KR20230065283A - ThermaSat 태양열 추진 시스템 - Google Patents
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Abstract
ThermaSat™ 추진 시스템은 안전하고 비폭발적인 추진제로 물을 사용하며, 이륙 시 가압되지 않는다. 태양열 추진력을 활용하는 콤팩트하고 효율적인 커패시터는 물을 가열하여 증기로 만들어 고 추력과 총 임펄스를 생성한다. 고급 광학 시스템에 의해, 메인 버스로부터 돌출된 집광기나 전력을 인출하기 않고, 태양열만으로 열 커패시터를 충전할 수 있다. ThermaSat에 본체가 장착된 추가 태양 패널은 햇빛에 직접 닿지 않을 때 열 커패시터의 보조 가열을 제공하여 태양이 아닌 곳을 가리키는 작업을 촉진한다.
Description
관련 출원에 대한 상호 참조
본 출원은 2020년 9월 30일에 출원된 미국 가특허 출원 번호 63/085,915의 우선권을 주장하며, 그 개시 내용 전체는 본 명세서에 참조로 포함된다.
일반적으로 CubeSat로 더 알려진 나노위성(Nanosatellites)은 수백만 달러 규모의 산업으로서 급성장하고 있는 U급 우주선이다. 그들은 대학이나 기업에 제한된 버짓(budget) 프로그램에 대해 실현 가능한 가격으로 우주 탐사 및 기술 시연을 수행할 수 있는 수단을 대학과 기업에 제공한다. CubeSat는 콤팩트한 폼 팩터(form factor)를 구비하고 있기 때문에, 전용 전개 메커니즘을 사용하여 발사체(vehicle)를 발사하기 위한 보조 페이로드(payload)로서 추가할 수 있게 한다. CubeSat를 사용하면, 기존 위성보다 적은 비용으로 더 빠른 속도로 더 많은 임무를 수행할 수 있다. 원래는 기술 시연으로 제한되었지만, 콤팩트한 폼 팩터, 낮은 제조 비용, 및 낮은 궤도 발사 비용으로 인해 CubeSat는 뉴스페이스(NewSpace) 혁명의 최전선에 위치하였다. 산업계는 지구 관측을 위한 성상도(constellation) 네트워크, 통신 네트워크, 우주에서 상용화 기회를 형성하는 기기 분산 네트워크를 구축하고 있다.
NASA의 벤처급 발사 서비스 계약의 도입, 글로벌 통신 요건의 증가, 및 지구 관측 데이터는 향후 10년 이내에 궤도로 발사되는 마이크로 및 나노 위성의 수를 증가시킬 것이다. 많은 하위 시스템이 빠르게 발전했지만, 개선이 필요한 기본(primary) 시스템은 추진이다. 이러한 시스템은 스테이션 유지, 궤도 기동 및 성상도 전개에 필요하다. 통신 및 지구 관측을 위한 성상도 네트워크를 구축하려는 회사는 위성 네트워크를 궤도에 발사시키는 데 천문학적인 비용이 든다. 새로운 발사 서비스의 출현에도 불구하고, 기본 페이로드 유무에 관계없이 단일 발사체로부터 여러 CubeSat를 발사하는 것이 더 경제적이다. 일반적으로 이들 위성은 추진 시스템이 없고, 궤도 내에서 구속되어 있고, 성상도 네트워크에 효과적으로 분산될 수 없다. 이러한 네트워크를 구축하는 비용을 줄이기 위해 CubeSat, 인터셉터, 및 행성 간 임무의 성상도에는 다목적의 고 추력(thrust) 추진 시스템이 필요하다.
일반적으로 CubeSat용 추진 시스템은 전기 시스템과 비 전기 시스템으로 분류된다. 전기 시스템은 이미 전력이 제한된 우주선으로부터의 전력을 필요로 하며, 낮은 추력과 함께 비추력(specific impulse)을 전달한다. 이로 인해 효율적인 기동이 이루어지지만, 이러한 기동을 완료하는 데 필요한 전력과 시간이 상당하다. 다른 추진 범주는 냉 기체(cold gas), 액체 및 고체 로켓 시스템과 같은 비 전기 시스템이다. 이러한 시스템은 추진제 발사를 조절하는 데에만 전력이 필요하다. 이러한 시스템은 일반적으로 전기 시스템보다 더 높은 추력과 더 낮은 비추력에서 작동한다. 이러한 시스템 중 다수는 나노위성 크기의 우주선에 대한 확장성이 부족한 대형 위성용으로 개발되었으며, 종종 현재, 미래, 또는 모든 CubeSat 표준 및 임무에 적합하지 않은 위험한 추진제, 높은 저장 압력, 및 복잡한 설계가 필요하다.
본 장치 및 시스템은 CubeSat 임무 기능을 크게 확장하고, 기존 추진 시스템의 단점을 완화하는 고성능 태양열 추진기(thruster)를 제공하며, 본 명세서에서는 ThermaSatTM이라고 지칭한다. 이것은 성상도의 구축 비용을 줄이고, 이러한 네트워크 구축의 고 비용으로 인해 초기에 기피했던 산업을 장려할 것이다. 이에 의해, 통신 네트워크, 지구 관측 성상도, 및 기기의 분산 네트워크를 현실화 하여 지금까지 세상에 알려지지 않았던 수준의 연결성과 지구 과학이 촉진될 것이다.
일 양태에서, ThermaSat 추진 시스템은 CubeSat 폼 팩터에서 구현되는 태양열 추진(STP) 시스템이다. 기존의 STP 시스템은 태양 에너지를 열 커패시터에 집중시키기 위해 대형 집광기가 필요하므로, 상당한 복잡성, 복수의 고장 모드, 및 과도한 질량이 추가된다. ThermaSat은 상 변화 열 커패시터 내에서 태양열 복사를 캡처하기 위해 광학 필터 및 광자 결정의 최선단(cutting-edge) 시스템을 사용하여 집광기의 필요성을 배제한다. 광학 필터 시스템에 광자 결정을 포함하면 뛰어난 태양열 가열 및 고온이 가능해진다. 탁월한 친환경(green) 추진제인 물은 열 커패시터에 의해 가열되고 고 추력 수준을 형성하기 위해 기존 노즐에서 확장된다. 이 추진제는 폭발성이 없고 쉽게 사용할 수 있으며 기본 페이로드에 대한 위험이 거의 또는 전혀 없기 때문에, 기존 추진제가 직면한 많은 문제를 경감한다. ThermaSat은 전개 가능한 구조물이 필요하지 않아, 대부분의 위성에 대해 중대한 고장 모드를 제한하고, 동작에 약간의 전력밖에 필요하지 않고, 기본 페이로드에 대량의 전력을 확보한다.
본 장치 및 ThermaSat 시스템은 광자 결정, 친환경 추진제 및 상 변화 물질을 통한 에너지 저장을 이용하는 진보된 태양열 추진 기술을 조사함으로써 CubeSat 추진 기술에 진보를 제공한다. 그 결과는 성상도 전개, 전력 저장 및 생성, 행성 간 CubeSat 임무를 포함한 여러 애플리케이션에 적용될 수 있다. 특히 소형 위성을 위한 새로운 발사체 서비스의 데뷔는 새로운 기술이 등장함에 따라 킬로그램당 발사 비용을 낮추고 있다. 발사 비용의 감소와 나노위성의 콤팩트한 폼 팩터는 통신 네트워크, 원격 감지 위성, 및 상용 발사 서비스를 통해 우주를 상용화하려는 엄청난 급증으로 절정에 이른다. 강력한 추진 시스템은 위성 성상도를 구축하는 비용을 더욱 줄이고 마이크로 및 나노 위성의 임무 능력을 크게 향상시킨다.
현재 CubeSat 시장은 2023년까지 3억 7,500만 달러에 이를 것으로 추정되며, 전체 소형 위성 시장은 301억 달러 이상의 가치가 있는 것으로 추정된다. ThermaSat 추진 시스템은 모든 임무 및 위성에 적응할 수 있는 모듈식 아키텍처를 통해 다양한 위성 크기에 활용할 수 있다. 이 시스템은 CubeSat 포맷으로 설계되었지만, 다른 폼 팩터로 쉽게 확장할 수 있다. NewSpace 혁명을 향한 급증은 소형 위성과 더 저렴한 발사 서비스를 약속하는 수많은 새로운 발사체에 의해 주도된다. 경쟁으로 인해 발사 비용이 낮아지고 있지만, 성상도 네트워크를 만드는 데 여전히 가장 많은 비용이 소요된다. 이 숫자는 발사체 공급업체와 탑승(ride) 공유 제공업체 간에 크게 다르다. 위성 클러스터에 대한 전용 발사를 하지 않기로 선택한 사람들은 일반적으로 타사 탑승 공유 제공업체를 거쳐야 한다. 벤처급 발사체는 이전 발사 제공업체보다 훨씬 낮은 발사 가격을 제공한다. 궤도에 들어가는 킬로그램당 비용은 기존 발사 제공업체의 비용을 초과할 수 있지만, 벤처급 발사체는 소형 위성에 대한 전용 임무를 제공하여 새로운 고객 시장을 유치한다. 대부분의 새로운 발사체는 궤도까지 수백 킬로그램을 지원하며, 50 kg 이하의 광고(advertising)는 몇 개뿐이다. 이러한 네트워크를 구축하는 데 수백만, 잠재적으로 수십억의 발사 비용이 발생할 수 있다.
이러한 비용의 한 예는 각각 45°의 위상차를 갖는 단일 궤도에서 8 개의 위성 성상도를 구축하는 것이다. CubeSat를 궤도에 보내는 전통적인 방법은 주요 발사 회사와 탑승 공유하는 것이다. 이러한 탑승 공유 비용은 Spaceflight Industries 사의 3U 및 6U 위성에 대해 $295,000 내지 $545,000 이상이다(3U는 세로로 적층된 3개의 CubeSat로 구성되고, 6U는 세로로 적층된 6개의 CubeSat로 구성됨을 주목해야 함). 총 8개의 6U 위성을 궤도에 보내려면, 대략 $4,360,000의 비용이 든다. 이 모든 위성이 단일 발사체에서 탑승 공유를 얻을 수 있다면, 45°위상차를 구축하기 위해 성상도 내의 올바른 위치로 위성을 기동하기 위한 추진 시스템이 필요할 것이다. 위성을 올바른 성상도 궤도에 배치할 8 개의 개별 발사를 찾을 가능성이 낮기 때문에, 궤도에서 기동하는 능력은 주요 요건이 될 것이다.
소형 위성 발사 회사의 출현은 CubeSat 성상도의 구축에서 유망하다. 발사당 비용이 가장 낮은 한 회사는 Aphelion Orbitals이다. 단일 발사에 대해 $750,000로 추산되며(예비 추정치만), 이것은 궤도에 진입하는 데 지금까지 가장 저렴한 단일 발사 비용 옵션을 제공한다. 8 개의 개별 발사 비용은 총 $6,000,000이다. 이 가격은 탑승 공유로 6U 성상도를 구축하는 것보다 여전히 높다.
또 다른 옵션은 올바른 궤도에 다수의 페이로드가 있는 전용 임무를 제공하는 발사 제공자를 선택하는 것이다. Vector Launch는 $1,500,000에 추진 시스템과 함께 잠재적으로 8개의 CubeSat를 모두 궤도에 배치할 수 있는 발사체를 제공한다. 이러한 위성을 배치하기 위한 추진 시스템을 사용하면, 탑승 공유 임무에 비해 $2,860,000를 절약할 수 있고, Aphelion Orbitals로 궤도를 설정하기 위한 개별 발사에 비해 $4,500,000를 절약할 수 있다. 현재와 미래의 성상도에는 수백, 잠재적으로 수천 개의 위성이 포함될 가능성이 높다. 강력한 추진 시스템을 갖춘 단일 위성 그룹을 발사하여 자체적으로 구성하는 능력은 수백만 달러를 절약할 수 있다(이 시나리오에서는 페이로드 부피 제약으로 인해 킬로그램당 비용 대신, 총 발사 비용이 선택되었고(발사체는 저궤도(LEO)까지 250 kg을 들어올릴 수 있지만, 250 kg의 위성은 페이로드 부피 허용량을 초과할 수 있다)).
고객이 염려해야 하는 추가 비용은 궤도에서 죽은 위성을 교체하는 비용이다. 추진 시스템이 없는 전형적인 CubeSat은 궤도가 대기 중에서 타버릴 정도로 붕괴되기까지 불과 몇 년 밖에 가지 않는다. 이것은 회사가 탑승 공유로 3U 위성을 궤도에 보내는 데 최소 $295,000를 지불해야 하고, CubeSat를 제조하기 위한 비용과 관련 물류 비용은 말할 것도 없다. 오랜 기간 동안 궤도에 머무를 수 있는 성상도는 비용을 크게 절감하며, 완전한 하드웨어 또는 발사 실패의 경우에만 교체가 필요하다.
또한, 학계 및 산업계 내의 CubeSat는 종종 짧은 개발 시간에 직면하고 종종 테스트가 단축되는 것을 볼 수 있다. 그 결과, 중요한 시스템이 충분히 철저하게 테스트되지 않고, CubeSat 임무의 53 내지 65 %만이 완전한 성공으로 추정된다. CubeSat 임무가 실패할 수 있는 다양한 이유가 있지만, 실패의 주요 원인은 전개 가능한 메커니즘을 포함한 위성의 복잡성에서 비롯된다. 보다 엄격한 테스트 및 개발을 거친 더 큰 위성에서도 태양광 패널 고장은 위성 고장 모드의 상당 부분을 차지하였다. 위성의 65 %만이 임무에 성공한다면, 대체 위성을 생산하고 발사하는 데 수백만 달러는 아니더라도 수십만 달러가 필요할 것이다.
전술한 바와 같이, 현재의 추진 기술은 전기 추진과 비 전기 추진에 초점을 맞추고 있다. 전기 추진 기술은 우주선 버스로부터 전력의 대부분을 필요로 하므로, 다른 CubeSat 서브시스템의 성능을 방해한다. 이러한 시스템은 통상적으로 사용 가능한 전력을 늘리기 위해 전개 가능한 태양열 패널이 필요하다. 우주선이 추진 시스템에 충분한 전력을 공급받지 못하고 자세 제어가 어려워지기 때문에, 이러한 어레이를 전개하지 못하는 것은 CubeSat의 가장 큰 실패 모드 중 하나이다. 또한, 이러한 시스템은 매우 낮은 추력을 제공하기 때문에, 기동을 완료하는 데 몇 주 또는 몇 달이 걸릴 수 있으며, 이러한 전개 방법의 지속적인 인력 배치는 다중 성상도 전개에 적합하지 않다. 현재의 비 전기 추진기는 단일추진제, 저온 기체, 고체 모터, 하이브리드 모터, 및 2원-추진제 추진기를 포함한다.
단일추진제 추진기는 수십 년 동안 개발되어 왔으며, 광범위한 비행 유산을 가지고 있다. 사용된 주요 단일 추진제는 히드라진이다. 이 추진제는 위험한 것으로 악명이 높지만, ADCS 시스템과 대형 우주선의 일부 기본 추진 시스템에 고성능을 제공한다. 히드라진은 높은 비중으로 150 내지 250 초의 비추력을 생성한다. 히드라진의 독성은 지상 작업과 기본 페이로드에 위험을 초래하여, 광범위한 시장에서의 사용을 어렵게 한다. 수천 개의 제안된 위성의 추진제로 사용되면, 비용이 많이 들고 재앙적인 사고의 가능성도 마찬가지로 높아진다. 하이드라진과 유사한 특성을 갖고 새롭게 떠오르는 "친환경 추진제"는 유망한 단일 추진제 대안이다. 감소된 독성 및 취급 위험뿐만 아니라 히드라진에 비해 성능이 향상되어 깨끗한 대안이 매력적이다.
현재 이용 가능한 가장 단순한 추진기 중 하나는 가압된 기체가 추력을 생성하기 위해 노즐을 통해 밀어지는 저온 기체 추진기이다. 저온 기체 추진기는 설계가 단순하지만, 고 추력이 부족하고, 성능이 제한적이며, 주로 자세 제어에 제한이 있다. 따듯한 기체 추진기는 차가운 기체 추진기에 비해 더 큰 성능을 제공하지만, 히터를 작동하려면 우주선 시스템의 주요 전력 소모인, 최대 15 W의 전력이 필요할 수 있다.
고체 로켓 모터는 종래의 고체 로켓 추진뿐만 아니라 보다 혁신적인 전기 제어 고체 추진제(ESP)를 갖춘 소형 위성에서 입증되었다. 이 방법을 사용하면 고체 추진제가 전류를 통해 점화될 수 있다(전류가 적용될 때만). Los Alamos National Lab은 연료와 산화제 조합을 분리하는 고체 추진 시스템을 개발하였다. 이 시스템은 발사 중에 연료와 산화제 조합이 별도로 저장되므로 우발적인 폭발 위험을 줄인다. 혁신적이지만, 정확한 ΔV 제어를 위해 이러한 모터를 켜고 끌 수 있는 능력은 여전히 의문이다. 통상적인 복합 입자는, 발사 중에 연료 입자가 부서지는 경우, 치명적인 결과에 직면하며, 위에서 설명한 시스템은 여전히 이 기능의 영향을 받을 수 있다. 이러한 추진제의 단순성과 고 추력은 정밀한 ΔV 제어가 불가능하다는 점에서 흐려진다.
하이브리드 로켓 모터는 추력을 생성하기 위해 반응하는 연료 입자 및 액체 또는 기체 산화제를 포함한다. 이 기술은 더 큰 규모로 시연되었지만, 아직 CubeSat 개발 초기 단계에 있다. 하이브리드 모터 시스템의 주요 장점은 상대적으로 고 비추력, 고 추력, 발사 중 기본 페이로드에 대한 위험을 제한하는 산화제와 연료를 별도로 저장하는 능력이다. 보다 복잡한 시스템에서 일부 산화제는 ADCS 시스템의 단일 추진제 추진기(즉, 은 촉매층에서 과산화수소 분해)로 사용될 수 있다. 그러나 하이브리드 로켓 엔진 성능은 입자 지오메트리, 분해 속도, 산화제 대 연료 비율과 같은 많은 변수에 초점을 맞춘 복잡한 시스템이다. 각 기동 연소 후에, 이러한 변수가 변경되어 잠재적으로 다음 일련의 기동을 복잡하게 만들 수 있다.
2원-추진제 추진기는 최고 성능의 전통적인 추진 시스템으로 간주된다. 다른 비 전기 추진 기술에 비해 고 추력 출력으로 고 비추력을 달성할 수 있다. CubeSat에 사용되는 한 가지 혁신적인 방법은 Tethers Unlimited의 HYDROS 시스템에 의한 궤도 상의 물의 전기분해이다. 이 2원 추진제 시스템은 액체 상태의 물 탱크로부터 우주에서 전기 분해되는 기체 수소 및 산소 추진기로 구성된다. 그러나 미세 중력에서 물을 전기분해하면 시스템이 복잡해지고 우주선 버스에서도 전력이 소비된다. 또 다른 회사인 Benchmark Space Systems는, 8kg CubeSat에 대해 285 초의 비추력 및 1.25 N의 추력으로 최대 160 m/s의 ΔV를 제공할 수 있는 주변 조건에서 모두 저장 가능한 고성능 과산화수소(HTP) 및 알코올 2원 추진제 추진기를 개발하고 있다. 이러한 시스템은 고 추력과 비추력을 제공하지만, 시스템 내의 복잡성으로 인해 많은 고장 모드가 제공된다.
나노위성 및 마이크로위성 임무가 증가함에 따라, 추진 시스템에서 더 높은 성능을 요구할 것이다. 시장은 Pumpkin Space Systems, Aster Labs 및 Dr. Craig Hardgrove로부터 수집한 정보를 기반으로 보다 안전하고 신뢰할 수 있는 추진제를 지향하는 추세인 것으로 보인다. 안전한 추진제를 사용하지 않는 대부분의 고 추력 추진 시스템은 높은 사회 기반시설(infrastructure) 비용과 위험한 특성으로 인해 어려움에 직면할 가능성이 높다. 시장은 사람이나 환경에 위험하지 않은 친환경 추진제에 더 많이 의존하기 시작할 것이다.
현재 ThermaSat 시스템은 지상 취급 위험을 줄이는 안전한 추진제를 사용하여, 우주선을 운송하는 데 특수 컨테이너 및 절차가 필요하지 않기 때문에 비용을 추가로 절감한다.
다른 양태 중에서, 본 ThermaSat 시스템의 모듈 구성요소는 열 커패시터/광학 시스템, 중간 압력 탱크, 및 액체 상태의 물 저장 탱크를 포함한다. ThermaSat 시스템에는 모듈식 구성 요소가 포함되어 있으며, 고객이 임무 파라미터와 정확히 일치하는 구성 요소를 주문할 수 있는 특정 사용 사례 시스템 설계와 관련된 비용을 줄여 시스템을 만드는 데 필요한 제조 및 테스트 시설의 복잡성을 줄인다. 소수의 모듈식 시스템을 대량 생산하면, 고객의 변동성과 리드(lead) 타임이 줄어들어 고객이 비용을 절감하고 수익 마진을 높일 수 있다.
광학 시스템은 많은 우주선에 대한 문제를 해결할 수 있는 수동 가열 수단을 제공한다. 열 커패시터는 또한 많은 양의 에너지를 저장할 수 있으므로, 향후 임무에 유용할 수 있다. 대부분의 기존 배터리보다 비에너지(specific energy)가 높은 1.5 MJ/kg인 ThermaSats의 커패시터는 태양 에너지를 장기간 사용할 수 없는 임무에서 에너지 저장에 사용될 수 있다. 광학 시스템은, 위에서 논의한 바와 같이, 다양한 응용 분야에 사용될 수 있으며, 태양과의 근접성으로 인해 주로 달, 금성 또는 수성 주변의 행성 간 임무에 적용될 수 있다.
ThermaSat 시스템의 또 다른 양태는 물을 주요 추진제로 사용하는 종래의 추진 시스템에 비해 상당한 이점이 있다는 것이다. 이는 시스템 설계를 크게 단순화하고, 더 많은 휘발성 또는 극저온 추진제를 포함하는 데 필요할 수 있는 특수 물질을 필요로 하지 않는다.
태양 열 추진은 태양 에너지를 캡처하고, 열을 저장하고 이를 추진제 스트림으로 신속하게 방출함으로써 기능하는 열 커패시터 내부로 향하게 하는 개념으로 작동한다. 열 커패시터가 최고 온도에 도달하면, 추력을 생성하기 위해 추진제가 커패시터에 도입되고, 가열된 후, 통상적인 노즐 밖으로 확장된다. 이는 리지스트제트(resistojet) 또는 핵 열 로켓(NTR)과 패션이 비슷하지만, 주요 차이점은 열 에너지에 대한 전원이다. 이러한 태양열 시스템은 이 방법이 제공할 수 있는 고온 및 고성능 기능으로 인해 심 우주(deep space) 임무에 사용할 수 있다.
본 발명의 예시적인 실시형태의 예는 본 명세서에 첨부된 도면을 참조하여 아래에서 설명된다. 도면에서 2개 이상의 도면에 나타나는 동일한 구조물, 요소 또는 부품은, 그들이 나타내는 모든 도면에서 일반적으로 동일한 부호로 표시된다. 도면에 도시된 구성 요소 및 기능의 치수는 일반적으로 프레젠테이션의 편의와 명확성을 위해 선택되며, 반드시 축척에 따라 표시되지는 않는다. 제시된 도면의 대부분은 개략도의 형태이며, 특정 요소는 명확성을 위해 크게 단순화되거나 축척에 맞지 않게 도시될 수 있다. 도면은 실제 제조 도면이 아니다. 도면은 아래에 나열되어 있다.
도 1은 ThermaSat 추진 시스템의 제1 실시형태를 도시한다.
도 2는 열 커패시터를 도시한다.
도 3은 예시적인 광자 결정 구조를 도시한다.
도 4는 ThermaSat 시스템으로 적외선 파장을 감소시키기 위해 이용될 수 있는 선택적인 이미터(emitter)의 반사율 및 투과율 거동을 도시한다.
도 5는 액체 상태의 물 저장 시스템을 도시한다.
도 6은 중간 압력 탱크를 도시한다.
도 7은 외부 광자를 반사하거나 내부에서 생성된 광자를 트래핑하여 적외선 파장이 통과하는 것을 방지하는 광학 시스템을 도시한다.
도 8은 투과성 골드 미러, 핫 미러 및 광자 결정의 예를 도시한다.
도 9는 광학 시스템을 통과한 후에 열 커패시터에 도달하는 태양열 전력을 도시한다.
도 10은 태양광 전력을 사용하여 열 커패시터를 충전하는데 필요한 시간을 도시한다.
도 11a 및 11b는 열 커패시터의 온도가 작동 중에 급격하게 감소함을 도시한다.
도 12는 고 추력 기동이 가능한 ThermaSat 시스템의 또 다른 실시형태를 도시한다.
도 13은 도 12의 실시형태의 추진 시스템을 도시한다.
도 14는 다양한 양의 추진제를 갖는 ThermaSat 시스템의 Delta-V 성능을 도시한다.
도 15는 천저(nadir) 및 랜덤 포인팅 체제를 갖는 6U 우주선의 예시적인 임무를 도시한다.
도 16은 다양한 고도에 대한 8kg 6U 우주선의 수명 차트를 도시한다.
도 17은 ISS로부터 발사된 6U CubeSat의 고도 변화 및 추진제 질량을 도시한다.
도 18은 각 위성들 사이의 동일한 위상(phasing)을 갖는 궤도에 대한 몇 개의 위성의 성상도 전개의 예를 도시한다.
도 19는 전개 가능한 태양열 집광기가 있는 ThermaSat Plus 구성을 도시한다.
도 20은 태양열 접시 집열기(collector)를 도시한다.
도 21은 홈통 집열기를 도시한다.
도 22는 편평한 또는 패널화된 집열기를 도시한다.
도 23은 렌즈 집열기를 도시한다.
본 명세서에 기재된 실시형태 및 첨부된 도면의 설명은 범위를 제한하지 않고 보다 나은 이해를 위한 것임이 명백하다. 당업자는 본 명세서를 읽은 후에 본 개시내용에 의해 여전히 커버되는 첨부된 도면 및 전술한 실시형태에 대한 조정 또는 수정을 할 수 있음이 또한 명백하다.
도 1은 ThermaSat 추진 시스템의 제1 실시형태를 도시한다.
도 2는 열 커패시터를 도시한다.
도 3은 예시적인 광자 결정 구조를 도시한다.
도 4는 ThermaSat 시스템으로 적외선 파장을 감소시키기 위해 이용될 수 있는 선택적인 이미터(emitter)의 반사율 및 투과율 거동을 도시한다.
도 5는 액체 상태의 물 저장 시스템을 도시한다.
도 6은 중간 압력 탱크를 도시한다.
도 7은 외부 광자를 반사하거나 내부에서 생성된 광자를 트래핑하여 적외선 파장이 통과하는 것을 방지하는 광학 시스템을 도시한다.
도 8은 투과성 골드 미러, 핫 미러 및 광자 결정의 예를 도시한다.
도 9는 광학 시스템을 통과한 후에 열 커패시터에 도달하는 태양열 전력을 도시한다.
도 10은 태양광 전력을 사용하여 열 커패시터를 충전하는데 필요한 시간을 도시한다.
도 11a 및 11b는 열 커패시터의 온도가 작동 중에 급격하게 감소함을 도시한다.
도 12는 고 추력 기동이 가능한 ThermaSat 시스템의 또 다른 실시형태를 도시한다.
도 13은 도 12의 실시형태의 추진 시스템을 도시한다.
도 14는 다양한 양의 추진제를 갖는 ThermaSat 시스템의 Delta-V 성능을 도시한다.
도 15는 천저(nadir) 및 랜덤 포인팅 체제를 갖는 6U 우주선의 예시적인 임무를 도시한다.
도 16은 다양한 고도에 대한 8kg 6U 우주선의 수명 차트를 도시한다.
도 17은 ISS로부터 발사된 6U CubeSat의 고도 변화 및 추진제 질량을 도시한다.
도 18은 각 위성들 사이의 동일한 위상(phasing)을 갖는 궤도에 대한 몇 개의 위성의 성상도 전개의 예를 도시한다.
도 19는 전개 가능한 태양열 집광기가 있는 ThermaSat Plus 구성을 도시한다.
도 20은 태양열 접시 집열기(collector)를 도시한다.
도 21은 홈통 집열기를 도시한다.
도 22는 편평한 또는 패널화된 집열기를 도시한다.
도 23은 렌즈 집열기를 도시한다.
본 명세서에 기재된 실시형태 및 첨부된 도면의 설명은 범위를 제한하지 않고 보다 나은 이해를 위한 것임이 명백하다. 당업자는 본 명세서를 읽은 후에 본 개시내용에 의해 여전히 커버되는 첨부된 도면 및 전술한 실시형태에 대한 조정 또는 수정을 할 수 있음이 또한 명백하다.
본 발명은 물론 변할 수 있는 특정 광학 시스템에 제한되지 않는다. 또한, 본 명세서에서 사용된 용어는 특정 실시형태를 설명하기 위한 목적일 뿐 제한하려는 의도가 아님을 이해해야 한다. 본 명세서 및 첨부된 특허청구범위에 사용된 바와 같이, 단수형 "a", "an' 및 "the"는, 내용이 달리 명시하지 않는 한, 단수형 및 복수형을 포함한다.
달리 정의되지 않는 한, 본 명세서에서 사용되는 모든 기술 및 과학 용어는 당업자가 일반적으로 이해하는 것과 동일한 의미를 갖는다.
대부분의 STP 시스템은 열 커패시터에 빛을 집중시키기 위해 대형 집광기를 필요로 하지만, ThermaSat 시스템은 집광기 또는 전개 가능한 구조물을 필요로 하지 않는다. 이것은 필터와 광자 결정을 포함하는 광학 시스템을 통해 수행되며, 이는 온실 효과를 모방(emulate)하여 선택적인 광자 방출에 의해 온도를 상승시킨다. 이러한 새로운 STP ThermaSat 시스템은 도 1에 도시되어 있고, ThermaSat 추진 시스템은 10 kg의 위성에 대해 +200 m/s의 ΔV가 가능한 최대 6x1U CubeSat를 제조하기 위한 모듈식 섹션을 포함하는 예시적인 구성으로 도시되어 있다. 페이로드는 액체 저장 탱크의 측면에 부착하거나 시스템 전방 부분의 선택적 페이로드 부피에 수용될 수 있다. 도 1은 약 1.5 U의 열 커패시터 및 광학 시스템(300), 약 2.5 내지 3.5 U의 액체 저장 탱크(400), 약 1U의 중간 압력 탱크(500), 및 약 0 내지 1U의 다른 서브시스템(600)에 대한 선택적인 부피를 포함하는 구조물(200)을 구비한 ThermaSat 시스템(100)을 도시한다. 상 변화 염이 매립된 흑연 매트릭스를 포함하는 열 커패시터는 추진 시스템의 후방 단부에 있는 광학 시스템 내에 수용되어 있다. 중간 압력 탱크는 기체 증기를 저장하고, 증기 돔(dome)을 통해 추진제를 예열한다. 액체 상태의 물이 들어 있는 연료 탱크는 낮은 온도 및 압력에서 추진제를 저장하여 전력 소비를 줄이고 발사 중 기본 페이로드에 대한 위험을 줄인다. 추진제는 궤도에 진입할 때까지 액체 상태로 유지되므로, 누출이 줄어들고, 벽이 두꺼운 압력 용기가 필요 없게 된다.
스펙트럼 조작은 ThermaSat 시스템의 또 다른 양태이고, 이는 방사성 동위원소 열광전지(RTPV) 시스템 및 태양 광전지 시스템을 포함하는 다른 시스템과는 대조적이다. 방사성 동위원소 연료 시스템과 같은 저 전력 시스템의 경우, 우수한 열 절연이 유용한 작동 온도에 도달하는 데 도움이 될 수 있다. 우주에서, 열 차단의 기본 방법은 복사 열 전달을 통한 것이므로, 노출된 표면을 적절하게 변형하면 물체의 가열 또는 냉각에 큰 영향을 미칠 수 있다.
열 커패시터 및 광학 시스템:
광자 결정:
물질과 상호 작용하는 빛은 반사되거나, 흡수되거나, 투과될 것이다. 금 호일(foil)과 같은 얇은 구조물은 눈에 띄게 흡수되지 않으므로, 투과 또는 반사에만 사용된다. 고체 물체는 투과하지 않고 대신 반사 또는 흡수만 한다. 임의의 주어진 파장의 빛에 대해, 흡수 또는 투과 능력은 열 복사를 통해 방출하는 능력과 동일하다. 광자 결정(PhC's)과 필터는 긴 파장의 빛을 우선적으로 반사하도록 설계할 수 있다는 점에서 유용하다.
광자 결정은 "광의 특정 주파수 범위의 전파를 금지하는 밴드 갭을 갖는 주기적인 유전체 구조물"이며 (예를 들어, http://ab-initio.mit.edu/book/photonic-crystals-book.pdf 참조), 표면에 매우 작은 홀(hole)이 있는 금속으로 제조될 수 있다. 흑연 열 커패시터(370)의 표면에는 PhC(372)의 어레이가 있다(도 2 및 3 참조). 이러한 구조물은 긴 파장의 빛을 우선적으로 방출하는 선택적 이미터 역할을 한다. 이 물질을 표면에 두는 것은 열 커패시터의 전체 복사 방출을 제한하는 제1 단계이다. 열을 거부하는 능력이 없으면, 표면의 온도는 자연스럽게 상승한다.
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미러
:
도 2는 흑연, 상 변화 물질 및 탄탈 광자 결정으로 제조된 열 커패시터를 도시한다. 광학 시스템은, 전원 입력이 거의 없거나 전혀 없는 상태에서, 커패시터를 1,000 °K 초과의 온도로 가열할 수 있다. 이는 골드 미러(320), 핫 미러(330) 및 광자 결정(360)으로 구성된 광학 시스템을 통해 달성된다. 열 커패시터의 충전은 태양 입력을 보충하기 위해 내부 가열 필라멘트를 통해 발생할 수도 있다. 도 2에 도시된 열 커패시터(300)는 또한 구조물(310), 골드 미러(320), 핫 미러(330), 유동 채널(340), 실리카 에어로겔 스페이서(350), 탄탈 광자 결정(360), 흑연 및 PCM 열 커패시터(370), 및 추진기 마운트(380)를 포함한다. 도 2에 도시된 열 커패시터를 둘러싸는 제2 미러(330)는 다이크로익(dichroic) 필터로 알려진 일종의 유전체 미러이다. 다이크로익 필터는 파장을 분리하는 것으로 잘 알려져 있다. 특별한 유형의 다이크로익 필터인 핫 미러(330)는 다가오는 빛에 수직으로 사용될 수 있으며, 특히 가시광선을 투과시키면서 적외선을 반사하는 데 초점을 맞춘다. 핫 미러의 투과 스펙트럼의 예는 도 4에 도시되어 있다. 이 미러는 단파장에서 뛰어난 투과율을 보이지만 장파장 영역에서는 눈에 띄는 차이가 있다. 이 영역의 파장은 핫 미러(330)를 통과하고, 핫 미러(330)를 둘러싸는 골드 미러(320)에 의해 반사될 것이다. 이 제2 미러(330)는 시스템을 빠져나가는 적외선 파장을 더 줄이기 위해 존재한다.
골드
미러
:
금 라이닝된 제1 표면 석영 미러는 적외선을 반사하는 최외광 "필터"로서 작용한다. 금은 적외선 파장을 반사하고 가시광선을 투과시키는 천연 선택적 이미터 역할을 한다. 제1 표면 골드 미러로부터의 반사율의 예는 도 4에 나타나 있다. 도 4는 ThermaSat 광학 시스템 내에서 적외선 파장을 줄이는 데 사용될 수 있고 상업적으로 이용 가능한 선택적 이미터의 반사율 및 투과율의 거동을 도시한다. 은은 또한 자연적인 선택적 이미터 역할을 하기 때문에, 잠재적인 미러 코팅이기도 하다. 그러나 이러한 목적을 위해 금은 전체적인 성능을 더욱 향상시키기 위해 사용된다.
이 광학 시스템은 광학 시스템의 중앙에 위치한 커패시터에 의해 전달되는 적외선 파장을 감소시키도록 설계되었다. 방출된 적외선 파장의 감소는 물체의 열 거부 능력을 제한하기 때문에 높은 작동 온도를 얻는 데 중요하다.
열 커패시터:
열 커패시터는 원통형 지오메트리(geometry)에 기초하여 태양에 대해 거의 모든 각도에서 에너지를 흡수할 수 있다. 이것은 우주선에 대한 자세 제어 요건을 줄이기 위해 수행되었다. 원통형 열 커패시터는 광학 시스템으로 둘러싸인 도 2에 도시되어 있다. 열 커패시터의 크기는 ThermaSat 시스템 설계에 필요한 작동 온도에 도달하기에 충분한 태양 에너지를 흡수하기에 적합하다. 지속적인 ΔV 연소를 수행할 때, 고체 열 커패시터를 사용하면, 코어의 온도가 빠르게 감소하여 연소 시작과 연소 종료 사이에 큰 성능 차이가 발생한다. 많은 양의 열을 저장하고 고온을 유지할 수 있는 물질을 사용하는 것은 효과적인, 따듯한 기체 추진기를 갖추는 데 가장 중요하다. 따라서 ThermaSat은 흑연 케이싱 내에 포함된 상 변화 물질(PCM)을 사용한다.
PCM은 상 변화를 수행하기 위해 잠열 에너지를 필요로 한다. 상 변화 물질이 장시간 연소 중에 고온을 지속하기 때문에, 약 700°K의 융점과 높은 융해 잠열로 인해 80LiOH+20LiF 염이 선택되었다.
추진 시스템의 작은 크기와 광학 시스템이 태양 스펙트럼의 일부를 거부하는 경향으로 인해, 액체 추진제 탱크의 작은 광전지 어레이로부터의 보충 전력을 위해 가열 필라멘트가 열 커패시터 내에 포함된다. 이 어레이는 우주의 진공 상태에서 실행 가능한 작동 온도를 유지하기에 충분히 작으며, 추진제 탱크를 태양으로부터 차단하는 추가적인 이점이 있다. 도 2에 도시된 예시적인 실시형태에서, 총 21개의 유동 채널이 열 커패시터를 통과한다. 유동 채널은 증기가 노즐 밖으로 배출되기 전에 열 커패시터로부터 열을 흡수하기 위해 흐르는 곳이다.
추진 시스템:
추진제:
물은 저온에서 액체이고 대기압에서 쉽게 저장되며 폭발 또는 부식 위험이 없는, 쉽게 입수 가능한 친환경 추진제이다. 물은 다른 추진제보다 분자 질량이 높지만 밀도가 높기 때문에, 더 많은 추진제를 CubeSat의 보드 상에 저장하여, 큰 ΔV 버짓(budget)으로 고 추력의 기동을 수행할 수 있다.
액체
물 탱크
:
ThermaSat에서 가장 큰 구조물은 액체 추진제 탱크(400)이다. 도 5에 도시된 바와 같은 하나의 예시적인 구성에서, 탱크(400)는 약 2.7U를 차지하고, 300°K에서 1 기압으로 가압된다. 도 5는 2.5-3U 탱크(400), 구조물(410), 액체 NH3, 다층 절연재(430) 및 서브시스템(440)을 위한 선택적 공간을 포함하는 액체 상태의 물 저장을 도시한다. 탱크 크기는 페이로드 질량과 임무 프로필을 기반으로 추가적인 서브시스템을 포함하기 위한 요건에 따라 달라진다. 이 예시적인 실시형태에서, 추진제 탱크는 1 기압에서 물을 저장한다. 추진제 탱크 외부에 다층 절연재 또는 PV 셀을 부착할 수 있다. 탱크(400)는 액체 상태의 물을 탱크(400) 밖으로 밀어내는 것을 돕기 위해 뒤쪽에 작은 기체 블래더를 갖는다. 압력은 발사 중 기본 페이로드에 문제가 될 만큼 높지 않으며, 저온 저장은 CubeSat의 전원 시스템에 대한 의존성을 완화한다. 액체 탱크 크기는 임무 프로필에 따라 다른 양의 추진제를 포함하도록 사용자 맞춤화될 수 있을 뿐만 아니라 추가 전력을 위한 보조 PV 셀을 지원할 수 있다.
중간 기체 증기 탱크:
9개의 중간 압력 탱크(500)는 액체 추진제 탱크와 열 커패시터 사이에 배치된다. 이들 탱크(500)는 고압 기체 증기를 유지하도록 설계되었으며, 도 6에 도시되어 있다. 도 6에서 도시된 바와 같이, 중간 압력 탱크에는 기체 증기가 들어 있다. 또한 도 6에 도시된 바와 같이, 탱크(500)는 구조물(510), 고압 NH3 저장 탱크 및 ADCS 추진기(530)를 포함한다. 단일 대형 탱크에 비해 높은 구조적 무결성으로 인해 다중 압력 용기가 선택되었다. 롤(roll) 제어 추진기는 중간 압력 탱크와 열 커패시터 사이에 배치된다. 액체 상태의 물은 열 커패시터의 상 변화 물질과 유사한 에너지 입력을 필요로 하는 액체와 기체 사이의 상 변화를 수행한다. 열 커패시터를 사용하여 액체 상태의 물을 기체 내부로 직접 가열하면, 추진제를 기화하는 데 상당한 양의 에너지가 낭비되므로 효과가 크게 감소한다.
대신에 이 시스템은 작은 ΔV 연소를 위해 충분한 액체 상태의 물을 추진제 탱크에 주입한다. 기체 상태에 도달하는 데 필요한 온도는 태양을 보는 것만으로도 얻을 수 있기 때문에 주입된 액체는 기체로 증발한다. 기체 상태가 되면 열 커패시터를 통해 방출될 수 있다.
탱크 내의 응력을 낮게 유지하고 누출 또는 파열에 대한 중복성을 제공하기 위해 여러 개의 더 작은 압력 용기가 사용된다. CubeSat의 원 단부에 위치한 노즐은 짐벌(gimbal)에서 회전하여 우주선의 피치(pitch)와 요(yaw)를 제어할 수 있다. 중간 탱크들 사이에는 4개의 자세 제어 추진기(530)가 있으며, 이는 메인 노즐 근처의 밸브에 의해 공급된다. 추진기는 기체 상태의 물을 자세 제어 시스템(ACS)으로 활용한다. 이 추진기는 150 초 이상의 비추력을 가지며 CubeSat 롤 동작에 영향을 미친다.
기체 추진기의 작동은 추진제가 노즐로부터 배출될 때 추진제의 온도에 의해 크게 영향을 받는다. 이는 추진기의 주요 구동력이 열교환기 또는 연소실 내에서 추진제의 열팽창으로부터 유래하기 때문에, 기체의 부피가 증가하고 노즐을 통해 빠르게 배출되게 한다. 이 시스템은 자연 태양광을 열원으로 사용하여 고온 및 고성능을 달성하며 도 7에 도시되어 있다. 도 7은 또한 외부 광자를 반사하거나 내부에서 생성된 광자를 트래핑(trapping) 적외선 파장이 통과하는 것을 방지하는 광학 시스템을 도시한다. 광자 결정은 더 짧은 파장을 흡수하고 적외선 방출을 방지한다. 흡수된 에너지를 방사(radiate)할 능력이 없는 경우, 열 캐패시터는 광학 시스템을 통과할 수 있는 더 짧은 파장으로 방사하기 위해 온도를 증가시켜야 한다.
자연스럽게, 태양에 노출된 표면은 에너지를 흡수하고, 온도를 증가시키며, 흡수된 에너지와 방사된 에너지의 크기가 같을 때까지 에너지를 방사한다. 이 새로운 STP 시스템의 열 커패시터 가열의 핵심은 흑체(blackbody) 방출 스펙트럼의 낮은 에너지/장파장 부분을 제한하는 광학 시스템 능력이다. 물체의 온도는 에너지를 방사할 파장을 결정한다. 물체의 온도가 상승하면, 더 짧고 더 강력한 파장으로 에너지를 방사한다. 더 낮은 온도에서, 표면은 적외선 스펙트럼의 에너지를 방출한다. 그러나 이러한 파장은 PhC 내에 존재하기에는 너무 커서 복사 방출이 심각하게 제한된다. 흡수된 에너지를 복사할 능력이 없는 경우, 열 커패시터는 구조물 내부에 존재할 수 있는 단파장에서 복사하기 시작할 때까지 온도가 상승한다.
PhC의 어떠한 결함도 보강하기 위해, 제조 결함 또는 주기적인 구조물들 사이의 간극 공간으로부터 결합이 발생하는 경우, 방출된 어떠한 장파장 광자도 반사하기 위해 두 층의 광학 미러가 포함된다. 이것이 발생하면, 장파장 광자는 광학 미러에 의해 반사되고, PhC에 의해 다시 반사되고, 광자가 표면에 의해 재흡수되거나 결국 투과를 통해 빠져나갈 때까지 다시 되돌아온다.
입사 태양광은 열 캐패시터를 가열하지만 광학 시스템의 특성에 의해서도 영향을 받는다. 태양 스펙트럼은 전체 에너지의 약 30%를 1 미크론 파장 광 이상의 대역 내에 갖는다. 시스템은 해당 빛을 방출하거나 흡수할 수 없기 때문에, 반사되어 일반적으로 손실된다. 그러나 남은 태양 복사는 계속해서 열 캐패시터를 가열하고, 표면으로부터의 복사 냉각이 부족하면 훨씬 더 뜨거운 정상 상태 온도를 초래한다. 이것을 종종 "온실 효과"라고 한다.
작동 중에 열 커패시터는 계속해서 온도가 증가하고 점점 더 작은 파장에서 방사한다. 결국 흡수된 에너지와 방사된 에너지가 같으면 평형점에 도달한다. 이 시점에서, 열 커패시터는 이 광학 시스템 없이 도달했을 열 평형을 훨씬 초과하는 온도에 도달하였다. 이 모든 것은 태양열 집광기 및 외부 소스로부터 제한된(있는 경우) 전력 없이 달성된다.
광학 미러의 다수 층을 적층하고 광결정 방사율 데이터에 결합하면 광학 시스템을 모델링하고 열 성능을 예측할 수 있다. 그 결과 형성된 스펙트럼은 상업적으로 이용 가능하고, 입증된 광학 시스템뿐만 아니라 PhC 거동에 대해 Mesodyne 사가 제공한 경험적 데이터로부터 결정될 수 있다. 다층 광학 시스템은 아래의 방정식(1)을 이용하여 함께 추가되었다:
상기 식에서, T는 시스템의 순 투과율(%)이고, T1 및 T2는 필터 각각의 투과율이다. 투과율은 광학 어셈블리를 통과하는 전송 스펙트럼의 결과로 각 파장에서 모델링될 수 있다. 골드 미러, 핫 미러, 및 PhC 조합으로부터의 결과적으로 발생하는 투과율 범위의 예는 도 8에 도시되어 있다. 도 8은 또한 예시적인 투과율 골드 미러, 핫 미러 및 광자 결정을 도시한다. 조합되면, 적외선 스펙트럼 범위가 크게 줄어드는 반면, 고 에너지 파장의 상당 부분이 보존된다. 광자 결정은 2 미크론 이상의 파장을 심각하게 제한하는 역할을 한다. 결과적으로 얻어지는 광학 시스템의 방사율을 활용하여, 흡수되는 총 태양 에너지를 결정할 수 있다. 도 9는 광학 시스템을 통과한 후 열 커패시터에 도달하는 태양열 전력을 도시한다. 이 시스템으로 인해 흡수된 전력은 4.4 W에 도달할 수 있으므로 잠재적으로 추가 전력을 인출할 필요가 없다. 도 9에 도시된 바와 같이, 결과적으로 얻어지는 스펙트럼 범위와 열 커패시터에 의해 흡수된 전력은 태양 복사에 직접 노출되는 동등 영역보다 훨씬 적다. 그러나 이것은 열 커패시터의 가열에 도움이 된다. 앞에서 설명한 바와 같이, 열 커패시터는 더 짧은 파장을 방사하여 에너지를 방사할 수 있을 만큼 충분히 높은 온도에 도달할 때까지 가열된다. 이것이 발생하면, 열 커패시터는 평형 상태가 된다. 이 예시적인 시스템의 경우, 흡수 전력은 4.4 W에 도달하도록 설계되었다. 표면 이상 또는 기타 열 전달 방법으로 인한 손실 없이, 열 커패시터는 PV 어레이로부터 전원을 입력하지 않고도 1,000 °K 이상의 온도까지 가열할 수 있다.
그러나, 여러 서로 다른 요인을 통해 잠재적으로 손실이 발생할 수 있다. 관찰될 가능성이 있는 주요 손실은 열 커패시터를 고정하는 지지 구조물과의 전도를 통한 것이다. 또한 광학 시스템의 결함으로 인해 손실도 발생할 수 있다. 광 결정 플레이트의 에지(edge)와 모서리는 큰 파장이 방사되는 표면을 제공한다. 이러한 손실을 예측하기는 어렵지만, 대류 열 전달을 계산할 수 있으며, 손실을 고려하여 공급 전력의 마진을 증가시킴으로써 결함을 경감할 수 있다. 하나의 예시적인 실시형태에서, 실리카 에어로겔 절연 스페이서는 전도성 손실을 줄이기 위해 추진 시스템의 나머지로부터 열 캐패시터를 분리하고, 액체 추진제 탱크 주변의 PV 어레이는 약 2.5 W의 추가 전력을 제공한다.
ThermaSat 시스템은, 적절한 실행의 부족이 임무 실패가 아니라 성능 저하를 초래할 뿐이므로, 안전 장치 작동 및 중복성이라는 주제에서 특히 견고하다. 종종 이러한 문제는 자체 수정될 수 있다. 예를 들어, 열 커패시터가 태양과 정렬되지 않으면, 전력 입력이 감소할 수 있지만, 시스템을 재정렬하기 위해 ACS를 저온 기체 추진기로 발사하여 교정할 수 있다. 감소된 입력은 작은 PV 어레이에 의해 증가되어 작동 마진을 제공하여 정확한 방향에 대한 필요성을 줄인다. 결점이나 손상으로 인해 입력 에너지가 감소할 수 있지만 이로 인해 충전 지연만 발생한다.
일 양태에서, 흡수 에너지가 낮고 우주선 버스로부터의 보조 전력이 낮다는 단점은 커패시터의 충전 시간이 길어지는 것이다. 도 10은 태양광 발전을 사용하여 열 커패시터를 충전하는 것을 포함하여 시스템에 필요한 충전 시간을 도시한다. 그래프의 평평한 부분은 고체로부터 액체로 변할 때 상 변화 물질의 잠열 영역을 도시한다. 일단 충전되면, 다시 충전하기 전에 열 커패시터를 여러 번 사용할 수 있다. 이 예시적인 시나리오에서는, 커패시터를 작동 온도로 가열하는 데 45 시간 이상이 필요하지만, 최초로 충전하면, 계속해서 사용하지 않을 경우, 시스템은 여러 번 작동하고 높은 작동 온도를 유지할 수 있다.
추진 성능 특성:
도 11은 15.4 kg 페이로드로 300 초 연소에 대한 예시적인 결과 온도, Isp, 추력, 및 ΔV를 도시한다. Isp는 열 커패시터의 온도에 따라 달라지며, 다음 방정식으로 표현될 수 있다:
상기 식에서, go는 중력 상수, k는 비열의 비율, Ru는 기체 상수, Tc는 열 커패시터 온도, M은 연료의 몰 질량, Pe는 출구 압력, Pc는 챔버 압력이다. 이전 섹션에서 결정된 코어의 온도와 하기 방정식(3)을 사용하고, 하기 방정식(3)으로부터 추력을 결정할 수 있다:
상기 식에서, F는 힘이고, 
은 연료의 질량 유량이다. 표준 로켓 방정식은 속도 변화를 결정하는 데 사용되며 하기 방정식(4)으로 표현된다:
상기 식에서, mo는 우주선의 초기 질량이고, mf는 연소 후 우주선의 최종 질량이다. 도 11은 열 커패시터로부터 에너지를 추출하는 연료로 인해 온도가 어떻게 감소하는지를 도시한다. 이러한 에너지 손실로 인해 열 커패시터의 온도가 낮아지고, 방정식(2)를 기반으로 Isp도 떨어진다. 약 50초에서, 에너지 손실로 열 커패시터의 온도가 PCM의 융합점으로 낮아지고, 700 °K의 온도를 유지한다. 이렇게 하면 융해 잠열이 열 커패시터로부터 추출되어 온도가 떨어지기 시작하기 전에 Isp가 일정한 값으로 유지된다. 이 과정에서 발생하는 추력과 ΔV는 도 10에 도시되어 있다. 열 커패시터의 에너지가 소비되기 전에 이 연소 시간으로 60 m/s 이상의 ΔV가 가능하다.
도 11a 및 11b에서, 추력 및 ΔV에 대한 효과를 알 수 있다. 도시된 바와 같이, 열 커패시터의 온도는 작동 중에 급격히 감소하지만, PCM의 잠열은 비추력, 추력, 및 온도를 오랜 기간 동안 일정하게 유지한다. 온도가 PCM의 융합점까지 급격히 떨어지기 때문에, 추력의 저하가 초기에 관찰된다. 고온으로 인해 연소가 시작될 때 최고의 성능이 발생한다. 그러나 화상의 이 고 임펄스 및 고 추력 부분은 불과 몇 초 동안만 지속된다. ΔV의 대부분은 PCM 내부에 저장된 열에서 비롯되며, 이는 시스템 성능에 크게 도움이 된다. 열 커패시터에 주입하기 전에 물이 기체로 변환되어야 하지만, 이 예시적인 실시형태에서, 연소 지속 시간은 60 초 미만의 더 짧은 간격으로 제한된다. 더 긴 연소가 필요한 경우, 더 많은 기체 증기를 저장하기 위해 중간 압력 용기 크기를 크게 할 필요가 있다.
하나의 예시적인 실시형태에서, 액체 연료 부피의 2,500 cm3(2.5U)보다 약간 적은 예시적인 양으로, 추진 시스템은 15.4 kg 페이로드에 대해 200 m/s의 ΔV를 제공할 수 있다. 30초 연소로 일정한 700 °K에서 작동하는 ThermaSat 추진 시스템은 평균 추력 4.4 N과 150 초의 Isp를 갖는다.
ThermaSat 시스템은 모듈식의 예측 가능하고 안전한 방법으로 CubeSat의 모든 추진 요구를 제공한다. 추진 시스템은 간단한 궤적 계산과 유인 작업 시간 단축을 위해 임펄스 연소를 제공한다. 또한 페이로드에 길고 예측 가능한 수명을 제공하기 위해 스테이션 유지 기동을 가능하게 할 것이다. 마지막으로, 임무가 끝나면 추진 시스템은 최종 수명 말기 연소를 행하고, 위성을 대기 중에 침착시켜 궤도로부터 제거하고, 과도한 잔해에 기여하지 않는다. 아래 표에서는, 위에 설명된 예시적인 CubeSat에 대한 이러한 목표를 달성하기 위한 각 연도의 ΔV 버짓을 예시한다.
| 궤도 연수 | 위상 연소 (m/s) |
스테이션 유지 (m/s) |
항력 보상 (m/s) | 궤도 해제(m/s) | ΔV 잔존 (m/s) |
| 1 | 73.4 | 5 | 3 | 0 | 118.6 |
| 2 | 0 | 5 | 3 | 0 | 110.6 |
| 3 | 0 | 5 | 3 | 0 | 102.6 |
| 4 | 0 | 5 | 3 | 0 | 94.6 |
| 5 | 0 | 5 | 3 | 0 | 86.6 |
| 6 | 0 | 5 | 3 | 0 | 78.6 |
| 7 | 0 | 5 | 3 | 0 | 70.6 |
| 8 | 0 | 5 | 3 | 0 | 62.6 |
| 9 | 0 | 5 | 3 | 0 | 54.6 |
| 10 | 0 | 5 | 3 | 0 | 46.6 |
| 11 | 0 | 5 | 3 | 0 | 38.6 |
| 12 | 0 | 5 | 3 | 30 | 0.6 |
예시적인 ThermaSat 시스템의 다른 실시형태가 아래의 도 12에 도시되어 있다. 위에 자세히 설명된 시스템과 유사하게, 도 12에 도시된 ThermaSat은 8 내지 50 kg 범위를 포함하여 우주선의 신속한 기동을 가능하게 하는 CubeSat용 태양열 추진 시스템이다. 기존의 태양열 발전 시스템은 추진제 스트림을 직접 가열하도록 태양 에너지를 한 지점에 집중시키기 위해 돌출된 대형 집광기가 필요한 데, 이는 추진제를 빠르게 가열하고 팽창시켜 추력을 생성한다. ThermaSat은 새로운 광학 시스템을 사용하여 태양 에너지를 통해 열 커패시터를 가열한다. 우주선 버스로부터의 전력 입력이 거의 또는 전혀 없이, ThermaSat는 1 N의 추력과 200 초 이상의 비추력으로 1,000 °K를 초과하는 온도에 도달할 수 있다. 이러한 시스템의 장점 중 일부는 다음과 같다:
1. 전력 소비(draw)가 거의 없거나 전혀 없어, 시스템에 전력을 공급하기 위한 우주선 버스의 요건을 감소시킨다.
2. 무해한 저압 물 추진제는 통합, 발사, 및 ISS 또는 기타 우주선 주변에서 작동하는 동안 안전 우려를 감소시킨다.
3. 움직이는 부품이 거의 없는 단순한 설계는 복잡성과 잠재적인 고장 지점을 감소시킨다.
4. 궤도 파편 및 기타 위성을 피하기 위한 신속한 기동성
5. 다음을 유지하는 궤도 스테이션:
a. 항력(drag)을 보상하여 궤도 수명 증가.
b. 근접성을 유지하기 위한 성상도 유지보수.
c. 고도에 비례하는 영상 해상도를 높이기 위해 낮은 궤도를 가능케 함.
d. 이온층 임무를 수행하여 새로운 환경 탐색 가능.
6. 수명이 다한 위성의 궤도 이탈.
7. 추진제로부터의 낮은 RF 간섭
8. 명령 및 제어 보드, ACS, 라디오 등과 같은 구성 요소의 ThermaSat 내 선택적 공동 배치.
9. 우주선 버스의 나머지 부분으로부터의 절연.
하나의 예시적인 실시형태에서, 기준 ThermaSat 시스템은 6U 이상의 더 큰 우주선에 고 추력 및 총 임펄스를 제공하는 2U 구조물에 맞는다. 따라서 ThermaSat은 6U 위성에 탑재된 2U의 공간을 차지하므로 다른 버스 구성 요소 및 페이로드를 위해 4U가 남는다. 따라서 ThermaSat는 6U 위성에 탑재되어 2U의 공간을 차지하며, 4U는 다른 버스 구성 요소와 페이로드에 사용된다. 하나의 예시적인 구성에서, ThermaSat 시스템은 다음과 같은 특성을 갖는다:
- 작동 상 변화 물질(PCM) 온도: 1,052 °K
- 추력: 1.02 N
- 비추력: 203.1 N
- 총 임펄스: 1,800 Ns
- 최소 임펄스 비트: 0.04 내지 0.1 Ns
- 최대 임펄스 비트: 60 Ns
- 습윤 질량: 2,445 g
- 건조 질량: 1,445 g
도 12는 203 초의 비추력과 1.02 N의 추력으로 고 추력 기동이 가능한 ThermaSat 추진 시스템의 렌더링을 도시한다. 하부(1230)의 골든 광학 시스템은 고온 작동 및 고성능을 가능하게 한다. 도 12는 또한 지지 구조물(1210), 추진제 탱크(1220), 광섬유(1230), 유동 채널(1240), 1N 노즐(1250), 절연 물질(1260), 표면 장착 태양 패널(1270), 및 중간 압력 용기(1280)를 갖는 ThermaSat (1200)을 도시한다. 도 13은 액체 상태의 물 탱크(1220)(이 예에서 101.325 Pa로 도시됨)에 연결된 충전 밸브(1256)를 도시하는 도면과 함께 다양한 압력 및 온도를 갖는 추진 개략도를 도시한다. 탱크(1220)는 밸브(1254)에 의해 중간 압력 용기(1280)(이 예에서는 311.870 Pa 및 408 K로 도시됨)에 연결된다. 중간 압력 용기(1280)는 유동 채널(1240)을 포함하고 노즐(1250)에 연결된 고온 열 커패시터(1300)(이 예에서 1052 K로 도시됨)에 밸브(1252)에 의해 연결된다. 도 13에 표시된 ThermaSat 추진 시스템의 다이어그램에는 시스템 내의 다양한 온도와 압력이 포함되어 있지만, 발사 전, 도중 및 후에 낮은 응력을 보장하기 위해 어떤 압력도 1 기압을 초과하지 않는다. 적어도 하나의 예시적인 실시형태에서, 액체 물 탱크는 발사 시 1 기압으로 가압된다. 추진기가 작동하는 동안, 추진제를 열 커패시터에 도입하기 전에 추진제를 가압하여 고 추력을 생성하기 위해 중간 압력 용기가 사용된다. 열 커패시터 내의 긴 유동 채널은 적어도 하나의 예시적인 실시형태에서 추진제를 노즐 밖으로 팽창시키기 전에 1,052 K의 최대 작동 온도로 가열하는 데 사용된다. 적어도 하나의 예시적인 실시형태에서, ThermaSat는 높은 임펄스 및 신속한 기동을 위해 최대 60 초까지 발사되는 것으로 평가된다. 반응 휠의 포화도를 낮추기 위해 더 작은 임펄스 비트 기동을 사용할 수 있다. 이 광범위한 임펄스 비트는 배터리보다 훨씬 더 큰 비 전력 밀도(specific power density)를 갖는 열 커패시터에 의해 가능하다. 움직이는 구성 요소가 거의 없기 때문에 추진 시스템의 단순성이 보장된다. 작동 중 건강 상태를 모니터링하기 위해 추진 시스템의 다양한 구성 요소에 센서를 부착할 수도 있다.
적어도 하나의 예시적인 실시형태에서, ThermaSat에 탑재된 표준 추진제 탱크는 약 1 kg의 추진제를 함유한다. 추가 또는 더 작은 추진제 탱크는 다양한 델타-v 요건에 일치하도록 사용자 맞춤화될 수 있다. 도 14는 다양한 페이로드 크기에 대한 다양한 페이로드 크기 및 추진제 질량의 성능을 도시한다. 또한, 도 14는 다양한 양의 추진제를 사용하는 ThermaSat의 델타-V 기능을 도시한다. 페이로드 질량은 ThermaSat이 운반할 우주선 버스의 건조 질량을 포함한다. 이 경우, "페이로드"는 추진 시스템이 아닌 모든 것을 지칭한다(버스 구성 요소, 과학 페이로드, 구조물 등). 추진제 탱크 크기를 축소할 수 있기 때문에, 델타-v 요건이 낮으면 구성 요소를 함께 배치할 수 있다.
ThermaSat 시스템 성공의 한 가지 핵심은 열 커패시터가 작동 온도에 도달할 수 있도록 하는 새로운 광학 시스템이다. 이 시스템은 직접 태양 에너지를 통해 1,000 °K를 초과하는 온도에 도달하기 위해 유리한 비플랑크(non-Planckian) 복사 스펙트럼을 생성하는 여러 자연 및 맞춤형 선택적 이미터를 포함한다. 광학 시스템은 매우 특이적인 파장이 통과하도록 허용하고, 이 영역 외부, 주로 적외선 범위의 파장을 거부한다. 열 커패시터가 태양 에너지로 인해 가열되면, 적외선 영역에서 빛을 방출하기 시작한다. 그러나 새로운 광학 설계로 인해, 이러한 파장은 광학 시스템을 통해 전달될 수 없다. 이로 인해, 열 커패시터의 온도가 상승하고, 시스템에 입력된 에너지가 에너지 출력과 같아질 때까지, 점점 더 짧은 파장에서 방사된다. 광학 시스템과 열 커패시터는, 예를 들어 고온 세라믹을 통해 우주선의 나머지 부분과 열적으로 단열된다. 이것은 중요한 버스 구성 요소의 손상을 방지하기 위해 우주선 본체의 나머지 부분으로의 열 전달을 최소화한다.
기본 추진제 탱크는 추진 시스템을 위한 액체 상태의 물을 저장한다. 발사 시 액체 상태의 물이 가압되지 않기 때문에, 이 시스템은 발사체 및 탑재된 다른 우주선에 위협이 되지 않으므로 탑승 공유 임무에 적합하다. 제2 중간 압력 용기는 연소를 위한 추진제를 저장하는 데 사용된다. 이 용기는 추진기를 발사하기에 충분한 추진제를 보유하고 있다. 적어도 하나의 예시적인 실시형태에서, 열 커패시터에 의해 408 °K로 수동적으로 가열된다. 이것은 추진제를 예열하여 탱크를 가압하고, 작동 중에 추진제가 역류하지 않도록 보장한다. 가열된 추진제는 열 커패시터 유동 채널에 도입되고, 이는 열 커패시터를 통해 구불구불하게 지나가서 고온에 도달하는 것을 보장한다. 광학 시스템과 열 커패시터 밖으로 돌출된 노즐은 이 증기를 우주의 진공으로 확장하여 추력을 생성한다.
열 커패시터의 충전은 태양에 대한 입사각, 우주선 상의 추진 시스템의 위치, 궤도 및 포인팅 체제를 포함하는 여러 요인에 의존한다. 대부분의 경우, 열 커패시터는 직접 태양 에너지를 통해 작동 온도까지 충전될 수 있으며, 필요한 경우, 기본 우주선 버스로부터의 전기 입력 없이 측면 장착 태양 패널을 통해 충전될 수 있다.
추진 시스템을 CubeSat의 기본 태양 어레이와 정렬하면, 우주선이 태양으로부터 전력을 받는 동안 추진 시스템이 충전될 수 있게 한다. 이는 우주선이 태양 동기 궤도에 있으면 훨씬 쉬워진다. 이것은 매우 바람직한 궤도이지만, 저궤도(LEO)의 천저(nadir), 랜덤 및 태양 포인팅 임무는 중요한 방식으로 임무를 방해하지 않고 작동할 수 있으며, 이는 도 15에 도시되어 있다. 도 15는 천저(지구를 향함) 및 랜덤 포인팅 체제를 사용하는 6U 우주선의 예시 임무를 제공한다. 시스템을 충전하기 위해 직접 태양 에너지와 측면 장착 태양 패널 입력을 통해 충분한 전력이 생성된다. 그래프의 하강(dip)은 열 커패시터가 에너지를 흡수하지 않고 방사만 하는 일식(eclipse) 시간을 나타낸다. 포인팅 체제는 열 커패시터에 의해 달성될 수 있는 최대 온도에 영향을 미친다. 이러한 포인팅 체제 중에 열 커패시터를 지원하기 위해 측면 장착 태양 패널이 포함되어 있다. 그러나 전력 입력은 사용 가능한 다른 추진기에 비해 최소이다.
궤도에서 추진 시스템을 사용하는 방법에는 여러 가지가 있다. ThermaSat은 성능이 뛰어나며 여러 상이한 임무 시나리오에 사용될 수 있다. 한 가지 예시적인 사용 사례는 특히 400 km 미만인 LEO에서 위성에 대한 스테이션 유지를 수행하는 것이다. 궤도 고도를 낮추면 총 통신 처리량이 증가하고, 원격 감지 위성의 해상도가 증가하는 등, 몇 가지 이점이 있다. 도 16은 ThermaSat이 우주선 버스로부터의 전기 입력이 거의 또는 전혀 없이 궤도 수명을 어떻게 늘릴 수 있는지를 도시한다. 도 16에 도시된 바와 같이, 다양한 양의 추진제가 있거나 없는 다양한 고도에서 0.02 m2 항력 면적을 가진 8 kg 6U 우주선의 수명이 도시되어 있다. 이 예에서, 6U 위성을 Jacchia-Roberts Drag 모델, NASA의 General Mission Analysis Tool(GMAT)과 함께 사용하여, 우주선의 궤도 붕괴를 시뮬레이션하였으며, 표면적은 200 cm2로 일정한 천저 포인팅 체제에서 6U 8kg의 건조 질량 CubeSat의 가장 작은 전면(지구를 향한 가장 큰 6U 면)을 나타냈다. 위성의 고도는 원래 위치에서 20 km 아래로 떨어질 때마다 수정되었다.
ThermaSat은 다양한 고도에서 우주선 수명을 상당히 연장할 수 있으며, 이는 많은 이점을 갖고 다양한 임무를 가능하게 한다.
일 예에서, 위성 작동자는 더 높은 이미지 해상도를 얻기 위해 그들의 고도를 낮추고 더 낮은 고도에서 그들의 이전 수명을 일치시킬 수 있다. 향후 FCC 규정이 예를 들어 북미 상공 약 600 내지 1,000 km, 적도 궤도 등을 포함하여 공통 궤도에서 CubeSat 수명을 추가로 제한하는 경우, 이는 더 높은 데이터 속도와 더 나은 데이터 해상도를 위해 낮은 궤도에서 수명을 최대화할 수 있으므로 매우 유리할 수 있다. 모양이 눈에 띄게 변하지 않는 배열을 포함하여, 성상도 또는 위성 배열은 ThermaSat을 사용하여 위성을 더 오랜 시간 동안 궤도에 유지함으로써 상당한 비용을 절약할 수도 있다. 이를 통해 성상도 보충 및 유지와 연관된 모든 반복 비용을 절약할 수 있다.
상대적으로 미개척된 전리층 영역의 다양한 위치에서의 연구가 또한 확대될 수 있다. 극도로 낮은 전리층 연구는 여전히 어렵지만, 이러한 관심 영역에 머무를 수 있는 시간이 상당히 증가한다. 시간 기반 연구는 천문학 및 천체 물리학과 같은 다양한 임무에도 중요하다. 긴 궤도 수명을 유지하면 사용자가 위성에서 훨씬 더 많은 것을 얻을 수 있고, 이는 특히 가치가 높고 비용이 많이 드는 페이로드가 있는 임무에 중요하다.
궤도 상승(
ISS로부터
):
또 다른 관심 영역은 초기 발사 위치로부터 자신의 궤도를 변경하는 것이다. 그러한 예 중 하나는 ISS로부터 출발하여 붕괴를 방지하고 더 많은 임무 유연성을 제공하기 위해 고도를 높이는 것이다. 이를 달성하는 것은 간단한 작업이지만, 가압 용기, 위험한 추진제 또는 대형 배터리를 포함하지 않는 특수 추진 시스템이 필요하다. 이는 모두 국제 우주 정거장(ISS)에서 일어날 수 있는 사고를 예방하기 위한 것이다. ThermaSat은 이러한 값과 완벽하게 일치하며, ISS 궤도를 신속하게 벗어나도록 높은 임펄스 기동을 수행할 수 있다. 그러한 임무는 ISS 궤도로부터 발사하고 위성의 궤도를 50 km 높이는 것을 묘사한 도 17에서 볼 수 있다. 도 17은 ISS로부터 발사된 6U CubeSat의 고도 변화와 추진제 질량을 도시한다. 원래 삽입 이상으로 위성의 궤도를 올리면 해당 위성의 기능이 확장되기 때문에, ThermaSat은 가압 컨테이너, 위험 물질, 또는 추진 시스템용 대형 배터리를 포함하지 않는다는 점에서 독특하다. 하나의 예시적인 실시형태에서, 추가적인 스테이션 유지 및 궁극적인 궤도 이탈을 수행하기 위해, 임무 기간 동안 추진제가 남아있는 상태로 며칠 내에 50 km의 고도 차에 도달할 수 있다.
도 17에 도시된 하나의 예시적인 실시형태에서, ThermaSat의 고도가 50 km 상승하는데 3일이 조금 넘게 걸린다. 이는 천저 포인팅 임무에 대한 해당 고도에서의 예상 충전 시간을 포함한다. 임무가 태양을 가리키고 있다면, 훨씬 더 빠른 전개가 가능하다. 이 구성에서는, 0.5 kg의 추진제 중 극히 일부만이 이 기동을 수행하는 데 사용되며, 위성이 FCC의 할당된 윈도우 내에서 자연적으로 붕괴되지 않는 경우 스테이션 유지 및 궁극적인 궤도 이탈을 위해 추가로 남겨 둔다.
궤도 상승은 발사체의 기본 페이로드에 전적으로 의존하지 않는 임무를 달성하도록 원래 삽입 궤도를 수정하기 위해 다른 고도에서도 사용될 수 있다. ThermaSat은 큰 고도 변경이 가능하며, 위성에 대해 제한된 경사 변화를 수행할 수 있다.
ThermaSat는 또한 각 위성들 간에 동일한 위상을 갖도록 동일한 궤도에 성상도를 신속하게 전개하는 데 사용될 수 있다. 이렇게 하면 가변 항력 분리에 비해 작동하는 성상도를 전개하는 데 필요한 시간을 크게 줄일 수 있다. ThermaSat은 다양한 항력 방법으로 인해 위성 수명을 희생하지 않고 성상도를 전개할 수 있다.
성상도를 전개하는 것은 위성에 필요한 위상차를 달성하기 위해 위상 궤도를 사용하는 간단한 문제이다. 일 예가 도 18에 도시되어 있으며, 각 위성들 사이의 동일한 위상으로 궤도에 대한 여러 위성의 성상도 전개의 예를 도시한다. ThermaSat의 고 추력과 비추력은 성상도가 올바른 위상 각도에 도달하여 성상도를 전개하는 데 필요한 총 시간을 신속히 줄일 수 있게 한다. 위성이 올바른 위상각에 도달하는 데 걸리는 시간은 주어진 델타 V에 따라 달라진다. 최대 1,800 Ns의 총 임펄스로, ThermaSat은 CubeSat의 성상도를 신속하게 단계적으로 위상 조정할 수 있으며, 스테이션 유지 및 기타 향후 기동을 위해 예비 추진체를 사용할 수 있다.
ThermaSat의 3가지 예시적인 버전은 더 많은 임무를 가능하게 하고 상이한 위성에 서비스를 제공하며, ThermaSat, ThermaSat Plus(TS+) 및 ThermaSat Lite를 포함한다. ThermaSat Lite는 ThermaSat 시스템의 축소 버전이며, 추진을 위해 3U 위성에서 사용될 수 있는 1U 추진 시스템을 포함하고, ThermaSat 시스템과 거의 동일한 기능을 포함하지만, 축소된 크기로 인해 총 임펄스가 더 낮아진다. ThermaSat Lite 구성의 충전 시간은 기본 ThermaSat 모델과 비교적 일관되게 유지된다.
TS+는 기본 ThermaSat보다 훨씬 더 큰 버전이며 도 19에 도시되어 있다. 도 19는 수소를 추진제로 사용하는 높은 비추력 기동을 위해 전개 가능한 태양열 집광기가 있는 ThermaSat Plus 구성을 도시한다. 하나의 예시적인 실시형태에서, 그것은 추진제로서 수소를 이용하고, 태양열 집광기를 사용하여 열 커패시터 및 광학 시스템에 빛을 집중시킨다. 이 예시적인 실시형태에서는, 그의 작동 온도는 858 초의 비추력을 가능하게 하는 2,500 °K이다. 이러한 기능은 정지궤도상(geostationary)의 이동 및 LEO로부터의 달 임무를 포함하여 더 큰 속도 변화를 달성하기 위한 매우 효율적인 기동에 유리하다. TS+의 그러한 예시 임무 중 하나는 24:6:1 Walker-Delta 성상도에서 Lunar GPS 성상도를 구축하는 것이다. 그러한 우주선은 달 표면에서의 향후 임무를 위해 GPS 네트워크를 형성하여, LEO 파킹 궤도로부터 달까지 그 자체를 수송할 수 있을 것이다. TS+는 소행성 요격 및 기타 관심 대상과 같은 신속한 대응 임무를 위해 파킹(parking) 궤도에서도 사용될 수 있다.
도 20 내지 23은, 집광 장치가 설계에 포함되는 실시형태에서, ThermaSat와 함께 집속된 태양광을 사용할 수 있는 태양 집광기 설계를 도시한다. 태양열 집광기는 도 20에 도시된 구성과 같은 접시(포물선형, 구형 또는 기타)를 포함할 수 있다(또한, https://www.alternative-energy-tutorials.com/solar-hot-water/solar-dish-collector.html 참조). 도 21은 홈통(trough) 집열기를 도시한다(또한, https: //www.sciencedirect.com/ science/ article/ abs/ pii/ S0167732216307383 참조). 도 22는 평면 또는 패널 집열기를 도시한다(https://www.nasa.gov/topics/solarsystem/features/10-144.html 참조). 도 23은 집열기로서의 렌즈(프레넬, 구형 또는 곡면형)를 도시한다(http://www.meiyingoptics.com/quality-10993018-round-600mm-big-fresnel-lens-1-meter-fresnel-lens-fresnel--lens-fresnel-lens-solar-cooker-fresnel-lens-price-spot).
적어도 하나의 양태에서, 추진 시스템에는 적어도 2개의 층이 있는 광전송 시스템을 포함하는 추진 시스템이 제공되고, 상기 2개의 층은, 선택적 전송기, 적어도 하나의 전송기 및 적어도 하나의 흡수체, 또는 선택적 흡수체; 및 상기 광전송 시스템을 통과한 빛으로부터 흡수된 열을 저장하는 열 커패시터를 포함하고; 여기서 선택적 흡수체의 층은 더 짧은 파장이 통과하도록 허용하면서 긴 파장의 빛이 경계를 통과하는 것을 방지한다.
일 양태에서, 추진 시스템은 다중 전송기, 전송기 및 흡수체, 또는 다중 흡수체를 포함할 수 있다. 또한, 추진 시스템의 선택적 흡수체 층은 광전송 시스템 없이 가능한 것보다 더 높은 가열 온도를 상승시킬 수 있다. 더 나아가, 물이나 다른 추진제를 가열하여 추진력을 생성할 수 있다. 적어도 하나의 실시형태에서, 선택적 흡수체는 광자 결정이다. 적어도 하나의 실시형태에서, 적어도 2개의 미러 중 하나는 골드 미러이고, 적어도 2개의 미러 중 다른 하나는 핫 미러이다. 적어도 하나의 실시형태에서, 추진 시스템은 구조물과 상호 작용하도록 이격된 추진기 마운트를 더 포함한다. 적어도 하나의 실시형태에서, 상 변화 물질은 일정 시간 동안 열을 수집하고 더 짧은 시간에 추진제로 열을 방출함으로써 우주 추진에 사용된다. 적어도 하나의 실시형태에서, 태양열 집열기의 단위 면적당 최대 작동 전력 수준은 우주의 주어진 지점에서 자연 태양광 복사 수준을 넘어 증가한다. 적어도 하나의 실시형태에서, 시스템은 열 로켓 추진을 위해 사용된다. 적어도 하나의 실시형태에서, 선택적 전송기 또는 선택적 흡수체는 우주, 다른 행성 또는 진공에서 사용되는 것을 포함하여, 구성요소의 온도를 증가시키는 선택적 이미터이다. 적어도 하나의 실시형태에서, 시스템은 추진을 위해 상 변화 물질에 태양 에너지를 저장한다. 적어도 하나의 실시형태에서, 시스템은 복사열 전달 시스템과 결합된 상 변화 물질을 사용한다. 적어도 하나의 실시형태에서, 복사 열 전달 시스템은 상 변화 물질의 온도를 자연 평형 이상으로 증가시킨다.
또 다른 실시형태에서, 복수의 모듈식 섹션을 포함하는 추진 시스템이 제공되며, 상기 복수의 모듈식 섹션은 열 커패시터 및 광학 시스템, 액체 저장 탱크 및 중간 압력 탱크를 포함한다. 적어도 하나의 실시형태에서, 추진 시스템은 추가적인 서브시스템을 더 포함한다. 적어도 하나의 실시형태에서, 추진 시스템은 적어도 2개의 층이 있는 광전송 시스템을 포함하고, 상기 2개의 층은 선택적 전송기, 적어도 하나의 전송기 및 적어도 하나의 흡수체, 또는 선택적 흡수체; 및 상기 광전송 시스템을 통과한 빛으로부터 흡수된 열을 저장하는 열 커패시터를 포함하고; 여기서 선택적 흡수체의 층은 더 짧은 파장이 통과하도록 허용하면서 긴 파장의 광이 경계를 통과하는 것을 방지한다. 적어도 하나의 실시형태에서, 선택적 흡수체의 층은 광전송 시스템 없이 가능한 것보다 더 높은 가열 온도를 상승시킨다. 적어도 하나의 실시형태에서, 물 또는 다른 추진제는 추진력을 생성하기 위해 가열된다. 적어도 하나의 실시형태에서, 시스템은 추진을 위해 상 변화 물질에 태양 에너지를 저장한다. 적어도 하나의 실시형태에서, 시스템은 복사열 전달 시스템과 결합된 상 변화 물질을 사용한다.
당업자라면 전술한 실시형태에 대해 광범위한 발명적 개념을 벗어나지 않고 변경이 이루어질 수 있음을 이해할 것이다. 예를 들어, 밸브, 모터, 마이크로컴퓨터, 또는 유량계에 추가 기능이 포함될 수 있을 것이다. 따라서, 본 발명의 개시 내용은 기재된 특정 실시형태에 제한되지 않고, 첨부된 청구범위에 의해 정의된 본 발명의 사상 및 범위 내에서 변형을 포함하도록 의도된다는 것이 이해된다.
본 발명의 개시 내용은 본 발명의 상세한 설명, 실시예 및 청구범위를 참조함으로써 더 쉽게 이해될 수 있다. 본 개시 내용은 달리 명시되지 않는 한, 개시된 특정 시스템, 장치 및/또는 방법으로 제한되지 않으며, 물론 그 자체는 다양할 수 있음을 이해해야 한다. 또한, 본 명세서에서 사용된 용어는 특정 양태만을 설명하기 위한 것이며 제한하려는 의도가 아님을 이해해야 한다.
본 발명의 설명은 현재 알려진 최상의 양태에서 본 개시 내용을 교시할 수 있도록 제공된다. 본 기술 분야의 숙련자는 여전히 본 발명의 유리한 결과를 얻으면서, 설명된 양태에 대해 많은 변경이 이루어질 수 있음을 인식할 것이다. 또한, 본 발명의 원하는 이점 중 일부는 다른 특징을 이용하지 않고 본 발명의 특징 중 일부를 선택함으로써 얻어질 수 있음이 명백할 것이다. 따라서, 본 기술 분야의 숙련자는 본 발명의 개시내용에 대한 많은 변형 및 적용이 가능하고, 특정 상황에서 바람직할 수 있으며, 본 개시내용의 일부임을 인식할 것이다. 따라서, 본 발명의 설명은 본 발명의 원리를 예시하기 위해 제공되며, 이를 제한하지 않는다.
본 명세서에서 사용되는, 단수 형태 "a", "an" 및 "the"는 문맥상 명백하게 달리 지시하지 않는 한, 복수를 포함한다. 따라서, 예를 들어, "몸체"에 대한 언급은 문맥상 달리 명시되지 않는 한, 2 이상의 몸체를 갖는 양태를 포함한다.
범위는 본 명세서에서 "약" 하나의 특정 값 및/또는 "약" 또 다른 특정 값으로 표현될 수 있다. 그러한 범위가 표현될 때, 다른 양태는 하나의 특정 값으로부터 및/또는 다른 특정 값까지를 포함한다. 마찬가지로 값이 근사치로 표현될 때, 선행사 "약"을 사용하여 특정 값이 다른 양태를 형성하는 것으로 이해될 것이다. 각 범위의 엔드 포인트는 다른 엔드 포인트와 관련하여 그리고 다른 엔드 포인드와는 독립적으로 중요하다는 것을 추가로 이해할 것이다.
본 명세서에서 사용되는 바와 같이, 용어 "선택적" 또는 "선택적으로"는 이후에 기술된 경우 또는 상황이 발생하거나 발생하지 않을 수 있고, 설명이 상기 경우 또는 상황이 발생하는 예 및 발생하지 않는 예를 포함함을 의미한다.
본 발명의 여러 양태가 상기 명세서에 개시되었지만, 본 기술 분야의 숙련자는 전술한 설명 및 관련 도면에 제시된 교시의 이점을 가지고, 본 개시 내용이 관련된 개시 내용의 많은 변형 및 다른 양태가 마음에 떠오를 것이라는 것을 이해할 것이다. 따라서, 본 발명은 상기 개시된 특정 양태로 제한되지 않으며, 많은 변형 및 다른 양태가 첨부된 청구 범위 내에 포함되도록 의도된다는 것이 이해된다. 더욱이, 특정 용어가 본 명세서에서뿐만 아니라 하기 청구범위에서 사용되더라도, 그것들은 단지 일반적이고 설명적인 의미로 사용되며, 기술된 개시 내용을 제한할 목적으로 사용되지 않는다.
100: ThermaSat 시스템
200, 310, 410, 510, 1210: 구조물
300: 열 커패시터, 광학 시스템 320: 골드 미러
330: 핫 미러 340, 1240: 유동 채널
350: 스페이서 360: 광자 결정
370, 1300: 열 커패시터 372: PhC
380: 추진기 마운트 400: 추진제 탱크
430: 절연재 440, 600: 서브시스템
500: 중간 압력 탱크 530: 추진기
1200: ThermaSat 1220: 추진제 탱크
1230: 광섬유 1250: 노즐
1252, 1254: 밸브 1256: 충전 밸브
1260: 절연 물질 1270: 태양 패널
1280: 중간 압력 용기
300: 열 커패시터, 광학 시스템 320: 골드 미러
330: 핫 미러 340, 1240: 유동 채널
350: 스페이서 360: 광자 결정
370, 1300: 열 커패시터 372: PhC
380: 추진기 마운트 400: 추진제 탱크
430: 절연재 440, 600: 서브시스템
500: 중간 압력 탱크 530: 추진기
1200: ThermaSat 1220: 추진제 탱크
1230: 광섬유 1250: 노즐
1252, 1254: 밸브 1256: 충전 밸브
1260: 절연 물질 1270: 태양 패널
1280: 중간 압력 용기
Claims (20)
- 적어도 2개의 층이 있는 광전송 시스템으로서, 상기 2개의 층은,
선택적 전송기,
적어도 하나의 전송기 및 적어도 하나의 흡수체, 또는
선택적 흡수체를 포함하는 광전송 시스템; 및
상기 광전송 시스템을 통과한 빛으로부터 흡수된 열을 저장하는 열 커패시터
를 포함하고;
상기 선택적 흡수체의 층은 긴 파장의 빛이 경계를 통과하는 것을 방지하면서 짧은 파장이 통과하도록 허용하는, 추진 시스템. - 제1 항에 있어서,
상기 선택적 흡수체의 층은 상기 광전송 시스템 없이도 가능한 것보다 더 높은 가열 온도를 상승시키는 것을 특징으로 하는 추진 시스템. - 제1 항에 있어서,
물 또는 다른 추진제가 가열되어 추진력을 생성하는 것을 특징으로 하는 추진 시스템. - 제1 항에 있어서,
상기 선택적 흡수체는 광자 결정인 것을 특징으로 하는 추진 시스템. - 제1 항에 있어서,
적어도 2개의 미러 중 하나는 골드 미러이고, 그리고 상기 적어도 2개의 미러 중 다른 하나는 핫 미러인 것을 특징으로 하는 추진 시스템. - 제1 항에 있어서,
구조물과 상호 작용하도록 이격된 추진기 마운트를 추가로 포함하는 것을 특징으로 하는 추진 시스템. - 제1 항에 있어서,
상 변화 물질은 일정 기간 동안 열을 수집하고, 더 짧은 기간에 추진제로 열을 방출함으로써 우주 추진에 사용되는 것을 특징으로 하는 추진 시스템. - 제1 항에 있어서,
태양열 집열기의 단위 면적당 최대 작동 전력 수준은 우주의 주어진 지점에서 자연 태양 복사 수준을 넘어 증가하는 것을 특징으로 하는 추진 시스템. - 제1 항에 있어서,
상기 시스템은 열 로켓 추진에 사용되는 것을 특징으로 하는 추진 시스템. - 제1 항에 있어서,
선택적 전송기 또는 선택적 흡수체는 우주, 다른 행성 또는 진공에서 사용되는 것을 포함하는, 구성요소의 온도를 상승시키는 선택적 이미터인 것을 특징으로 하는 추진 시스템. - 제1 항에 있어서,
상기 시스템은 추진을 위한 상 변화 물질에 태양 에너지를 저장하는 것을 특징으로 하는 추진 시스템. - 제1 항에 있어서,
상기 시스템은 복사 열 전달 시스템과 결합된 상 변화 물질을 사용하는 것을 특징으로 하는 추진 시스템. - 제12 항에 있어서,
상기 복사 열 전달 시스템은 상기 상 변화 물질의 온도를 그의 자연적 평형 이상으로 증가시키는 것을 특징으로 하는 추진 시스템. - 복수의 모듈식 섹션을 포함하는 추진 시스템으로서,
상기 복수의 모듈식 섹션은 열 커패시터 및 광학 시스템, 액체 저장 탱크, 및 중간 압력 탱크를 포함하는 것을 특징으로 하는 추진 시스템. - 제14 항에 있어서,
추가 서브시스템을 추가로 포함하는 것을 특징으로 하는 추진 시스템. - 제15 항에 있어서,
적어도 2개의 층을 포함하고, 상기 2개의 층은,
선택적 전송기,
적어도 하나의 전송기 및 적어도 하나의 흡수체, 또는
선택적 흡수체를 포함하고;
상기 광전송 시스템을 통과하는 빛으로부터 흡수된 열을 저장하는 열 커패시터를 추가로 포함하고,
상기 선택적 흡수체의 층은 더 짧은 파장이 통과하도록 허용하면서 긴 파장의 빛이 경계를 통과하는 것을 방지하는 것을 특징으로 하는 추진 시스템. - 제16 항에 있어서,
상기 선택적 흡수체의 층은 상기 광전송 시스템 없이 가능한 것보다 더 높은 가열 온도를 상승시키는 것을 특징으로 하는 추진 시스템. - 제16 항에 있어서,
물 또는 다른 추진제가 가열되어 추진력을 생성하는 것을 특징으로 하는 추진 시스템. - 제16 항에 있어서,
상기 시스템은 추진을 위해 상 변화 물질에 태양 에너지를 저장하는 것을 특징으로 하는 추진 시스템. - 제16 항에 있어서,
상기 시스템은 복사 열 전달 시스템과 결합된 상 변화 물질을 사용하는 것을 특징으로 하는 추진 시스템.
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