KR19990021830A - 원격감지또는통신위성에대한개선 - Google Patents

Abstract

저지구궤도 레이더 원격감지 또는 통신위성은 지구의 중심을 통하여 통과하는 평면, 예컨대 궤도의 평면에 멤버를 형성하는 안테나를 포함한다. 안테나는 멤버(11)의 한쪽면 또는 양쪽면에 있다.

안테나 형성멤버(11)의 높이는 위성의 선회방향에 크기보다 더 크기 때문에 상기 위성은 자연적으로 중력경사에 의해 안정화 된다.

태양발전기쉘(13)은 6 H/18 H 국부시간 헬리오동기 궤도의 경우에, 태양쪽으로의 직면이 유지되는 표면상에 안테나 형성멤버(11)에 의해 유지된다.

분산된 수신 또는 전송파 제어수단 위에 복수의 힌지패널(14)을 구비하는 안테나 형성멤버(11)가 분산되고, 상기 멤버 재형성의 상기 위상-시프터에 의해 측정 및 차후의 보상을 가능하게 하는 상기 패널(14) 분산된 복수의 GPS센서(15)를 포함한다.

란치에 있어서, 패널은 랜치시스템 축을 따라 패널의 전개를 허용하는 피로테크닉 트랩을 갖춘 긴 원통형의 쉘에 폴드된다. 궤도에 있어서, 이 쉘은 패널 외에 모든 장치 유니트를 집적하는 장치 모듈을 구성한다.

Description

원격감지 또는 통신위성에 대한 개선

도 1 내지 도 3에 나타낸 바와 같이, 레이더위성은 일반적으로 사각면 안테나(1)와, 장치모듈(2) 및 태양패널(3)을 구비하고 있다.

이 태양패널(3)은 태양(S)쪽으로 지향되고, 안테나(1)는 지구(T)쪽으로 지향되며, 위성의 속도백터(V)에 관련해서 측면으로 상을 비춘다.

이러한 종류의 다양한 위성 파라메터는 다음과 같다.

레이더 안테나의 차원

위성의 속도백터(V)의 방향에 있어서 안테나의 차원, 즉 도 3에서의 길이(L)는 1.1 및 2 사이에서 이러한 동일축(방위각 또는 도플러해석)에 따른 이미지의 해석에 직접 관련된다.

속도백터(V)에 수직으로, 안테나(1)의 높이(H)가 이미지(속도백터에 횡으로 그라운드상의 이미지의 폭)와, 최대 입사(그라운드상에서 이미지 포인트를 통해서 조준 및 수직선간의 각도차) 및 고도의 그라운드 넓이에 대한 비율이 비례적으로 증가하고, 길이(L)에 대한 비율이 반비례적으로 증가한다. 더욱이, 앞서 설명한 파라메터의 주어진 값에 대해 그 높이는 레이더의 파장에 대한 비율이 비례적이다.

따라서, 저해상 레이더( 10m)는 속도백터(RADARSAT의 경우에 있어서 L=15m, H=1.5m)에 따라 연장 안테나가 이용되는 반면, 중간 또는 고해상 레이더( 5m)는 L보다 큰 H, 특히 저주파수(L 또는 S밴드) 또는 높이(H)에 따라 병렬안테나로 복수의 주파수를 갖춘 안테나가 될 수 있는 것이다.

롤 경사

도 3에 나타낸 바와 같이, 안테나(1) 빔의 조준의 롤축(roll axis)에 대한 조정은 위성(입사범위의 적용범위)을 통해서 수직선과 떨어진 거리 이상 또는 이하의 이미지를 위치시킨다. 이러한 조정은 두 개의 입사(i_min및 i_max)간의 전자적 스캐닝에 의해 새로이 얻어지지만, 스캐닝범위 및 안테나(1)의 높이를 제한하도록 후자가 정해져서 그 보통(N)은 입사각에서 중간방향으로 겨냥하게 된다. 롤 엥글(r)은 전형적으로 30° 이다.

전원 및 로컬궤도시간

광학적 원격감지와는 다른 레이더 원격감지는 스캔의 태양조도의 특정 조건을 요구하지 않는다. 다른 한편으로, 위성이 전기적 전력을 소모한다. 이 모든 것은 남아있는 위성의 태양패널(3)이 태양으로의 노출을 가능하게 하고, 실질적으로 연속적(광학적 원격감지에 이용되는 것과 같은 주간 로컬시간과는 다른 약간의 이클립스(eclipse))인 에너지발전을 가능하게 하는 로컬시간(6H 또는 18H)의 태양궤도의 채택을 가능하게 한다(도 1).

패널(3)로 구성된 태양열 발전기는 일반적으로 레이더에 전원을 공급하기에는 불충분하다. 위성은 레이더의 전력이 떨어짐으로써 배터리로 지탱하게 된다. 이들 배터리는 레이더가 동작하고 있지 않을 때 교체된다.

레이더 위성이 장치모듈을 이용한다는 결과적 사실인 이러한 접근은 이러한 목적을 위해 특별히 설계된 것이 아니고, 따라서 그늘진 시간동안 요구하는 예비용 대형 배터리를 요구하는 주간궤도와 호환적이다.

차원 및 자세안정성

정확한 기능을 위해 안테나(1)는 플렛과, 유지되어야 하는 그 표면에 보통의 축(N)의 정학한 위치와 플랫에 남아있어야 한다. 전통적 접근은 안테나 어셈블리(1) 및 장치모듈(2)상에 엄격한 기계적 차원의 안정성을 부과하고, 지시요구를 다루는 장치모듈(2)의 자세제어시스템을 갖추기 위한 것이다.

전자적 스캐닝 안테나(1)가 딱딱하지 않은 안테나패널의 평탄 및 자세에 대한 요구가 이용되고, 정확히 맞춘 완벽한 파장면을 재구성하도록 제어될 수 있는 안테나(1)를 구성할 때에 대해서는 이미 제안되어 왔다. 이것은 위성 및 안테나의 조합에 대한 구조적 구성과, 모듈(2)의 자세제어시스템이 완화되고, 그후 상대적으로 조잡한 역할만을 가진다.

안테나(1)의 레벨에서 분산적응의 원리는 그 평탄으로부터의 변형을 측정하는 능력과 그 중간면의 자세에 본질적으로 기초하게 된다.

그러나, 지금까지의 변형 또는 평탄감지(특히, 광학센서)에 기초한 제안된 응용은 전혀 안정적이지 않았다. 더욱이, 장치모듈의 응답이 완전히 남아있어야 하거나, 또는 안테나(1)상의 절대적 자세센서에 의해 효과적으로 되는 안테나(1)의 참조프레임의 자세의 측정을 허용하지 않는다.

그럼에도 불구하고, 어느 정도 이들 분산된 적용기술이 발전할 수 있고, 장치모듈(2)의 자세시스템이 안테나(1)의 참조위치를 유지하기 위한 응답이 남아 있다. 특히, 가장 큰 차원(가장 낮은 관성)이 속도백터(저해상도 레이더에 대한 길이(L))로, 또는 앞서 언급한(고해상도 레이더에 대한 차원(H)) 바와 같은 롤각을 갖춘 속도백터로 정렬을 유지해야 하기 때문에, 장치모듈은 연속적으로 중력토크에 대해 보상해야만 한다. 이러한 보상은 자세제어시스템과 전체적으로 위성의 최소의 기계적 강도와, 이들 토크를 전송하도록 안테나를 배치시키는 매카니즘으로부터의 연속적 토크를 부과한다. 주지할 것은, 현재의 장치모듈(2)은 그것이 가진 관성압박과 태양패널(3)상에 미치는 태양압력 및 다른 교란토크를 역시 도입하는 것이다.

본 발명은 공간위성에 관한 것으로, 레이더 원격감지위성의 경우에 있어서 원리적으로 기술되게 된다.

본 발명에 대한 기술을 통해서 쉽게 이해될 것이지만, 통신위성에 대한 동일한 장점으로 적용한다.

유사하게, 본 발명은 지구를 도는 궤도의 경우에 대해 기술되게 되지만, 실제적으로 다른 경로에서도 가능한 것이다.

도 1은 종래의 원격감지 위성의 도식적 설명도,

도 2는 궤도의 평면에서의 안테나의 경우에 있어서, 로컬시간 6H/18H에서 지구를 선회하는 헬리오동기화 궤도에서 도 1에서의 위성의 방위를 나타낸 도면,

도 3은 도 1 및 도 2에서 위성의 안테나 방위의 도시적 설명도,

도 4는 6H/18H 헬리오동기화 궤도 및 궤도의 평면에서의 안테나의 경우에 있어서 본 발명에 따른 위성의 일실시예의 도식적 측면도,

도 5는 도 4에 있어서, 위성의 정면도,

도 6은 제어점에 연관된 요소적 안테나부의 고도를 나타낸 도면,

도 7은 도 6을 얻기 위해 가능한 일실시예를 나타낸 도면,

도 8은 본 발명에 따른 위성의 일실시예의 투시도,

도 9는 본 발명에 따른 위성의 일실시예의 도식적 단면도,

도 10은 도 9에 있어서, 위성의 발주구성의 도식적 단면도,

도 11은 도 10의 XI-XI선에 따른 단면도,

도 12는 본 발명에 따른 일실시예에서 패널의 부분적 설명도,

도 13은 도 12에 있어서, 패널의 상면도,

도 14는 도 12 및 도 13에 있어서 상세한 패널을 나타내는 단면도이다.

본 발명은 새로운 형태의 위성, 특히 레이더 원결감지 또는 통신위성으로 구성된다.

본 발명의 제1목적은 종래의 위성과 비교해서 안정성이 개선되고, 접근성 및 반복성에 의한 보다 나은 동작실행을 허용하는 위성을 제안하는 것이다.

본 발명의 다른 목적은 간단한 구조, 특히 신뢰성 및 내구성으리 향상과 함께, 안테나와 발주시스템 및 장치모듈의 비용을 크게 저하시킨 위성을 제안하는 것이다.

마지막으로, 본 발명은 일반적인 평면 안테나 형성멤버를 포함하는 지구궤도 원격감지 또는 통신위성을 제안하는 것으로, 이 안테나 예컨대 그 궤도면에서 형성멤버가 지구의 중앙을 통한 통과면에 안정적으로 놓여 있는 것을 특징으로 한다.

본 발명에 의해 제안된 상기 위성은 중력축에 따른 차원으로 정의되는 안테나 형성멤버의 높이가 그 축에 수직인 차원보다 커서, 상기 위성이 중력변화에 의한 롤 및 피치축에 대해 자연적으로 안정화 된다.

특히, 안테나 형성멤버는 중력변화에 의한 롤 및 피치축에 대한 상기 위성의 자연적 안정성을 제공하는 안테나기능이 없는 선택적으로 부분적인 공동부를 포함한다.

독립적 특징중 하나에 따라, 일반적 평면안테나 형성멤버를 포함하는 원격감지 또는 통신위성을 제안하는 본 발명은 안테나 형성멤버가 기하학적 변형을 갖추고, 그 표면 위에 전송 또는 수신파장 제어수단을 포함하고, 복수의 부분 및/또는 상기 안테나 형성멤버 위에 분배된 변형 및/또는 정렬오류 센서를 포함하며, 변형 및/또는 정렬오류의 측정과, 제어수단에 의한 그들 차후의 보상을 허용한다.

상기 센서는 지상 또는 위성 라디오 위치센서, 예컨대 절대 자세에러의 측정과 제어수단에 의한 그들 차후의 보상을 역시 가능하게 하는 GPS 센서이다.

독립적 특징중 다른 하나에 따라, 안테나 형성멤버와, 관련된 장치유니트 또는 부수적 장치유니트 모두 힌지된 복수의 패널로 구성된 적어도 하나의 평면멤버를 포함하는 원격감지 또는 통신위성의 발주구성을 제안하는 본 발명은 상기 위성이 장치 유니트 및 패널의 발주에 있어서 그 내부를 집적하고, 패널의 전개를 위한 파이로테크닉 트랩(pyrotechnic trap)을 갖춘 지지포장(support envelope)을 포함한다.

제1변형에 있어서, 지지포장은 두 개의 반쉘(half-shells)을 포함하는데, 그 하나는 다양한 관련 및 보조장치 유니트를 집적한 것이고, 다른 하나는 두 개의 플립을 갖춘 트랩을 정하는 파이로테크닉 커터를 지탱하는 것이며, 그 파열은 제1반쉘(half-shell)을 갖춘 안터페이스에 따라 배치된 두 개의 힌지에 의해 이후에 개구가 유지된 두 개의 플립을 정의 및 축출함으로써, 패널은 쉘들 사이에서 정의되고, 발주에 있어서 트랩을 통해서 위성의 한쪽 측면상에 전개된 하우징에 수납될 수 있다.

가능한 다른 변형에 있어서, 지지포장은 여러 가지 관련 및 보조장치 유니트를 집적하는 중간부상에 조립된 두 개의 쉘로 이루어지는데, 각각의 측면쉘은 두 개의 플립을 갖춘 트랩을 결정하는 파이로테크닉 커터를 지탱하고, 그 파열은 그 후 반쉘을 지탱하는 두 개의 힌지에 의해 개구가 유지되며, 중간부를 갖춘 인터페이스를 따라 배치된 두 개의 플립을 정의 및 축출함으로써, 패널은 발주에 있어서 각 측면쉘 및 중간부 사이에 정의된 두 개의 하우징에 수납되고, 그 후에 대응하는 트랩을 통해서 위성의 각 측면으로부터 배치될 수 있다.

이러한 다양한 특징 또는 그 조합만을 갖춘 위성은 다음의 다양한 특징 또는 기술적으로 실행가능한 조합에 따라 완성될 수 있다.

- 안테나 형성멤버는 각 표면상에 안테나기능을 갖추고,

- 상기 안테나 형성멤버의 일부는 태양전지를 수행하지 않고, 각 표면상에서 안테나로서 동작하며,

- 센서에 의해 정의된 중간면의 상대적 감지위치와 절대자세를 측정하기 위한 각 센서에 의해 공급된 라디오 위치신호상의 위상측정의 차동처리(differential treatment)를 위한 수단을 포함하고,

- 궤도의 평면과, 상기 장치모듈의 한쪽 측면상에만 놓여진 안테나 형성멤버를 차단하는 장치모듈을 포함하며,

- 궤도의 평면과, 상기 장치모듈의 각 측면상에 연장하는 안테나 형성멤버를 차단하는 장치모듈을 포함하고,

- 안테나 형성멤버의 두부분은 두 개의 분리평면에서 지구의 중앙을 통해서 통과하는 교점이며,

- 안테나 형성멤버의 가장 짧은 관성축상인 중력의 중앙에 장치모듈을 포함해서, 안테나 형성멤버의 로컬 수직을 따라 중력의 변화에 따른 자연적 평형이 보강되고, 위성상의 태양 압력토크가 제한되고,

- 장치모듈에 의한 멤버 극소 마스킹의 안테나 또는 안테나들과, 모듈에서의 반사에 의한 다중경로가 없는 짧은 라디오 위치신호의 수신방향의 멤버에 보통 관련된 각옵셋의 라디오 위치센서를 확실히 하고, 그 이상의 신호가 무시되며,

- 태양전지가 안테나를 형성하는 멤버중 적어도 하나의 안테나의 에너지 요구를 커버하고,

- 안테나 형성멤버의 일부가 안테나기능을 갖추지 않고, 태양전지를 지탱하며

- 상기 안테나의 에너지 요구를 커버하는 태양전지가 상기 안테나의 후면과, 선택적으로 상기 안테나의 각 측면상에 안테나 기능이 없는 공간에 위치되고,

- 안테나 형성멤버의 태양전지가 이후의 에너지 요구를 커버하며,

- 안테나기능이 없는 부분 또는 부분들이 이클립스간에 장치모듈로 적어도 전원공급을 제공하는 태양전지를 지탱하고,

- 전자적 표면요소로 연결된 메쉬를 특징으로 하는 안테나가 하나 이상의 태양전지 블록으로 직접 제공하며,

- 태양전지의 블록은 표면요소를 직접 향하고,

- 태양전지가 AsGa 또는 실리콘기술을 이용하는 쉘이며,

- 안테나 형성멤버가 중력축에 따라 병치된 동일하거나 또는 다른 주파수에서 동작하는 복수의 다른 안테나를 구비하고,

- 안테나 형성멤버가 간섭레이더 원격감지를 가능하게 하는 동일한 주파수에 대해 두 개의 안테나를 포함하고, 이 안테나가 로컬 수직축을 따라 분리되어 있으며,

- 발주위상 동안에 패널이 압착되고, 타이-로드(tie-rods)에 의해 부착되는 플레이트에 반대로 압착되고,

- 적어도 하나의 슬레이브는 각 패널을 통해서 통과하는 플레이트에 고정하기 위해, 적어도 하나의 슬레이브를 통해 통과하는 타이로드를 갖추어 적응하며,

- 지지포장 및 여러가지 패널중 가장 짧은 관성축이 발주시스템축을 따라 발주에 향하게 되고, 배치축이 발주시스템축에 노말(normal)이고,

- 발주구성에 있어서 지지포장의 외형이 패이로드(하중)을 치환하기 위해 공기역학적으로 맞추어 지며,

- 지지포장 및 그와 연관된 것과 보조장치 유니트가 장치모듈로 구성되고, 이후의 가장 짧은 관성축이 궤도면에 평행하게 되고,

- 배치가 수직방향에 효과적이며,

- 패널은 선택적 레이돔(radome)과, 방사패널, 전자장치를 수행하는 중간 NIDA구조, 선택적 열방지층을 구비하는 샌드위치구조와, 태양전지 및/또는 방사요소를 수행하는 플레이트를 구비하고, 상기 패널은 태양전지 및/또는 방사요소를 수행하는 플레이트 또는 플레이트들을 지지하기 위해 중간구조상에 배치된 보강재를 더 포함하고,

- 슬리브(sleeve)는 두 개의 보강재 사이의 교차로 부근에 배치되며,

- 그들 안테나기능에 대해 또는 안테나의 존재 및 부재에 대해 다른 멤버의 모든 부분이 패널의 배치축에 따라 분포되어, 각 패널이 기능적 동질성인 하이레벨을 갖추게 되고,

- 마이크로파 분포시스템으로의 공급은 궤도에 있는 위성 주위의 천체와, 필요한 지연선의 일부를 구성하는 데이지 체인(daisychain) 케이블 반대쪽의 안테나 형성멤버의 측면으로부터 데이지 체인되며,

- 위성이 테나의 높이에 따라 도표상 안테나의 고도제어를 위한 정렬점을 갖추고, 각 제어점에 연관된 안테나부의 고도에서 요소적 도표가 이용 가능한 부수포장을 커버하기 위해 고정된 방법으로 적용되며, 그에 따라 높이(H)에 따른 이들 점들간의 신속성은 위조로브(spurious lobe)가 요소적 도표에 의해 조준된 방향에 관한 주로브(main lobe)의 지적시간에 존재하는 어레이와 결합하지만, 이들 지구에 마주할 수도 있고, 주로브상에 최소의 이득을 보호할 수도 있는 쓸모없는 로브의 이득의 조절이 이들에 대해 매우 낮은 이득을 보증하는 요소적 도표에 쓰이고,

각 제어점에 연관된 요소적 안테나부가 공통제어점으로부터의 병렬 분류로 구성되고, 여기서 고정된 램프(ramp)를 갖춘 일정 위상-변환 프로파일이 동일한 제어점의 방출요소들 사이에 삽입되며,

본 발명의 다른 특징 및 장점은 다음의 이론적 설명 및 무제한적 기술로 나타나게 된다.

도 4 및 그 이후의 도면에 있어서, 참조번호 12는 여기서 나타낸 본 발명에 따른 위성의 장치모듈을 나타낸 것이다. 참조번호 11 및 13은 각각 안테나 형성멤버와 태양열 발전기의 쉘을 나타낸 것이다.

이들 구성에서 나타낸 위성의 다양한 구성은 뛰어난 것이다.

그 궤도는 실제로 지구(90°의 롤각(r; roll angle)의 중앙을 통해 통과하는 평면에 놓여있는 저지구궤도 및 안테나 형성멤버이다.

이것은 각 표면으로부터의 방사를 위한 가능한 용량을 갖춘다.

중력축에 따른 그 차원으로 정의되는 멤버(11)의 높이(H)는 수직방향(위성의 평면이 그 궤도의 평면과 일치하는 상황을 설명하는 도 4 및 도 5에서의 속도백터(V)의 차원)에서의 그 차원(L)보다 자연히 매우 크거나, 또는 위성이 중력경사에 의해 자연히 안정화 되는 결과로 안테나기능이 없는 표면, 즉 부분적으로 가능한 공동에 의해 높이(H)의 방향에서 완성된다.

태양전지(13)는 안테나 형성멤버(11)의 표면, 또는 각각의 표면들상에 배치된다.

전송 또는 수신파에 대한 위상 및 진폭제어점은 멤버(11)의 표면 위에 분배된다.

이 멤버는 유연한 구조를 허용하고, 위상측정을 처리함으로써 측정된 어떠한 변형 및 절대자세에러도 그 표면위에 분산된 GPS 센서에 의해 공급된 후에 제어수단에 의해 보상된다.

그 외의 특징에 따른 이들 다양한 특징이 다음에 상세히 기술되게 된다.

위성의 저지구궤도면에 있어서의 안테나 형성멤버(11)

여기서 기술한 저지구궤도는 일반적으로 2,000Km 이하에서의 궤도를 의미한다.

입사값의 동일한 계획범위에 대해, 고도에서의 빔의 전자적 지시(depointing), 즉 대략 안테나의 평면에서의 축 및 보통 중력축이 종래 안테나와 비교하여 증가되어야 하고, 종래에 비해 방사요소의 어레이에 관한 어떠한 위조로브도 없는 강제성이 주어져야 하며, 이는 방사요소들 사이의 접근간격(대략, 0.7배의 파장보다는 0.5배의 파장)에 이르게 한다.

그러나, 최소 전파거리(저입사값)에 현재 대응하는 멤버(11)의 안테나 또는 안테나들의 최대 지시각이 고지시(high depointing)를 갖춘 방사요소에 연속적으로 방사되는 낮은 손실에 대한 요구를 완화할 수 있게 하고, 따라서 표준 기하학과 유사한 방사멤버기술을 유지할 수 있게 한다.

더욱이, 다음에서 지시한 바와 같이 제어망 로브의 오차 때문에 위성의 제안된 형상은 종래기술에 있어서 30° 또는 35° 이하로 각을 이루는 안테나가 대략 0.7λ로 제한되어도 2λ 또는 2.5λ로 증가되는 안테나고도 도표의 안테나 제어점의 높이(H)를 따른 간격을 허용한다.

결과적으로, 이 모든 것은 2/0.7, 즉 2.85 만큼의 비율에서의 높이에 따른 느슨한 전자밀도인 것이다.

링크균형의 전환에 있어서, 입사로 증가하는 거리는 조준(지시의 수정)방향에서 안테나의 효과적 높이를 증가시킴으로써 보다 적절히 보상되어 질 수 있다. 레이더의 특별한 경우에 있어서, 측정감도가 입사비율을 직접 개선하고, 지구물리학적 현상과 같은 요구가 측정되며, 여기서는 역비례관계를 가진 감도 프로파일을 제공한다.

동일한 안테나빔의 주어진 경사를 얻는 30° 또는 35°로 경사진 종래 안테나와 비교해서, 그 결과 동일한 효과적 높이가 경사(60°에서 10%만)의 반전비율을 변경하는 비율로 증가된 안테나의 높이를 요구한다. 특히, 레이더에 있어서, 접근성 또는 반복성(안테나가 포인트가 보이는 곳으로 오거나, 또는 되돌아가기 위해 위성이 취하는 시간)에 의해 얻는 동작수행의 경사조건의 높은 값쪽으로 경사의 범위를 연장하는 안테나 높이 핸디캡은 특히 60°보다 큰 최대경사를 허용하는 매우 높은 수행시스템에서 매우 경미하다.

어레이 안테나(특히, 활성안테나인 경우)의 대부분의 비용이 주로 제어점의 총수로 규정되는 복잡성은 2.85/1.1, 즉 대략 2.7(높은 입사를 조달하는 시스템에 대해)인 상승비율에서의 이러한 수가 감소하기 때문에, 새로운 개념이 고도로 유리하다.

중래구조와 다르게, 멤버(11)는 안테나의 방사멤버가 위치될 수 있는 곳 위에 두개의 기하학적 동치면을 갖춘다. 동시에 각각의 면을 이용함으로써, 입사의 범위는 두배로 되고, 그 동작수행의 가장 큰 이득을 위해, 이미 입사의 매우 좋은 한번의 높은 값이 이미 커버됨으로써 특별한 것으로 된다. 이것은 단지 두배의 방사요소와, 자연히 이와 동일한 구조뿐만 아니라 전자조사 안테나의 완성부인 동일한 전자장치 유니트를 이용함으로써 이루어질 수 있다. 종래구조에 있어서, 이 입사의 두배의 큰 범위는 두개의 반대쪽 롤각을 갖춘 총 두배의 안테나를 요구한다.

모듈(12)은 예컨대 안테나 아래에 멤버(11)의 평면내에 역시 있을 수 있다.

이 경우에 있어서, 멤버(11)는 모듈쪽(12)으로 그 베이스와, 공동을 가능하게 하는 안테나기능(도 9를 보면)이 없는 패널(14a)에 유리하게 포함하고, 그 하나의 기능은 입사의 낮은 값에서 장치모듈(12)을 비스-아-비스(vis-a-vis)로 안테나 고유의 검증필드의 브로킹을 피하기 위한 것이다.

이것은 앞으로의 통신위성에 유사한 방법으로 적용함이 주지되게 될 것이다.

이러한 형상에 있어서, 안테나 형성멤버(11)는 장치모듈(12)의 한쪽에만 나타난다. 이것은 모듈(12)의 아래에 있는 안테나가 원결측정수단의 특정배치를 요구하여도 장치모듈(12)중 하나에 자연히 연장 가능하다.

안테나 제어점의 간격

안테나(11)의 높이(H)를 따라 안테나 제어점의 간격은 주로브, 즉 원하는 로브가 고도에 디포인트될 때, 제어망의 원하지 않는 로브의 형상을 결정한다. 주로브 및 원하지 않는 로브의 이득은 제어점에 관한 요소적 안테나부의 고정된 고도경사도에 의한 디포인팅시간에 변조된다.

도 6은 제어점간의 간격이 완화될 때, 종래 안테나(30° 또는 35° 이하의 롤각에 대응하는 평면(pcl))로부터 얻어진 요소적 안테나부 도면과 원하지 않는 로브의 결합형상을 나타낸다.

요소적 안테나부(도 6의 음식 스푼 형상(DE))의 도면은 안테나면에 보통의 주패널을 허용하고, 원하는 입사범위로 향한다. 화상표로 표시된 직선구획은 이곳에서 보통의 안테나인 요소적 안테나부의 도면의 주축에 관한 주로브의 디포인팅(θ)의 부제에서 원하지 않는 로브(LP)를 지시한다. 쇄선구획은 θ의 디포인팅 이후의 이들 동일부를 표시한다. 디포인팅 없는 원하지 않는 로브는 그것이 요소적 안테나부의 도면상 공극에 놓여있기 때문에 제거되었다. 원하지 않는 로브 및 요소적 안테나부의 도면상 패널은 안테나 증가에 따라 도면의 제어점들 사이의 거리로 서로 근접하게 이동한다.

도 6은 지구선을 나타낸다.

두 개의 조건은 입사의 범위를 따라 θ의 스캐닝상에서 교차하여야 한다.

모호한 레벨에 영향을 주지 않도록, 원하지 않는 로브가 수평으로 언카운터이어햐 하거나, 또는 매우 낮은 이득(주로브의 이득 이하의 -30dB 내지 140dB)으로 되어야 하는 것은 없다.

링크균형에 영향을 주지 않도록, 주로브의 이득(도면에서 0으로 지시된)이 너무 낮게 떨어지지 않아야 한다.

안테나가 30° 또는 35° 이하의 롤각을 가진 종래 위성의 경우에 있어서, 로브 -1 및 +1이 제어점들 사이의 충분히 작은 간격을 선택함으로써 안테나 또는 그 안테나를 지난 평면의 바로 옆 근처로 푸쉬백(push-back)되지 않으면, 값(θ)이 고게인의 원하지 않는 로브(+1, +2, ..., +N)점이 매우 빨리 지구쪽으로 도달하기 때문에 거기에서의 해결책이 없다.

다른 한편으로, 원하지 않는 로브 및 서로 가까운 요소적 안테나부 다이어그램 패틀(petal)로 나타낸 바와 같은 동일형상은 새로운 기하학을 갖춘 안테나로부터 얻어지고, 프로그램이 해결될 수 있게 한다. 이 경우에 있어서, 원하지 않는 로브(+1, +2, +n)의 높은 이득부는 안테나로부터 후면에 위치되기 때문에 가공의 것이다. 안테나 기하학에 의해 제공된 형태의 지상필드가 묘사된 형태의 필드로 가깝게 둘러싸인다는 사실을 이용한다.

더욱이, 안테나 기가학이 위성에 제안된 구조의 나머지와 연관되어 있으면, 원하지 않는 로브에 반하여 이러한 보호의 물리적 경계는 안테나의 정면쪽으로 전진하게 되는데, 이것은 입사의 매우 낮은 값은 모듈에 의해 반사된 신호가 전달 동안에 수신되기까지 이러한 모호가 생성되지 않고 장치모듈(12)에 의해 마스크되기 때문이다.

새로운 안테나 기하학에 있어서는, 경사의 최소값쪽과 주로브상에 떨어지는 최대 이득강하에 따라 디포인트할 때, -1인 원하지 않는 로브가 수평으로 마주하지 않음을 확실히 하기에 충분한 것이다. 수평선상에 -1 로부를 유지함으로써, 제어점들 사이의 감소 간격이 0 로브에 대해 이용가능한 저입사 한계를 정한다.

수평선 및 최소입사 사이의 중간방향에서 요소적 안테나부 도표를 고정함으로써, 최소 입사에서 3.7dB의 최소강하가 생성되고, 이후가 수평선에 관련한 벡(back)으로 설정되면, 입사의 높은 값에서 더 낮은 강하가 생성된다. 이러한 강하는 그 결과 종종 새로운 위성개념이 에너지 잉여를 가져오기 때문에 허용 가능한 것이다. 이러한 경우가 아니면, 불충분한 이러한 최후의 간격을 정지하거나, 낮은 입사한계에서의 증가를 받아들일 필요가 있는 것이다.

이렇게 낮은 새로운 기하학에 있어서는 2λ(또는 고도 및 입사범위 조건에 의존하는 2.5λ까지도)의 제어점 사이의 간격을 완화 할 수 있는데, 여기서 종래 기하학과, 30° 또는 35° 이하로 경사진 안테나에 있어서, 간격은 0.7λ 또는 0.75λ 이하로 남아있는데, 즉 제어증가는 방사요소증가(방사요소당 하나의 제어점)와 일치되어야 하는 것이다.

주패널이 원하는 범위의 입사에서 조준하도록 안테나 법선에 관해서 디포인트되는 이러한 종류의 요소적 안테나부는 고정된 위상램프(고도위치의 방향에서)에 따른복수의 방사요소 사이의 위상-쉬프트로 매우 일반적인 요소 다이아그램을 갖춘 복수의 방사요소를 그룹핑(grouping)함으로써 요소적 안테나부를 구성함으로써 새로운 기하학을 갖춘 안테나가 얻어질 수 있다.

이것은 도 7에서 나타낸 것으로, 두 개의 영속적 제어점(PC1 및 PC2)에 의해 제어된 방사요소(R)를 나타낸 것이다. 모든 제어점에 대해 식별적인 고정된 위상램프는 예컨대, 위상-쉬프트/전송/수신모듈(M)과 요소(R) 사이의 케이블의 점진적 길이에 의해 이행된다.

새로운 기하학에 있어서, 이것이 방사요소의 원하지 않는 로브의 출현과, 주로브(낮은값의 입사에서)상에서 새로운 손실의 도입을 수반하여도 방사요소 증가는 역시 완화될 수 있다. 그러나, 이러한 증가가 제어점 증가로부터 현재 분리되고, 그에 따라 그 이상의 안테나의 전자밀도가 없기 때문에, 이러한 다른 형태의 원하지 않는 로브를 배제하는 간격(0.5λ에 가까운)을 적용하는 것이 바람직한 것이다.

제어시간-지연구획당 복수의 요소적 안테나부의 그룹핑

각 요소적 안테나부로부터 방사된 신호는 위상과 증폭 및 시간-지연의 특정한 적용 후에 동일한 소스신호로부터 모두 얻어지게 된다. 이 시간-지연적응은 가로지른 안테나부의 그라운드 독립상에서 소스에서 목적점으로의 시간-지연을 보증한다. 유사하게, 수신에 있어서 다양한 신호의 재결합이 위상과 증폭 및 시간-지연의 특정한 적용 후에 수행된다. 시간-지연적응은 가로지른 안테나부의 독립인 신호의 재결합점에 그라운드상의 목적점으로부터 시간지연을 보증한다. 시간-지연 차이는 두가지 효과를 가지는데, 그 하나는 임펄스응답 거리(레이더에 대한)를 펼치는 것이고, 다른 하나는 신호의 주파수성분에 따른 고도에서의 빔의 가스케닝(spurious scanning)을 도입하는 것이다.

안테나 평면이 보통으로 조준할 때, 안테나 요소부로(및, 그로부터) 신호의 분배가 케이블의 동일한 길이에 효과적으로 될 때 시간조건이 검증된다. 그렇지 않으면, 특히 조준이 전자적 디포인팅에 의해 코멘드(command)될 수 있으면, 목적점으로( 및, 그로부터)의 총경로의 독립성을 유지하도록 안테나의 내측에 분배된 신호를 통해서 길이를 변조하는 프로그램 가능한 지연선과 병합될 필요가 있다. 프로그램 가능한 지연선의 수를 줄이도록, 동일한 코멘드 시간-지연구획에서 복수의 안테나부의 구릅핑을 허용할 수 있다. 이것은 구획의 스케일로 제한되는 잉여 동기화를 산출하고, 디포인팅각으로 증가하는 그 크기는 구획의 크기와, 보통의 안테나에 비례한다.

새로운 안테나 기하학은 고도에서의 높은 디포인팅 때문에 코멘드된 시간-지연구획의 수에 의해 패널티를 부과할 수 있다. 그러나, 이러한 디포인팅은 넌-널(non-null)수단값에 대해서 효과적인 것으로, 이 수단의 디포인팅의 경우에 대응하는 길이의 적응부내에 고정적으로 도입함에 충분하기 때문에, 나머지 효과가 디포인팅수단의 각 측면상에 디포인팅하는 증액에만 관계되고, 그에 따라 구획의 크기를 더 크게 증가시킬 수 있다.

중력 경사 안정성

그 차원(L)보다 매우 크게 주어진 멤버(11)의 높이(H)가 무기능 연장(14a)에 의해 이루어지는 것이 가능하게 되고, 상기 위성의 가장 짧은 관성축은 멤버(11)가 예컨대, 그 궤도의 평면과 일치하는 지구의 중앙을 통해서 통과하는 평면내로 요구되는 것을 제공하는 그 자연적 평형위치내인 것이다.

그 결과는 중력경사에 의한 롤 및 피치에서의 위성의 안정성인 것이다.

피치 또는 롤장애에 반하여 자연적 복구토크를 만드는 안테나 형성멤버(11)의 차원은 궤도에서 예상될 수 있다.

멤버(11)를 갖춘 라인에서 장치모듈(12)의 위치는 어떠한 장애로 생성되지 않고, 그 고밀도 때문에 시스템의 더 큰 관성과 더 작은 관성간의 차이에 근거해서 복구토크의 증가도 주지 않게 되는 것이다.

안테나기능이 없고, 부분적 공동인 부분(14a)은 중력경사에 기인하는 결과적으로 부족한 복구토크, 특히 결과적으로 부족한 높이(H)에 요구되는 중력경사조건을 얻도록 조정될 수 있다.

이러한 복구토크는 롤 및 피치에서의 장애에 효과적으로 대항하지만, 이탈축에 대한 모든 장애에 보상되는 것은 아니다.

이탈제어는 모듈(12)의 자세 및 궤도제어시스템에 영향을 받는다.

롤 및 피치에서의 장애에 대한 이후의 규칙은 중력경사 복구토크의 진자효과의 감폭으로 제한될 수 있기 때문에 그 통상의 규칙과 단순히 비교된다.

이탈에서 원하지 않는 토크의 주내구성은 태양압력에 기인한다.

주지할 것은, 위성형상의 동질성의 매우 높은 척도가 이러한 원하지 않는 토크의 원인의 한계를 크게 지적한 형태, 즉 질량 및 추력의 중심의 속도백터에 따른 이동으로 나타낸다,

안테나 형성멤버(11)의 하나 또는 각각의 표면상의 태양전지(13)

안테나 형성멤버(11)의 특정면상에 위치한 태양전지를 갖춘 최소 태양상(solar aspect)각을 보존하도록 위성의 안테나는 궤도의 평면에 적당하고, 위성의 궤도는 헬리오동기화에 적당하다. 그 후, 안테나면은 멤버(11)의 차양면을 점령하고, 태양전지에 의해 점령되지 않은 다른 일부면을 역시 점령할 수 있다. 6H 또는 18H의 로컬시간은 각옵셋(angular offset)이 약 30°(궤도의 입사 및 태양의 측위의 점증적 효과)로 제한되기 때문에 최상인 것이다. 그러나, 태양전지의 큰 면적은 6H/18H의 실행가능한 궤도평면에 관한 더 큰 옵셋을 이루는 이러한 방법으로 얻어질 수 있다.

고정된 로컬시간에서 헬리오동기화는 멤버(11)의 더말설계(thermal design)를 용이하게 하고, 위성은 각 측의 12H/24H 평면에 포함하는 로컬시간을 변경하거나, 또는 표류하는 로컬시간(헬리오동기화가 없지만, 아직 경사진 궤도)으로 동작이 가능하게 설계될 수 있다. 이것은 태양전지의 총 면적의 증가비용에 있어서 태양전지로 커버된 간격을 갖추기 위한 멤버(11)의 각각의 표면들에 대해 충분한 것이다. 그럼에도 불구하고, 확실히 로컬시간이 12H/24H에 가까울 때 동작이 보장될 수 없다.

멤버(11)의 후면상의 태양전지(13)의 밀도는 어떠한 배터리 릴레이없이 상기 안테나의 에너지 요구를 커버하기 위해 선택되어질 수 있는 것이다. 필요하면, 멤버(11)는 안테나기능이 없지만 태양전지를 수행하는 부분을 포함할 수 있다.

따라서, 그에 따른 표준 장치모듈의 최고의 수행 보다도 더욱 강력한 매우 강한 태양발전기를 만들어낼 수 있고, 부가적으로 장치모듈(12)의 정원공급의 극도의 단일화를 가능하게 하며, 그 이후는 그 자체의 요구에 대한 준비만을 갖춘다.

멤버(11)의 각 장치 또는 자이그룹은 그 전원에 직접 연결될 수 있기 때문에, 에너지전환 및 전송기능이 단순화 될 수 있으며, 더 긴 장치모듈(12) 또는 이후의 접속조차도 포함하지 않는다.

에너지 자율의 원리는 활성 안테나 또는 활성 안테나들의 경우에 있어서 더욱 큰 이득의 원리인데, 여기에는 이미 높은 정도의 전자매싱(electronic meshing), 즉 일련의 제조 및 시험기준을 만족하는 동일한 전자 유니트로의 해체가 있다. 이것은 태양전지와 에너지전환 및 저장기능(간단한 전기적 용적을 가능하게 하는)을 갖춘 이러한 유니트의 집적에 충분한 것이며, 이들 기능들은 다른 기능에 비해 주변적인 것이다. 이 최대한의 매싱접근은 각 측면상의 안테나동작을 차단하고,

각 측면상에서의 안테나동작을 포함하는 풀-메싱-접근(full-meshing approach)은 안테나의 적어도 일부의 중복 및 반전 헤제로 이루져야 한다. 고도위치의 방향에서 이러한 중복은 중력경사의 증가와, 앞서 언급한 안테나기능이 없는 간격에 대한 필요성의 감소를 역시 서브할 수 있다.

중앙집중식 베터리의 의지 없는 안테나 에너지 자율의 원리는 그늘진 동작을 배제하고, 따라서 궤도의 20% 이하 및 대개의 미션에 대한 패널티가 없이 나타나는 일년에 몇 달동안 남극(또는 북극)에서만 나타나는 그늘짐에 대해 18H(또는 6H)의 로컬시간을 올림에 더 적당하다.

다른 한편으로, 동작은 그늘짐간에 연속적이다.

이것은 동작상 이득이 있다. 더욱이, 전자 및 쉘은 저레벨의 더말 싸이클링에 종속된다. 이는 더말비율과 신뢰성 및 내구성에 대한 개선을 나타낸다.

이후의 기술은 멤버를 포함하는 평면이 궤도의 평면이 아닌 지구의 중앙을 포함하는 상황으로의 적용을 기술한다.

궤도에 따라 변경 가능한 궤도에 관한 멤버(11)의 평면의 몇몇 옵셋의 채용은 특히, 그 궤도의 경우에 있어서는 6H/18H 또는 비-헬리오동기화 궤도도 로크되지 않는 태양조도를 퇴적화 하는 부가적 자유도를 제공할 수 있다.

변형 가능한(또는 탄력적)안테나 형성멤버(11) 및 GPS센서

도 7 및 도 8에 나타낸 바와 같이, 특히 멤버(11)는 서로 힌지된 복수의 패널(14)로 이루어지고, 배치되었을 때 멤버의 보통평면으로 거칠게 정렬된다. 이러한 배치는 멤버(11)의 높이(H)에 따라 영향을 받는다. 여러가지 패널(14)은 발주에 있어서 장치모듈(12)과 겹쳐져 있다.

패널과 관련된 매카니즘은 그들 배치에 대해 등급화 되어 있고, 한번 공칭자세가 얻어지면, 정렬(10m 내지 15m 또는 두 개의 단패널(end panel)간 이상의 높이를 넘는 10cm의 에러와, 두 개의 연속적 패널간의 1cm의 에러를 위치시키는)을 거칠게 한다.

즉, 보통의 조건하에서 배치될 때, 전달되어야 하는 그 힘은 매우 낮고, 중력경사 토크와 태양압력 토크 및 자세제어 토크(장치모듈에 의해 적용된)의 반작용으로 제한된다. 이들 장애는 궤도 각주파수에서 나타나고, 그에 따라 변형 및 에러의 측정이 가능하도록 충분히 늦게 유지하는 동안 멤버(11)의 자연모드로부터 쉽게 분리될 수 있으며, 이후에 파장 제어수단의 전송 및 수신에 대한 설명에 들어가게 된다.

최초의 자세획득 위상동안 만큼은 물론 제어로켓 연소와 확실한 자세제어 보정동안의 일시적 로드는 높지만, 더 큰 진폭(미션이 이들 제어로켓 연소동안 인터럽드된다)의 정렬오류가 크기가 감소하고, 패널간의 매카니즘 및/또는 연결에 의해 줄어드는 것을 허용한다.

GPS센서(15)는 여러 가지 패널(14)위에 분배된다.

각 센서(15)는 적어도 GPS안테나를 포함하는데, 이 GPS신호 복조 및 측정기능은 예컨대, 하나의 패널(14)의 레벨에서 복수의 센서에 대해 물리적으로 서로 그룹화 되어 있다. 모든 GPS신호 복조 및 측정기능은 예컨대, 장치모듈(12)에 위치한 동일한 오실레이터를 이용할 수 있다.

멤버(11)의 두 개의 센서(15)의 관련위치의 측정은 동일한 GPS위성으로부터의 두 개의 센서간의 신호의 위상차의 간섭측정에 근거하게 된다. 두 개의 센서(15)의 관련위치의 측정은 센서간의 거리가 알려져 있으면, 두 개의 분리위성, 또는 적어도 3개의 위성 상에서의 적어도 두개의 간섭측정을 요구한다. 예를 들어, 각각의 간섭측정은 각 센서베이스(이중 위상차원리)에 분명한 왜곡을 피하도록 부가적 위성으로부터의 측정에 관련해서 차별화 된다.

일반적으로 말해서, 이들 GPS센서에 있어서 형성되어 있는 아암(aim)은 센서의 관련위치 및 보통평면의 절대자세를 측정하기 위한 것이다. 이는 예컨대 장치모듈(12)에서 여러 가지 센서(15)로부터 위상측정의 처리가 집중됨으로써 이루질 수 있는 것이다. 데이터의 집중을 줄이기 위해, 이후가 특정 내부변형으로 종속되지 않으면, 현재 계산되는 각 패널에 대해 정의되는 참조센서간의 관련위치만을 남기는 상기 패널의 절대자세에 상당한 동일한 패널(14)의 센서(15)의 관령위치에 대한 각 패널(14)의 레벨에서의 처리단계를 정의하는 것이 가능하게 된다.

각 패널(14)은 최소 3개의 GPS센서(15)를 포함하는데, 패널의 내부변형이 없으면 충분한 것이다. 구조적 가벼움은 패널(14)내의 변형의 더모-일레스틱 모드(thermo-elastic mode)를 인도할 수 있다. 적어도 하나의 부가적 GPS센서(15)는 상기 변형을 측정하기 위해 각 패널(14)에 대해 요구된다.

위성의 실제 평면 기하학은 정확한 관련위치에 대한 GPS의 주제한으로 구성된다. 다중경로 소스만이 장치모듈(12)이고, 적어도 이후의 주된 효과는 제거될 수 있다.

앞서 기술한 바와 같이, 장치모듈(12)에 연결된 패널 또는 패널들(14a)은 안테나기능을 갖추지 않는다. 따라서 그들은 GPS센서가 장착되지 않는다. 도 9에 나타낸 바와 같이, 다른 패널(14)의 센서에서 다중경로 소스를 제거하기 위해, 최소경사에서 수신된 GPS위성으로부터의 신호를 무시하는 것으로 충분한 것이다. 이후는 다른 이류로, 일부 또는 모든 패널(14a)이 필드의 시계를 가로막지 않기 때문에, 위성의 적어도 최소작업경사(전형적으로 25°) 이하인 경우를 나타낸다. 이것은 작업을 위해 시스템에 대해 가시적 위성을 떠나는 마스킹으로 매우 제한된다. 다중경로는 이렇게 플레이트(20)의 엣지(20a)에 의한 회절로 제한된다. 이 회절은 어떠한 특정방향을 허용하지 않고, 그에 따라 마스크될 수 없다.

멤버(11)의 차원은 전송 및 수신파를 위상-쉬프팅하기 위한 수단을 갖춘 각 표면 유니트의 레벨에서 보상되고, 위상 쉬프트는 그에 대한 표면 유니트의 중간면 및 이 중간면에 관한 빔의 디포인팅을 허용한다. 표면 유니트의 위치는 이웃하는 GPS센서의 위치로부터 얻어진다. 변형측정 프로세스에서와 같이, 보상처리는 각 패널의 레벨에서의 로컬단계를 수용할 수 있다. 위상-쉬프트는 패널의 레벨에서의 중간면과 관련 디포인팅 및 위치 옵셋을 허용한다. 이는 참조패널의 참조점을 통해서 통과하는 모든 안테나의 합성빔의 파장면에 관하여 패널 참조점의 옵셋에 대응하는 동일한 패널 및 위상텀에서의 일관적 방법에서의 부가가 필수적인 것이다.

앞서 기술한, 특히 GPS 다중경로, 평탄성 보상에 관한 조건은 1㎜ 이내에서 이루어질 수 있고, 중간면의 자세는 등급이 1/10 이내로 결정될 수 있다. 이것은, 평탄도 요구가 가장 엄한 고주파(X-밴드) 레이더를 포함하는 레이더미션의 요구에 대한 완벽한 응답이다. 고주파수를 요구하는 경우에 있어서 이들 균형을 용이하게 하도록, 모듈(12)과 마주보는 멤버(11)의 일단에 모듈(12)로부터 남은 다중경로의 효과를 줄이도록 고주파 패널을 위치시키는 것이 바람직하다. 이 배치는 항상 가능한 것이지만, 이후에 지시한 바와 같이 멤버(11)는 고주파 패널(저주파 패널(14a))만으로는 절대 이루어지지 않는다.

물론, GPS센서 위상측정에 근거한 보상은 안테나 형성멤버가 변형에 종속하는 단일패널인 경우에 있어서 동일한 방법으로 적용된다.

장치모듈 및 란치시스템(launch system)

다음은 장치모듈(12)에 대해 더욱 상세히 설명하고자 한다.

장치모듈(12)은, 안테나, 특히 레이다의 중앙전자부, 영상데이타를 저장하기 위한 메모리수단, 원격계측수단, 및 다양한 보조장치유니트는 제외하고, 자력계, 자기토크, 연료탱크, 추력기, 및 원격제어와 내장제어수단을 포함하는 자세제어 및 궤도제어시스템을 포함하는 다양한 장치유니트를 수송한다.

모듈(12)은 또한 배터리를 포함하고, 이 배터리의 용량은 에너지 자급원리가 멤버(11)에 대해 채택되면 모듈의 특정한 필요에 따라 감소된다.

이러한 다양한 장치는 도 9 및 도 10의 참조번호(16)에 의해 공통적으로 지시된다.

에너지 자급선택이 멤버(11)에 대해 채택되면, 이클립스(eclipse) 사이에서, 모듈(12)에 부착된 제 1패널(14a)은 장치모듈(12)에 전원을 공급하는 독립형 태양발전기를 동작시킨다. 이클립스 동안에, 태양발전기는 내부에 저장된 데이타 및 장치모듈의 동작을 보호하는 배터리로 교체된다. 이 배터리는 또한 궤도진입시에도 사용된다.

도 10 및 도 11에 나타낸 바와 같이, 장치모듈(12)은 또한 란치에서 패널(14)다발에 기계적 힘을 제공한다.

장치모듈(12)은 패널이 접혀지고 덮개를 개봉하기 위한 피로테크닉 트랩(pyrotechnic trap)을 가지는 원통형 보조덮개로 구성된다. 이 원통형태는 란치시스템을 가지는 원형의 인터페이스(17)로 연장되고, 란치시스템에 의해 강제되는 고정부품의 순응을 촉진시킨다.

란치시스템의 축에 따른 위성의 길이는 멤버(11)의 길이(L)에 일치한다. 원통의 길이는 안테나의 길이(L)에 의해 결정된다. 반면에 직경은 패널(14)의 기본 높이에 의해 제한된다.

원통형의 덮개는, 패널다발 및 장치모듈(12)의 장치유니트를 합하여 조립된 2개의 쉘(18, 19)에 의해 구성된다. 1개의 쉘(18)은 장치모듈(12)의 다양한 장치유니트를 합한다. 다른 쉘(19)은 2개의 플랩으로 트랩을 제한하는 피로테크(19)에 부착된 2개의 경첩에 의해 개방되는 2개의 트랩을 사출시킨다.

란치의 경우에 있어서, 다수의 패널(14)은 다른 패널상에 1개가 접혀지고, 모든 패널을 관통하는 티로드(tie-rods)에 의해 쉘(18)에 부착된 플래이트(20)에 고정된다. 플래이트의 다른면은 위성의 장치유니트의 나머지를 보관한다.

이러한 구조는 여러가지 매스센트링요구를 쉽게 참조할 수 있게 한다. 란치시스템의 축을 따른 센터링은 실린더의 중앙평면에 관련있는 판(20)의 적당한 오프셋에 의해 얻어진다. 실린더는 란치시스템의 축상에 센터링된다. 전개된 모드의 센터링의 2가지 종류, 즉 안테나의 평면상 및 (L)방향으로 안테나의 중앙(부분적인 수직선을 따라 멤버(11)의 작은 탄성축의 중력변화도 및 위성의 태양압력토크의 제한에 의해 자연적으로 정렬되도록 함)에 수직이 되도록 하는 모듈(12)의 중앙정렬은 판(20)상의 장치유니트의 균형을 맞춤으로서 이루어진다.

플랩(19a, 19b)이 개방되었을 때의 구성은, 판(20)보다 안테나(11)쪽의 GPS신호의 불필요한 반사를 제거하고, 동시에 쉘(18)에 운반되는 원격측정 안테나에 요구되는 수신영역을 확대시킨다.

또한 란치조건에서 위성의 원통형 형태는 란치시스템의 유선형 탑재부에 대한 필요를 제거함에 유리하다. 원추형의 추가, 궤도내에서의 전개 또는 쉘에 의해 압박되는 방식의 안테나의 채택에 의한 외부 부착물(원격측정 안테나)의 제거, 스커트 커버링의 실린더의 베이스에서 란치시스템으로의 연결은 유선형 탑재부와 동일한 공기역학적 재구성한다.

길이(L)가 5.5m보다 작을 수 있다면, 계획된 작은 란치시스템(Lockeed Martin LLV3, McDONNELL DOUGLAS DELTA-LITE) 또는 DELTA 2와 같은 중간크기의 란치시스템에 적합하고, 멤버(11)를 형성하는 접혀진 안테나 및 장치모듈(12)의 두께는 2m보다 작은 직경이 적합하다. 멤버(11)를 이루는 안테나의 전체 높이가 13m 내지 15m보다 작은것은 특별한 경우이다. 이러한 안테나의 크기는, 전통적인 진입(전통적인 기하학 및 표준 장치모듈을 가지는)을 취하고, 대규모 및 대용량 및 고가의 란치시스템(ALIANE 5, ATLAS II AS)이 필요한 미션을 가증하게 한다.

패널의 일반적인 구조

도 12는 본 발명에 따라 패널의 한 측면으로부터 방사의 경우에 있어서, 위성의 패널의 제 1실시예의 일반적인 구성을 나타낸 것이다.

패널은 임의의 래이돔(radom ; 21), 방사 패널(22), 전기적 수단(27)을 가지는 NIDA(registered trademark)형의 중간 알루미늄구조(23), 열보호층(24) 및 태양쉘(13)을 가지는 판(25)으로 이루어진 겹구조를 가진다.

I-부의 수직/수평 보강재(26)는 중간 구조(23)에 적용되고 판(25)을 가진다.

도 13에 나타낸 바와 같이, 패널은 다수의 기능 유니트(28)로 분리된다.

기능 유니트(28)에 대한 전기적수단(27)은 구조(23) 및 열보호층(24) 사이에 수용된다. 이것은 송신/수신 및 패이저쉬프트 수단 및 결합된 제어수단을 포함한다. 이것은 또한, 패널의 후부상의 태양쉘(13)에 의해 공급되는 전원을 처리한다.

각 패널은, 이것을 란치의 지지덮개에 고정하기 위한 티로드를 통과하는 적어도 1개의 슬리브(29)를 가진다.

멤버(29) 및 GPS 센서(15)가 안테나기능의 양중심에 위치하기 때문에, 안테나기능에 대해 부분적으로 중심에 위치한 공유의 기능유니트(28)에서 그룹화 될 수 있다. 이 참조기호(29) 및 GPS 센서(15)는 도 14에 나타낸 바와 같이 2개의 보강재(26)의 교차점부근의 상기 유니트(28)의 모서리에 배치된다.

패널의 마이크로웨이브 장치유니트는 패널, 각 유니트의 레벨 각각 또는 몇개의 유니트를 구성하는 그룹의 레벨에 결합된 태양쉘에 의해 전원이 공급된다.

장치모듈(12)로부터의 별형 정렬 또는 상부패널로부터의 데이지체인형 정렬에 있어서, 케이블의 물리적 길이를 필요한 지연선의 일부로 구성하기 위해, 각 패널 또는 반패널은 광학섬유 또는 동축케이블에 의해 마이크로웨이브 신호를 공급받는다.

프로세싱모듈(BFN, 기본모듈, 제 2모듈)은 제어/명령 버스에 의해 장치모듈(12)로 연결된다.

동일한 기능유니트(28)에서 그룹화된 전기적수단(27)은 통합 또는 합성기술로 실행된다.

양측면으로부터 방사하는 패널의 경우에, 1개의 가능한 실행은 태양쉘을 가지는 판(25)을 방사소자를 가지는 판으로 대체하는 것이다. 2가지 경우에 있어서, 전기적 장치유니트(27)로 통합 및 연결을 용이하게 하기 위해, 보강재(26)의 격자에 의해 형성된 각 구획의 통합이후에 근접하는 1개의 판의 표면 영역을 제한하는데 유리하다. 이러한 경우에 있어서는, 패널의 장착성 및 수리가 가능하다.

태양발전기의 규모

태양쉘(13)은 10V에서 필요한 전류를 공급하는 GaAs/Ge형 쉘이다. 이러한 종류의 16쉘의 집합은 멤버(11)의 각 기능유니트에 제공된다.

선택된 GaAs기술은 태양쉘이 고온에서 유지되도록 한다.

이러한 방법으로 발생된 에너지는, 레이다펄스가 장치 및 동작의 유지를 수행하는 동안 전압하강을 제한하는 수단을 포함하는 전해질 및 세라믹 커패시터에 저장된다.

전압은 10V로 제한된다.

자세 및 궤도 제어

가장 간단한 장치에서는, 회전축에 따른 단일 추진추력기가 사용된다. 자세제어는 필수적으로 궤도 인식 및 추력분사기의 정위치 유지때문에 발생하고, 단일추력기의 잘못된 정렬때문에 발생하는 요(yaw)에 의한 일시적 요동에 의해 치수화된다. 정위치 유지를 위한 수정은 요에 의해 발생된 주어진 위치선정을 효과적으로 유지하기 위한 매우 제한된 동안에 간단한 펄스로 분할된다. 이러한 기본적인 펄스는 요의 인식에 의해 이루어진다. 정위치 유지를 위한 과정의 기간은, 2개의 기본 펄스 사이에 보증되는 안테나의 온도조건 및 태양조도가 없다면 더 길어질 수 있다. 정위치를 위한 궤도수정동안에, 추력은 약해지고, 간헐적으로 된다. 이러한 종류의 위성에 대해서, 작은 마찰(V방향에서의 매우 작은 단면부)때문에, 비록 이것은 1개 혹은 그 이상의 궤도에서의 미션의 중단이 필요할지라도, 자세제어 시스템의 반발시간의 확장 및 세부분할의 이러한 접근이 가능하다.

보다 복잡해진 대신에, 점화시간에 의해 제어되는 다수 추력기의 사용은 요에서의 불필요한 토크를 제거하고 점화의 전체시간을 감소시킨다. 위성의 특성은 냉각가스추진력을 가능하게 하고, 10년의 기간동안 일정한 저마찰의 미션을 포함하여, 중력 기울기를 증가시키기 위해 히드래진용액(hydrazine solution)에 비하여 증가된 저장 탱크의 질량을 가능하게 한다.

미션동안 궤도, 특히 6 H/18 H 보다 일부 시간을 이용하는 궤도에 대하여 날개를 수정할 필요가 있다. 이러한 종류의 궤도수정은, 보통의 비행위치로 추력기를 가져오는 요(yaw)에서의 위성의 90˚회전에 의한 방향 V에서의 추력기 분사와 다르다.

안테나의 전개에 앞서, 1˚의 정확도를 가지는 여과 자기계측기에 의해 자세가 측정되고, 전개 이후에 안테나에 의해 수신된 GPS신호가 사용되고, 정확도가 1/10 정도 개선된다.

자기 토크는 피치(pitch) 및 롤(roll)에서의 중력 기울기의 펜들럼(pendulum)효과를 억제하고, 영구적인 효과를 방지하고, 추력기 분사동안의 요(yaw)에서의 일시적인 효과로부터 복구하는데 필요한 토크를 제공한다.

멤버(11)를 이루는 안테나의 초기자세는 다음의 방법으로 얻어진다.

멤버(11)가 전개되고, 자기계측기를 이용하여 회전속도를 감소시키도록 디자인된 자기 토크에 제어법이 응용된다.

위성은 중력 기울기 평형위치에서 안정화된다.

2개의 평형위치가 가능하지만, 1개는 아래의 멤버(11)로서 가능하고, 다른 하나는 모듈(12)상의 멤버(11)로 가능하다.

멤버(11)을 이루는 안테나가 장치모듈(12)의 아래에 전개되면, 태양발전기가 태양을 향하도록 위성이 회전되어, 배터리를 충전하고, 새로운 제어법이 응용되고 난 이후에, 위성이 축상에서 회전하고, 감속제어법이 이용된 후, 중력기울기 평형위치로 다시 전환된다.

시작 및 정지 회전의 과정은 안테나가 정확한 위치가 될 때까지 반복된다.

회전이 시작될 때마다, 안테나(11)는 필요한 자세를 재획득하는 2번 중 1번의 기회를 가진다.

이것은 3개의 자기 토크, 1개의 3축 자기계측기, 1개의 내장 컴퓨터, 1개의 GPS 수신기 및 4개의 GPS 수신안테나(이 실시예에서는, 가장 먼 패널상의 안테나가 사용된다), 및 단일 추력기를 기본으로 하는 추진 서브시스템으로 구성된 기본 자세 및 추진 시스템에 이른다.

이 자세 제어시스템은 어떠한 종류의 광학적 센서(지구, 태양 또는 별)를 사용하지 않고, 미션동안의 일부 시간 또는 후반의 변수에 독립하여 동작할 수 있다.

역자세의 위성(장치모듈 아래의 멤버(11)) 또는 비정상적인 자세의 위성

위성의 일반적인 자세는 지금 설명되는 장치모듈(12) 아래의 멤버를 이루는 안테나의 구성에 관하여 전환될 수 있다.

레이다의 시계를 작은 입사각의 값으로 하는 것이 유리하다. 시계의 블록킹(blocking)을 피하기 위해 채택된 패널은 상부패널(14)의 수평면상에서 GPS 위성의 과도한 마스킹(masking)을 피할 필요가 있고, 이 경우에서는, 동작에 필요한 GPS 위성의 최소의 갯수에 의존한다. 장치모듈의 판(20)에서의 반사에 의해 멀티패스를 야기하기 쉬운 GPS 발생 방향은 지구에 의해 자연적으로 마스크된다. 패널로의 마이크로웨이브 신호의 데이지체인형 급전은 반대편 단부의 패널이 아니고 모듈(12)부근의 제 1패널로부터 시작한다. 이것은 전술된 자세의 경우이다.

그러나, 원격측정 안테나는 그 시계를 블록킹하는 멤버(11)을 피하도록 정렬되어야 한다. 1개의 해법은 장치모듈상의 멤버(11)의 양측면상에 2개의 안테나를 설치하여, 궤도면에 대해 어떠한 위치에 있더라도 1개의 안테나는 항상 가시적인 방향에 있다. 1개의 안테나 스위칭동작이 안테나의 전환때마다 필요하다. 플래인 외부의 원격측정 안테나의 오프셋팅은, 2개의 안테나의 시계를 중복시키고, 스테이션이 궤도면으로 진입할 때 더욱 유연하게 전환시간을 관리하는 것이 가능하다.

또한, 위성은, 전개후에 얻어진 평형위치의 첫번째에서 동작하고, 전술된 시작 및 정지 회전에 대한 과정을 피하도록 설계될 수 있다. 하드웨어적인 관점으로부터, 양면에 따른 2가지 종류의 원격측정링크수단 즉, 최악의 경우에 시계를 블로킹하지 않도록 개조된 패널(14a)의 크기, 패널의 마이크로웨이브 신호를 시스템에 공급하는 2개의 스위치방법 및 양면에 적합한 모듈의 온도제어를 제공할 필요가 있다.

저주파, 고주파 또는 다중 주파수 미션에 응용

다른 모든 특성은 미션에 동일하게 유지되지만, 멤버(11)를 이루는 안테나의 크기는 파장의 길이에 비례하고, 중력기울기 상태가 고주파(X 또는 C 대역)미션에 대해 자연적으로 얻어지지 않을 수 있으므로 이것은 저주파(S, L 또는 P 대역)미션에 대한 경우이다. 장치모듈의 태양발전기 패널에 더하여 고체 또는 오목한 패널(14a)의 도입은 고주파에 필요하다.

다양한 주파수에 대한 모든 패널이 전체 중력기울기에 기여하기 때문에, 패널(14a)을 첨가할 필요가 없고 레이다의 새로운 발생의 필수품중에 하나를 구성하는 주파수조합이 적용된 시스템은 최상의 상태를 유지한다.

특히, 8기능의 패널(14)을 갖춘 L대역 미션에 대해서, 단일주파수 상황에 대한 장치모듈을 최소한의 크기로 개조한다면, 2주파수 미션을 구성하는 동일한 크기의 X대역 패널을 첨가하는 것이 충분하다. 다양한 주파수는 안테나의 다른 기능의 길이 L 즉, 더 짧은 패널 표면의 비기능의 확장에 의해 유지되고 필요하다면 센트링 조건(질량, 태양압력추력의 중심 등등)의 유지를 용이하게 하는 표준 패널길이를 사용할 수 있다.

멤버(11)의 각 안테나에 관한 에너지 자급선택의 방법은, 일반적으로 필요한 전원이 증가하고, 안테나의 크기가 감소되기 때문에, 패널의 후부상의 태양쉘의 carpeting은 고주파수에서 더욱 조밀해야 한다. 상기 안테나의 후면상보다 멤버(11)상의 쉘의 추가영역에 리코스 및 에너지 불충분의 경우에 있어서, 전원 전송 연결을 제한하고 전술된 완전한 전기적 메싱(meshing)개념을 보존하기 위해 근접방향에서의 이러한 영역 및 상기 안테나의 다른 면에 배열하는 것이 더 바람직하다.

단일 패스 레이다 간섭계 미션에의 적용

단일 패스 레이다 간섭계는 지형상의 데이타를 얻기위해 사용되고 2개의 안테나, 1개의 안테나전송 및 쌍방수신으로부터 동시에 2개의 상을 형성하는 것으로 구성된다. 데이타의 정확성은 2개의 안테나에 의해 형성된 파장에 관한 속도벡터를 기초로한 길이에 의존한다. 동일한 위성 간셉계상의 안테나는 일반적으로 고주파수(X 또는 C 대역)에서 가능하고 안테나의 베이스는 10m 또는 15m를 초과한다.

본 발명의 레이다 위성에 간섭계미션을 부가하는 것은 간단한 문제이다. 안테나의 크기를 결정하는 작동을 시도할 필요가 있고, 안테나가 소비전력이 작거나 없는 단지 수신용 안테나이고, 안테나의 후부상에 태양발전기의 부착물이 현저히 감소되기 때문에, 제 2수신 안테나는 일반적으로 단일 패널(14)일 수 있다. 고주파수 미션의 경우에 있어서, 이 패널(14)은 시계의 블로킹을 피하기 위해 개조된 패널(14a)과 중력기울기 때문에 도입된 다른 패널(14a) 사이에 첨가된다. 만약 다른 패널(14a)이 존재하지 않거나 갯수가 부족하다면, 다른 것들을 첨가하여 필요한 베이스의 높이를 완성한다. 다중 주파수 미션의 경우에 있어서, 간섭계 미션은 일반적으로 1개의 고주파수에 관계되고, 상기 고주파수에서 주안테나 및 간섭계의 수신패널(14)은 멤버(1)의 반대측 단부에 위치한다. 반면에, 시계 블로킹을 피하기 위해 개조된 패널(14a)에 의해 장치모듈로부터 분리된다. 이러한 방법에 의해 얻어진 간섭계 베이스는 필요하다면, 비기능성의 패널(14a)을 추가함으로써 크기가 증가될 수 있다.

간섭계 기능을 도입함으로써 발생하는 영향을 감소시키기 위해, 모듈에 대한 태양발전기 및 간섭계 수신 안테나의 기능이 1개 및 동일한 패널(14a)에서 결합될 수 있다. 후자의 매우 낮은 소모는 모듈에 대한 발전기 기능을 보존하고, 특히 고주파수가 사용되지 않는 경우에, 가장 낮은 값이 될 필요가 없거나 상부또는 패널의 노출된 부분을 점유할 필요가 없으므로, 수신 안테나의 시계의 블로킹을 피하기 위한 설비가 필요치 않다.

간섭계 기능은 최소의 비용으로 첨가됨으로, 비록 종래의 위성에 대해서도 단부에 수신 안테나를 갖춘 전개형 마스트(mast)를 도입할 필요가 있다.

국제 협력상황에 있어서 공유되고 안정된 동작

우주공간에서의 국제 협력은, 개발뿐만 아니라 작동에 있어서 여러 나라의 역활을 공정하게 분배해야 한다. 원격 감지 시스템, 키 동작 작업, 즉 프로그래밍에 대해서, 충돌없이 수요에 대한 최적의 관리가 가능하고 위성의 보호하기 위해 중앙집중화되어야 한다. 이것은 프로그래밍 센터가 분리될 수 없기 때문에, 위성 제어 센터와 함께 그 영역상의 미션 프로그래밍 센터를 가진 대다수의 파트너(partner)의 도움없이는 불가능한 문제이다.

각 파트너에 의한 계획은, 지금까지는 가능하지 않았던 INTELSAT형의 통신위성에 채택된 것과 동일한 방법으로 그 스테이션의 시계영역에 의해 한정된 영역에서의 이미지에 대해 위성의 사용을 조절한다. 궤도의 일부분에 대한 대한 사용은 그 밖의 다른 유용성에 영향을 주므로 집중화 된 협력은 반드시 필요하다. 최적의 윈격감지에 있어서, 목표한 방향으로 변화시키는 시간지연은 매우 길수 있다. 그러나 현대의 예민한 레이다에 있어서, 배터리를 재충전하는 시간, 변환기 ON/OFF 제한 및, 장치 유니트의 온도 상태 제한이 문제가 된다.

멤버(11)에 대한 에너지 자급선택을 채택함에 의해, 도 4 및 보조 도면에 나타낸 바와 같이 위성의 이론은 이클립스 사이에서 레이다가 계속 동작할 수 있도록한다. 수집된 데이타를 지리학적으로 분할하는 이러한 계획이 내장시스템에 저장되지 않고 지상 기지국으로부터 실시간으로 재전송받기 때문에, 위성의 분할문제는 파트너간의 영역의 분배를 간단히 감소시킬수 있다.

그럼에도 불구하고, 이러한 위성에 접속을 분할하는 새로운 방법은 각 파트너가 그 구획내의 위성을 제어하도록 하는데에 지리학적으로 충분치않다. 위성 및 그 상태의 보존을 관리하는 공통의 장치를 고려할 필요가 있다. 이 연결에 있어서, 멤버(11)의 완전한 전기적 메싱구조는 프로그래밍에 의해 야기된 어떠한 손상에 대한 하드닝(hardening)을 제공한다. 무선 주파수모듈 및 태양쉘의 대응하는 블록으로 구성된 각 기본적인 기능의 유니트는 그 기능의 독립적인 쉘에 의해 전체에 공급되는 에너지를 모두 자체적으로 소모시켜야 하므로, 상기 유니트는 전자공학 및 태양쉘의 전류상태 및 부대장치의 독립 및 유니트의 프로그래밍 상태에 의해 제어되는 1개의 온도체계를 필요로 한다. 멤버(11)는 여분이 없고, 단지 기본적인 기능유니트의 약화 또는 잘못된 결합으로 인해 누진적으로 약화되기 쉽다. 각 파트너는 약화의 과정에 영향을 주지않고 이 약화를 관리하는 최적의 방법(예컨대, 해체되어야 하는 유니트의 선택 및 형성되는 안테나의 다이어그램 법칙에 의한 방법)에 동의할 수 있다.

영상의 실시간 프로그래밍, 멤버 및 영상의 발생형태(진폭, 파장형태, 해상도, 투사각)외에도, 각 파트너는 부분적인 부품 및 관련 부품에 관한 레이다의 전문적 기술을 개발하고 전개할 수 있다. 장치모듈로 집적된 하중의 일부는 연속적인 전원으로부터 이익이다. 그러나 멤버(11)를 형성하는 안테나는 많은 동일한 기능의 유니트의 축적에 의해 구성되지 않는다. 사용된 기술의 동작 위험도평가의 낮은 레벨 및 기능의 감소된 크기는 각 파트너에 의해 상호교환되어 활성화될 수 있는 감소된 스위치 주변의 블록의 과잉 시스템을 유발시킨다. 이러한 방법으로, 분할의 개념은 전체하중으로 확장될 수 있다.

위성의 동작은 또한 지상으로부터의 제어를 필요로 하는 궤도 제어기능(즉, 궤도의 유지 및 패널어래이의 자세유지)을 필요로 한다. 탑재량에 의해 영향이 미치지 않는 이 기능들은 빈번히 모든 파트너에 영향을 미치는 접속에 예측가능한 제한을 줄수 있다. 이 기능들은 집중화되어야 하고 파트너간의 상호작용이 없는 동작과 파트너에게 통지하는 업무를 단일 기관에 위임해야 한다.

전술한 분배계획은 상호연결, 상호의존 및 수 많은 소규모의 파트너를 포함하는 시작 프로그램의 증가된 용이함으로부터 받는 이익의 전체소거를 설명하기위해 가능한 가장 정적인 모드에 대해 설명된다. 다른 합의가, 개별적 또는 일반화된 파트너간의 더 근접한 합의, 아크(arcs)의 역학적인 할당, 또는 기록된 영상 및 할당되지 않거나 지역 파트너를 대신하여 아크내의 내장 메모리의 관리에 대해 책임지는 중앙 파트너의 도입등을 기본으로 가능할 수 있다.

이러한 분배의 개념은 에너지자원의 편재에 관해서 첫번째이다. 이것은 또한, 태양 발전기를 과대평가하고 과중량의 장치모듈을 사용함에 의해 종래의 위성상에서 이루어진다. 도 4 및 하부 도면에 나타낸 바와 같은 위성의 특별한 이익은, 이 수용량이 고유한 것이며 비용없이 얻어질 수 있다는 것이다.

Claims (42)

1. 일반적으로 평면인 안테나 형성멤버(11)를 포함하는 저 지구궤도 원격감지 또는 통신위성에 있어서,

   상기 안테나 형성멤버(11)가 실질적으로 지구 중앙을 통해서 통과하는 평면에 놓여있는 것을 특징으로 하는 통신위성.
2. 제1항에 있어서, 상기 안테나 형성멤버(11)가 실질적으로 그 궤도의 평면에 놓여있는 것을 특징으로 하는 통신위성.
3. 제1항 또는 제2항에 있어서, 중력축에 따른 차원으로 정의된 안테나 형성멤버의 높이가 그 축에 수직인 차원보다 커서, 상기 위성이 중력경사에 의한 롤 및 피치축에 대해 자연적으로 안정화 되는 것을 특징으로 하는 통신위성.
4. 제3항에 있어서, 안테나 형성멤버가 그 높이에 중력변화에 의한 롤 및 피치축에 대한 상기 위성의 자연적 안정성을 제공하는 안테나기능이 없는 선택적으로 부분적인 공동부를 포함하는 것을 특징으로 하는 통신위성.
5. 선행항중 어느 한항에 있어서, 안테나 형성멤버가 태앙발전기를 포함하고, 태양발전기 전지(13)가 안테나 형성멤버(11)에 의해 지지되는 것을 특징으로 하는 통신위성.
6. 선행항중 어느 한항에 있어서, 안테나 형성멤버가 각 표면상에 안테나기능을 갖추는 것을 특징으로 하는 통신위성.
7. 제5항 및 제6항에 있어서, 안테나 형성멤버(11)의 일부가 태양전지(13)를 수행하지 않고, 각 표면상에서 안테나기능을 갖추는 것을 특징으로 하는 통신위성.
8. 선행항중 어느 한항에 있어서, 안테나 형성멤버(11)가 변형 가능한 기하학을 갖추고, 그 표면 위에 분산된 전송 또는 수신파장 제어수단을 포함하며, 상기 안테나 형성멤버위에 분산된 복수의 위치 및/또는 변형 및/또는 정렬오류 센서를 포함하며, 변형 및/또는 정렬오류의 측정과, 제어수단에 의한 그들 차후의 보상을 허용하는 것을 특징으로 하는 통신위성.
9. 제8항에 있어서, 상기 센서가 절대 자세에러의 측정과, 제어수단에 의한 차후의 보상을 가능하게 하는 지상 또는 위성 라디오 위치센서인 것을 특징으로 하는 통신위성.
10. 제9항에 있어서, 상기 센서가 GSP 센서인 것을 특징으로 하는 통신위성.
11. 제9항 또는 제10항에 있어서, 관련된 센서위치와 센서에 의해 정의된 중간면의 절대자세를 측정하기 위해, 각 센서에 의해 공급된 라디오 위치신호상에 위상측정의 차동처리를 위한 수단을 포함하는 것을 특징으로 하는 통신위성.
12. 선행항중 어느 한항에 있어서, 궤도의 평면을 차단하는 장치모듈을 포함하고, 안테나 형성멤버가 상기 장치모듈의 일단상에만 위치되는 것을 특징으로 하는 통신위성.
13. 제1항 내지 제11항중 어느 한항에 있어서, 궤도의 평면을 차단하는 장치모듈을 포함하고, 안테나 형성멤버가 상기 장치모듈의 각 단상에서 연장하는 것을 특징으로 하는 통신위성.
14. 제13항에 있어서, 안테나 형성멤버(11)의 두부분은 그 교차점이 지구의 중앙을 통해서 통과하는 두 개의 분리평면내에 있는 것을 특징으로 하는 통신위성.
15. 제3항 또는 제4항 내지 제14항중 어느 한항에 있어서, 그 중력의 중앙이 안테나 형성멤버(11)의 가장 짧은 관성축상에 있는 장치모듈을 포함하여 안테나 형성멤버의 중력축을 따라 중력경사에 기인하는 자연적 평형이 보강되고, 위성에서의 태양압력 토크가 제한되는 것을 특징으로 하는 통신위성.
16. 제9항과 관련해서 제11항 내지 제15항중 어느 한항에 있어서, 멤버(11)를 부가함으로써 안테나기능이 없는 그 일부가 모듈 근처에 위치하고, 장치모듈에 의한 멤버 극소 마스킹의 안테나 또는 안테나들과, 모듈에서의 반사에 의한 다중경로가 없는 짧은 라디오 위치신호의 수신방향의 멤버에 보통 관련된 각옵셋의 라디오 위치센서를 확실히 하고, 그 이상의 신호가 무시되는 것을 특징으로 하는 통신위성.
17. 제5항 또는 제6항 내지 제16항중 어느 한항에 있어서, 태양전지(13)가 안테나 형성멤버(11)의 적어도 하나의 안테나의 에너지 요구를 커버하는 것을 특징으로 하는 통신위성.
18. 제17항에 있어서, 안테나 형성멤버의 일부가 안테나기능이 없고, 태양전지(13)를 수행하는 것을 특징으로 하는 통신위성.
19. 제17항 및 제18항에 있어서, 상기 안테나의 에너지 요구를 커버하는 태양전지가 상기 안테나의 후면과, 상기 안테나의 어느 단상의 안테나기능이 없는 공간에 선택적으로 위치되는 것을 특징으로 하는 통신위성.
20. 제17항 및 제19항중 어느 한항에 있어서, 상기 안테나 형성멤버의 태양전지(13)가 이후의 에너지 요구를 커버하는 것을 특징으로 하는 통신위성.
21. 제18항 또는 제19항 또는 제20항의 결합에 있어서, 안테나기능이 없는 일부 또는 일부들이 그늘짐 사이에 적어도 전원공급을 장치모듈로 제공하는 태양전지를 수행하는 것을 특징으로 하는 통신위성.
22. 제19항에 있어서, 연결된 전자 표면요소의 매쉬를 특징으로 하는 안테나가 하나 이상의 태양전지(13)의 블록에 의해 직접 제공되는 것을 특징으로 하는 통신위성.
23. 제22항에 있어서, 태양전지(13)의 블록이 표면요소에 직접 마주하는 것을 특징으로 하는 통신위성.
24. 제5항 또는 제6항 내지 제23항중 어느 한항에 있어서, 상기 태양전지(13)가 AsGa 또는 실리콘기술을 이용하는 전지인 것을 특징으로 하는 통신위성.
25. 제3항 또는 제4항 내지 제24항중 어느 한항에 있어서, 안테나 형성멤버(11)가 중력축에 따라 병치된 동일 또는 다른 주파수로 동작하는 복수의 다른 안테나로 7이루어진 것을 특징으로 하는 통신위성.
26. 제24항에 있어서, 안테나 형성멤버(11)가 간섭 레이더 원격감지를 가능하게 하는 동일 주파수에 대한 두 개의 안테나를 포함하고, 상기 안테나가 로컬 수직축에 따라 분리되는 특징으로 하는 통신위성.
27. 안테나 형성멤버와 관련된 장치모듈 또는 부수장치와 같은 서로 힌지된 복수의 패널로 이루어진 적어도 하나의 멤버를 포함하는 선행항중 어느 한항에 따른 원격감지 또는 통신위성에 있어서,

    상기 위성은 장치 유니트 및 패널의 발주에 있어서 그 내부를 집적하고, 패널의 전개를 위한 파이로테크닉 트랩을 갖춘 지지포장을 포함하는 것을 특징으로 하는 원격감지 또는 통신위성.
28. 제27항에 있어서, 지지포장은 두 개의 반쉘(half-shells)을 포함하는데, 그 하나는 다양한 관련 및 보조장치 유니트를 집적한 것이고, 다른 하나는 두 개의 플립을 갖춘 트랩을 정하는 파이로테크닉 커터를 지탱하는 것이며, 그 파열은 제1반쉘(half-shell)을 갖춘 안터페이스에 따라 배치된 두 개의 힌지에 의해 이후에 개구가 유지된 두 개의 플립을 정의 및 축출함으로써, 발주에 있어서 패널은 쉘들 사이에서 정의된 하우징에 수납되고, 그 후에 트랩을 통해서 위성의 한쪽 측면상에서만 배치될 수 있는 것을 특징으로 하는 통신위성.
29. 제27항에 있어서, 지지포장은 여러 가지 관련 및 보조장치 유니트를 집적하는 중간부상에 조립된 두 개의 쉘로 이루어지는데, 각각의 측면쉘은 두 개의 플립을 갖춘 트랩을 결정하는 파이로테크닉 커터를 지탱하고, 그 파열은 그 후 반쉘을 지탱하는 두 개의 힌지에 의해 개구가 유지되며, 중간부를 갖춘 인터페이스를 따라 배치된 두 개의 플립을 정의 및 축출함으로써, 발주에 있어서 패널은 각 측면쉘 및 중간부 사이에 정의된 두 개의 하우징에 수납되고, 그 후에 대응하는 트랩을 통해서 위성의 각 측면으로부터 배치될 수 있는 것을 특징으로 하는 통신위성.
30. 제27항 내지 29항중 어느 한항에 있어서, 발주위상 동안에 패널(14)이 압착되고, 타이-로드에 의해 부착된 플레이트에 반대로 압착되는 것을 특징으로 하는 통신위성.
31. 제30항에 있어서, 적어도 하나의 슬레이브가 각 패널을 통해서 통과하는 플레이트에 고정하기 위해, 적어도 하나의 슬레이브가 그 타이로드(29)를 통해서 통과하도록 적응하는 것을 특징으로 하는 통신위성.
32. 제27항 내지 제31항중 어느 한항에 있어서, 지지포장 및 여러가지 패널중 가장 짧은 관성축이 발주시스템축을 따라 발주에 향하게 되고, 배치축이 발주시스템축에 노말인 것을 특징으로 하는 통신위성.
33. 제32항에 있어서, 발주구성에 있어서, 지지포장의 외형이 상당한 패이로드를 치환하기 위해 공기역학적으로 조절되는 것을 특징으로 하는 통신위성.
34. 제27항 내지 제33항중 어느 한항에 있어서, 지지포장 및 그와 연관된 것과 보조장치 유니트가 장치모듈로 구성되고, 이후의 가장 짧은 관성축이 궤도면에 평행하게 되는 것을 특징으로 하는 통신위성.
35. 제3항 및 제34항에 있어서, 배치가 수직방향에 효과적으로 되는 것을 특징으로 하는 통신위성.
36. 제27항 내지 제35항에 있어서, 패널은 선택적 레이돔(21)과, 방사패널(22), 전자장치를 수행하는 중간 NIDA구조(23), 선택적 열방지층(24)을 구비하는 샌드위치구조와, 태양전지(13) 및/또는 방사요소를 수행하는 플레이트를 구비하고, 상기 패널은 태양전지(13) 및/또는 방사요소를 수행하는 플레이트 또는 플레이트들을 지지하기 위해 중간구조상(23)에 배치된 보강재(26)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 통신위성.
37. 제31항과 관련된 제36항에 있어서, 슬리브(29)가 두 개의 보강재(26) 사이의 교차로 부근에 배치되는 것을 특징으로 하는 통신위성.
38. 선행항중 어느 한항에 있어서, 그들 안테나기능에 대해 또는 안테나의 존재 및 부재에 대해 다른 멤버(11)의 모든 부분이 패널의 배치축에 따라 분포되어, 각 패널이 기능적 동질성인 하이레벨을 갖춘 것을 특징으로 하는 통신위성.
39. 선행항중 어느 한항에 있어서, 안테나의 높이에 따라 안테나 고도표 제어점을 갖추고, 각 제어점과 연관된 안테나부의 요소적 고도표가 원하는 범위의 입사값을 커버하는 고정된 방법으로 지향되며, 어레이에 연관된 주로부 및 원하지 않는 로브의 이득을 변조하는 안테나의 높이 및 요소적 다이아그램에 따른 이들 점들 사이에서의 간격이 원하지 않는 로브의 간격이고, 요소적 다이아그램의 방위축의 어느 측으로 주로브의 디포인팅시간에 안테나 및 가능한 장치모듈의 평면에 의해 물리적으로 마스크되거나, 지구쪽으로 리젝트되고, 또는 매우 낮은 이득으로 지구와 마주하며, 이러한 최소의 이득이 주로브에 대해 유지되는 것을 특징으로 하는 통신위성.
40. 제39항에 있어서, 각 제어점과 연관된 요소적 안테나부가 공통 제어점으로부터와 복수의 방사요소의 높이방향에서 평행 그룹핑에 의해 구성되고, 고정된 램프를 갖춘 일정한 위성-쉬프트 프로파일이 동일한 제어점의 방사요소들 사이에 도입되는 것을 특징으로 하는 통신위성.
41. 선행항중 어느 한항에 있어서, 각 제어점에 연관된 요소적 안테나부가 고도에서의 조준과 독립적으로 가로지른 구획에 관계없는 그라운드상에서 목적점으로 전송된 신호(수신된 신호의 재결합의 중심점으로부터)의 중심 소스로부터 진행방향(및, 복귀방향에서)에서 일시적 경로를 유지하기 위한 시간-지연 제어점과 각각 연관된 구획으로 고도의 방향에 그룹화되고, 동일한 구획내에서 고정된 차동 시간-지연 분산이 구획에서 가로지른 독립적 요소적 부분의 그라운드상에서의 목적점으로(및 그로부터)의 일시적 경로의 조준을 위한 특별한 방법을 제공하는 요소적 안테나부로(및 그로부터) 이루어짐으로써, 안테나의 높이에 따른 잔여시간 복동기화가 보통의 디포인팅 주위의 증가적 디포인팅에만 의존하여 그러한 대구획 높이가 이루어질 수 있게 되는 것을 특징으로 하는 통신위성.
42. 선행항중 어느 한항에 있어서, 각 제어된 시간-지연 구획으로(및 그로부터) 신호의 분산이 궤도에 있는 위성과 필수적 지연선의 연쇄적 캐이블 구성부에 대한 천체와 반대로 안테나형성멤버(11)의 측면으로부터의 연쇄적 형상에 효과적인 것을 특징으로 하는 통신위성.