KR20170142175A

KR20170142175A - 인공위성 프레임 및 인공위성 제조 방법

Info

Publication number: KR20170142175A
Application number: KR1020177031418A
Authority: KR
Inventors: 알렉산더 디 스미스; 다니엘 더블유 필드; 아르멘 아스키잔; 제임스 글로스만
Original assignee: 월드뷰 새틀라이트 리미티드
Priority date: 2015-03-31
Filing date: 2016-03-30
Publication date: 2017-12-27
Also published as: CN107848634A; EP3277585A4; IL254752A0; EP3277585A1; SG11201708019VA; WO2016160987A1; JP2018510090A; US20160288931A1; CA2981172A1

Abstract

인공위성 프레임은 인공위성 컴포넌트를 부착하기 위한 복수의 면을 정의하는 일체형 통합 본체를 포함한다. 단일의 통합된 인공위성 본체의 사용은, 패스너와 정렬 기기 및 프로세스의 양을 최소화한다. 단일체 프레임(single piece frame)의 사용은 또한, 연결부 및 구조적 계면(structural interface)의 수를 크게 감소시키는 것에 의해 최대한으로 가능한 특정한 강성을 허용한다.

Description

인공위성 프레임 및 인공위성 제조 방법{SATELLITE FRAME AND METHOD OF MAKING A SATELLITE}

본 발명은 인공위성에 관한 것으로, 특히 LEO 및 MEO 인공위성에 대한 구조 설계에 관한 것이다.

기존의 인공위성 구조 설계는 통상적으로, 서로 부착되어 편평한 표면의 세트를 정의하는 닫힌 형상을 형성하는 다수의 패널, 데크, 세로 뼈대(longeron), 리브(rib) 및 브래킷으로 구성된다. 통상적인 형상은 직사각형 또는 육각형 프리즘일 것이다.

이러한 설계의 중요한 문제점은, 그것이 다수의 부품 및 패스너를 사용하고, 많은 양의 고정구(fixture), 지원 도구(support tooling) 및 수작업(hand labor)을 필요로 한다는 것이다. 모든 접합부(joint)는 추가적인 패스너 및 보강재(doubler) 질량을 추가하고, 전체적인 구조적 강도를 감소시키는 잠재적인 소프트 노드를 만든다. 더욱이, 일단 인공위성이 조립되면, 그것은, 통상적으로, 후 조립 정렬(post assembly alignment) 및 복잡한 교정 절차(calibration procedure)를 필요로 한다.

이러한 프로세스에서의 모든 단계는 비용이 많이 들고 시간 소모적이다. 그러나, 시간 및 돈보다 더 중요할 수도 있는 것은, 인공위성이 궤도에 있을 때 기존 설계가 오정렬 문제 및 고장율에서의 증가를 초래한다는 것이다. 인식될 수 있는 바와 같이, 인공위성이 이미 궤도에 있을 때 그것을 수리하는 것은 매우 어려울 수 있다.

따라서, 정렬 문제, 고장율 및 복잡성뿐만 아니라 조립에 대한 비용 및 시간을 실질적으로 감소시키는 인공위성 구조 설계를 제공 할 필요가 있다.

본 발명의 하나의 양태에 따르면, 인공위성 프레임은, 복수의 인공위성 컴포넌트를 부착하기 위한 복수의 면(side)을 정의하는 일체형 본체(one-piece body)를 구비한다.

본 발명의 다른 양태에 따르면, 인공위성을 제조하는 방법이 제공된다. 복수의 면을 정의하는 일체형 통합 프레임이 형성된다. 일단 프레임이 형성되면, 패널이 프레임의 면에 부착되는데 각각의 패널은 적어도 하나의 인공위성 컴포넌트를 지원한다.

유리하게는, 단일의 통합된 인공위성 본체 프레임의 사용은 고정구, 패스너 및 정렬 기기 및 프로세스의 양을 최소화하는데, 이것은 더 가벼운 설계를 산출하고 이것은 설계를 통합하는 데 더 신속하다. 단일체 프레임(single piece frame)의 사용은 또한, 연결부 및 구조적 계면(structural interface)의 수를 크게 감소시키는 것에 의해 최대한으로 가능한 특정한 강성을 허용한다.

또한, 하나의 특히 중요한 이점은, 일단 수리가 매우 어려울 수도 있는 궤도에서 인공위성이 작동 중에 있으면, 서로에 대한 컴포넌트의 정렬이 향상되고 및 오정렬의 가능성이 감소된다는 것이다. 결과적으로, 본 발명은 인공위성을 동작시키는 비용을 실질적으로 감소시킨다.

도 1은 본 발명의 하나의 양태에 따른 인공위성의 사시도를 묘사한다.
도 2는 도 1의 인공위성의 몇몇 부품의 분해 사시도를 묘사한다.
도 3은 본 발명의 한 양태에 따른 단일의 통합된 인공위성 프레임의 사시도를 묘사한다.
도 4a 및 도 4b는 도 3의 인공위성 프레임의 두 개의 측면(lateral side)을 묘사한다.

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, 도시된 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 1여섯 개)를 갖는, 탄소 섬유를 포함하는 곡면의 패널이다.

몇몇 실시형태에서, 안테나(124)는 K_u 대역에서 송신하는데, K_u 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 형상으로 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 위치 됨)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 특정 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 배치하는 것 및 태양 전지 패널(142B)을 그 적재 위치로부터 패널(106)에 평행하게 그리고 마주 대하게 배치하는 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 해제시키기 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 안테나를 가지고 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 K_a 대역에서 송신 및 수신한다.

패널(106)의 내부 대향 표면 상에 배치되는 변환기 모듈(110)은 K_a 무선 주파수와 K_u 무선 주파수 사이에서 변환한다. 예를 들면, 변환기 모듈(110)은, 게이트웨이 안테나(160)로부터의 K_a 대역 업링크 신호를 안테나(124)를 통한 다운링크를 위한 K_u 대역 신호로 변환한다. 변환기 모듈(110)은 또한 역방향으로; 즉, K_u 에서 K_a로 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(K_a 대역);

● (페이로드): 데이터 신호는 증폭되고, 다운링크(K_u) 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.

도 3은 본 발명의 한 양태에 따른 단일의 통합된 인공위성 프레임(10)의 사시도를 묘사한다. 도시되는 바와 같이, 프레임(10)은, 현재 유선 회선에 의해 서비스되지 않는 영역에 전화 및 인터넷 연결성을 제공하는 적어도 수백 개의 동일한 인공위성 중 하나인 것으로 의도되는 LEO(low earth orbit; 저궤도) 인공위성을 위해 설계된다. 그러나, 본원에서 개시되는 원리는, MEO, 정지 동기 위성(geosynchronous satellite) 및 정지 위성(geostationary satellite)을 포함하는 다른 타입의 인공위성에도 동일하게 적용될 수 있다.

프레임(10)은, 일체로 형성되고 서로 상호 연결되어 여섯 개의 면(12-22)을 정의하는 지지 빔(support beam)(24-46)을 포함하는 일체화된 프레임(unitized frame)이다. 본 출원의 목적을 위한 용어 일체화된 프레임 또는 단체(unibody) 프레임은, 단일의 일체로 형성된 본체 또는 프레임을 의미한다. 여섯 개의 면(12-22)의 각각은 도시되는 실시형태에서 사변형이다.

지지 빔(24-30)은 하부면(12)을 정의하고 빔(32-38)은 상부면을 정의한다. 지지 빔의 그룹 (24,32,40 및 42), (26,34,42 및 44), (28,36,44 및 46) 및 (30,38,40 및 46)의 각각은 각각 네 개의 측면(16-22) 중 하나를 정의한다. 앞서 논의되는 바와 같이, 인공위성이 궤도에서 작동 중인 경우, 프레임(10)은 윗면이 아래쪽으로 뒤집힐 것이고, 그 결과 하부면(12)은 지구와 면하게 될 것이고 한편 상부면(14)은 지구로부터 먼 곳과 면하게 될 것이다.

옵션적으로(optionally), 프레임(10)의 구조적 무결성을 증가시키기 위해, 볼트 및 너트와 같은 패스너에 의해 빔(32 내지 38) 주위에서 상부면(14)에 직사각형 브레이스(109)(도 2에서 도시됨)가 부착될 수 있다. 브레이스(109)는, 알루미늄 또는 알루미늄 합금 예컨대 6061 알루미늄 합금(특히 6061-T6)과 같은 강하고 가벼운 재료로 제조될 수 있다.

도시되는 실시형태에서, (도 4b에서 도시되는 바와 같은) 측면(16 및 20), 및 하부면 및 상부면(12 및 14)은 직사각형 형상이고, 반면 (도 4a에서 도시되는 바와 같은) 측면(18 및 22)은 이등변 사다리꼴 형상이다. 본 실시형태에서, 빔 32와 40 사이뿐만 아니라 빔 32와 42 사이에 형성되는 각도는 약 80도이다.

하부면(12)은 약 500mm×780mm이고, 한편, 상부면(14)은 약 750mm×780mm이다. 측면(18, 22)은 약 500mm×720mm×750mm×720mm이고 한편 측면(16 및 20)은 약 780mm×720mm이다.

하부 패널(130) 및 측면 패널(104,112,106,108 및 126)은 볼트 및 너트(도시되지 않음)와 같은 공지된 체결 방법을 사용하여 프레임(10)에 부착된다. 볼트 헤드는 패널의 나사못 대가리 구멍 안으로 끼워지고 너트 또는 너트 플레이트는 프레임(10) 내부에 있다.

패널은 직사각형 브레이스(109)와 동일한 재료로 제조될 수 있다. 따라서, 이들은 알루미늄 또는 알루미늄 합금 예컨대 6061 알루미늄 합금(특히 6061-T6)일 수 있다.

본 발명의 한 양태에 따르면, 프레임(10)은, 인공위성 발사 중에 가해지는 정적 및 동적 힘을 견디는 인장 강도 및 모듈러스를 갖는 임의의 재료로 제조될 수 있다. 단체 프레임(10)은, 몰딩, 성형, 스탬핑(stamping), 기계 가공, 또는 등등을 통해 복합재 또는 금속 재료 중 어느 하나로부터 구성될 수 있다. 단체 접근법은, 전체 단체가 단일 몰드에서 동시에 경화될 수 있고 섬유 방향이 최적의 인공위성 강성에 맞게 국부적으로 조정될 수 있기 때문에, 섬유 복합재의 사용에 특히 도움이 된다.

예를 들면, 알루미늄, 강철, 합성 섬유, 유리 섬유 및 탄소 섬유 재료와 같은 재료가 사용될 수 있다. 바람직하게는, 프레임(10)은 강하고 단단하며 가벼운 탄소 섬유 재료를 포함한다.

특히, 프레임(10)은 탄소 섬유 프리프레그 재료(carbon fiber pre-preg material)로부터의 단일의 통합된 성형품일 수 있다. 하나의 예시적인 탄소 섬유 프리프레그 재료는, 미국 캘리포니아 모건 힐(Morgan Hill)의 TenCate Aerospace Composites로부터 입수 가능한 RS-36 에폭시 수지로 함침된 T700 탄소 섬유로 구성된다. 프레임(10)은 탄소 섬유 프리프레그의 단방향 플라이(unidirectional ply)의 준 등방성 레이업(quasi-isotropic layup)을 포함한다. 이러한 타입의 레이아웃을 통해, 탄소 섬유 프레임(10)은 유익하게는 알루미늄과 유사한 구조적 강도를 제공하지만 40%의 무게 절감을 제공한다.

이제, 프레임(10)을 제조하는 방법이 설명될 것이다.

먼저, 프레임(10)을 위한 몰드가 형성된다. 탄소 섬유 프리프레그 재료가 통상적으로 약 120 내지 180℃에서 경화되기 때문에, 몰드 재료는 연화, 왜곡 또는 열화없이 이러한 고온을 견딜 수 있어야 한다. 프리프레그에서 사용되는 수지는 에폭시이고 따라서 몰드 재료가 에폭시 수지와 융화성이 있는(compatible) 것이 또한 중요하다. 이들 이유 때문에, 몰드에 대한 바람직한 재료는, 고온 에폭시, 알루미늄 또는 스테인리스 강과 같은 금속 또는 고온 비닐 에스테르 수지를 포함한다.

일단 몰드가 만들어지면, 원료 탄소 섬유 플라이는, 몰드의 임의의 단단한 모서리가 보이드 없이 밀접하게 덮이도록 몰드에 단단히 가압된다. 탄소 섬유 재료는 다수의 직조된 플라이를 포함하는 단일의 라미네이트일 수 있다. 대안적으로, 탄소 섬유 재료는 다수의 단방향 플라이일 수 있는데, 이 경우 플라이는 준 등방성과 같은 특정한 패턴을 형성하는 상이한 각도로 몰드 위에 배치되어야 한다. 어느 경우든, 그 다음, 몰드를 진공 백에 넣고 공기를 백 밖으로 제거한다. 이렇게 하면, 주변 공기 압력이 탄소 섬유 플라이의 모든 부분에 힘을 가해 경화 동안 그들을 압축할 수 있다.

그 다음, 몰드를 포함하는 진공 백은, 경화되고 있는 특정한 타입의 재료에 대한 특정한 온도 램프(temperature ramp) 및 지속 시간에 걸쳐 오븐에서 경화된다. 경화 후, 탄소 섬유 플라이는 몰드로부터 제거된다. 탄소 섬유 플라이는 필요에 따라 모든 구멍을 뚫고 기계 가공하는 것에 의해 프레임(10)으로 완성된다.

최종 프레임(10)은, 인공위성 버스 구조체의 기본 기하학적 뼈대를 단일의 통합 컴포넌트에서 제공하는 구조적으로 일체화된 본체를 제공한다. 모든 패널 및 컴포넌트가 단일의 통합된 본체 프레임(10)에 직접적으로 또는 간접적으로 조립됨에 따라, 단일의 일체화된 프레임 본체(10)의 사용은, 고정구, 패스너 및 정렬 기기 및 프로세스의 양을 최소화하는데, 이것은 보다 가볍고 더 빠른 통합 설계를 산출한다. 또한, 단일체 프레임의 사용은 연결부 및 구조적 계면의 수를 크게 감소시키는 것에 의해 최대한으로 가능한 특정한 강성을 허용한다.

또한, 모든 1차 비행 하중은 단체 프레임(10)을 통해 직접적으로 반응되고 전달된다. 이것은, 모든 방열기 및 컴포넌트를 지지하는 반구조적이고(semistructural) 부차적인 연결을 허용하고 모든 주요 발사 하중을 가장 강한 하중 경로로 강제로 내보내는데, 이것은, 모든 보조 부재에서 보이는 발사 응력을 최소화하면서, 단체 프레임(10)의 전역적 효과를 극대화한다.

특히 중요한 이점은 서로에 대한 컴포넌트의 향상된 정렬이다. 전통적으로, 프레임(10)이 단순히 서로 볼트 체결된 빔으로 제조된 경우, 컴포넌트 사이의 정렬은 매우 어렵게 된다. 더 중요하게는, 비록 컴포넌트가 지상에서 적절히 정렬되었다고 하더라도, 그들은, 수리가 극도로 어려워지는 궤도에서의 동작 또는 발사 동안 정렬로부터 어긋날 수 있다.

예를 들면, 도 1에서, 안테나(106)는 지지 웹(120) 상에서 지지되고 한편 인공위성의 위치를 제어하는 반응 휠은 패널(130) 상에 있다. 패널(130)과 지지 웹(120)은 빔(40-46)에 의해 서로 분리된다. 빔이 서로에게 그리고 하부면 및 상부면을 형성하는 빔에 개별적으로 부착되면, 패널(130)이 지지 웹(120)과 오정렬되게 될 가능성이 상당히 높아진다.

대조적으로, 본 발명에 따르면, 모든 패널은 공통의 단일의 통합된 프레임(10)에 연결된다. 그러한 만큼, 패널 사이의 그리고 임의의 두 컴포넌트 사이의 임의의 오정렬의 가능성이 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 특히 적합되지만, 본원에서 개시되는 발명적 개념은 더 크고 더 높은 궤도 인공위성에도 적용될 수 있다. 따라서, 본 발명의 범위는 다음의 청구범위에 의해 결정되어야 한다.

Claims

복수의 인공위성 컴포넌트를 부착하기 위한 복수의 면을 정의하는 일체형 본체(one-piece body)를 포함하는, 인공위성 프레임.
제1항에 있어서,
상기 본체는 여섯 개의 면을 정의하는 복수의 상호 연결된 빔을 포함하는, 인공위성 프레임.
제2항에 있어서,
상기 여섯 개의 면의 각각은 사변형인, 인공위성 프레임.
제1항에 있어서,
상기 복수의 면은 복수의 패널을 수용하고 상기 패널 중 하나는 상기 인공위성의 방위를 제어하기 위한 복수의 반응 휠을 지지하고, 상기 패널 중 다른 하나는 적어도 하나의 안테나를 지지하는, 인공위성 프레임.
제1항에 있어서,
상기 본체는 탄소 섬유 재료를 포함하는, 인공위성 프레임.
제5항에 있어서,
상기 본체는 상기 탄소 섬유 재료의 단방향 플라이(unidirectional ply)의 준 등방성 레이업(quasi-isotropic layup)을 포함하는, 인공위성 프레임.
제1항에 있어서,
상기 본체는 탄소 섬유 프리프레그 재료(carbon fiber prepreg material)를 포함하는, 인공위성 프레임.
제1항에 있어서,
상기 본체는 다음의 재료: 유리 섬유, 합성 섬유, 알루미늄 및 강철 중 하나 이상을 포함하는, 인공위성 프레임.
복수의 인공위성 컴포넌트를 지지하는 복수의 패널을 부착하기 위한 적어도 세 개의 면을 정의하는 일체형의 몰딩된 본체(one-piece molded body)를 포함하는, LEO 인공위성 프레임.
제9항에 있어서,
상기 적어도 세 개의 면은 복수의 패널을 수용하고 상기 패널 중 하나는 상기 인공위성의 방위를 제어하기 위한 복수의 반응 휠을 지지하고, 상기 패널 중 다른 하나는 적어도 하나의 안테나를 지지하는, LEO 인공위성 프레임.
제9항에 있어서,
상기 본체는 탄소 섬유 재료를 포함하는, LEO 인공위성 프레임.
제11항에 있어서,
상기 본체는 상기 탄소 섬유 재료의 단방향 플라이의 준 등방성 레이업을 포함하는, LEO 인공위성 프레임.
제9항에 있어서,
상기 본체는 탄소 섬유 프리프레그 재료를 포함하는, LEO 인공위성 프레임.
제9항에 있어서,
상기 본체는 다음의 재료: 유리 섬유, 합성 섬유, 알루미늄 및 강철 중 하나 이상을 포함하는, LEO 인공위성 프레임.
제9항에 있어서,
상기 본체에 의해 정의되는 부피는 1 입방미터 또는 그 이하인, LEO 인공위성 프레임.
인공위성을 제조하는 방법으로서,
복수의 면을 정의하는 일체형 통합 프레임(one-piece integrated frame)을 형성하는 단계;
각각의 패널이 적어도 하나의 인공위성 컴포넌트를 지지하는 복수의 패널을 상기 면에 부착하는 단계를 포함하는, 인공위성을 제조하는 방법.
제16항에 있어서,
상기 프레임을 형성하는 상기 단계는:
프레임 몰드 내에 복합 섬유 재료를 배치하는(laying) 단계;
배치된 상기 섬유 재료를 응고시켜 일체형의 통합된 몰딩 프레임을 형성하는 단계를 포함하는, 인공위성을 제조하는 방법.
제16항에 있어서,
상기 프레임을 형성하는 상기 단계는:
프레임 몰드 내에 복합 탄소 섬유 재료를 배치하는 단계;
오븐에서 상기 배치된 섬유 재료를 경화시켜 일체형의 통합된 몰딩 프레임을 형성하는 단계를 포함하는, 인공위성을 제조하는 방법.
제18항에 있어서,
복합 탄소 섬유 재료를 배치하는 상기 단계는, 단방향 플라이의 준 등방성 레이업을 정의하는 탄소 섬유 프리프레그 라미네이트를 배치하는 단계를 포함하는, 인공위성을 제조하는 방법.
제16항에 있어서,
부착하는 상기 단계는:
상기 인공위성의 상기 방위를 제어하기 위한 복수의 반응 휠을 지지하는 하나의 패널을 상기 프레임의 한 면에 부착하는 단계; 및
적어도 하나의 안테나를 지지하는 다른 패널을 상기 프레임의 다른 면에 부착하는 단계를 포함하는, 인공위성을 제조하는 방법.