置或姿态的改变的任何证据，并且没有提出防撞特征。
本发明涉及一种能够在编队中飞行的小型卫星的设计，特别是质量小于10kg的小型卫星，特别是在2kg至1kg以下的范围内的小型卫星，以用于满足上述要求概述的LEO应用。特别地，提出了一种能够在编队中飞行的小型卫星以及这些小型卫星的编队，在相对导航的基础上实现了用于防撞的自主机动。
能够在编队中飞行的这种小型卫星和这些小型卫星的编队是独立权利要求的主题。本发明的有利改进是从属权利要求的主题。
发明内容
根据本发明，提出在LEO中应用的能够以编队飞行的小型卫星，尤其是具有10kg或更小的纳米卫星或皮米卫星，其包括壳体和布置在壳体中的至少一个插入板(plug-inboard)，优选是具有可预定的功能和用于在轨迹Tk的方向上产生推力的推进系统。据建议，小型卫星包括自主且独立工作的防撞系统，当预期到与外来物体发生碰撞时，防撞系统能够通过推进系统调整飞行轨迹Tk的轨迹Tkk。飞行物体可以是任何类型的外来物体，尤其是无源体，尤其是空间碎片、微陨石、小行星或其他无源物体。飞行体也可以是能够在同一编队或者不同编队中飞行的另一个小型卫星或者具有自主控制的火箭的一部分或者单个卫星。在这种情况下，如果不仅能够以编队飞行的小型卫星包括防撞系统，而且轨道中的其他有源体也包括类似的防撞系统，那么将是有利的，并且在最好的情况下，在轨道上的物体和小型卫星之间建立双向数据交换，以通过轨迹校正实现防撞，从而可以提供最大距离和最小可能的碰撞概率。
与已知卫星星座、通过来自地面站的远程控制来进行防撞的现有技术相比，这里提出了小型卫星内的自主操作系统，该系统可以在不联系地面站的情况下发起防撞行为以避免碰撞。由于在LEO应用中，小型卫星只在很短的时间内具有其对地面站的轨道可见性地面，因此通过基于星座的防撞系统实现并非百分之百的防撞。小型卫星内的自主操作防撞系统能够在轨道的任何位置处相对于轨道中的有源和无源体自主地执行对轨迹Tkk的校正，以减少碰撞的可能性，并维持卫星编队的寿命和功能。特别是对于极点附近的极地卫星轨道来说，能够以编队飞行的卫星的碰撞的概率相对较高，因为它们在极点区的周围环境中彼此非常接近。特别是在这个区域，避免与自主操作系统发生碰撞是很重要的，因为那里可能的地面站的密度非常低。
与道路或空中交通中的防撞情况有相似之处，但在太空中必须考虑不同的传感器和环境条件(真空、低温......)。与道路和空中交通相比，规避策略的实施基于完全不同的动态。虽然道路运输是由二维地球表面和车轮在运动过程中的摩擦力所决定的，且空中交通基本上是由空气动力学来支配的，但在太空中，引力是主导力，这决定了相对于推进系统的活动所获得的关于位置变化的三维反作用。
根据测量的空间物体之间的相对距离数据，通过卫星的合适轨道模型，从未来路径和与其他已知物体的潜在碰撞概率推出预测。对于相对距离测量，可以使用光学和无线电测量方法。此外，还将包括物体的新测量及其轨道预测。因此，根据当前的动态，轨道将会被确定，这可以在不与其他物体碰撞的情况下实现。相应的姿态和位置控制活动将会被确定并实施。可以经由通信链路联系的物体通过从传感器经由通信链路到致动器的闭合控制回路使用自组织过程，以便相对于彼此安全地协调轨道。
根据本发明，传统线束的功能由底板代替，其中一个或多个插入板，每个插入板用于特定目的，以使得卫星的所有配电和数据传输链路得以在一个板中实现，并且子系统板通过合适地插入到该底板中被有效地连接。无论是大型卫星还是小型卫星都没有实现过这种方式。
在有利的实施方式中，防撞系统可以包括具有至少一个或多个光学或基于无线电的物体检测传感器的物体检测装置，特别是基于微波的物体检测传感器的物体检测装置，以用于检测外来物体在锥形的碰撞管方向上的相对姿态和速度，锥形的碰撞管包括轨迹Tk。此外，防撞系统可包括用于确定碰撞管中的潜在碰撞风险的碰撞预测装置以及用于针对轨迹校正Tkk的校正控制推进系统的规避装置。这里，提出了防撞系统包括物体检测装置，该物体检测装置配备有基于光学的、基于无线电的物体检测传感器，特别是基于微波或基于雷达的物体检测传感器，并且能够识别轨道中的有源和无源物体。因此，物体检测传感器在碰撞管的方向上检测轨道中的物体，该碰撞管具有可预定的尺寸以及可能具有预定的扩散张角(opening angle)，并且确定在该碰撞管中的其他物体。借助于碰撞预测装置，其可以确定轨道中的物体的轨迹并且可以检测与碰撞管的交叉，可以确定碰撞的风险，并且通过防撞装置可以导出用于推进系统的控制命令以执行轨迹校正Tkk，从而以最小的可能能量消耗提供最小的可能碰撞风险。因此，防撞系统基于用有源物体传感器来识别轨道中的物体，有源物体传感器例如是光学传感器、摄像机或电磁传感器，例如微波、IR传感器或雷达检测，以特别识别无源物体。物体检测装置可以进一步耦合到发射和接收传感器，其与有源的其他物体、特别是能够以编队飞行的其他小型卫星进行通信，以便检索它们的当前位置和它们的当前轨迹。特别地，这种通信链路可以在小型卫星周围呈现出有限的定向发射和接收域，以仅与附近的有源的外来物体进行通信。如果轨道中的物体被识别为朝向碰撞管方向取向的轨迹，则碰撞预测装置可以确定碰撞的风险。这取决于轨道中的物体的轨迹是如何在碰撞管的方向上被取向的。在轨道中的物体的轨迹与碰撞管交叉的情况下，可以推导出碰撞风险。在这种情况下，规避装置可以确定轨迹Tkk的校正，该轨迹Tkk定义轨迹Tk的校正以使用在姿态和推进能量上的最小可能努力来消除碰撞。
在上述实施例的进一步有利的实现中，物体检测装置可以自主地选择碰撞管的最小直径dk，以使得至少包括小型卫星，特别是选择使得至少包括小型卫星的直径的倍数。这确保了碰撞管包括小型卫星的环境，以便在遇到外来物体和小型卫星时保证一定的安全距离。此外，碰撞预测装置可以给外来物体分配外来物体管，并且选择至少包括外来物体的外来物体管的最小直径df，特别是选择使得至少包括物体直径的倍数。因此，提出具有确定的碰撞管和外来物体管这两者，碰撞管包括小型卫星并沿着小型卫星的飞行轨迹对准，外来物体管被确定为使得包括在外来物体的轨迹方向上取向的外来物体，特别是外来物体的直径的倍数。规避装置可以在碰撞管与其他的主体管在重叠区域Akf中重叠的情况下确定轨迹校正Tkk，从而用成本函数模拟特别多个轨迹校正，并且由此确定轨迹Tkk的最小成本校正，并控制推进系统以实现轨迹修正Tkk。在本发明的上下文中的轨迹的最小成本校正意思是用尽可能小的努力执行轨迹校正以可靠地提供与检测到的外来物体的防撞。这意味着关于姿态和加速推动力来校正轨迹的低能量消耗，这使得碰撞管和围绕外来物体的管之间的距离尽可能最大。在该示例中，诸如集值函数、控制工程方法、模糊逻辑或类似的模拟和确定方法的启发式方法可用于实现轨迹校正的最小成本。
太空环境的特点是强辐射，因为缺少磁层的屏蔽效应，磁层保护地球表面免受辐射。典型的是单粒子效应(SEU)和闭锁(latch-up)，它们尤其影响电子元件。实现的电子元件越紧凑，对辐射效应就越敏感。特别是对需要特别极小型化的小型卫星而言，可靠的板载电子设备代表特定的挑战，因为传统方法禁止使用抗辐射部件(基于具有特别厚的硅层的电子部件，因此非常“老的”技术)或通过电子部件上的铅板来屏蔽。在这方面，这里需要其他方法以通过集成的软件/硬件解决方案来确保小型卫星的可靠操作。
出于这个原因，在另一个实施例中，插入板包括用于提供可预定功能的多种功能芯，特别是至少两个或更多个中的偶数个可比较的功能芯，以用于冗余地提供功能，其中监视(watch-dog)装置监测功能芯的正确操作，并且其中优选地，监视装置按照测试功能序列来监测功能芯的功能，并且在检测到故障时，监视装置选择对一个或一组的功能芯的故障校正行为，以用于连续、不间断地提供功能。
因此，提出小型卫星的插入板或至少一个插入板包括偶数个功能芯，特别是两个、四个或六个功能芯，每个功能芯能够执行插入板的基本功能。通常，功能芯自主且彼此并行地工作。监视装置连续和/或周期性地监测每个功能芯的功能，并比较输入和输出以及每个功能核心的正确操作。监视装置模拟测试功能序列，在该测试功能序列中，可以通过给定输入参数的已知输出参数来测试每个功能芯的功能。当通过监测或测试功能序列的结果是其中一个功能芯没有正确工作时，将关闭此功能并启动故障恢复动作。这些可以是功能芯的重置或停用。此外，可以对明显错误的功能芯的存储内容进行重新编程或者转移操作功能芯的存储内容。因此，在故障校正动作期间，可以重写正在运行的程序。此外，可以重新启动插入板或功能芯、其中调整的错误可以发生在存储内容以及处理程序这两者中。监视装置可以监测例如功能芯的周期性信号，或者可以核对测试功能过程的具体结果。还可以想到的是不同监测方法的组合。它可以监测每个功能核心的CPU和RAM这两者，例如通过校验和形成或借助于软件实现的故障注入算法(SWIFI)来读入和读出预定位模式和存储区域。特别地，可以通过这种方式降低误码率。
监视装置可以是硬件以及实现的软件，并执行级联的监测功能。在这种情况下，在热冗余中，例如在连续操作期间，对功能芯的正常运行进行连续监测。功能芯可以以主从操作进行工作，其中在发生错误时，主操作和从操作的顺序可以互换。因此，本地主程序可以作为从属与第二区域本地复制并行工作，并且可以通过相干性分析来监督校验和。如果在这里发现差异或错误，可以启动故障恢复步骤，尤其是主功能芯的故障恢复步骤。
在先前实现的扩展中，监视可以实施FDIR算法(故障检测、识别和恢复技术)，并且特别激活电力重置、功能芯之间的切换和/或软件重置，其中这尤其是针对热冗余中的两个功能芯能量被有效地实施，并且其中至少一个功能芯可以通过软件或硬件来重置。FDIR算法对应于自我修复算法，在自我修复算法中，软件能够自主检测缺陷(故障检测、监视)、确定故障(故障隔离，例如切断或重置有缺陷的部件)并执行适当的更正(恢复，例如切换到第二功能芯或重启系统)。例如，不正确的位可以通过校验和生成来检测，并且可以被校正。随着缺陷密度的增加，缺陷存储位置可以被识别和纠正或者阻挡，或者切换到不同的功能芯或重置。有可能的是，不是在多数表决的情况下，而是在最小数量的冗余功能芯的情况下，特别是两个，实现增强的故障鲁棒性，从而即使没有常规使用的屏蔽和铅板也能实现耐辐射性能。这样就实现了小型卫星技术功能的持久性，很大程度上忽略小型卫星的耐辐射性实现，并且通过软件技术仅确保小型卫星的功能和可靠性。
因此，提出在热冗余中使用节能、高度小型化的部件，这些部件由“智能”监视装置上的软件进行监测。先进的FDIR软件(故障检测、识别和恢复)实现了在通过快速检测缺陷而发生辐射效应之后，接着启动快速切换程序到无误运行的部件并且随后立即启动故障部件的重新启动程序，这样如此快的内部响应，从而使得外部观察者不会察觉到该电子部件的功能上的任何变化。这种实现特别适用于高可靠性相关的电子部件，在板载数据处理和姿态/轨道控制领域中特别重要，并且因此代表了协作、分布式、自主反应的卫星(例如用于编队飞行)的必要基础。
在小型卫星的有利的进一步发展中，推进系统可包括至少一个反作用轮和磁力矩器装置的至少两个磁场线圈，优选是一个反作用轮和至少三个、特别是六个磁场线圈，以用于在任何方向上的组合的姿态控制。反作用轮可以小型化，并且例如可以布置在插入板上。该至少两个，特别是至少四个，并且优选是六个磁场线圈，可以布置在小型卫星的壳体表面的后侧上。使用反作用轮，在轴向方向上提供沿着用于姿态对准的至少一个轴的机械推力。磁力矩器装置的磁场线圈可以实现小型卫星沿着地球磁场的对准，其中，磁场线圈在地球磁场的方向上自身对准并因此能够使姿态旋转。利用至少一个反作用轮和两个90°旋转轴的磁场线圈，基本上可以用最少数量的部件和非常低的用于姿态控制的能量消耗来实现姿态控制。由于六个壳体面板形成立方形小型卫星的侧面，所以，对于壳体壁的相同结构，在每个壳体后侧面上容纳一个磁场线圈是有利的，从而提供六个磁线圈和至少一个反作用轮来以快速反应和最小能量消耗实现小型卫星的姿态控制，其中在每个轴向上两个磁线圈成对地对准。
在推进系统的上述实现的进一步发展中，其可以是至少一个星传感器、至少一个太阳传感器、至少一个陀螺仪(优选是MEMS陀螺仪)和/或至少一个磁力计的组中的至少两个，特别是在插入板和/或一个或多个壳体壁上的至少一个3D磁力计、3D陀螺仪、六个双轴太阳传感器和六个双轴星传感器，特别是布置在每个壳体壁上，进一步优选地，反作用轮被布置为在插入板或母板上的用于姿态控制校正的微型反作用轮。反作用轮的大体结构基本上是已知的，其中具体针对在小型卫星中的使用，提出使用在特别高的19,000U/分钟或更高的转速下具有150mW或更低的能量消耗的特别节能的实现。对于推进系统中的姿态控制，有必要确定相对姿态，例如，小型卫星相对于编队中的其他卫星和相对于地球表面的姿态。为此目的，可以使用从星传感器、太阳传感器、陀螺仪或磁力计中选出的至少两个传感器的组。太阳传感器能够确定太阳相对于小型卫星的表面的方向。由于太阳仅在沿着小型卫星的轨道的部分中可见，因此可以另外包括星传感器，其可以确定相对于星座或恒星的姿态。陀螺仪能够在太空中通过陀螺仪原理确定姿态，并且磁力计可以确定相对于地球磁场的姿态。通过组合各个传感器，尤其是当布置在壳体壁上时，可以通过对立方体卫星的所有六个壳体面板在每个壳体壁上的相同实施来容纳至少一个太阳传感器、至少一个陀螺仪和3D磁力计以及例如以MEMS陀螺仪(微电子机械系统)形式的3D陀螺仪。这种MEMS陀螺仪可以使用集成电路，尤其是三维的并且包括振荡部件，其可以识别加速度和方向变化。磁力计可以被实施为磁阻半导体，尤其是3D磁场罗盘。优选将各个传感器放置在小型卫星的外壳后壁或外壳前侧上，并允许推进系统的节能和简单的姿态控制。
在小型卫星的优选的进一步发展中，推进系统包括至少一个电推进装置，特别是至少一个FEEP推进器(场发射电推进器)或电弧喷射器(微弧推进器)，特别是四个电推进器，其优选实施为FEEP推进器，进一步优选地布置在优选立方壳体的边缘区域或角区域中，优选在壳体框架中或壳体框架上。壳体框架包括作为结构元件的四个单独的边缘，由诸如铝的轻金属构成，存在并且限定用于小型卫星的壳体表面的支撑结构。在该边缘元件中，可以集成有FEEP推进器，其可以在一个方向上产生推进动力。FEEP推进器是电热推进器的一种具体形式，其中电力用于将工作气体加热到高温并使其分裂成带电粒子(离子和电子)。这里，磁场在阴极和阳极之间跨越到高速喷射带电燃料粒子的场。由于动量守恒，卫星以与喷射的燃料相反的方向移动。用于建立磁场的所需电力可以例如由太阳能电池产生，太阳能电池布置在小型卫星的壳体壁的表面上。产生的推力相对较低且在千分之一牛顿范围内，但由于小型卫星的质量小于2kg，优选低于1kg，低的推力能量足以产生姿态校正或轨迹校正，特别是避免相对碰撞并保持轨迹。只需要很少的燃料，并且FEEP推进器的运行时间很长。因此产生了超线性推进效应，尽管与现有小型卫星设计的常规推进概念相比，由于相关的低性能推进甚至更加减小了总质量，尽管推进器使用具有相对低的推力，但是通过小型卫星的非常小的质量，可以实现令人惊讶的高推力/质量比。在现有技术中，在单次使用的大多数情况下，通过加热增加压力，并且喷射的气体产生推力，与现有技术不同的是，新颖的方法是在应用的磁场中使用带电粒子的加速，这完全是可控的、多次重复的并且可以在低推力性能下使用。优选地，作为前述实施例的改进，壳体框架的边缘区域可包括中空轮廓或具有多孔内部结构的轮廓，其中燃料，特别是镓、氨或肼，被储存用于电力推进。优选地，燃料在发射过程中被冷冻储存，并且在到达目标轨道时可以被液化。因此建议壳体框架的四个角部分各自在其端部部分处具有FEEP推进器，其中壳体框架的边缘部分设计为中空轮廓，在发射或初始化阶段，在中空轮廓中存储燃料，特别是在室温下用于电推进器的固体镓、氨或肼。因此，提出壳体框架的四个角轮廓各自在其端部具有电推进器，其中壳体框架的边缘部分设计为中空轮廓，在发射或初始化阶段，在中空轮廓中存储燃料。还可以预见代替中空轮廓的结构元件的多孔内部结构，例如在用于燃料储存的高中空空间密度下具有高刚度的金属海绵结构。冷冻燃料填充中空轮廓或海绵结构的事实使得它将达到高机械稳定性，特别是在小型卫星的发射阶段。如果卫星处于其轨道位置，则燃料可以被液化并用于产生推力性能。通过这种实现，不需要单独的燃料箱，而是将燃料建设性地集成到壳体框架的机械稳定部件中，并且其在发射阶段中用作机械稳定结构。
在有利的进一步发展中，在壳体中，壳体框架可包括各种壳体壁，特别是六个壳体壁和具有至少两个插入式插座的底板，其中插入板被插入底板中并且插入板经由数据总线和电力总线进行通信以连接另外的插入板和/或推进系统和/或至少一个传感器和/或致动器装置和电源装置，该总线尤其支持多种通信协议标准中的至少一种，多种通信协议标准例如是UART(通用异步接收器发送器)、SPI(串行外围接口)、CAN(控制器局域网)、太空线和/或I2 C(内部集成电路)，特别是串行信息总线。以这种方式，不需要额外的布线，因为它仍然是现有技术，并且卫星的所有能量供应和数据传输线都在底板中实现。这种底板的方案对于使用质量小于10kg的微型卫星至关重要。
在该实施例中，提出了小型卫星的电气系统的模块化结构。中央部件是底板，其包括至少两个，特别是多个插座，各个插入板可以被插入到插座中。插入板通过数据和电力总线相互通信，该数据和电力总线考虑了至少一种或多种通信标准协议。此外，还可以支持太空线标准通信协议。太空线总线是由ESA指定的现场总线，能够高速传输串行和全双工数据。它具有高鲁棒性和低功耗，以及特别是高EMC容差，并且适应太空要求。这使得多个插入板可以通过母板在标准化插入系统中相互接触，并在各个底板之间交换数据，以及在电源和推进系统及小型卫星的传感器系统的外部数据之间交换数据。优选地，推进系统的和传感器系统的至少部分，特别是其基础的系统部件，布置在壳体壁中或壳体框架中。每个插入板可以适应不同的任务，其特别包括通信(COMM)、中央数据处理系统(OBDH)、推进控制系统(ADCS)和能量供应系统(EPS)。此外，带有一个或多个插入板的插入式系统(SENS)可用于小型卫星的各种科学和技术任务，例如雷达监视、地球表面的视觉监测、提供通信服务或类似服务。因此，以最小配置的小型卫星完全能够进行轨道运行和控制，并且特别配置有自主操作的防撞系统。通过插入另外的功能板，可以为不同的应用领域提供卫星的具体功能。
在前述实施例的进一步发展中，底板可包括多级且可扩展的电源装置，提供至少一个光伏电池和/或至少一个蓄电池中的能量作为能源，其中包括各种电压转换器、充电控制器以及能量监测和电力开关，以检测、分配和控制能量源的能量输出和能阱的能量消耗，特别是插入板或推进系统的能量消耗。
在该实施例中，提出了根据本发明的一种小型卫星、特别是皮米卫星的电力系统，在该系统中提供发电，例如基于太阳能电池，该太阳能电池布置在壳体壁的外侧，并且此外在内侧还布置有能量存储装置，例如是可再充电的蓄电池或燃料电池等。能量存储装置可以由太阳能电池进行充电。太阳能电池和能量存储装置都可以向小型卫星的电气系统提供电力，其中可以提供不同的级联电压电平，其可以在故障的情况下被单独切断。这提供了冗余的能量生成、存储、转换和分配。这里可以提供几个用于从罐式光伏电池提供工作电压的DC/DC转换器。对于可再充电的能量存储装置，可以预见用于充电和从其能量输出的数个充电控制器。能量存储装置可以提供不同电压电平的电压，其中额外的DC/DC转换器提供不同的电压电平。DC/DC转换器可包括高效、节能的升压和降压转换器。而且，从另外的DC/DC转换器的电压电平可以导出更高或更低的电压电平。
这种EPS(电力系统)能够以各种方式供应小型卫星的各个子系统。因此，在每个壳体壁表面上可以布置光伏电池，以使得六个单独工作的光伏电池彼此连接以生成再生能量。在插入板上，可以布置一个、两个或更多个蓄电池作为能量存储装置以存储或提供能量。每个壳体壁上的光伏电池可以分成两个，并且可以包括在它们之间的空间以容纳例如姿态传感器。在壳体壁的后面，磁场线圈可以作为磁力矩器或磁力计放置。磁力计可以电力有效地被实现为集成电磁半导体。使用DC/DC转换器，可以将光伏电池的较高电压降低到低电压，以对电池或蓄电池充电。例如，锂离子电池可以以几安培小时的容量被使用。这里可以提供大约3.4V至3.9V的电压，并且通过DC/DC转换器增加到5V。在这种情况下，可以提供3.3V总线和5V电压总线。可以通过电路开关或电流熔断器提供能量分配。可以预见过电压和过电流保护机制。以这种方式，可以为小型卫星提供具有高可靠性的冗余电力系统。
根据小型卫星的上述变体的进一步的实施例，底板可以是平面的，并且包括具有至少一个模拟和/或数字接口插座的I/O板，其可以插入到底板的具有多种插入式插座的插入侧中。这里，插入侧可以包括数据和电力总线，并且在底板的该侧包括用于与壳体壁电连接的插座。因此，小型卫星的底板被指定为以平面作为插入板的基础并且包括各种插座。单个I/O板用于与小型卫星的电气系统外部接触，并包括模拟和/或数字接口连接器。在底板上，提供数据和电力总线，它们将各个插座相互连接。侧面地，例如在底板的平面内，可以预见具有至少一个，优选地在基板的不同侧上有两个、三个或四个，至壳体壁的连接器以连接到相邻的壳体壁，其容纳光伏电池、磁场线圈、太阳或星传感器、以及光学传感器，并且可以通过电力和数据总线与插入板耦合。通过这种方法，启用了插入式系统，该系统使小型卫星适合各种任务。壳体壁可以提供相互接触，例如通过扁平电缆连接器，以使得到壳体框架的单个连接器足以接触所有壳体壁。
在前述实施例的进一步发展中，插入板可包括至少一个通信板(COMM)、数据处理板(OBDH)、电源板(EPS)和/或姿态控制板(ADCS)。壳体壁包括至少一个光伏电池和/或至少一个磁场线圈和/或至少一个光学传感器和/或天线，从而壳体框架包括推进系统的至少一部分，特别是至少一个FEEP推进器。
该实施例限定了最少数量的插入板，其至少包括一个通信板-COMM-通信、一个数据处理板-OBDH-板载数据处理、一个能量供应板-EPS-电力系统和/或一个姿态控制板-ADCS姿态确定和控制系统。至少OBDH、板载数据处理系统采用双冗余设计，电力系统EPS具有冗余性和可扩展性，以将电能分配给小型卫星的各个子系统。COMM插入板是一个完全冗余的UHF通信子系统，以用于与相邻的小型卫星通信，但也用于与地面站通信，尤其是用于接收控制数据和发送传感器数据。ADCS用于控制小型卫星的姿态和推进力，并且包括例如防撞系统。
在另一个独立的方面，提出了由数个小型卫星组成的编队，其中每个小型卫星的相对位置和飞行轨迹Tk可以由独立且自主工作的防撞系统进行调整。这使得可以控制局部集中的小型卫星的编队，其被设计为以高分辨率检测地球表面的局部有限区域，或者在不同轨道上分布的小型卫星的编队，例如在地极区域附近交叉，以使得小型卫星之间不会发生碰撞。防撞系统可以利用小型卫星之间的双向通信来实现防撞并保持编队，并且能够检测无源的其他物体，如太空碎片、小行星、陨石或不支持双向通信的其他航天器。这使得可以在LEO轨道中的小型卫星的编队以长寿命和低故障风险运行。
在编队的有利发展中，如果超过小型卫星的轨迹Tk的预定偏差，则可以执行编队轨迹TS的轨迹校正Tkk或者对在编队中用于维持或重新排列编队轨迹TS的其他小型卫星的编队轨迹校正TSk的校正，其中优选地，小型卫星双向交换它们的相对位置/姿态和/或它们的轨迹Tk。在该进一步发展中，提出当在初始飞行轨迹Tk出现实质偏差的情况下通过防撞策略启动轨迹校正Tkk时，可以执行对编队轨迹TS的反馈校正，或者在适当的情况下，以这种方式对编队的所有小型卫星改变编队轨迹TS，从而可以保持编队并且由此为整个编队提供防撞。以下是有用且有利的：如果小型卫星双向交换并且传递它们的相对位置和它们的轨迹Tk或它们的轨迹校正Tkk，从而可以决定是否可以改变编队轨迹TS，或者如果单个轨迹校正Tkk将规避的卫星带回在其早期位置的编队中，从而可以保持编队。
附图说明
从所呈现的附图说明中可以看出进一步的优点。在附图中，显示了本发明的实施例的示例。附图、说明书和权利要求包含许多组合特征。专家将适当且单独地考虑这些特征，并将它们分组为有意义的进一步组合。
显示的是：
图1是根据本发明的小型卫星的编队的第一代表性的示意图，
图2是根据本发明的小型卫星的编队的另一表示的另一透视图，
图3是根据本发明的小型卫星的代表性的防撞系统的示意图，
图4是根据本发明的小型卫星的实施例中的防撞系统的框图的示意图，
图5是根据本发明的小型卫星的实施例的分解图，
图6是根据本发明的小型卫星的实施例的组成扩展级的详细视图，
图7是根据本发明的小型卫星的一个实施例的底板，
图8是根据本发明的小型卫星的实施例的各个插入板和外壳部件，
图9是根据本发明的小型卫星的实施例的用于各种功能的插入板的图片，
图10是根据本发明的小型卫星的一个实施例的板载数据处理系统，
图11是根据本发明的小型卫星的实施例中的监视装置的框图，
图12是根据本发明的小型卫星的实施例中的电源系统的示意图。
在这些图中，类似的元件用相同的附图标记编号。附图仅示出了示例，并且不应被理解为限制。
具体实施方式
在图1a中，显示了微型卫星10的编队100。编队100包括各种的数个空间上相邻的小型卫星10，其中每个小型卫星能够观察在单个探测区域102内直到地球的地平线106的地球表面108。通过组合每个小型卫星10的单个探测区域102，编队覆盖较大的探测区域104，其可以映射地球的相对大的表面区域。编队100的质心在地球表面108上方沿着轨道150TS运动。
在该图中，编队100表示为小型卫星10在空间上有限的集聚，以通过组合单独的检测区域将地球表面的大部分映射为编队的检测区域104。因此，地球表面108的大面积区域可以被成像到地球的地平线106。在各个卫星10之间建立各个卫星10的相对姿态/位置和轨迹的双向信息交换110。当各个卫星10接近或遇到外来物体30时，每个卫星以及整个编队100然后可以遵循防撞策略，以能够避开外来物体30的方式控制方向和个体轨迹。因此，轨道150TS可以改变并且可以随后再次被校正以便继续预选的轨道。
图1b显示了在极点轨道150上的小型卫星10的另一个编队100。在这种情况下，在“珍珠串”154中，小型卫星10在轨道150上绕地球轨道运行，其中可以提供沿经圈的各种轨道150，并且因此由小型卫星10组成的各种珍珠串154绕地球轨道运行。在地极152处，各个轨道150中的小型卫星10相遇，从而导致碰撞的概率增加。特别地，在地极152附近，使用防撞系统18对于允许各个小型卫星10的彼此进行有针对性的回避操纵是有用的。这里，为了以最小的能量消耗实现防撞，在各轨道150中的相遇的小型卫星10之间的双向信息交换110可以是有用的。
图2显示了以主要立方体配置的小型卫星的第一实施例。小型卫星10包括壳体12，壳体12由六个壳体壁46和作为壳体支撑件44的四个杆的框架组成。每个壳体壁46具有两个光伏电池66，它们彼此间隔开，并且在由以光学传感器86的形式的物体检测传感器84所示例的间隙中，可以布置星传感器或太阳传感器。此外，光伏电池66之间的空间通过I/O板78提供了连接到接口端口82的可能性，以用于在发射之前读出数据或联系和编程。此外，至少在盒形的壳体12的角区域中，天线88预期用于无线电接收，特别是用于UHF接收，其用于联系地面站以及相邻的小型卫星10。
壳体12的至少四个边缘由框架杆44形成，框架杆44限定了壳体框架。在每个框架杆44中，FEEP推进器50可以放置在杆的一端，其中每个框架杆44可以具有中空轮廓，并且在该中空腔室中，可以存储用于FEEP推进器的燃料。特别地，燃料可以在发射之前被冷却，以便机械地填充中空框架并有助于壳体框架的机械稳定性。在轨道中，在壳体框架处，加热装置可预期用于加热燃料以进行液化，从而为FEEP推进器50提供加注燃料。四个框架杆44中的每一个形成用于小型卫星10的独立推进器，以使得仅通过控制单个FEEP推进器50就能够实现小型卫星10的推动和姿态方向的变化这两者。通过同时激活所有的FEEP推进器50，可以沿着小型卫星10的轨迹Tk产生线性推动。在每个壳体壁46的向内取向的一侧，可以布置磁场线圈38、磁力矩装置116以及磁力计来测量朝向磁场的方位或者相对于小型卫星10的姿态的磁场姿态。由此可以实现高度紧凑的设计，其在发射阶段是稳健的并且允许以最小的体积和质量使在卫星内部布置所有的各个功能部件成为可能。
图3示出了防撞和相关的导航程序的实施例的第一示例。小型卫星10可以通过物体检测传感器84捕获外来物体30或另外的小型卫星10，其中可以确定至少相对速度和相对轨迹。外来物体30可以例如是小行星或空间碎片，或者例如是火箭的烧毁阶段的部件或人造天体的部件。防撞系统18产生具有直径Dk的碰撞管26，该直径Dk是小型卫星10的直径的倍数并且因此包括它。碰撞管26还包括张角α，该张角α可以根据小型卫星10与外来物体30或相邻的小型卫星10之间的相对速度而加宽，以增大或减小碰撞管。防撞系统18还确定小型卫星10或外来物体30的轨迹Tf，并且定义具有直径Df的外来物体管32，该外来物体管一方面包括外来物体30或相邻小型卫星10的尺寸，另一方面还包括加宽角度，该加宽角度可以根据小型卫星10和外来物体之间的相对速度进行调整，其中高的相对速度和/或减小的距离导致各个管的角度增加。
防撞系统18可以计算碰撞管26和外来物体管32的交叉以检测碰撞的危险。在这种情况下，通过延续轨迹Tk并且在假设外来物体继续其特定轨迹Tf的情况下，不能排除碰撞。因此，防撞系统18确定轨迹校正Tk，以使得外来物体管32和碰撞管26不重叠。以这种方式，推进系统16，其尤其包括姿态/位置控制和推进器控制，使得能够以最小的能量消耗实现轨迹校正Tk。由此可以有效地排除与可能非常接近小型卫星10的轨迹的外来物体30的碰撞。
图4显示了小型卫星10的防撞系统18的另一实施例。防撞系统18包括物体检测装置20，物体检测传感器84(如示例的光学传感器86)或天线88可以作为无线电或雷达传感器被布置到物体检测装置20上。示例的光学传感器86可以是光学相机和/或红外相机。物体检测装置20计算沿轨道(也称为轨迹Tk)的碰撞管26。此外，通过物体检测传感器84，可以识别附近的外来物体30，并且可以通过观察到外来物体30的距离的相对变化来确定其轨迹Tf。源于知道他们自己的轨迹Tk和外来物体轨迹Tf，可以确定碰撞管26和外来物体管32。在碰撞预测装置22中，可以将碰撞管26与外来物体管32进行比较，并且从这些管的交叉中可以识别出需要改变轨迹Tk的哪些来避免碰撞。
碰撞预测装置22识别碰撞的危险，规避装置24可以确定轨迹Tkk的最小能量校正，通过该最小能量消耗，以可能的最低能量消耗和方向改变执行姿态/位置和推力校正，以使得碰撞管26不再与外物管32交叉。规避装置24确定用于控制推进和姿态系统16(特别是用于改变相对姿态的反作用轮40或用于改变到小型卫星10的指向的磁力矩装置116)的控制信息，并且然后通过FEEP推进器50向微型卫星10施加推动力，从而实现轨迹校正Tkk。因此，可以避免与相邻外来物体30的碰撞。如果外来物体30是另一个小型卫星10，例如通过小型卫星10之间的双向信息交换110可以交换小型卫星10的相对姿态和轨迹，并且可以推导出用来避免小型卫星10之间的碰撞的协调行为。
图5显示了图2中的小型卫星10的分解图。小型卫星10包括六个壳体壁46，光伏电池66布置在壳体壁46上，其中在两个相邻的光伏电池66之间，中央条形区域凹入以容纳传感器系统。可以在该区域中布置物体检测传感器84，例如相机或雷达传感器。六个壳体壁46固定在四个框架杆上，其中每个框架杆44包括电弧喷射推进器50，并且燃料支撑在框架杆44的中空轮廓中。每个框架杆44可包括电加热器，其允许加热框架杆44中的燃料，以便为电弧喷射推进器50的操作提供必要的燃料供应。在小型卫星10的内部，底板48布置有在配合侧80上的插座，插入板14将被插入其中。每个插入板14可以处理不同的任务并且可以提供例如电源、姿态控制、协调处理计算机或提供通信功能。此外，I/O板78插入到底板48中，底板48具有I/O接口端口82，以用于在发射之前读出数据和外部编程。接口端口82可以呈现例如模拟和数字连接，以读入和读出模拟和数字数据。
图6在各个图6a至6d中示出了根据本发明的小型卫星10的实施例的组装步骤。在图6a中，底板48示出为具有配合侧80，各个插座54布置在配合侧80上，它们通过数据和电力总线56彼此连接。在边界插座54处，I/O板78被插入，其提供两个I/O接口端口82，以用于在发射之前编程访问小型卫星。底板48和I/O板78都包括壳体壁连接器58，壳体壁连接器58处于电接触相邻壳体壁46的位置中，以从其上的光伏电池66接收示例的电力并且接触磁场线圈，该磁场线圈可用作磁力矩器或磁力计。
在图6b中，另外的插入板14被插入，特别是用于提供电源的EPS板、用于提供姿态和推进控制的ADCS板、用于提供更高级计算机功能的OBDH板以及提供通信能力的COMM板。此外，用于提供传感器能力的传感器板SENS插入在底板48中，例如用于地球观测、天气观测和各种监测功能。
在图6c中，示出了另一个扩展级，在该级中，框架杆44正交于底板48布置并且平行于插入板14的边缘。此外，可以看到反作用轮40，其位于ADCS板上，并且天线88连接到COMM板。各个功能性插入板14通过螺钉形式的稳定元件28彼此机械连接。
最后，图6d示出了壳体壁46的组装，壳体壁46上布置有光伏电池，并且包括另外的物体检测传感器84和壳体壁切口112，例如用于I/O接口端口82。壳体壁46借助于光伏电池66提供再生电源，并且包括姿态控制的部件以及恒星和太阳传感器，姿态控制的部件具有在其壳体壁后侧上的磁力矩装置116的磁场线圈38以及磁力计和用于监测在轨迹方向上的周围区域的传感器元件，以用于防撞和检测相对姿态。轨迹方向与电弧喷射推进器布置在其上的壳体侧相对。
在图7中，三个面板显示底板48和I/O板78的结构，它形成小型卫星10的主干。底板48具有各种插座54，不同的插入板14中可以插入其中。插座54布置在底板48的配合侧80上。在底板48的底侧上布置有数据和电力总线56，其将插座54的各个触点连接至彼此。在底板48的边缘处的插座54上，I/O板78被插入。这包括用于在发射之前从小型卫星10获取数据并编程的I/O接口端口82，并用于配置、编码和测试电气系统的功能。底板48和I/O板78具有壳体壁连接器58，以用于电接触壳体壁46以便将能量、传感器和致动器系统电连接到壳体壁46。
在图8中，小型卫星10的各个部件组被示为构建块。构建块由五个插入板14和底板48组成，这代表小型卫星10的标准配置。底板48具有各种插座54，它们通过数据和电力总线56互连。各个插入板14由I/O板78组成，I/O板78具有用于将小型卫星系统和OBDH板、EPS板、用于姿态控制的ADCS板以及COMM板连接的I/O接口端口82，EPS板具有用于提供电源的蓄电池64，COMM板具有用于经由无线电波发送和接收数据的HF部件。每个插入板14具有相同构造的连接条114，其可以插入到底板48的插座54中。另外，布置有四个框架杆44，每个框架杆集成电弧喷射推进器50，其是小型卫星的主要推进装置。此外，提供六个壳体壁面板46，在它们的外侧上具有两个光伏电池66以及用于接触I/O接口端口82的壳体壁切口112，两个光伏电池66之间具有用于容纳传感器(特别是物体检测传感器84)的空间。在壳体壁46的后壁上附接有磁场线圈38，其既可以用作磁力矩器的一部分，也可以用作磁力计，以测量地球磁场位置，并通过电流将小型卫星的姿态/位置相对于地球磁场线进行对准。通过壳体壁切口112，可以接触I/O接口端口82，以及指向外的传感器，其例如布置在插入板14上。
在图9a中，更详细地示出了用于ADCS的插入板。这包括反作用轮40，利用该反作用轮40，可以产生与其轴线方向对齐的用于改变小型卫星10的方位的推动力。为此目的，提供姿态控制的相关的反作用轮控制单元122，其无论如何都可以被冗余地配置，并且可以经由监视装置36被监控，以使得ADCS系统的增强的鲁棒性和辐射耐受性能够成为可能。在插入板14的两个相对边缘上布置有壳体壁连接器58，并且底板48的数据和电力总线56可以通过连接器条114接触。
图9b示出了壳体壁46的后部，其以夹层结构构建并且在其内部具有用于增加稳定性、用于冷却以及用于屏蔽的铝芯120。铝芯120用于增加机械刚度并在很小程度上防辐射并消散热能。在壳体壁46的前侧布置有两个光伏电池66，而在其后部布置有磁场线圈38，其与用于磁线圈的控制单元118连接。用于磁线圈的控制单元118将磁场线圈38作为磁力矩器装置116操作并因此实现小型卫星沿地球磁场的姿态对准，而且还将磁场线圈38作为磁力计操作以提供磁性的姿态传感器。在壳体壁46的四个角处显现出机械增强的铝芯120，以提供壳体壁46的机械稳定性，借助于磁力矩器装置116用于小型卫星10的电源和姿态控制。至少在壳体壁46的一个纵向侧和一个横向侧上，壳体壁连接器58被布置成与相邻的壳体壁46以及底板48和/或内部的插入板14电接触。
在图10a中示出了OBDH的插入板14的立体图，例如，板载数据处理系统，监督过程计算机。OBDH包括两个功能相同的功能芯34a，每个功能芯34a具有其各自独立的存储装置134a和134b。监视装置36监视两个功能芯34a和34b的正确功能，例如在主从操作中的工作，并且可以在热冗余操作模式中在这两个功能芯34a和34b之间切换，以及重置两个功能芯34a、34b以确保可靠的操作。与底板48的数据和电力总线56的接触通过连接条114得以实现。
图10b中呈现了OBDH的功能分布的框图。两个功能芯34a和34b彼此进行通信并交换数据和存储信息。监督的监视装置36监测两个功能芯34的输入和输出数据及它们的正确操作，并且可以启动测试序列以检测功能芯34a、34b的不一致行为的指示。在这种情况下，可以重启一个或两个功能芯34a，34b，例如可以对硬件或软件重置，或者可以校正两个功能芯34a、34b的结果。功能芯34a，34b可以以主从模式操作，或者单独地和自主地操作，但也可以同步、并行和彼此独立地工作。功能芯34a、34b经由接口装置132连接到数据和电力总线56。在该数据和电力总线56处，可以进一步连接到存储装置134、时间和时钟发生器装置136，外壳面板后壁的接口138和传感器或致动器装置140，例如推进和姿态控制系统16，以及无线电或光学传感器。无论如何，这些部件中的一些还可以放置在插入板14上。监视装置36的功能芯34a，34b可以在功能上与板载数据系统分离并被重新启动。这里，即使在没有对抗空间辐射的传统屏蔽技术的情况下，监视装置36也可以运行FDIR算法以实现高鲁棒性和辐射耐受性。
监视装置36可以在几个等级中工作，并且例如在第一级中由软件将各个功能芯重置。在第二级中，可以启动硬件重置，例如通过短期中断功能芯34或所有的功能芯34a、34b中的一个的电源来启动硬件重置。在第三级中，经由软件对功能芯34的输出结果进行监测，以使得可以在不同等级上提供增加的弹性。
图11示意性地示出了作为小型卫星10的监视装置36的所谓的开关监视单元(TWU)。在这种情况下，监测功能芯34的输出，并且如果它在预定时间范围内不发射的活跃信号，那么就假设功能芯34已经崩溃。在这种情况下，执行故障的功能芯34a或34b的重置，并且最终替换主-从配置，以使得当前的主芯变为从芯，并且先前的从芯用作主功能芯。通过相同的逻辑，接口装置132被激活以将各个功能芯34a、34b连接到数据和电力总线56。监视设备36的TWU在这种情况下包括用于提供切换动作的逻辑门单元146、监视单元142和FPGA单元144。这使得OBDH可以监控其自身并在发生故障时自行恢复。
最后，图12示出了小型卫星10的电源装置60ESP。电源装置60包括光伏电源系统124、蓄电池电源126和能量控制子系统130。通过电源装置60的分开架构，可以实现小型卫星10的各个功能部件的电源的高鲁棒性。
光伏电源系统124包括能量源62、一个或多个光伏电池66。通过各种DC/DC电压转换器68，在不同的电压电平上提供光伏电池66的能量。在这种情况下，能量监测装置72，例如电流或电压监测装置72，可以确定由光伏电池66输送的能量的量。电能被转发到蓄电池电源126。这包括布置在ESP插入板上的两个或更多个蓄电池64，其通过光伏电池66的电力进行充电，以便提供能量，例如在地球阴影部分向电源装置60提供能量。提供能量开关装置74来接通和断开蓄电池64。通过级联的电压转换器68，可以提供不同水平的输出电压。在这种情况下，蓄电池电源126包括两个并联工作的蓄电池64，它们可以双向、并联和彼此独立地提供能量。电力在三个电压电平上传递到能量控制子系统130。其中有更多的能量开关装置74给小型卫星的各个子系统供电。而且，从具有另外的DC/DC电压转换器68的单独电压电平中可以导出其他电压电平。因此，提供了不同的独立工作的电源电路，其中可以从光伏电池66以及从蓄电池64提取能量。提供不同的电压电平，以使得可以通过独立和不同的电压电平提供不同的子系统。即使出现与一个电压电平相关的缺陷，许多能量开关装置74和电压转换器68也可通过受影响的能量电路的电压转换和断开而桥接。因此，即使在一个或多个蓄电池64发生故障或者一个或多个光伏电池66发生故障的情况下，或者在小型卫星10的一个或多个功能元件短路的情况下，也能保证连续运行。
根据本发明的小型卫星可以在寿命期间实现有限的电力储备。这尤其通过多级能量供应概念来实现。在冗余和容错领域，可以忽略“多数表决”，因为先进的FDIR技术只能利用两个互补工作系统的冗余。例如，还可以校正数据库中的存储区域或者可以在其中检测错误。在系统的运行时间期间，可以执行主系统和从系统之间的切换，已使得可以在没有明显延迟的情况下实现故障系统的切换，从而避免小型卫星的任何操作干扰。使用基于FDIR的监视装置，即使没有小型卫星的常规屏蔽，也可以通过多个仅两个冗余功能芯来确保高操作可靠性和耐辐射性，从而可以实现小的质量。
可以以小体积、小质量和低能量提供能够以编队飞行的强大的小型卫星系统。使用市场上可买到的电气部件，其不是耐辐射的。通过基于电弧喷射的新型推进系统，推进系统可以最小化，在该新型推进系统中，燃料容纳在壳体结构部件中。精密的姿态控制系统可以通过磁力计、太阳和星传感器和陀螺仪检测相对位置，结合推进系统，可以确保根据本发明的创造性防撞系统在其轨道上具有长寿命。
小型卫星被设计为模块化系统，类似于汽车生产中的模块化系统，并且可以通过基本配置以低成本且容易地为不同任务提供。通过高比例的相同部件，可以实现每个部件的低成本，以使得提出的卫星平台在使用中表现出极高的耐用性、低成本和高灵活性。由于相对导航和防撞，可以实现多卫星系统，其可以不与地面联系的情况下自主操作以完成期望的任务。对于辐射屏蔽，不需要铅板，并且可以避免针对不同卫星任务的专门开发。
小型卫星系统的特征在于其自组织能力和高鲁棒性。通过使用诸如能量和数据总线标准的工业标准，用于小型化系统和部件的工业上可用的标准部件可以用于具有高干扰水平的困难的地外环境中。每个部件的模块化系统架构支持灵活的集成和生产。单个小型卫星可以例如借助机器人以自动方式生产。通过自动测试，可以保证小型卫星发射前的功能和性能。
因此，可以提供用于不同目的的低成本的分布式卫星系统。例如，这些可用于制图，用于定位任务或用于IT部门中的不同任务。此外，这种小型卫星编队可用于商业企业，例如用于车队管理或用于远程维护系统或用于政府任务，例如早期预警系统、环境灾难后的地球侦察或军事应用。通过该卫星编队，提供了高安全性和高度小型化的系统，其尤其可以应用于远程信息处理系统和工业环境中，也用于移动和固定设备的远程诊断和远程维修。例如，可能的应用是汽车工业、车队车辆的定位和自主驾驶中，在全球自动化和生产物流中，特别是用于移动系统、军事领域的远程控制和定位以及地球观测中，在研究和空间探索方面，它为在极端条件下进行成本效益的创新测试提供了机会，例如，对于数据提供者来说，停车场、道路或交通系统的占有率分析被用作经济趋势的指标，或者气象服务提供商可能是潜在客户。
附图标记列表
10 能够以编队飞行的小型卫星
12 壳体
14 插入板
16 推进系统
18 防撞系统
20 物体检测装置
22 碰撞预测装置
24 规避装置
26 碰撞管
28 稳定元件
30 外来物体
32 外来物体管
34 功能芯
36 监视装置
38 磁场线圈
40 反作用轮
42 壳
44 框架杆
46 壳体壁
48 底板
50 推进装置,推进器
52 壳体的角区域
54 插座
56 数据和电力总线
58 壳体壁连接器
60 电源装置
62 能量源
64 蓄电池
66 光伏电池
68 电压转换器
70 充电控制器
72 能量监测装置
74 能量切换装置
76 能阱
78 I/O板
80 配合侧
82 接口端口
84 物体检测传感器
86 光学传感器
88 天线
100 小型卫星的编队
102 单独的检测区域
104 编队的检测区域
106 地球的地平线
108 地球的表面
110 双向信息交换
112 壳体壁切口
114 连接器条
116 磁力矩装置
118 用于磁线圈的控制单元
120 铝芯
122 反作用轮控制单元
124 光伏电源系统
126 蓄电池电源系统
128 电压控制
130 能量控制子系统
132 接口装置
134 存储装置
136 时间和时钟发生器装置
138 壳体面板后壁的接口
140 传感器或致动器
142 监视单元
144 FPGA单元
146 逻辑门单元
150 轨道
152 地极
154 珍珠串
156 插入式插座的插入接触行
Tk 卫星k的轨迹
Tkk 轨迹校正
TS 编队轨迹
TSk 编队轨迹校正
COMM 通信板
OBDH 计算机板
EPS 电源板
ADCS 位置控制板
SENS 地球观测传感器板

Claims (15)

1.一种用于LEO应用的能够以编队飞行的小型卫星(10)，特别是质量为10kg或更小的纳米卫星或皮米卫星，包括：壳体(12)和至少一个插入板(14)以及推进系统(16)，所述至少一个插入板(14)布置在所述壳体(12)中并具有预定功能，所述推进系统(16)用于在轨道中的轨迹Tk的方向上产生定向脉冲，其特征在于，所述小型卫星(10)包括自主且独立工作的防撞系统(18)，当预期到与外来物体(30)发生碰撞时，所述防撞系统(18)能够通过所述推进系统(16)调整飞行轨迹Tk的轨迹校正Tkk。
2.根据权利要求1所述的能够以编队飞行的小型卫星(10)，其特征在于，所述独立且自主的防撞系统(18)包括物体检测装置(20)、碰撞预测装置(22)以及规避装置(24)，其中，所述物体检测装置(20)具有至少一个或多个光学或者基于无线电的物体检测传感器(84)，所述至少一个或多个光学或者基于无线电的物体检测传感器(84)用于检测在锥形的碰撞管(26)的方向上的外来物体(30)的相对位置和相对速度，所述锥形的碰撞管(26)包括所述轨迹Tk，其中，所述碰撞预测装置(22)用于确定在所述碰撞管(26)中的可能碰撞风险，并且其中，所述规避装置(24)用于相对于所述轨迹校正Tkk来控制所述推进系统(16)。
3.根据权利要求2所述的能够以编队飞行的小型卫星(10)，其特征在于，所述物体检测装置(20)自主选择所述碰撞管(26)的最小直径dk，以使得至少包括所述小型卫星(10)、特别是以至少包括所述小型卫星(10)的直径的倍数的方式选择，并且所述碰撞预测装置(22)给外来物体(30)分配外来物体管(32)，并且以至少将所述外来物体(30)包括在内的方式选择所述外来物体管(32)的最小直径df、特别是以至少包括所述物体(30)的直径的倍数的方式选择，其中，优选地，所述碰撞管(26)和/所述外来物体管(32)的张角根据所述小型卫星(10)和所述外来物体(30)之间的相对速度来进行选择，并且在所述碰撞管(26)与所述外来物体管(32)在重叠区域Akf中重叠时，所述规避装置(24)确定轨迹校正Tkk，特别是用成本函数模拟数个轨迹校正并且确定最小成本的轨迹校正Tkk并且控制所述推进系统遵循所述轨迹校正Tkk。
4.根据前述权利要求中的一项所述的能够以编队飞行的小型卫星(10)，其特征在于，所述插入板(14)包括用于提供预定功能的多种功能芯(34)，尤其是至少两个或更多个中的偶数个用于冗余地提供功能的可比较的功能芯(34)，其中，监视装置(36)监测所述功能芯(34)的校正操作，其中，优选地，所述监视装置(36)通过测试功能序列来监测所述功能芯(34)的功能，并且当检测到故障时，所述监视装置(36)选择一个或一组功能芯(34)的故障校正活动以用于连续地、不间断地提供功能。
5.根据权利要求4所述的能够以编队飞行的小型卫星(10)，其特征在于，所述监视装置(36)执行FDIR算法(故障检测、故障隔离和故障恢复技术)，并且在故障的情况下，执行电力重置、在优选的两个功能芯(34)之间的切换和/或对所述功能芯(34)中的至少一个进行软件重置。
6.根据前述权利要求中的一项所述的能够以编队飞行的小型卫星(10)，其特征在于，所述推进系统(16)包括至少一个反作用轮(40)和磁力矩器装置(116)中的至少两个磁场线圈(38)以用于在任何方向上的组合姿态控制，其优选包括一个反作用轮(40)和至少三个、尤其是六个磁场线圈(38)。
7.根据权利要求6所述的能够以编队飞行的小型卫星(10)，其特征在于，至少一个星传感器，至少一个太阳传感器，至少一个陀螺仪、优选一个MEMS陀螺仪，和/或至少一个磁力计的组中的至少两个，特别是一个3D磁力计、一个3D陀螺仪、六个两轴太阳传感器和六个两轴星传感器，被布置在插入板(14)的背侧上和/或在一个或多个壳体壁(46)上，其中，优选地，所述反作用轮(40)在所述插入板(14)上被布置为用于姿态控制校正的微型反作用轮。
8.根据前述权利要求中的一项所述的能够以编队飞行的小型卫星(10)，其特征在于，所述推进系统(16)包括至少一个电推进，尤其是电弧喷射，优选是至少一个FEEP(场效应电推进)推进器(50)，并且尤其是四个FEEP推进器(50)，所述四个FEEP推进器(50)进一步被优选地布置在优选的立方体壳体(12)的边缘区域或者角区域(52)中，优选在壳体框架(44)中。
9.根据权利要求8所述的能够以编队飞行的小型卫星(10)，其特征在于，所述壳体框架(44)的边缘区域包括中空轮廓或者具有多孔内部结构的轮廓，在所述轮廓中存储有用于电推进的燃料，尤其是镓、氨或肼。
10.根据前述权利要求中的一项所述的能够以编队飞行的小型卫星(10)，其特征在于，壳体框架(44)、数个壳体壁(46)和具有至少两个插入板(14)的底板(48)包括在所述壳体(12)中，其中，所述插入板(14)插入在所述底板(48)中，并且所述插入板(14)经由数据和电力总线(56)与另外的插入板(14)和/或所述推进系统(16)和/或至少一个传感器和/或致动器装置(140)和电源装置(60)连接，所述数据和电力总线(56)支持通信协议标准UART、SPI、CAN、太空线和/或I2 C中的至少一个，尤其是多个。
11.根据权利要求10所述的能够以编队飞行的小型卫星(10)，其特征在于，底板(48)包括多级且可扩展的电源装置(60)，所述电源装置(60)由作为能量源(62)的至少一个光伏电池(66)和/或至少一个蓄电池(64)提供能量，其中，包括了各种电压转换器(68)、充电控制器(70)和能量监测装置(72)以及能量切换装置(74)以检测、分配和控制来自能量源(62)的能量输出以及来自能阱(76)的能量消耗这两者，尤其是插入板(14)或推进系统(16)的能量消耗。
12.根据权利要求10或11所述的能够以编队飞行的小型卫星(10)，其特征在于，所述底板(48)是平面的并且具有至少一个模拟和/或数字接口端口(82)的I/O板(78)能够插入到所述底板(48)的具有多种插入式插座(54)的配合侧(80)中，其中，优选地，所述配合侧(80)包括数据和电力总线(56)和所述插入式插座(54)，并且所述底板在侧面包括至壳体壁连接器(58)的接口以与所述壳体壁(46)电连接。
13.根据权利要求10至12中的一项所述的能够以编队飞行的小型卫星(10)，其特征在于，所述插入板(14)是至少一个通信板(COMM)、一个计算机板(OBDH)、一个电源板(EPS)和/或一个姿态确定和控制板(ADCS)，并且在于，至少一个壳体壁(46)包括至少一个光伏电池(66)和/或至少一个磁场线圈(38)和/或至少一个光学传感器(86)和/或一个天线(88)，并且在于，所述壳体框架(44)包括所述推进系统(16)的至少部分，尤其是至少一个FEEP推进器(50)。
14.一种由根据前述权利要求中的一项所述的能够以编队飞行的小型卫星(10)组成的编队(100)，其特征在于，每个小型卫星(10)的飞行轨迹Tk和相对位置能够经由独立且自主工作的防撞系统(18)而变化。
15.根据权利要求14所述的编队(100)，其特征在于，当每个小型卫星(10)的飞行轨迹Tk的预定偏差超过编队轨迹TS的轨迹校正Tkk时，能够执行所述小型卫星(10)的特定轨迹Tkk或位于所述编队(100)中的其他的小型卫星(10)的编队轨迹校正TSk以用于保持或重新规划所述编队轨迹TS，其中，优选地，所述小型卫星(10)双向交换它们的相对位置和/或它们的轨迹Tk。
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