KR102134065B1 - 인공위성을 조립 및 전개하기 위한 시스템 및 방법 - Google Patents

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Abstract

인공위성 전개 시스템은 서로 부착되는 복수의 방출 가능한 디스펜서 모듈을 구비하는데, 각각의 모듈은 인공위성을 운반한다. 각각의 디스펜서 모듈은 그 자신의 추진 유닛을 갖는 개별 최종 스테이지로서 작용하고, 적절한 고도 및 궤도로 인공위성의 서브세트를 전개한다. 각각의 디스펜서 모듈이 자신의 인공위성을 다른 디스펜서 모듈로부터 멀리 전개할 수 있기 때문에, 인공위성 간의 충돌의 위험은 크게 감소되고, 이것은 안전하고 시의 적절하며 비용 효율적인 방식으로 많은 수의 인공위성이 발사되는 것을 허용한다.

Description

인공위성을 조립 및 전개하기 위한 시스템 및 방법{SYSTEM AND METHOD FOR ASSEMBLING AND DEPLOYING SATELLITES}
본 발명은 인공위성에 관한 것으로, 특히 발사체로부터 다수의 인공위성을 조립 및 전개하기 위한 시스템 및 방법에 관한 것이다.
인공위성은 통상적으로, 그들이 개별적으로 분리하여 그들의 최종 동작 궤도로 날아가기 이전에, 로켓과 같은 다단 발사체를 사용하여 삽입 궤도에 도달한다. 발사체가 제한된 양의 동력과 추진력을 가지고 있기 때문에, 페이로드(payload) 내의 모든 인공위성은 상대적으로 짧은 시간 내에, 통상적으로 몇 시간 내에 전개되어야 한다.
페이로드 내에 몇 개의 인공위성이 존재하는 경우, 예를 들면, 페이로드 내에 10 개 이상의 인공위성이 존재하는 경우, 허용된 시간 윈도우 내에서 상대적으로 빨리 연속하여 인공위성을 전개하는 것은, 위성의 자세 제어 및 추진 시스템이 활성화되기 이전의 위성 사이의 가까운 근접성 및 잠재적인 충돌의 내재하는 위험 때문에 곤란하다.
따라서, 많은 수의 인공위성을 안전하고 시의 적절하며 비용 효율적인 방식으로 조립 및 전개하기 위한 향상된 시스템 및 방법을 제공할 필요가 있다.
본 발명의 하나의 양태에 따르면, 복수의 방출 가능한 디스펜서 모듈(releasable dispenser module)을 구비하는 인공위성 전개 시스템(satellite deployment system)이 제공된다. 방출 가능한 디스펜서 모듈은 서로 방출 가능하게 부착되며 각각의 디스펜서 모듈은 궤도에 전개될 적어도 하나의 인공위성을 지지한다. 컨트롤러는 발사체로부터의 각각의 디스펜서 모듈의 방출 및 각각의 방출된 디스펜서 모듈로부터의 인공위성 전개를 제어한다.
본 발명의 다른 양태에서, 방출 가능한 디스펜서 모듈을 전개하는 방법이 제공된다. 인공위성을 포함하는 발사체는 공간의 미리 결정된 위치에 배치된다. 그 다음, 디스펜서 모듈은 발사체로부터 개별적으로 그리고 순차적으로 방출된다. 그 다음, 각각의 방출된 디스펜서 모듈은 미리 결정된 위치로 날아가는 것에 의해 그 위치로 이동한다. 일단 그곳에 오면, 방출된 디스펜서 모듈은 자신에게 부착된 인공위성을 방출한다.
각각의 디스펜서 모듈은 지정된 삽입 궤도에서 발사체와 분리하고, 그 다음, 인공위성의 서브세트를 적절한 자세 및 궤도 파라미터로 가져가는 그리고 그 다음 개개의 인공위성을 전개하는 그 자신의 개개의 최종 스테이지로서 작용한다. 각각의 디스펜서 모듈이 자신의 인공위성을 다른 디스펜서 모듈로부터 멀리 전개할 수 있기 때문에, 인공위성 사이의 충돌의 위험은 크게 감소되고, 이것은 안전하고 시의 적절하며 비용 효율적인 방식으로 많은 수의 인공위성이 발사되는 것을 허용한다.
도 1은 본 발명의 하나의 양태에 따른 인공위성의 사시도를 묘사한다.
도 2는 도 1의 인공위성의 몇몇 부품의 분해 사시도를 묘사한다.
도 3은 본 발명의 하나의 양태에 따른 인공위성 전개 시스템의 사시도이다.
도 4a 및 도 4b는, 본 발명의 하나의 양태에 따른 디스펜서 모듈의 내부 표면 및 외부 표면의 일부를 각각 묘사한다.
도 4c는 도 1의 인공위성의 후면을 예시하는 사시도이다.
도 5a는 본 발명의 하나의 양태에 따른 다수의 디스펜서 모듈을 구비하는 인공위성 디스펜서의 사시도이다.
도 5b는 도 5a의 인공위성 디스펜서의 사시도인데, 여기서는 상부 디스펜서 모듈(top dispenser module)이 발사체로부터 방출되어 있다.
도 5c는 도 5b의 방출된 디스펜서 모듈의 사시도인데, 여기서는 여러 개의 인공위성이 방출된 디스펜서 모듈로부터 방출되어 있다.
도 1은 본 교시에 따른 인공위성(100)을 묘사한다. 도 2는 인공위성(100)의 현저한 피쳐 중 일부의 "분해된" 도면을 묘사한다. 이제 도 1 및 도 2 둘 다를 참조하면, 인공위성(100)은, 도시되는 바와 같이 배치되는, 통합 페이로드 모듈(102), 추진 모듈(114), 페이로드 안테나 모듈(122), 버스 컴포넌트 모듈(132), 및 태양 전지 어레이 시스템(solar-array system; 140)을 포함한다. 도 1 및 도 2의 인공위성(100)의 방위는, 사용시, 도면에서 위로 향하는 안테나(124)가 지구를 향해 "아래로" 향하게 된다는 점에서 윗면이 아래를 향하는(upside down)" 것을 유의해야 한다.
통합 페이로드 모듈(102)은 패널(104, 106 및 108)을 포함한다. 몇몇 실시형태에서, 패널은 공지된 방식으로 다양한 커넥터 등을 사용하여 함께 결합된다. 받침대(brace; 109)는 연결된 패널에 구조적 보강을 제공한다.
패널(104, 106 및 108)은, 임의의 다른 기능 중에서도, 인공위성(102)으로부터 열을 발산하는 방열기로서 기능한다. 몇몇 실시형태에서, 패널은 열 제거를 용이하게 하기 위한 적응부(adaptation)를 포함한다. 몇몇 실시형태에서, 패널은 페이스 시트(face sheet)에 의해 샌드위칭된 코어와 같은 복수의 재료를 포함한다. 패널에 대해 사용하기에 적합한 재료는, 항공 우주 산업에서 통상적으로 사용되는 재료를 포함한다. 예를 들면, 몇몇 실시형태에서, 코어는 경량의 알루미늄 허니콤(aluminum honeycomb)을 포함하고, 페이스 시트는 6061-T6 알루미늄을 포함한다.
추진 모듈(114)은 패널(112) 상에 배치되는데, 몇몇 실시형태에서는, 패널(104, 106, 108)(예를 들면, 알루미늄 허니콤 코어 및 알루미늄 페이스시트, 등등)과 같은 방식으로 구성된다. 도 1에서 가려진 패널(112)은 통합 페이로드 모듈(102)의 패널(104, 106)과 접한다.
추진 모듈(114)은 연료 탱크(116) 및 추진 제어 시스템(118)을 포함한다. 추진 제어 시스템은, 하나 이상의 밸브(묘사되지 않음)를 사용하여, 패널(114)의 외향 표면 상에 배치되는 추진 노즐(묘사되지 않음)을 통한 추진 가스의 방출을 제어한다. 추진 제어 시스템은, 제어 프로세서로부터 온보드로 생성되는 지면 기반의 커맨드 또는 커맨드들에 응답하도록 적절하게 계기가 갖추어진다(즉, 소프트웨어 및 하드웨어).
페이로드 안테나 모듈(122)은 복수의 안테나(124)를 포함한다. 예시적인 실시형태에서, 16 개의 안테나(124)가 4×4 어레이로 배열된다. 몇몇 다른 실시형태에서, 안테나(124)는 상이한 배열로 편제될 수 있고 및/또는 상이한 수의 안테나가 사용될 수 있다. 안테나(124)는 지지 웹(120)에 의해 지지된다. 몇몇 실시형태에서, 지지 웹은, 안테나(124)를 수용 및 지지하기 위한 적절한 개수의 개구(예시적인 실시형태에서는 16 개)를 갖는, 탄소 섬유를 포함하는 곡면의 패널이다.
몇몇 실시형태에서, 안테나(124)는 Ku 대역에서 송신하는데, Ku 대역은 전자기 스펙트럼의 12 내지 18 GHz 부분이다. 예시적인 실시형태에서, 안테나(124)는 통신 위성에 대해 종종 사용되는 지수 혼(exponential horn)으로서 구성된다. 기술 분야에서 널리 공지된 바와 같이, 혼 안테나는, 한 단부가 폐쇄되고 다른 단부에서 개방형 혼 모양으로 벌어지는(예시적인 실시형태에서는 원뿔 형상인), 통상적으로 짧은 직사각형 또는 원통형 금속 튜브로서 구현되는 도파관으로부터 전파(radio wave)를 송신(또는 도파관 안으로 전파를 수집)한다. 각각의 안테나(124)의 도파관 부분은 도 1에서는 가려진다. 각각의 안테나(124)의 폐쇄 단부는 증폭기(들)(도 1 및 도 2에는 묘사되지 않음; 이들은 패널(104 또는 108)의 내부 표면(interior surface) 상에 위치됨)에 커플링된다.
버스 컴포넌트 모듈(132)은, 통합 페이로드 모듈(102)의 (도 1 및 도 2의 관점에서) 하부에 부착되는 패널(130) 상에 배치된다. 패널(130)은 패널(104, 106 및 108)(예를 들면, 알루미늄 허니콤 코어 및 알루미늄 페이스시트, 등등)과 같은 방식으로 구성될 수 있다. 몇몇 실시형태에서, 패널(130)은 열 제거를 위한 임의의 특정한 적응부를 포함하지 않는다.
모듈(132)은 메인 태양 전지 어레이 모터(134), 네 개의 반응 휠(136), 메인 제어 프로세서(164)를 포함한다. 반응 휠은, 각운동량의 보존을 통해, 추진체를 사용하지 않고, 인공위성(100)이 우주에서 회전하는 것을 가능하게 한다. 원심 질량(묘사되지 않음)을 포함하는 각각의 반응 휠(136)은, 관련된 구동 모터(및 제어 전자장치)(138)에 의해 구동된다. 기술 분야의 숙련된 자가 알 수 있는 바와 같이, 인공위성(100)을 x, y 및 z 방향에서 회전시키기 위해서는 단지 세 개의 반응 휠(136)만이 필요로 된다. 제4 반응 휠은 예비품으로서 기능한다. 이러한 반응 휠은 인공위성에서 이 목적을 위해 통상적으로 사용된다.
메인 제어 프로세서(164)는 지상으로부터 수신되는 커맨드를 프로세싱하고, 자세 지시 제어, 추진 제어, 및 전력 시스템 제어를 제한 없이 포함하는 인공위성(100)의 많은 기능을 자율적으로 수행한다.
태양 전지 어레이 시스템(140)은 태양 전지 패널(solar panel)(142A, 142B) 및 각각의 y 바(148A, 148B)를 포함한다. 각각의 태양 전지 패널은, 공지된 양식으로 태양 광을 전기 에너지로 변환하는 복수의 태양 전지 셀(solar cell)(묘사되지 않음; 이들은 태양 전지 패널(142A 및 142B)의 가려진 면에 배치됨)을 포함한다. 태양 전지 패널의 각각은 모터(144) 및 패시브 회전 베어링(146)을 포함하고; y 바 중 하나는 모터(144) 및 베어링(146)에서 각각의 태양 전지 패널에 부착된다. 모터(144)는 태양 전지 패널의 각각이 축 A-A를 중심으로 적어도 부분적으로 회전하는 것을 가능하게 한다. 이것은 태양 전지 패널(142A)을 그 적재 위치로부터 패널(104)에 평행하게 그리고 마주 대하게 전개하는 것 및 태양 전지 패널(142B)을 그 적재 위치로부터 패널(106)에 평행하게 그리고 마주 대하게 전개하는 것을 용이하게 한다. 모터(144)는 또한 축 A-A에 대한 상기 언급된 회전을 통한 최적의 태양 노출을 위해 패널(142A 및 142B)을 적절하게 기울이도록 기능한다.
각각의 y 바(148A 및 148B)의 부재(150)는 각각의 패널(104 및 106)의 개구(152)를 통해 연장한다. 통합 페이로드 모듈(102) 내에서, 부재(150)는, 버스 컴포넌트 모듈(132)과 연계하여 이전에 참조된 메인 태양 전지 어레이 모터(134)에 연결된다. 메인 태양 전지 어레이 모터는, 도시되는 바와 같이, 자신의 축을 중심으로 각각의 부재(150)를 적어도 부분적으로 회전시킬 수 있다. 이것은 최적의 태양 노출을 위해 태양 전지 패널(142A 및 142B)을 기울이는 목적을 위한 것이다. 몇몇 실시형태에서, 부재(150)는 서로 독립적으로 회전될 수 있고; 몇몇 다른 실시형태에서, 부재(150)는 함께 회전한다. 잠금 및 잠금 해제 부재(lock-and-release member; 154)는, 태양 전지 패널(142A)을 측면 패널(104)에 그리고 태양 전지 패널(142B)을 측면 패널(106)에 커플링 및 커플링 해제하기 위해 사용된다. 잠금 및 잠금 해제 부재는 측면 패널(104 및 106)의 개구(156)에 커플링된다.
인공위성(100)은 또한, (도 1 및 도 2의 관점에서) 통합 페이로드 모듈(102)의 패널(108) "아래"에 맞는 패널(126)을 포함한다. 몇몇 실시형태에서, 패널(108)은 항공 우주 등급 재료의 시트(예를 들면, 6061-T6 알루미늄, 등등)이다. 배터리 모듈(128)은 패널(126)의 내부 대향 표면 상에 배치된다. 배터리 모듈은 인공위성(100)에 탑재된 다양한 에너지 소비원(consumer)으로 전력을 공급한다. 배터리 모듈(128)은 태양 전지 패널(142A 및 142B)을 통해 생성되는 전기로부터 재충전되고; 패널 및 모듈(128)은 이 목적을 위해 전기적으로 커플링된다(태양 전지 패널(142A/B)과 배터리 모듈(128) 사이의 전기 경로는 도 1 및 2에서 도시되지 않는다).
인공위성(100)은, 원격 측정 및 지상 기반 커맨드와 제어를 위한 무지향성 안테나(158)를 더 포함한다.
패널(108) 상에는 두 개의 "게이트웨이" 안테나(160)가 배치된다. 게이트웨이 안테나는 유저 데이터를 지구 상의 게이트웨이 스테이션과 송수신한다. 게이트웨이 스테이션은 인터넷과 통신한다. 안테나(160)는 가동 마운트(movable mount; 162)에 의해 패널(108)에 커플링되는데, 가동 마운트(162)는 지상 기반 안테나와 함께 최적의 위치 결정을 위해 안테나가 두 개의 축을 따라 이동되는 것을 가능하게 한다. 안테나(160)는 통상적으로 26.5 내지 40 GHz 범위의 주파수를 커버하는 Ka 대역에서 송신 및 수신한다.
패널(106)의 내부 대향 표면 상에 배치되는 변환기 모듈(110)은 Ka 무선 주파수와 Ku 무선 주파수 사이에서 변환한다. 예를 들면, 변환기 모듈(110)은, 게이트웨이 안테나(160)로부터의 Ka 대역 업링크 신호를 안테나(124)를 통한 다운링크를 위한 Ku 대역 신호로 변환한다. 변환기 모듈(110)은 또한 역방향으로; 즉, Ku 에서 Ka로 변환한다.
인공위성(100)의 동작에서, 데이터는 데이터 요청에 대해 다음과 같이 흐른다:
● (데이터 획득): 요청된 데이터는 게이트웨이 스테이션에서 인터넷으로부터 획득된다;
● (업링크): 데이터 신호는, 큰 지상 기반 안테나를 통해 인공위성의 게이트웨이 안테나(160)로 송신된다(Ka 대역);
● (페이로드): 데이터 신호는 증폭되고, 다운링크(Ku) 대역으로의 변환을 위해 변환기 모듈(110)로 라우팅되고, 그 다음 다시 증폭된다;
● 페이로드 신호는 페이로드 안테나(124)로 라우팅된다;
● (다운링크): 안테나(124)는 증폭되고 주파수 변환된 신호를 유저의 단말기로 송신한다.
유저가 (요청 대신) 전자 메일과 같은 데이터를 송신하는 경우, 신호는 동일한 경로를 따르지만 그러나 반대 방향에서 따른다.
요약하면, 본원에서 설명되는 실시형태는, 디스펜서가 발사 전에 서로 부착되어 있는 디스펜서 링의 형태의 다수의 디스펜서 모듈로 구성되는 인공위성 전개 시스템이다. 각각의 링은 많은 개개의 동일한 인공위성을 지지하고 운반한다. 이 시스템은, 디스펜서 링을 개별적으로 방출하는 것에 의해 발사체를 주어진 삽입 궤도로부터 단일의 또는 다수의 최종 궤도로 가져가도록 설계된다. 각각의 디스펜서 모듈은 지정된 삽입 궤도에서 발사체와 분리하고, 그 다음, 인공위성의 서브세트를 적절한 자세 및 궤도 파라미터로 가져가는 그리고 그 다음 개개의 인공위성을 전개하는, 동력 및 추진력을 완비한 개개의 최종 스테이지로서 작용한다. 각각의 디스펜서 링은 다른 디스펜서 링과 멀리 떨어져서 자신의 인공위성을 전개할 수 있고, 그에 의해 총 개수의 링에 의한 분리 위험을 감소시킨다. 다수의 링은, 최종 고도, RAAN 및 기울기를 변경하는 것에 의해 동일한 또는 상이한 궤도로 갈 수 있다. 본원에서 설명되는 실시형태는 수 십 또는 심지어 수 백 개의 인공위성이 단일 페이로드에서 발사되는 LEO 및 MEO 인공위성에 특히 적합하다.
도 3은 본 발명의 하나의 양태에 따른 인공위성 전개 시스템(8)의 사시도를 묘사한다. 시스템(8)은, 서로의 상부에 부착되어 적층되는 다수의 인공위성 디스펜서 모듈(12,13,14)로 구성되는 디스펜서(10)를 포함한다. 각각의 디스펜서 모듈(12 내지 14)은 링의 형태이고 궤도로 전개될 인공위성(100)을 지지한다. 도시되는 실시형태에서, 14 개의 동일한 인공위성(100)이 관련 디스펜서 모듈(12 내지 14)에 방출 가능하게 부착된다. 디스펜서(10)는 페이로드 어댑터 피팅(payload adapter fitting; PAF)(22)에 의해 발사체의 상부 스테이지(20)에 방출 가능하게 부착된다. 비록 단지 세 개의 디스펜서 링(12 내지 14)이 예시의 목적을 위해 도시되어 있지만, 기술 분야의 통상의 지식을 가진 자는, 사용되는 특정한 발사체 및 인공위성 질량 및 사이즈에 따라 더 많은 디스펜서 링이 함께 적층될 수 있다는 것을 인식할 것이다.
페이로드 컨트롤러(18) 및 지상국 컨트롤러(24)(컴퓨터)는 서로 통신하고 디스펜서 모듈(12 내지 14)의 방출을 제어한다.
도 4a 및 도 4b는, 본 발명의 하나의 양태에 따른 디스펜서 모듈(12)의 내부 표면(inner surface; 14) 및 외부 표면(outer surface; 16)의 일부를 각각 묘사한다. 각각의 모듈(12 내지14)은, 두 개의 인접한 디스펜서 모듈을 함께 방출 가능하게 부착하는 분리 메커니즘(26)을 포함한다. PAF(22)에 부착되는 하부 디스펜서 모듈(bottom dispenser module; 14)에 대해, 동일한 분리 메커니즘(26)이 사용될 수 있다. 하나의 예시적인 분리 메커니즘(26)은, 미국 메릴랜드주 실버 스프링(Silver Spring) 소재의 Planetary Systems Corporation으로부터 입수 가능한 Lightband 분리 시스템일 수 있다.
도시되는 실시형태에서, 각각의 분리 메커니즘(26)은 상부 링(top ring; 26a) 및 하부 링(bottom ring; 26b)을 포함한다. 하부 링(26b)은 디스펜스 모듈(12 내지 14)의 해제 가능한 잠금장치(lock; 29) 내의 대응하는 리세스 내부에 고정되는 복수의 돌출부(28)를 갖는다. 몇몇 실시형태에서, 디스펜서 모듈(12 내지 14)이 방출될 때, 방출된 모듈이 발사체로부터 멀어지게 추진되도록, 두 개의 링(26a, 26b) 사이에 복수의 장전된 스프링(loaded spring)(도시되지 않음)이 배치된다.
내부 표면(15) 상에서, 각각의 디스펜서 모듈(12 내지 14)은, 전기 라인(36)을 통해 서로 연결되는 그 자신의 디스펜서 모듈 컨트롤러(30), 추진 유닛(32) 및 자세 제어 유닛(34)을 구비한다.
도 4b에서 도시되는 바와 같이, 외면(16) 상에, 복수의 인공위성(100)이 분리 조립체(separation assembly; 38)를 통해 각각의 모듈(12 내지 14)에 부착된다. 각각의 인공위성(100)에 대해, 인공위성(100)의 네 개의 커넥터 볼트(40)를 방출 가능하게 잠그기 위해 네 개의 분리 조립체(38)가 사용된다(도 4c 참조). 예시적인 분리 조립체는 미국 캘리포니아주 토랜스(Torrance) 소재의 Hi-Shear Technology Corp.에 의해 제조되는 시리즈 SN9400 저 쇼크(low shock) 분리 조립체 일 수도 있다.
전기 와이어(42)는 모든 분리 조립체(38)를 함께 연결하고 모듈 컨트롤러(30)와의 통신을 위해 모듈(12 내지 14)의 내부 표면(15) 상의 와이어(36)에 연결된다. 각각의 디스펜서 모듈(12 내지 14)의 와이어(36)는 서로 그리고 페이로드 컨트롤러(18)(컴퓨터)에 연결된다. 디스펜서 모듈 컨트롤러(30)는, 발사체로부터 모듈이 방출되자마자, 추진 유닛(32) 및 자세 제어 유닛(34) 뿐만 아니라, 우주로의 인공위성(100)의 방출을 제어하는 컴퓨터이다.
본 발명의 하나의 양태에 따른 페이로드를 조립하는 방법이 이제 설명될 것이다. 하부 디스펜서 모듈(14)로 시작하여, 인접한 모듈(13)이 하부 모듈의 상부에 적층되고 분리 메커니즘(26)을 사용하여 하부 모듈에 부착된다. 그 다음, 상부 디스펜서 모듈(12)이 중간 디스펜서 모듈(13)의 상부에 적층되고 분리 메커니즘(26)을 사용하여 중간 모듈에 부착된다. 더 많은 디스펜서 모듈이 있는 경우, 모든 디스펜서 모듈이 서로 적층되고 방출 가능하게 부착될 때까지, 적층 및 부착의 프로세스는 반복된다.
그 다음, 인공위성(100)은, 커넥터 볼트(40)가 분리 조립체(38)에 방출 가능하게 부착되도록 각각의 슬롯에 부착된다. 페이로드가 발사될 준비가 되면, 그 위에 인공위성(100)이 있는 디스펜서(10)가 들어 올려지고 PAF(22)에 방출 가능하게 부착된다. 하나의 실시형태에서, 디스펜서 모듈(12 내지 14)을 함께 부착하기 위한 동일한 분리 메커니즘(26)은, 하부 디스펜서 모듈(14)을 PAF(22)에 부착하기 위해 또한 사용될 수 있다.
도 5a 내지 도 5c는, 본 발명의 하나의 실시형태에 따른 디스펜서 모듈의 순차적 분리 및 인공위성의 방출을 예시한다. 명확화를 위해, 내부 및 외부 표면(15 및16) 상의 컴포넌트 중 몇몇은 생략되었다. 도 5a에서 도시되는 바와 같이, 지상국 컨트롤러(24) 및 페이로드 컨트롤러(18)의 제어 하에서, 발사체는 제1 디스펜서 모듈(12)을 방출하기 위한 미리 결정된 위치에 배치된다. 이 시점에서, 모든 디스펜서 모듈(12 내지 14)은 발사체에 여전히 부착되어 있다. 디스펜서 모듈 방출의 제어는, 페이로드 컨트롤러(18), 디스펜서 모듈 자신의 모듈 컨트롤러(30) 또는 양자에 의해 수행될 수 있다. 어느 경우에서든, 방출은 컨트롤러(18, 30)에 의해, 또는 지상국 컨트롤러(24)로부터 수신되는 커맨드에 따라 자동적으로 수행될 수 있다. 도시되는 실시형태에서, 지상국 컨트롤러(24)는 모든 디스펜서 모듈 방출 커맨드를 컨트롤러(18)로 송신하는데, 그 다음 컨트롤러(18)는 그 커맨드를 전기 와이어(36)를 통해 적절한 디스펜서 모듈 컨트롤러(30)로 중계한다.
발사체, 디스펜서 모듈(12 내지 14)의 위치 결정과 순차적인 방출 및 각각의 방출된 모듈에 부착되어 있는 개별 인공위성(100)의 방출을 제어하는 제어 소프트웨어는 컨트롤러(18, 24, 30)의 컴퓨터 판독 가능 저장 메모리(매체)에 저장된다.
발사체가 적절한 위치(상부 디스펜서 모듈(12)에 대한 삽입 궤도)에 도달하면, 지상 컨트롤러(24)는 상부 디스펜서 모듈을 방출하기 위한 커맨드를 송신한다. 수신시, 페이로드 컨트롤러(18)는 디스펜서 모듈(14)의 디스펜서 모듈 컨트롤러(30)로 적절한 커맨드를 전송한다. 그 다음, 컨트롤러(30)는 전기 와이어(36)를 통해 신호를 전송하여 잠금장치(29)를 해제한다. 잠금장치(29)가 해제되면, 디스펜서 모듈(12)은 도 5b에 도시되는 바와 같이 발사체 및 나머지 디스펜서 모듈로부터 멀어지게 이동한다. 일단 디스펜서 모듈(12)이 방출되면, 다음 위치(삽입 궤도)에 도달하여 관련된 디스펜서 모듈을 방출하는 프로세스는 나머지 모듈(13 및 14) 각각에 대해 반복된다.
일단 디스펜서 모듈(12)이 방출되면, 모듈(12)에 대한 디스펜서 모듈 컨트롤러(30)는, 모듈을 미리 결정된 위치(제1 인공위성(100)이 방출될 삽입 궤도)로 추진 및 이동시시키기 위해, 추진 유닛(32) 및 자세 제어 유닛(34)을 제어한다. 일단 그곳에 오면, 지상 컨트롤러(24)의 제어 하에 있는 모듈 컨트롤러(12)는 각각의 대응하는 분리 조립체(38)에 방출 커맨드를 전송하는 것에 의해 개개의 인공위성(100)을 순차적으로 방출한다. 인공위성(100)의 두 개의 순차적 방출 사이의 시간 기간은, 서로의 충돌의 가능성을 최소화하도록 선택된다. 몇몇 실시형태에서, 지상 컨트롤러(24)의 제어 하에 있는 모듈 컨트롤러(12)는, 자신의 디스펜서 모듈을 각각의 인공위성(100)에 적합한 삽입 궤도로 이동시키고/배치하고 그 다음 인공위성(100)을 방출한다. 그 다음, 위치 결정 및 방출 프로세스는 그것이 운반하고 있는 각각의 인공위성(100)에 대해 반복한다.
도 5c에서 도시되는 바와 같이, 다섯 개의 인공위성(100)이 방출되어 있다. 각각의 인공위성(100)은 그 자신의 추진 유닛을 사용하여 그 자신의 할당된 궤도로 그 자신을 배치한다. 인공위성(100)을 방출하는 프로세스는, 디스펜서 모듈(12)에 대해 모든 인공위성이 방출될 때까지 반복된다. 일단 모든 인공위성(100)이 방출되면, 디스펜서 모듈(12)은 지구로 향해 떨어져 결국에는 타버리도록 프로그래밍될 수 있다. 다른 디스펜서 모듈(13 및 14)의 경우, 디스펜서 모듈(12)에 대한 인공위성을 배치 및 방출하기 위한 동일한 단계가 반복된다.
상기에서 설명되는 바와 같이, 각각의 디스펜서 모듈(12 내지 14)은 그 자신의 추진 유닛을 갖는 개별 최종 스테이지로서 작용하고, 적절한 고도 및 궤도로 인공위성의 서브세트를 전개한다. 각각의 디스펜서 모듈이 다른 디스펜서 모듈과 멀리 떨어져 자신의 인공위성을 전개할 수 있기 때문에, 인공위성 간의 충돌의 위험은 크게 감소된다.
본 개시가 몇몇 실시형태를 설명한다는 것 및 본 발명의 많은 변형예가 본 개시를 판독한 후 기술 분야의 숙련된 자에 의해 쉽게 고안될 수 있다는 것이 이해되어야 한다. 예를 들면, 본원에서 개시되는 발명적 개념이 특히 LEO 및 MEO 인공위성에 적합되지만, 본원에서 개시되는 발명적 개념은 더 크고 더 높은 궤도 인공위성에도 적용될 수 있다. 따라서, 본 발명의 범위는 다음의 청구범위에 의해 결정되어야 한다.

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  9. 컴퓨터 판독가능 저장 매체로서,
    상기 컴퓨터 판독가능 저장 매체의 콘텐츠는 상기 컴퓨터로 하여금:
    서로 방출 가능하게 부착되는 복수의 디스펜서 모듈 - 각각의 디스펜서 모듈은 우주에서 전개될 적어도 하나의 인공위성을 지지함 - 을 발사체로부터 방출하는 단계;
    상기 각각의 방출된 디스펜서 모듈을 우주의 미리 결정된 위치로 추진하는 단계; 및
    상기 각각의 방출된 디스펜서 모듈에 대해, 상기 방출된 디스펜서 모듈로부터 상기 적어도 하나의 인공위성을 방출하는 단계를 수행하게 하는, 컴퓨터 판독가능 저장 매체.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 컴퓨터로 하여금 상기 단계를 수행하게 하는 상기 콘텐츠는, 각각의 디스펜서 모듈에 대한 모듈 컨트롤러에 적어도 부분적으로 저장되는, 컴퓨터 판독가능 저장 매체.
  11. 제9항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 인공위성을 방출하는 상기 단계는, 상기 각각의 방출된 디스펜서 모듈에 방출 가능하게 부착되어 있는 복수의 인공위성을 순차적으로 방출하는 단계를 포함하는, 컴퓨터 판독가능 저장 매체.
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  19. 디스펜서 - 상기 디스펜서는 서로 부착되는 복수의 방출 가능한 디스펜서 모듈을 구비하고, 각각의 방출 가능한 디스펜서 모듈은 적어도 하나의 인공위성을 지지함 - 를 부착시킨 발사체로부터 복수의 인공위성을 전개하는 방법으로서,
    상기 발사체를 미리 결정된 위치에 배치하는 단계;
    상기 발사체로부터 상기 디스펜서 모듈을 순차적으로 방출하는 단계;
    각각의 방출된 디스펜서 모듈에 대해,
    상기 각각의 방출된 모듈을 미리 결정된 위치로 이동시키는 단계;
    상기 각각의 방출된 모듈로부터 상기 적어도 하나의 인공위성을 방출하는 단계를 포함하는, 디스펜서를 부착시킨 발사체로부터 복수의 인공위성을 전개하는 방법.
  20. 제19항에 있어서,
    상기 각각의 디스펜서 모듈은 링 형상이고; 그리고
    상기 복수의 디스펜서 모듈은 서로의 상부에 수직으로 적층되는, 디스펜서를 부착시킨 발사체로부터 복수의 인공위성을 전개하는 방법.
  21. 제20항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 인공위성은 상기 각각의 링 형상의 디스펜서 모듈의 외부 표면에 부착되는, 디스펜서를 부착시킨 발사체로부터 복수의 인공위성을 전개하는 방법.
  22. 제19항에 있어서,
    상기 각각의 방출된 모듈을 미리 결정된 위치로 이동시키는 상기 단계는, 상기 각각의 방출된 모듈에 부착되어 있는 추진 유닛을 제어하는 단계를 포함하는, 디스펜서를 부착시킨 발사체로부터 복수의 인공위성을 전개하는 방법.
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