KR20200090242A - 지구 궤도에서 인공위성의 안전한 방출방법 - Google Patents

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Abstract

본 발명은 인공위성을 지구 궤도로 안전하게 방출하는 방법과 관련되며, 본 발명은 궤도 높이로 이동할 수 있고 궤도 운송 우주선(1)에 의해 운반된 위성(12)을 방출하기 위한 복수의 POD(11)을 포함하는 궤도 운송 우주선(1)을 제공하는 단계; 상기 궤도 운송 우주선(1)을 궤도 높이에 도달하도록 구성된 우주 발사기(100) 안으로 수용하는 단계; 우주 발사기(100)로부터 궤도 운송 우주선(1)을 방출하기 위해 방출 신호를 생성하여 궤도 운송 우주선(1)으로 전송하는 단계; 및 궤도 운송 우주선(1)을 방출하는 것을 실패한 경우 또는 우주 발사기(100)에서 방출한 후 궤도 운송 우주선이 고장난 경우, 위성(12)을 방출하는 순서로 POD(11) 활성화 시퀀스를 생성하기 위해 궤도 운송 우주선의 안전 서브시스템(21)을 활성화 시키는 단계;를 포함한다.

Description

지구 궤도에서 인공위성의 안전한 방출방법
본 발명은 지구 궤도에서 인공위성을 안전하게 방출하는 방법에 관한 것으로, 보다 상세하게는 소형 위성(small satellites)이나 나노 위성(nanosatellites)을 방출하는 방법에 관한 것이다.
최근 10년 동안 기술 진화에 따라 소비자 기기의 빠른 기술적 노후화와 수년의 기술 전환 시간이 발생했다. 이와 관련하여, 이동 전화 부분을 예로 들 수 있다.
인공 우주 위성 분야에서는 반대로 인공 위성의 성능이 15년 이상 지속될 수 있다는 점을 고려할 때 기술 개발이 훨씬 느리게 진행되는 경향이 있다. 우주 부분에 접근할 수 있는 비용은 정부 기관과 소소의 대기업 만이 유지할 수 있으며, 인공 위성을 개발하고 배치하는 데 막대한 비용이 발생할 수 있다.
그러나, 연구 센터와 대학의 과학적 연구의 필요에 의해 초소형 위성을 통하여 우주를 사용하려는 시도가 생겨났으며, 이는 자유 시장에서 소형 전자 기술을 이용하여 비교적 저렴한 비용으로 구축될 수 있다.
이와 관련하여 칼 폴리(Cal Poly) 대학교와 스탠포드 대학교은 10 X 10 X 10 cm 크기의 특정 큐브 모양으로 "큐브셋(Cubesat)"으로 불리는 새로운 위성을 표준으로 개발하고 제안하기 시작했다. 이 위성(소형 위성과 보다 구체적으로 나노 위성의 기존 정의와 일치되는)의 타입은 모듈식 위성이고, 더 큰 위성의 전형적인 서브시스템을 수용할 수 있지만 더 크고 더 비싼 위성의 성능을 배제한다.
소형 위성과 나노 위성, 특히 큐브셋(Cubesat) 형식의 표준화된 버전은 매우 인기가 높아졌으며, 초기에는 대학에서 학생과 연구원이 부품과 연구 프로젝트를 우주로 보내는 데 사용됐다.
그러나 이러한 유형의 위성은 상업적 목적으로 빠르게 평가되었고 점점 더 많은 민간 회사가 지구에서 서비스를 제공하기 위해 큐브셋의 무리들을 발사할 수 있는 가치를 직감하여 수백개가 넘는 궤도에서 높은 수의 위성의 본질적인 낮은 성능을 완화하였다.
지난 60년 동안 약 6,000 개의 인공위성이 발사되었지만, 민간 자본으로부터 지원을 받는 현재 수백개의 새로운 민간회사가 향후 5~10년 내에 23,000개 이상의 인공 위성을 제조하여 발사할 계획이다.
큐브셋은 우주 발사기가 장착된 다른 고급 위성과 같이 우주로 운송된다. 그러나, 그들의 크기가 작아서 다음과 같은 이유 때문에 전용 발사는 비경제적이다. 그것들은 더 큰 인공위성의 2차 탑재량으로 궤도에 위치되었다. 발사체는 통상적으로 6천만 달라에서 1억 달라 사이에 판매되기 때문에 백만 유로보다 낮은 비용의 작은 인공위성은 전용 발사 용량에 접근하기는 어렵다.
큐브셋은 일반적으로 주 인공위성이 방출된 이후에 사실상 일제히 방출되며, 우주에서 서서히 흩어지는 구름의 일종으로 구성된다.
특히 큐브셋은 발사기에 직접 접속해 발사기가 설정된 궤도에 도달하면 큐브셋을 방출하는 POD(Picosatellite Orbital Deployer)에 수용된다. 발사기에 의해 작동되는 간단한 타이머로, POD는 방출도어를 열어 그 안에 수용된 큐브셋을 방출한다.
전술한 바와 같이, 발사기는 주 위성을 발사하도록 배치되고 큐브셋용 POD는 2차 부하를 구성하기 때문에, 발사기의 임무 사양은 큐브셋의 안전하고 보장된 방출을 제공하지는 않지만, 발사기의 시스템이 다양한 POD에 방출 신호를 보내는 경우 더 간단하게 제공한다. 따라서, POD의 임무는 큐브셋의 효과적인 방출을 보장하는 것이다.
따라서, POD가 실패하는 경우, 고객에서 명백한 문제가 있는 큐브셋은 방출되지 않는다.
이러한 맥락에서, 본 발명은 앞서 언급한 중요한 문제들을 해결하는 인공위성을 지구 궤도에 안전하게 방출하는 방법을 이용할 수 있도록 하는 것을 제안한다.
구체적으로, 본 발명은 인공 위성을 지구 궤도로 안전하게 방출하는 방법에 과한 것으로, 본 발명은 궤도 높이로 이동할 수 있고 궤도 운송 우주선(1)에 의해 운반된 위성(12)을 방출하기 위한 복수의 POD(11)을 포함하는 궤도 운송 우주선(1)을 제공하는 단계; 상기 궤도 운송 우주선(1)을 궤도 높이에 도달하도록 구성된 우주 발사기(100) 안으로 수용하는 단계; 우주 발사기(100)로부터 궤도 운송 우주선(1)을 방출하기 위해 방출 신호를 생성하여 궤도 운송 우주선(1)으로 전송하는 단계; 및 궤도 운송 우주선(1)을 방출하는 것을 실패한 경우 또는 우주 발사기(100)에서 방출한 후 궤도 운송 우주선이 고장난 경우, 위성(12)을 방출하는 순서로 POD(11) 활성화 시퀀스를 생성하기 위해 궤도 운송 우주선의 안전 서브시스템(21)을 활성화 시키는 단계;를 포함한다.
바람직하게는 안전 서브시스템(21)을 활성화 시키는 단계는 궤도 운송 우주선(1)과 원격 전송국 사이에 마지막 통신이 발생한 이후 경과된 시간을 나타내는 제1시간(ST1)을 결정하는 단계, 상기 제1시간(ST1)와 최대 대기 시간을 나타내는 기준 시간(STR)을 비교하는 단계 및 제1시간(ST1)이 기준 시간(STR) 보다 클 때에 위성을 방출하기 위한 액츄에이터 부재(15)을 활성화시키는 단계를 포함한다.
바람직하게는 액추에이터 부재(15)를 활성화시키는 단계는 POD의 방출 도어를 개방하는 단계, 방출 도어를 개방 위치에 고정하는 단계 및 위성에 분리 추력을 가하여 방출시키는 단계를 포함한다.
바람직하게는 액츄에이터 부재(15)를 활성화시키는 단계 후에 대기 시간을 기다리는 단계 및 추가 POD(11)의 액추에이터 부재(15)를 활성화시켜 추가 위성(12)을 방출하는 단계가 추후 따라온다.
바람직하게는 상기 궤도 운송 우주선의 상기 안전 서브시스템(21)은 상기 궤도 운송 우주선(1)에 탑재된 명령 및 제어 유닛 또는 상기 운송 우주선(1)에 탑재된 전력 공급원(4)에 의해 전력이 공급되는 각 POD에 장착된 명령 및 제어 유닛을 포함한다.
바람직하게는 상기 활성화 시퀀스는 상기 명령 및 제어 유닛(3)에 의해 구현된다.
바람직하게는 상기 명령 및 제어 유닛(3)은 궤도 운송 우주선(1)의 추가 서브시스템과 완전히 자율적이고 독립적이다.
바람직하게는 상기 위성(12)은 미리 결정된 방출 패턴에 따라 방출된다.
바람직하게는 각각의 위성(12)에 가해지는 방출 추력은 위성에 의해 도달되는 궤도의 함수로서 계산된다.
바람직하게는 상기 전력 공급원(4)는 명령 및 제어 유닛(3) 전용 배터리이거나, 궤도 운송 우주선(1)의 위성 플랫폼의 서브시스템과 공유되는 배터리이거나, 태양광 패널이다.
본 발명의 다른 특징 및 장점은 첨부된 도면은 참조하고, 예시적이고 제한적인 예로서 제공되는 본 발명의 바람직한 실시예에 대한 다음의 상세한 설명으로부터 보다 명확해질 것이다.
도 1은 우주 발사기(space launcher)를 개략적으로 나타내는 도면이다.
도 2는 궤도 운송 우주선(orbital transport spacecraft)을 개략적으로 나타내는 도면이다.
도 3은 도2의 궤도 운송 우주선의 첫번째 구성요소를 개략적으로 나타내는 도면이다.
도 4는 도 3의 구성요소에 대한 세부사항을 나타내는 도면이다.
도 5는 도 2의 궤도 운송 우주선의 두 번째 구성 요소를 개략적으로 나타내는 도면이다.
도 6은 도 3의 구성 요소 내부의 위성 배치를 개략적으로 나타내는 도면이다.
도 7과 본 발명에 따른 블록 다이아그램이다.
도 1에서, 도면부호 100은 지구 주위의 궤도 높이에 도달할 수 있는 우주 발사기를 나타낸다. 우주 발사기(100)는 지구 표면으로부터 지구 주위의 궤도에 도달할 수 있는 수직 이착륙형 우주 발사기 또는 항공기에서 방출된 우주 발사기가 지구 궤도에 도달할 수 있는 차량 유형의 우주 발사 차량일 수 있다.
바람직하게는 도달된 궤도 높이는 낮은 지구 궤도(LEO. Low earth orbit), 즉 지구 표면에서 200 km에서 2000 km 떨어진 반 알렌 벨트와 지구 대기사이의 높이에서 지구 주위를 도는 원형궤도이다.
우주 발사기(100)은 추진 시스템 (101)(예를 들면, 화학 추진제), 제어 및 안내 시스템(미도시)와 탑재를 위한 수용 구획(102)을 포함한다.
상기 탑재는 예를 들어 주 인공위성(103)과 다수의 2차 인공위성(104)을 포함할 수 있다.
적어도 하나의 궤도 운송 우주선(1)은 보관공간을 찾아 수용 구획(102) 내부에 수용된다.
궤도 운송 우주선(1)은 우주 발사기(100)가 미리 결정된 궤도 높이에 도달하면 궤도 운송 우주선(1)을 미리 결정된 추력에 의해 방출되도록 구성된 기존의 궤도 분리 시스템(105)을 통하여 우주 발사기(100)에 연결된다.
바람직하게는, 상기 궤도 높이는 주 인공위성(103)의 방출을 위해 조정된 것이며, 즉 우주 발사기(100)의 주 탑재량의 방출을 위해 조정된 것이다.
궤도 운송 우주선(1)은 인공위성의 제어와 관리에 필요한 서브시스템을 포함하는 인공위성 플랫폼(2)을 포함한다. 상기 서브시스템(미도시, 이는 관용적인 것으로 더 설명되지 않음)은 중복적이다. 즉, 신뢰성을 증가시키기 위해서 복제된다.
도 5에 개략적으로 도시된 바와 같이, 위성 플랫폼(2)은 바람직하게는 명령 및 제어모듈(3) 전용 전력(4)(예를 들어 배터리 또는 광전지 패널)에 의해 전원을 공급받는 명령 및 제어 유닛(3)을 포함하는 안전 서브시스템(21)을 더 포함한다.
명령 및 제어 유닛(3)은 지구 표면에서 신호를 송신할 수 있는 신호 송신기(5)와 지구 표면으로부터 신호를 수신할 수 있는 신호 수신기(6)을 포함한다.
명령 및 제어 유닛(3)은 타이머(7)와 드라이빙 신호(SP)를 생성하여 액츄에이터 부재(15)에 전달하는 복수의 드라이빙 회로 보드(8)를 더 포함한다.
안전 서브시스템(21)의 모든 장치는 중복되어 서브 시스템의 신뢰성을 증가시킨다.
위성 플랫폼(2)는 궤도 운송 우주선(1)을 궤도를 따라 이동시키거나 다른 궤도로 이동시키기 위해 구성된 최소한 하나의 기존의 추진 시스템(9)을 더 포함한다. 추진 시스템(9)는 궤도 운송 우주선(1)의 고도를 정정 및/또는 변경하도록 추가로 구성된다.
운송 우주선(1)은 궤도 운송 우주선이(1)이 우주 발사기(100)에 연결되는 기계적 인터페이스(10)를 더 포함한다.
궤도 운송 우주선(1)은 복수의 방출 시스템(20)을 포함한다. 각각의 방출 시스템(20)은 내부에 하나 이상의 위성(12)이 수용되는 POD(Picosatellite Orbital Deployer, 11)를 포함한다. POD는 방출 파이프 역할을 하며, 궤도에 배치해야 하는 위성(12)을 저장, 운반 및 방출하는 기능으로 궤도 운송 우주선(1)의 화물 구역(12a)에 수용되는 것이 바람직하다.
POD(11)는 모듈형이며 서로 독립적이다. 예를 들어, 궤도 운송 우주선(1)은 1 유닛 각각 48 큐브셋, 3 유닛 각각 16 큐브셋, 6 유닛 각각 8 큐브셋 또는 12 유닛 각각 4 큐브셋이나 이들의 혼합구성을 운송할 수 있다.
도 6은 궤도 운송 우주선(1)에 의해 운송되는 큐브셋의 혼합 구성의 예를 보여주는 데, 여기서 A1과 C1 은 각각 6 유닛 큐브셋, A3, A4, B1, B2, C1, D1, D3, D4는 1 유닛 큐브셋의 각 행을 나타내고, B3은 12유닛 큐브셋을 나타낸다.
도 3은 각 POD가 3 유닛 큐브셋을 수용할 수 있는 복수의 POD(11)를 나타낸다. POD(11)는 POD 자체의 구조에 설치된 광전지 패널(11a)로부터 전력을 공급받을 수 있거나, 보다 바람직하게는 궤도 운송 우주선(1)의 위성 플랫폼에 의해 전력을 공급받는다.
도 4에 도시된 바와 같이(3 유닛 큐브셋의 운반 및 방출을 위한 POD를 나타냄), 각 POD에는 미리 정해진 추력을 부여하여 운반되는 큐브셋을 방출하기 위한 격리 케이싱(13), 개방 도어(14) 및 푸셔 부재(16)가 제공된다.
상기 푸셔 부재(16)는 예를 들어 방출시에 큐브셋에 부여될 추력에 따라 미리 로드된 스프링일 수 있다.
액츄에이터 부재(15)는 도 4에 개략적으로 나타낸 바와 같이, 각각의 POD(11), 특히 개방 도어(14) 및 푸셔 부재(15)에 작용한다.
POD(11)는 바람직하게는 도 3과 같이 모든 개방 도어(14)가 동일한 배향으로 놓이고 동일 평면 상에 있는 POD의 매트릭스를 형성하기 위해 서로 나란히 배치된다.
궤도 운송 우주선(1)은 POD(11)에 삽입된 위성(12)을 구비한 다음 우주 발사기(100)에 수용된다.
우주 발사기(100)은 지구 주위의 궤도에 위치된다. 우주 발사기(100)에 의해 도달된 궤도 높이와 위치는 예를 들면 우주 발사기의 가장 중요한 탑재량을 나타내며, 우주 임무가 주로 고려된 주 위성(103)의 방출을 위해 구체적으로 규정된 것이다.
문제가 발생하지 않는 발사 임무 동안, 궤도 운송 우주선(1)은 우주 발사기(100)에 의해 방출된다. 방춘 단계는 궤도 운송 우주선(1)에 분리 추력을 부여하여 우주 발사기(100)에서 궤도 운송 우주선(1)을 제거할 수 있다. 상기 추력은 운송 우주선(1)에 현재의 규정 및/또는 임무 매개변수에 따라 궤도 운송 우주선(1)을 수 일(일반적으로 2일 또는 3일) 동안 도달한 궤도로 이동할 수 있는 추진력을 준다.
궤도 운송 우주선(1)은 소정의 순서에 따라 선택된 궤도에 위치된 위성을 방출한다.
궤도 운송 우주선(1)이 어떠한 이유로 우주 발사기(100)에 의해 방출되지 않는 경우(예를 들어 운송 우주선(1)의 방출 액츄에이터가 오작동을 오작동하거나 궤도 운송 우주선(1)의 위성 플랫폼(2)의 서브 시스템이 오작동하기 때문에) 예를 들어, 궤도 운송 우주선의 안전 서브 시스템(21)은 POD(11)의 활성화 시퀀스를 활성화하기 위해 활성화된다.
운송 우주선(1)이 우주 발사기(100)에 의해 정확하게 방출되지만, 그 후에 어떤 이유로든 위성(12)의 발사를 위한 임무를 완수하는 능력을 손상시키는 고장이 발생하는 경우에도 운송 우주선(1)의 안전 서브시스템(21)은 POD(11)의 활성화 시퀀스를 활성화시킨다.
안전 서브시스템(21)은 독립적이며 위성 플랫폼(2)의 다른 서브시스템과는 분리되어 있어 위성 플랫폼(2)의 어떤 서브시스템의 고장이 안전 서브시스템(21)의 작동을 손상시키지 않는다.
안전 서브시스템(21)은 궤도 운송 우주선(1)이 우주 발사기(100)에서 멀어지는 경우에도 위성(12)을 방출하기 위해 POD(11)의 활성화 시퀀스를 생성한다.
특히, 도 7에 개략적으로 도시된 바와 같이, 타이머(7)는 궤도 운송 우주선(1)과 원격 전송 스테이션(예를 들어 지구) 사이에 마지막 통신 이후 처음으로 경과한 신호(ST1)를 생성한다. 궤도 운송 우주선(1)이 우주 발사기(100)에 의해 방출되지 않았거나 (또는 우주 발사기(100)에 의해 방출된 후 고장났을 때), 그 결과 원격 송신국에 신호를 보내지 않는 경우(예를 들어, 위성 플랫폼(2)이 결함이 있는 경우), 누락된 신호는 위성(12)의 방출을 위한 임무를 완수하기 위안 궤도 운송 우주선(1)의 불가능성을 나타낸다.
전력 공급원(4)에 의한 전력을 공급받는 명령 및 제어 유닛(3)은 신호(ST1)를 기준 최대 대기 시간을 나타내는 신호(STR)와 비교한다.
제어결과가 ST1 > STR 이면, 명령 및 제어 유닛(3)은 활성화 신호(SA)를 생성하여 이를 POD(11)의 드라이버 보드(8)에 전송한다.
제어결과가 ST1 < STR 이면, 제어는 미리 정해진 시간 후에 다시 수행된다.
드라이빙 회로 보드(8)이 활성화 신호(SA)를 수신할 때, 드라이빙 신호(SP)를 생성하고 이를 액츄에이터 부재(15)에 보내 대응하는 POD로부터 소정 위성을 방출한다.
특히, 드라이빙 신호(SP)를 수신하면, 액츄에이터 부재(15)가 방출 도어(14)를 개방하여 개방상태로 유지하며, 푸셔 부재(15)에 작용하여 위성(12)이 궤도 운송 우주선(1)에서 멀어지는 방출 추력을 부여한다. 방출 방향뿐만 아니라 방출 푸쉬도 명령 및 제어 유닛(3)에 의해 계산되어 위성(12)이 선택된 궤도 위치로 향하도록 한다.
일정 시간 후, 위성(12)이 궤도 운송 우주선(1) 및/또는 우주 발사기(100)에서 멀어지도록 이동하는 데 필요한 경우, 드라이빙 회로 보드(8)는 도 7에 개략적으로 도시한 바와 같이 추가 드라이빙 신호(SP)를 생성하고 새로운 위성(12)의 방출 사이클을 반복한다.
사이클은 모든 위성(12)이 방출될 때까지 반복된다.
이러한 방식으로, 궤도 운송 우주선(1)의 방출이 실패하거나 궤도 운송 우주선(1)이 우주 발사기(100)로부터 방출된 후 고장 나더라도, 모든 위성(12)은 궤도에 정확하게 위치될 것이다.
분명히, 기술분야에서 숙련된 기술자는 특정한 필요한 우발적인 필요를 충족시키기 위해 전술한 본 발명에 대한 수많은 수정 및 변형을 할 수 있으며, 이로써 다음의 청구 범위에 의해 정의된 본 발명의 보호 범위를 벗어나지 않는다.

Claims (10)

  1. 궤도 높이로 이동할 수 있고 궤도 운송 우주선(1)에 의해 운반된 위성(12)을 방출하기 위한 복수의 POD(11)을 포함하는 궤도 운송 우주선(1)을 제공하는 단계;
    상기 궤도 운송 우주선(1)을 궤도 높이에 도달하도록 구성된 우주 발사기(100) 안으로 수용하는 단계;
    우주 발사기(100)로부터 궤도 운송 우주선(1)을 방출하기 위해 방출 신호를 생성하여 궤도 운송 우주선(1)으로 전송하는 단계; 및
    궤도 운송 우주선(1)을 방출하는 것을 실패한 경우 또는 우주 발사기(100)에서 방출한 후 궤도 운송 우주선이 고장난 경우, 위성(12)을 방출하는 순서로 POD(11) 활성화 시퀀스를 생성하기 위해 궤도 운송 우주선의 안전 서브시스템(21)을 활성화 시키는 단계;를 포함하는 인공위성을 지구 궤도로 안전하게 방출하는 방법.
  2. 청구항 1에 있어서,
    안전 서브시스템(21)을 활성화 시키는 단계는 궤도 운송 우주선(1)과 원격 전송국 사이에 마지막 통신이 발생한 이후 경과된 시간을 나타내는 제1시간(ST1)을 결정하는 단계, 상기 제1시간(ST1)와 최대 대기 시간을 나타내는 기준 시간(STR)을 비교하는 단계 및 제1시간(ST1)이 기준 시간(STR) 보다 클 때에 위성을 방출하기 위한 액츄에이터 부재(15)을 활성화시키는 단계를 포함하는 인공위성을 지구 궤도로 안전하게 방출하는 방법.
  3. 청구항 2에 있어서,
    액추에이터 부재(15)를 활성화시키는 단계는 POD의 방출 도어를 개방하는 단계, 방출 도어를 개방 위치에 고정하는 단계 및 위성에 분리 추력을 가하여 방출시키는 단계를 포함하는 인공위성을 지구 궤도로 안전하게 방출하는 방법.
  4. 청구항 3에 있어서,
    액츄에이터 부재(15)를 활성화시키는 단계 후에 대기 시간을 기다리는 단계 및 추가 POD(11)의 액추에이터 부재(15)를 활성화시켜 추가 위성(12)을 방출하는 단계가 추후 따라오는 인공위성을 지구 궤도로 안전하게 방출하는 방법.
  5. 청구항 1 내지 청구항 4 중에 어느 한 항에 있어서,
    상기 궤도 운송 우주선의 상기 안전 서브시스템(21)은 상기 궤도 운송 우주선(1)에 탑재된 명령 및 제어 유닛 또는 상기 운송 우주선(1)에 탑재된 전력 공급원(4)에 의해 전력이 공급되는 각 POD에 장착된 명령 및 제어 유닛을 포함하는 인공위성을 지구 궤도로 안전하게 방출하는 방법.
  6. 청구항 2 및 청구항 5에 있어서,
    상기 활성화 시퀀스는 상기 명령 및 제어 유닛(3)에 의해 구현되는 인공위성을 지구 궤도로 안전하게 방출하는 방법.
  7. 청구항 5 또는 청구항 6에 있어서,
    상기 명령 및 제어 유닛(3)은 궤도 운송 우주선(1)의 추가 서브시스템과 완전히 자율적이고 독립적인 인공위성을 지구 궤도로 안전하게 방출하는 방법.
  8. 청구항 1 내지 청구항 7 중에 어느 한 항에 있어서,
    상기 위성(12)은 미리 결정된 방출 패턴에 따라 방출되는 인공위성을 지구 궤도로 안전하게 방출하는 방법.
  9. 청구항 3 또는 청구항 4에 있어서,
    각각의 위성(12)에 가해지는 방출 추력은 위성에 의해 도달되는 궤도의 함수로서 계산되는 인공위성을 지구 궤도로 안전하게 방출하는 방법.
  10. 청구항 5에 있어서,
    상기 전력 공급원(4)는 명령 및 제어 유닛(3) 전용 배터리이거나, 궤도 운송 우주선(1)의 위성 플랫폼의 서브시스템과 공유되는 배터리이거나, 태양광 패널인 인공위성을 지구 궤도로 안전하게 방출하는 방법.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102021116998A1 (de) 2020-07-21 2022-01-27 Sl Corporation Leuchte für Fahrzeug

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20030054452A (ko) * 2001-12-26 2003-07-02 한국항공우주연구원 고 신뢰도 인공위성을 위한 인공위성 분리 신호 발생 회로
JP2005075209A (ja) * 2003-09-02 2005-03-24 Kawasaki Heavy Ind Ltd 人工衛星の離脱構造及びロケット
JP2012245908A (ja) * 2011-05-30 2012-12-13 Ihi Aerospace Co Ltd 人工衛星の放出装置
KR101381292B1 (ko) * 2012-12-28 2014-04-04 한국해양과학기술원 인공위성 시스템의 제어 방법 및 장치.
KR101700539B1 (ko) * 2015-12-10 2017-01-26 한국항공우주연구원 인공위성 궤도 이탈 장치 및 방법

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5203844A (en) * 1989-10-05 1993-04-20 Leonard Byron P Multiple payload/failure mode launch vehicles
US5199672A (en) * 1990-05-25 1993-04-06 Orbital Sciences Corporation Method and apparatus for deploying a satellite network
US5605308A (en) * 1994-06-06 1997-02-25 Mcdonnell Douglas Corp. Space vehicle dispenser
DE19856670B4 (de) * 1998-12-09 2004-12-02 Eads Space Transportation Gmbh Vorrichtung zum Aussetzen von Satelliten
FR2938825B1 (fr) * 2008-11-26 2011-10-21 Spas Balinov Dispositif de transport et d'ejection de petites charges utiles spatiales
CN103612774B (zh) 2013-11-20 2015-12-09 西北工业大学 一种可分离式微纳卫星构型
CN103738509A (zh) * 2014-01-21 2014-04-23 北京航空航天大学 一种新型多星分离解锁释放装置
US9567115B2 (en) * 2014-07-29 2017-02-14 Victor Dube Door mechanism for satellite deployer system
US9567109B2 (en) * 2014-09-17 2017-02-14 The Boeing Company Space structure deployment system
DE202014008902U1 (de) * 2014-11-10 2015-01-20 Astro- Und Feinwerktechnik Adlershof Gmbh Vorrichtung zum Transport und Auswurf von Nanosatelliten
US9463882B1 (en) * 2015-04-30 2016-10-11 Worldvu Satellites Limited System and method for assembling and deploying satellites
ITUB20152728A1 (it) * 2015-07-31 2017-01-31 D Orbit S R L Sistema di propulsione per satelliti artificiali di piccole dimensioni, satellite incorporante detto sistema di propulsione e metodo di gestione di detto sistema di propulsione
DE102016108606A1 (de) * 2016-05-10 2017-11-16 ECM Space Technologies GmbH Auswurfeinheit für einen Satelliten
CN106542127B (zh) 2016-12-27 2017-12-15 哈尔滨工业大学 一种纳皮卫星轨道部署器

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20030054452A (ko) * 2001-12-26 2003-07-02 한국항공우주연구원 고 신뢰도 인공위성을 위한 인공위성 분리 신호 발생 회로
JP2005075209A (ja) * 2003-09-02 2005-03-24 Kawasaki Heavy Ind Ltd 人工衛星の離脱構造及びロケット
JP2012245908A (ja) * 2011-05-30 2012-12-13 Ihi Aerospace Co Ltd 人工衛星の放出装置
KR101381292B1 (ko) * 2012-12-28 2014-04-04 한국해양과학기술원 인공위성 시스템의 제어 방법 및 장치.
KR101700539B1 (ko) * 2015-12-10 2017-01-26 한국항공우주연구원 인공위성 궤도 이탈 장치 및 방법

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102021116998A1 (de) 2020-07-21 2022-01-27 Sl Corporation Leuchte für Fahrzeug

Also Published As

Publication number Publication date
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