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Die
vorliegende Erfindung betrifft Verfahren für Satellitenoperationen im
Weltraum, um die Nutzungsdauer eines Weltraumsatelliten zu verlängern.
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Die
Erfindung betrifft insbesondere Verfahren zum Verlängern der
nützlichen
Lebenszeit von Satelliten, die Kommunikationen, Wetterbeobachtung,
Raumerkundung und ähnliche
Funktionen ausführen.
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In
einer anderen Hinsicht betrifft die Erfindung Verfahren zum Verlängern der
Nutzungsdauer von Satelliten, ohne komplizierte Auftank- oder Reparaturfunktionen
im Weltraum auszuführen.
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Gemäß einem
weiteren Aspekt betrifft die Erfindung verfahren zum Durchführen eines
geplanten Deorbits und Wiedereintritts eines Satelliten oder ein Reboosting
eines verbrauchten Satelliten in einen höheren Orbit oder eine andere
Flugbahn, um ein Deorbit zu verzögern
oder um einen Satelliten in eine Park- oder andere betriebliche
oder nichtbetriebliche Umlauf- oder Flugbahn zu bringen. Ebenso
betrifft die Erfindung die Durchführung einer Deorbit-Operation oder das Ändern der
Flugbahn von Schutt im Raum, um Kollisionen mit anderen Raumfahrzeugen zu
vermeiden.
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In
einem weiteren Aspekt betrifft die Erfindung Verfahren zur Durchführung einer
Reihe verschiedener Annäherungsoperationen,
z. B. die Inspektion eines funktionsfähigen oder funktionsunfähigen Satelliten,
um seinen Status festzustellen usw.
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In
noch einem weiteren Aspekt betrifft die Erfindung Verfahren zum
Liefern oder Auffrischen von Vorräten für im Umlauf befindliche Raumfahrzeuge wie
z. B. die geplante internationale Space Station.
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Aufgrund
der hohen Zuverlässigkeit
moderner Elektronik wird das Lebensende (EOL) der meisten Satelliten
dadurch verursacht, dass Bordtreibstoffe zur Neige und deshalb Lage-
und Positionsregelung verloren gehen, d. h. z. B. für Orientierung,
Ausrichten einschließlich
Stabilisierung und Orbitsteuerung. Der frühere vorgeschlagene Ansatz
zur Verlängerung
der EOL besteht darin, den Treibstoffvorrat in den Satellitentanks
durch Nachtanken von einem anderen Raumfahrzeug aufzustocken. Alternativ
können
zur Erreichung dieses Ziels zusätzliche
externe Treibstofftanks am Zielsatelliten mechanisch angebracht
werden.
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Außer dem
EOL durch normale Treibstofferschöpfung hat es zahlreiche Fälle gegeben,
in denen Satelliten anfänglich
in falsche Umlaufbahnen gebracht wurden. Diese Umlaufbahnen hätten durch zusätzliche
Vortriebsmanöver
korrigiert werden können.
Die Verwendung des Bordtreibstoffs der Satelliten, um sie in eine
richtige Umlaufbahn zu bringen, hätte jedoch zu einer entsprechenden
Reduzierung der Nutzungsdauer des Satelliten geführt. In einigen Fällen war
eine Korrektur des anfänglichen
Orbit unmöglich,
weil dadurch der Bordtreibstoffvorrat des Satelliten völlig verbraucht
worden wäre.
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In
der Vergangenheit wurde beträchtlicher Aufwand
betrieben, um die Nachtanktechnologie im Weltraum weiter zu entwickeln.
Dies erforderte jedoch umfangreiche und kostspielige Modifikationen an
konventionellen Satelliten, risikoreiche Annäherungsoperationen, eine mögliche Kontamination
des Satelliten durch entweichenden Kraftstoff und es entstanden
andere praktische Probleme.
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Umgekehrt,
wenn die Betriebsdauer eines Satelliten aus verschiedenen Gründen nicht
verlängert
werden kann, z. B. wegen anderer irreparabler Fehlfunktionen des
Satelliten oder seiner Ausrüstung oder
aufgrund einer Veralterung des Satelliten, dann wäre es wünschenswert,
einen vorgeplanten Deorbit und Wiedereintritt durchführen zu
können.
Dadurch würde
dann der funktionsunfähige
oder veraltete Satellit den verfügbaren
Raum für
arbeitende Satelliten nicht mehr einengen, wodurch die Wahrscheinlichkeit von
Kollisionen mit anderen Satelliten oder Raumfahrzeugen reduziert
würde.
Wenn der Deorbit und Wiedereintritt vorgeplant werden kann, dann
reduzieren diese Techniken auch die Möglichkeit eines Wiedereintritts
in bevölkerte
Gebiete mit eventuell katastrophalen Folgen. Ferner wäre es selbst
dann, wenn kein geplanter Deorbit und Wiedereintritt notwendig ist
oder wenn es wünschenswert
wäre, die
Flugbahn eines Satelliten im Weltraum auf andere Weise zu ändern, wünschenswert,
Vorrichtungen und Verfahren bereitzustellen, um die Flugbahn eines
Satelliten im Raum auf eine andere betriebliche oder nichtbetriebliche
Flugbahn zu ändern,
oder Satelliten, die nützliche
Orbits versperren oder die kurz vor einem Deorbit sind, in weniger
volle und weniger gefährliche
Parkorbits zu schicken.
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Die
Hauptaufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, Verfahren
zum Durchführen
von Satellitenoperationen im Raum bereitzustellen, wie z. B. das
Verlängern
der Nutzungsdauer eines Raumsatelliten, das Ändern seiner Raumflugbahn usw.
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Eine
weitere Aufgabe der Erfindung ist es, eine solche Verlängerung
der Nutzungsdauer eines Weltraumsatelliten mit einem vereinfachten
Verfahren und unter Verwendung vereinfachter Vorrichtungen im Vergleich
zu den Methoden des Standes der Technik bereitzustellen, die ein
Auftanken des Weltraumsatelliten beinhalten.
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Eine
weitere Aufgabe der Erfindung besteht darin, Verfahren bereitzustellen,
die einen geplanten Deorbit und Wiedereintritt von verbrauchten
oder veralteten Satelliten zulassen, die das Ändern der Raumflugbahn eines
Satelliten in eine andere betriebliche oder nichtbetriebliche Flugbahn
zulassen oder die ein Reboosting von verbrauchten oder veralteten
Satelliten in einen Parkorbit zulassen.
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In
Transactions of the A. S. M. E. Journal of Engineering for Industry,
Bd. 107, Nr. 1, Februar 1985, New York, USA, wird auf den Seiten
49 bis 54 ein Verfahren zur Wartung von Satelliten durch Teleoperators
beschrieben.
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Die
Erfindung ist in den Ansprüchen
definiert. Es folgt eine ausführliche
Beschreibung der Erfindung mit Bezug auf die Zeichnungen. Dabei
zeigt:
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1 eine Perspektivansicht
eines Verlängerungsraumfahrzeugs
zum Durchführen
von Annäherungsoperationen
im Weltraum gemäß einer
derzeit bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung;
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2 eine teilweise weggeschnittene
Perspektivansicht des Service-Moduls des Verlängerungsraumfahrzeugs von 1;
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3 eine Perspektivansicht
des Befehlsmoduls des Verlängerungsraumfahrzeugs
von 1;
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4 die Andockmanöver und
das mechanische Ankoppeln des Verlängerungsraumfahrzeugs von 1–3 an
einen Zielsatelliten;
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5–7 ein
typisches Missionsszenario, das mit dem erfindungsgemäßen Verfahren
ausgeführt wird,
um einen Satelliten von einem unbrauchbaren Orbit in seinen beabsichtigten
Betriebsorbit zu bringen und danach Lagestabilität und Ausrichtung für die angedockte
Kombination aus Verlängerungsraumfahrzeug
und Zielsatellit zu erzielen.
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Der
hierin verwendete Begriff „Einstellen
der Lebensdauer eines Zielsatelliten" bedeutet entweder das Verlängern der
Nutzungsdauer eines Zielsatelliten, die normalerweise durch die
Verfügbarkeit
von Bordtreibstoff für
die Positionssteuerung begrenzt wäre, oder das Beenden der Umlaufaktivität eines verbrauchten
oder veralteten Satelliten durch einen geplanten Deorbit und Wiedereintritt
oder durch Transportieren eines Satelliten von seinem vorherigen
Orbit in eine andere Flugbahn oder in einen Parkorbit.
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Der
hierin verwendete Begriff „Steuern
der Position der angedockten Kombination aus Satellit und Raumfahrzeug" beinhaltet das Steuern
der Flugbahn der angedockten Kombination relativ zur Erde und/oder
das Steuern der Lage der angedockten Kombination relativ zur Erde
oder relativ zum Sternenfeld.
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Kurz
ausgedrückt,
gemäß einer
Ausgestaltung der Erfindung stelle ich Verfahren zum Ausführen von
Satellitenannäherungsoperationen
wie Inspektion, Bergen und Lebensdauerverlängerung eines Zielsatelliten
durch den Betrieb eines „Satellite Inspection
Recovery and Extension" („SIRE") Raumfahrzeugs bereit,
das in den folgenden Betriebsarten betrieben werden kann (telebetrieben,
automatisch und autonom). Das SIRE-Konzept besteht ferner aus denjenigen
Verfahren und Techniken, die zum Durchführen bestimmter (On-Orbit)
Operationen wie z. B., aber nicht begrenzt auf, Inspektion, Wartung,
Bergen und Lebenszeitverlängerung
von Satelliten, Raumfahrzeugen, Weltraumsystemen, Weltraumplattformen
und anderen Fahrzeugen und Objekten im Raum beinhalten, die kollektiv
als „Zielsatelliten" definiert werden.
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Die
drei Grundtypen von SIRE-Annäherungsmissionen
werden als „Lebensdauerverlängerung", „Bergen" und „Versorgung" definiert. Jeder Missionstyp
wird nach spezifischeren Techniken und betrieblichen Erfordernissen
weiter in zusätzliche
Kategorien unterteilt. So ist z. B. das Ziel der Lebensdauerverlängerungsmission
die Bereitstellung von zusätzlichem
Treibstoff zu Lagestabilisierung für Satelliten, die sich ihrem
geplanten Lebensende (EOL) nähern,
weil der Bordtreibstoff zur Neige geht, die aber ansonsten noch
voll funktionell sind. Die Lebensdauerverlängerungsmission ermöglicht es
somit, den voll funktionellen Satelliten für eine längere Zeit über sein voraussichtliches
Lebensende hinaus in seinem gewünschten
(ertragreichen) Orbit betriebsfähig
zu halten, indem eine angedockte SIRE-Kombination aus Satellit und
Raumfahrzeug gebildet wird.
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Zum
Durchführen
der Lebensdauerverlängerungsmission
beinhaltet das SIRE-Raumfahrzeug Leit-, Navigations- und Steuersysteme,
einen Bordtreibstoffvorrat und Andockmittel zum mechanischen Verbinden
des Zielsatelliten mit dem SIRE-Raumfahrzeug,
um die Kombination aus angedocktem Satelliten und Raumfahrzeug zu
bilden. Das Vortriebssystem ist vorzugsweise hypergolisch und besteht
aus Monomethylhydrazin und N2O4 für Annäherungsoperationen.
Die Leit-, Navigations- und Steuersysteme des SIRE-Raumfahrzeugs bieten
die Mittel zum Steuern der Position der angedockten Kombination
aus Satellit und Raumfahrzeug. Der Bordtreibstoffvorrat reicht für ein Rendezvous
und und zum Andocken des SIRE-Raumfahrzeugs an den Zielsatelliten
und für
die Positionssteuerung der angedockten Kombination aus Satellit
und Raumfahrzeug aus.
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Gemäß einer
weiteren Ausgestaltung der Erfindung stelle ich ein Verfahren zum
Einstellen der Lebensdauer eines Zielsatelliten bereit. Das erfindungsgemäße Verfahren
umfasst die Schritte des mechanischen Verbindens eines SIRE-Raumfahrzeugs
mit dem Zielsatelliten, das Bilden einer angedockten Kombination
aus Satellit und Raumfahrzeug und das Aktivieren der Leit-, Navigations-
und Steuersysteme des SIRE-Raumfahrzeugs für die Positionssteuerung der
angedockten Kombination aus Satellit und Raumfahrzeug. Das in diesem
Verfahren zur Anwendung kommende SIRE-Raumfahrzeug beinhaltet einen Bordtreibstoffvorrat
für die
Positionssteuerung der angedockten Kombination aus Satellit und Raumfahrzeug
nach dem Andocken. Da bewirkt wird, dass das SIRE-Raumfahrzeug alle
Lagestabilisierungsfunktionen wie Positions- und Lagesteuerung ausführt, kann
der Satellit seine Sollfunktionen wie Telekommunikationen und Wettervorhersage
noch lange nach seinem ursprünglich
vorhergesagten Lebensende durchführen.
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Ziel
der „Bergungsmission" ist es, verschiedene
Anomalien zu korrigieren, mit denen Satelliten konfrontiert werden.
Zu solchen Anomalien gehören eine
falsche Startlaufbahn, ein Orbitverfall, ein Verlust der Satellitenfunktionsfähigkeit
sowie ein Ausfall des Satellitensystems. Um einen falschen Startorbit oder
einen Orbitverfall zu korrigieren, ist das SIRE-Raumfahrzeug ähnlich wie
das Raumfahrzeug aufgebaut, das für Lebenszeitverläungerungsmissionen
verwendet wird. Das „Bergungs"-SIRE-Raumfahrzeug
beinhaltet Leit-, Navigations- und
Steuersysteme, eine Bordtreibstoffversorgung und Andockmittel für ein mechanisches
Verbinden des Zielsatelliten mit dem SIRE-Raumfahrzeug, um die angedockte
Kombination aus Satellit und Raumfahrzeug zu bilden. Die Leit-,
Navigations- und Steuersysteme des SIRE-Raumfahrzeugs stellen die Mittel zum Steuern
der Position der angedockten Kombination aus Satellit und Raumfahrzeug
bereit. Der Bordtreibstoffvorrat reicht für ein Rendezvous und ein Andocken
des Raumfahrzeugs an den Satelliten und für ein nachfolgendes Transportieren
des Satelliten in einen anderen Orbit oder für einen Wiedereintritt der Kombination
aus Raumfahrzeug und Satellit aus.
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Wo
der Zielsatellit einen Kapazitätsverlust wie
z. B. eine) nicht ausgefahrene(s) Antenne oder Solarfeld erlitten
hat, da beinhaltet das SIRE-Raumfahrzeug zusätzliche Vorrichtungen zum Durchführen von
Reparatur oder Überholung
oder zum Bewirken einer Rückkehr
des Raumfahrzeugs zur Erde (Shuttle). In einer bevorzugten Ausgestaltung
beinhaltet das SIRE-Raumfahrzeug Andockmittel zum Herstellen der
angedockten Kombination aus Raumfahrzeug und Satellit und Eingriffswerkzeuge
zum Durchführen
von Reparatur und/oder Überholung
des Zielsatelliten. Die Eingriffswerkzeuge beinhalten beispielsweise
Mittel zum Entfernen und Austauschen von Sektionen des Satelliten
wie z. B. Raumfahrzeug-Wärmedecken,
Mittel zum Abtrennen von Haltekabeln, die ein Ausfahren der Antenne
oder des Solarfeldes verhindern, und Mittel zum Befreien von steckengebliebenen
Mechanismen. Spezifischer ausgedrückt, können diese Eingriffswerkzeuge
beispielsweise einen Satellitenerfassungsstab wie z. B. den von
der NASA entwickelten „Stinger", einen oder mehrere
Roboterarme ähnlich
einer kleineren Version des auf dem Space Shuttle befindlichen Remote Manipulator
System (RMS), ein Satelliten-Nahinspektionswerkzeug wie z. B. eine
fernbediente Kamera, einen Zweifingergreifer, einen Kabel/Bolzen/Schrauben-Cutter
und ein Hebelwerkzeug sein.
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Alternativ
dient die Bergungsmission dazu, dem Zielsatelliten bei bestimmten
Systemausfällen (Subsystem,
Komponente) ein Ersatz- oder Zusatzsystem zu geben, um den Satelliten
in seinen beabsichtigten Betriebszustand einschließlich Redundanz zurückzubringen
(„zu
bergen"). So fielen
beispielsweise bei Anik E-1 und Anik E-2, den dreiachsigen stabilisierten
Raumfahrzeugen für
die Bereitstellung von Fernsehübertragungen
für Westeuropa,
die Primärschwungräder aus.
Ebenso traten bei mehreren zusätzlichen
Raumfahrzeugen Anomalien an den Schwungrädern auf, die mögliche vorzeitige
Ausfälle andeuteten.
Durch Andocken eines mit zusätzlichen Schwungrädern ausgestatteten
SIRE-Raumfahrzeugs am Zielsatelliten könnte man die notwendige Stabilisierung
erzielen, damit der Satellit bis zu seinem projizierten Lebensende
in Betrieb bleiben könnte.
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Ziel
der „Versorgungsmission" sind alle anderen
SIRE-Weltraumwartungsmissionen
wie z. B. die Weltrauminspektion von Satelliten und anderen Raumfahrzeugen
und Objekten, Umweltschutz und Kollisionsvermeidung (Schuttkontrolle) sowie
die Versorgung von im Umlauf befindlichen Satelliten wie z. B. der
geplanten International Space Station Alpha (ISSA). Eine zusätzliche
Versorgungsmission würde die
geplante „Außerbetriebnahme" eines im Umlauf befindlichen
Raumfahrzeugs beinhalten. Unter bestimmten Umständen wie beispielsweise bei
militärischen
Anwendungen wäre
es wünschenswert,
einen Satelliten zu deaktivieren. In einer bevorzugten Ausgestaltung
beinhaltet das SIRE-Raumfahrzeug eine Flüssigkontaminante, die durch
Düsen oder
dergleichen aus dem SIRE-Raumfahrzeug ausgestoßen wird, um den Zielsatelliten
zu kontaktieren. Idealerweise verschlechtert die Kontaminante die
Systemleistung des Zielsatelliten, so dass dieser schließlich vollständig ausfällt. Ein
einzigartiges Merkmal des SIRE-Raumfahrzeugs ist das für ein Rendezvous verwendete
hypergolische Vortriebssystem. Das Sprühen dieses Treibstoffs (Monomethylhydrazin und
N2O4) auf einen
Zielsatelliten würde
eine Kontamination der Raumfahrzeugsysteme verursachen, wie z. B.
eine rasche Verschlechterung der Solarzellen oder Telekommunikationsdisks,
um die Verschlechterung und den nachfolgenden Ausfall des Zielsatelliten
herbeizuführen.
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Nunmehr
mit Bezug auf die Zeichnungen, die 1–3 illustrieren ein Verlängerungsraumfahrzeug, das
für die
Verwendung gemäß dem Verfahren
der vorliegenden Erfindung konstruiert ist. Das Raumfahrzeug 10 umfasst
ein Befehlsmodul 11 und ein Service-Modul 12.
Der SIRE-Satellit hat eine exoatmosphärische Konstruktion und ist
so ausgestaltet, dass er im umschlossenen Nutzlastraum oder in der umschlossenen
Hülle eines
Erdstartfahrzeugs (ELV) wie z. B. dem Taurus oder dem Space Shuttle,
je nach Missionsanforderungen, Verfügbarkeit, Kosten usw., in den
Weltraum, z. B. zu einem Rendezvous-Phasing-Orbit oder in einen
niedrigeren frühen Orbit,
getragen wird. So ist beispielsweise in einer Ausgestaltung der
Erfindung das Baseline-Erdstartfahrzeug das Delta 7920, das eine
LEO-Nutzlasteinschwenkkapazität von etwa
5000 kg und einen geosynchronen Transfer-Orbit von etwa 1300 kg
hat.
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Das
Service-Modul 12 arbeitet als „Space-Bus" für
das Befehlsmodul 11, führt
unter anderen Funktionen Vortrieb, Leistungsversorgung und Kommunikationsunterstützung durch
und minimiert so die Anforderungen für entsprechende Subsysteme
in dem Befehlsmodul 11. Die Design-Lebensdauer des Befehlsmoduls 11 in
der Operationsphase für Servicing
im Weltraum kann somit relativ kurz sein und basiert auf spezifischen
programmierten Aufgaben am Zielfahrzeug während einer festen Aktivitätsperiode.
Für bestimmte
Missionen wird das Befehlsmodul 11 vom Service-Modul 12 abgetrennt
und arbeitet unabhängig.
Ebenfalls kann für
bestimmte Missionen ein Weltraumtransportfahrzeug (STV) wie z. B.
das in meinem erteilten US-Patent Nr. 5,242,135 zum Transportieren
des Verlängerungsraumfahrzeugs
10 vom Starteinschwenkorbit in einen Rendezvous-Phasing-Orbit (RPO)
eingeschwenkt werden.
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Wie
für die
Fachperson offensichtlich sein wird, können alle Funktionen des Befehlsmoduls 11 in
das Service-Modul 12 eingebaut
werden, obwohl die hierin beschriebenen separaten Befehls- und Service-Module
maximale Missions-Flexibilität bieten und
demzufolge eine derzeit bevorzugte Ausgestaltung der Erfindung sind.
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Mit
besonderer Bezugnahme auf 2, Hauptzweck
des Service-Moduls 12 ist es, die Vortriebsfähigkeiten
des Befehlsmoduls 11 zu erhöhen. Wenn beispielsweise das
Befehlsmodul 11 als Variante des SDIO Lightweight Exoatmospheric
Projectile (LEAP) Vehicle konfiguriert ist, dann kann das Service-Modul 12 auf
dem Design des existierenden „Small
Altimeter" (SALT)
Satelliten basieren, das von Intraspace, Inc., North Salt Lake City,
Utah für
die United States Navy hergestellt wurde. Das Service-Modul 12 beinhaltet
einen Befehlsmodul-Adapterring 21, eine GPS-Antenne 22,
eine S-Band OMNI Antenne 23, Orbiteinschwenktriebwerke 24,
Treibstofftanks 25, Batterien 26. Auf dem Mitteldeck 27 sind
ein Reaktionssteuersystem 28 und ein Bordprozessor 29 montiert.
Diese Komponenten stecken in einer selbsttragenden Struktur 30,
auf der Solarzellenfelder 31 montiert werden.
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Das
Service-Modul 12 ist so bemessen, dass es alle Rendezvous-
und Annäherungsmanöver sowie
spezifische Transportmanöver
ausführt,
die für die
angedockte Kombination aus Verlängerungsraumfahrzeug
und Zielsatellit erforderlich sind. Für bestimmte Zielraumfahrzeugorte
können
die Energieanforderungen zum Positionieren des Verlängerungsraumfahrzeugs
für Rendezvous
größer sein
als die, die das Service-Modul 12 zur Verfügung stellt, wie
z. B. eine Inklinationsänderung
für den
Zielsatelliten. In solchen Fällen
würde das
STV dem Verlängerungsraumfahrzeug 10 hinzugefügt, um die
Vortriebsfähigkeiten
des Service-Moduls 12 zu
verbessern.
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Für größere Manöver ist
das Service-Modul 12 mit einem speicherbaren Zweifachtreibstoffsystem
ausgestattet, das aus einem „Quad"-Feld aus vier aufgerüsteten Marquardt
R-4-D 490 Newton (100
lb.) Axialschubtriebwerken besteht. Diese Konfiguration ergibt ein
ausreichendes Schub-Gewichts-Verhältnis, um
die Effekte von antriebslosen Manövern zu minimieren, sowie Redundanz
für Engine-Out-Fähigkeit,
um die Mission zu Ende zu bringen. Marquardt R-4-D Triebwerke werden
aufgrund ihrer sehr hohen Zuverlässigkeit,
ihres hohen Isp (322 Sekunden), ihrer Reife (mehr als 800 hergestellt)
und aufgrund ihrer Verfügbarkeit
gewählt.
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Um
eine Kontamination des Zielsatelliten zu vermeiden, wenn das Verlängerungsraumfahrzeug lagestabilisierend
ist, ist das Lagesteuersystem des Verlängerungsraumfahrzeugs ein Stickstoffkaltgassystem
bestehend aus 16 × 5
lb Triebwerken, die in Vierergruppen auf dem Umfang des Service-Moduls 12 montiert
sind. Diese Konfiguration ermöglicht
sowohl eine dreiachsige Rotation als auch eine dreiachsige Translation
beispielsweise für
Lagestabilisierung und Andocken.
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Spezifischer
mit Bezug auf 3, das
Befehlsmodul 11 beinhaltet mehrere große Subsysteme, einschließlich Leit-,
Navigations- und Steuersysteme (GNC) für alle Operationen des Verlängerungsraumfahrzeugs,
ein Hauptvortriebssystem mit „Umlenk"-Triebwerken von
jeweils etwa 490 N (100 lbs) Schub, einem Lagesteuersystem sowie
Daten- und Kommunikationssubsystemen. Die Befehlsmodulnutzlast besteht
aus einem „Sucher"-Subsystem mit Sensoren
für Zielortung,
-verfolgung und -inspektion, sowie einem Andocksystem mit verschiedenen
Service-Geräten
wie z. B. einer Andockvorrichtung oder Roboterarmen mit Klammern
oder Greifern.
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Die
Grundkonfiguration des Befehlsmoduls 11 ist als völlig unabhängiges Fahrzeug
definiert, um die Missionsplanungsflexibilität zu erhöhen, Schnittstellenanforderungen
minimal zu halten, die Auslastung existierender und in Entwicklung
befindlicher kleiner Raumfahrzeuge zu maximieren und ein unabhängiges Testen
und Verifizieren bestimmter Annäherungsoperationen
und Hardware in Bodeneinrichtungen vor dem Start zu ermöglichen.
Das Befehlsmodul 11 kann mit dem Service-Modul 12 verbunden bleiben
(wie z. B. für
die nachfolgend beschriebene UHF-1 Bergungsmission), oder kann für autonomes Arbeiten
abgetrennt werden. Das Service-Modul 12 könnte somit
zwei oder mehr Befehlsmodule 11 tragen. In einer solchen
Konfiguration dient das Service-Modul 12 als Primärraumfahrzeug,
und das/die Befehlsmodul(e) kann/können für den Einsatz als Beobachtungsraumfahrzeug
abgetrennt werden. In beiden Fällen
würden
vor dem Abtrennen des/der Befehlsmoduls/-e 11 bestimmte
Rendezvous-Bremsmanöver
durch die Umlenktriebwerke der Kombination aus Befehlsmodul und
Service-Modul durchgeführt.
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Das
Baselinedesign-Befehlsmodul 11 besteht aus einer Variante
des SDIO LEAP mit geringfügigen
Modifikationen. Das Rocketdyne AHIT Vehicle wird als Baseline-Befehlsmodul 11 gewählt. Dieses Fahrzeug
hat mehrere umfassende Hover-Tests
in der SDIO National Hover Test Facility absolviert. In der derzeitigen
Konfiguration wiegt es 10,2 kg, einschließlich 1,7 kg Treibstoff. Es
erzeugt ein Delta-Geschwindigkeitsinkrement
von 357 m/s.
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In
dieser Konfiguration beinhaltet das Befehlsmodul Lagesteuersystem-Kaltgastriebwerke 32 und
zwei Umlenktriebwerke 33 mit einem wesentlich höheren Schub
(490 N, 100 lb) als die Service-Modul-Triebwerke (5 lb). Diese Umlenktriebwerke 33 sind
auf die Sichtlinie vom Service-Modul 12 in
Richtung auf den Zielsatelliten ausgerichtet. Diese Umlenktriebwerke 33 würden nicht
in unmittelbarer Nähe zum
Zielsatelliten eingesetzt, um eine Kontamination des Satelliten
auszuschließen.
Die beiden übrigen Umlenktriebwerke
des AHIT-Fahrzeugs sind entfernt.
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Durch
diese Vorwärtsausrichtung
der Umlenktriebwerke kann die Sucherbaugruppe kontinuierlich auf
den Zielsatelliten ausgerichtet sein, um so die Notwendigkeit für ein Drehen
des Verlängerungsraumfahrzeugs 180 Grad
entgegengesetzt zur Zielsichtlinie auszuschließen, um Bremsmanöver durchzuführen. Die
Triebwerke 24 des Service-Moduls 12 könnten zwar zum Ausführen von
Bremsmanövern verwendet
werden, aber der geringe Schub dieser Triebwerke (insgesamt 20 lbs)
würde zu
weitaus längeren
Brennzeiten und sehr engen Margen im Hinblick auf Zündzeit,
Brenndauer, Orbitposition und relative Geschwindigkeit führen.
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Die 5–7 illustrieren
ein typisches Missionsszenario, das mit den erfindungsgemäßen Verfahren ausgeführt werden
kann. Dieses Szenario sieht illustrativ die Bergung des Navy UHF-1
Satelliten vor, der am 29. März
1993 durch ein degradiertes Startfahrzeug in einen unbrauchbaren
Orbit gebracht wurde. Demzufolge kam die Navy zu dem Schluss, dass
der UHF-1 Satellit ein Totalverlust ist. Derzeit befindet sich der
UHF-1 Satellit 41 im Wesentlichen in einem geosynchronen
Transfer-Orbit 51 mit einem Perigäum von 118 nm, einem Apogäum bei 19.365 nm
und einer Inklination von 27 Grad. Das in den 5–7 veranschaulichte Bergungsflugprofil
ist so ausgelegt, dass der Satellit 41 durch Zirkularisieren des
Orbits und Reduzieren seiner Inklination auf etwa null Grad in den
geostationären
Orbit (GEO) 52 eingeschwenkt wird.
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Um
diese Mission durchzuführen,
wird das Verlängerungsraumfahrzeug 10 von
der Erde mit einem Erdstartfahrzeug 53 in einen Rendezvous Phasing
Orbit (RPO) 54 mit einem Perigäum von 180 nm, einem Apogäum von etwa
19.345 nm und einer Inklination von 27 Grad gebracht. Nach dem Einschwenken
des SIRE-Raumfahrzeugs 10 in den RPO wird eine Vier-Impuls-Sequenz
eingeleitet, die aus einer koeliptischen Sequenzeinleitung (CSI),
einer konstanten Delta-Höhe
(CDH), einer Terminal-Phase-Einleitung (TPI) und Bremsen besteht. CSI
erzielt ein gewünschtes
Verhältnis
von relativer Höhe
zu Phasenwinkel zwischen dem Verlängerungsraumfahrzeug 10 und
dem Zielsatelliten 41. CSI erzielt auch, auf der Basis
nachfolgender Manöver,
die Standardbeleuchtungsbedingungen sowie die Transportzeit für die endgültige Annäherung an das
Ziel 41. CDH erzielt eine konstante Differentialhöhe zwischen
dem Verlängerungsraumfahrzeug 10 und
dem Zielsatelliten. TPI erzielt eine Raumfahrzeugflugbahn, die den
Zielsatelliten 41 zu einem spezifischen Zeitpunkt und an
einer bestimmten Position auf dem Orbit 52 des Zielsatelliten 41 kreuzt.
Ein nominelles Transportintervall von 130 Grad wird benutzt, um den
Treibstoffverbrauch zu optimieren, eine ausreichende Steuerautorität bei der
Endannäherung
bereitzustellen, die scheinbare Inertialbewegung des Zielsatelliten 41 (relativ
zum Sternenfeld) mit nahe null im letzten Teil des Intercept zu
gewährleisten,
und auch zu gewährleisten,
dass der Transport entlang der Sichtlinie erfolgt. Das Bremsen erfolgt
als eine Reihe von getrennten Manövern, die mit bestimmten Entfernungs-/Geschwindigkeits-„Gates" erfolgen, die jeweils
in einer Entfernung vom Ziel erfolgen, in der die tatsächliche
Entfernung/Geschwindigkeit auf einen vorgeplanten Wert reduziert
wird. Die Manöver
an diesen Gates reduzieren die relative Geschwindigkeit zwischen
den Fahrzeugen allmählich
auf null. Nach dem Andocken des SIRE-Raumfahrzeugs 10 an den Zielsatelliten 41 führt die
angedockte Kombination 57 dann eine Reihe von Manövern durch,
um das Perigäum
der angedockten Kombination 58 durch Zwischenorbits (durch
die gestrichelten Linien in 7 angedeutet)
anzuheben, um das Perigäum
auf 19.365 nm zu erhöhen
und die Inklination auf nahe null zu reduzieren, so dass die angedockte
Kombination in den endgültigen
Betriebsorbit (GEO) 52 gebracht wird.