UA124605C2 - Спосіб безпечного випускання штучних супутників на земну орбіту - Google Patents
Спосіб безпечного випускання штучних супутників на земну орбіту Download PDFInfo
- Publication number
- UA124605C2 UA124605C2 UAA202003881A UAA202003881A UA124605C2 UA 124605 C2 UA124605 C2 UA 124605C2 UA A202003881 A UAA202003881 A UA A202003881A UA A202003881 A UAA202003881 A UA A202003881A UA 124605 C2 UA124605 C2 UA 124605C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- orbital
- orbital transport
- transport spacecraft
- release
- satellites
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 16
- 230000004913 activation Effects 0.000 claims abstract description 21
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 claims abstract description 3
- 230000003213 activating effect Effects 0.000 claims abstract 2
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 3
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 4
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 3
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 3
- 230000004308 accommodation Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
- 238000010295 mobile communication Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/242—Orbits and trajectories
- B64G1/2427—Transfer orbits
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/641—Interstage or payload connectors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
- B64G1/1085—Swarms and constellations
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
- B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
- B64G1/443—Photovoltaic cell arrays
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/641—Interstage or payload connectors
- B64G1/643—Interstage or payload connectors for arranging multiple satellites in a single launcher
- B64G1/644—Interstage or payload connectors for arranging multiple satellites in a single launcher arranged for independent deployment
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/645—Separators
- B64G1/6457—Springs; Shape memory actuators
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/244—Spacecraft control systems
- B64G1/247—Advanced control concepts for autonomous, robotic spacecraft, e.g. by using artificial intelligence, neural networks or autonomous agents
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/52—Protection, safety or emergency devices; Survival aids
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/641—Interstage or payload connectors
- B64G1/643—Interstage or payload connectors for arranging multiple satellites in a single launcher
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Sustainable Development (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Винахід стосується способу безпечного випускання штучних супутників на земну орбіту, який включає забезпечення орбітального транспортного космічного апарата (1), який здатний переміщуватися на орбітальній висоті і містить множину ОРП (11) для випускання супутників (12), що транспортуються орбітальним транспортним космічним апаратом (1), розміщення згаданого орбітального транспортного космічного апарата (1) в космічній ракеті-носієві (100), виконаній з можливістю досягнення орбітальної висоти; вироблення сигналу випускання і передавання його на орбітальний транспортний космічний апарат (1) для випускання орбітального транспортного космічного апарата (1) з космічної ракети-носія (100), у випадку неможливості випускання орбітального транспортного космічного апарата (1) або у випадку поломки орбітального транспортного космічного апарата (1) після випускання з космічної ракети-носія (100), активацію підсистеми (21) безпеки орбітального транспортного космічного апарата (1) для вироблення послідовності активації ОРП (11) для випускання супутників (12).
Description
Даний винахід стосується способу безпечного випускання штучних супутників на земну орбіту, переважно малих супутників або наносупутників.
В останні десять років технологічна еволюція привела до швидкого технологічного застаріння користувацьких пристроїв і до періодичності оновлення технологій приблизно раз на кілька років. У зв'язку з цим як приклад може бути розглянута галузь мобільного зв'язку.
У галузі космічних штучних супутників технологічний прогрес навпаки просувається з набагато меншою швидкістю, розраховуючи на здатність штучних супутників працювати тривалий час, більше 15 років у деяких випадках. Отже, витрати для доступу в цю космічну галузь можуть підтримуватися тільки урядовими установами і кількома великими компаніями, тільки вони здатні нести величезні витрати на розробку штучних супутників і підтримку їх в справному стані.
Однак потреби в наукових дослідженнях дослідницьких центрів і університетів привели до нових спроб використання космосу за допомогою надзвичайно малих супутників, які можуть бути побудовані з відносно низькими витратами, використовуючи технологію мініатюрної електронної апаратури, доступну на вільному ринку.
У зв'язку з цим, починаючи з 1999 року Політехнічний університет штату Каліфорнія (Саї
Роїу) і Стенфордський університет розробляють і пропонують як стандарт новий супутник, який називається "Сирезаї" через його спеціальну кубічну форму розмірами 10х10х10 см. Цей тип супутника (який відповідає умовному визначенню малого супутника і більш конкретно - наносупутника) є модульним супутником і дозволяє розміщувати всі звичайні підсистеми великого супутника, поступаючись однак більш великим і більш дорогим супутникам за характеристиками.
Малі супутники їі наносупутники, і зокрема їх стандартизована версія у форматі Сибезаї, стали дуже популярні і спочатку використовувалися головним чином університетами, щоб дозволити студентам і дослідникам відправляти компоненти і дослідницькі проекти в космос.
Однак супутники цього типу були швидко оцінені для використання в комерційних цілях, і постійно зростаюча кількість приватних компаній інтуїтивно усвідомила значущість здатності запускати групування супутників СибебЗаї, щоб надавати послуги на Землі, нівелюючи об'єктивно більш низькі рівні характеристик цих супутників їх великою кількістю на орбіті (до
Зо кількох сотень зразків) і їх польотом у формації або групуванні.
Незважаючи на те, що за останні 60 років були запущені приблизно 6000 штучних супутників, зараз сотні нових приватних компаній, що підтримуються приватним капіталом, будують і планують запуск більше 23000 штучних супутників у наступні 5-10 років.
Супутники Сибезаї доставляються в космос так само, як і будь-який інший супутник більш високого класу за допомогою космічної ракети-носія. Однак їх малий розмір робить їх окремий запуск нерентабельним; тому вони завжди розміщуються на орбіті як допоміжні навантаження інших, більш великих супутників. Ракета-носій звичайно продається за 60-100 мільйонів доларів, таким чином для малого супутника, що часто коштує менше одного мільйона євро, важко отримати доступ до окремого запуску.
Загалом, супутники Сиребаї випускаються практично одночасно безпосередньо після випускання основного супутника, формуючи подобу хмари, яка повільна розосереджується у космосі.
Зокрема, супутники СибебЗаї розміщені у множині РОЮ (ОРП, орбітальний розгортач пікосупутника), які зв'язані безпосередньо з ракетою-носієм для випускання супутників Сирезаї, як тільки ракета-носій досягне заданої орбіти. За допомогою простого таймера, що приводиться в дію ракетою-носієм, ОРП відкривають випускаючі дверці для випускання супутників Сибезаї, розміщених всередині них.
Оскільки, як указано, ракета-носій виконана з можливістю запуску основного супутника і
ОРП для супутників Сирезаї, що становлять допоміжне навантаження, дуже часто специфікації польоту ракети-носія не забезпечують безпечне і гарантоване випускання супутників Сирезаї, а простіше кажучи - вони забезпечують тільки відправлення системами ракети-носія сигналу випускання на різні ОРП. Отже, задача ОРП полягає у забезпеченні ефективного випускання супутників Сибезаї.
Отже, у випадку несправності ОРП, супутники СибезЗаї не випускаються з очевидними проблемами для замовників.
У цьому значенні даний винахід пропонує зробити доступним спосіб безпечного випускання штучних супутників на земну орбіту, який не має вищезазначених критичних проблем.
Зокрема, даний винахід стосується способу безпечного випускання штучних супутників на земну орбіту, який включає: бо забезпечення орбітального транспортного космічного апарата, який здатний переміщуватися на орбітальній висоті і містить множину ОРП для випускання супутників, що транспортуються орбітальним транспортним космічним апаратом; розміщення згаданого орбітального транспортного космічного апарата в космічній ракеті- носієві, виконаній з можливістю досягнення орбітальної висоти; вироблення сигналу випускання і передавання його на орбітальний транспортний космічний апарат для випускання орбітального транспортного космічного апарата з космічної ракети-носія; у випадку неможливості випускання орбітального транспортного космічного апарата або у випадку поломки орбітального транспортного космічного апарата після випускання з космічної ракети-носія, активацію підсистеми безпеки орбітального транспортного космічного апарата для вироблення послідовності активації ОРП для випускання супутників.
Переважно, активація підсистеми безпеки містить визначення першого часу, що характеризує час, що минув після останнього сеансу зв'язку, що мав місце між орбітальним транспортним космічним апаратом і віддаленою передавальною станцією, порівняння згаданого першого часу з еталонним часом, що показує найбільший час очікування, активацію привідних елементів для випускання супутника, коли перший час перевищує еталонний час.
Переважно, активація привідних елементів містить відкриття випускаючих дверець ОРП, фіксацію випускаючих дверець у відкритому положенні, прикладання тяги відділення до супутника, що підлягає випусканню.
Переважно, за активацією привідних елементів слідує очікування протягом часу очікування і активація привідних елементів додаткових ОРП для випускання наступного супутника.
Переважно, згадана підсистема безпеки згаданого орбітального транспортного космічного апарата містить блок керування і наведення на борту згаданого орбітального транспортного космічного апарата або на борту кожного ОРП, що постачається енергією за допомогою джерела електроживлення на борту згаданого орбітального транспортного космічного апарата.
Переважно, згадана послідовність активації здійснюється згаданим блоком керування і наведення.
Переважно, згаданий блок керування і наведення повністю автономний і незалежний від інших підсистем орбітального транспортного космічного апарата.
Переважно, згадані супутники випускаються згідно із заданою моделлю випуску.
Зо Переважно, тяга відділення, що прикладається до кожного супутника, обчислюється залежно від орбіти, що підлягає досягненню супутником.
Переважно, згадане джерело електроживлення є акумулятором, призначеним спеціально для блока керування і наведення, або акумулятором, загальним з підсистемами платформи супутника орбітального транспортного космічного апарата, або фотоелектричними панелями.
Додаткові характеристики і переваги даного винаходу стануть більш зрозумілими з наступного детального опису його деяких переважних варіантів виконання, з посиланням на прикладені креслення і забезпечених за допомогою показового і не обмежувального прикладу.
На цих кресленнях: - Фігура 1 схематично показує космічну ракету-носія; - Фігура 2 схематично показує орбітальний транспортний космічний апарат; - Фігура З схематично показує перший компонент орбітального транспортного космічного апарата з Фігури 2; - Фігура 4 показує деталь компонента з Фігури 3; - Фігура 5 схематично показує другий компонент орбітального транспортного космічного апарата з Фігури 2; - Фігура 6 схематично показує розташування супутників всередині компонента з Фігури 3; і - Фігура 7 - блок-схема згідно зі способом даного винаходу.
На Фігурі 1 посилальна позиція 100 позначає космічну ракету-носія, здатну досягнути орбітальної висоти навколо Землі. Космічна ракета-носій 100 може бути типом космічної ракети- носія з вертикальним зльотом, яка з поверхні Землі здатна досягнути орбіти навколо Землі, або апаратом, який, будучи випущеним з літального апарата, здатний досягнути орбіти навколо
Землі.
Переважно, орбітальна висота, що досягається, є низькою навколоземною орбітою (ННО), тобто коловою орбітою навколо Землі на висоті між атмосферою Землі і радіаційним поясом
Ван Алена, між 200 км і 2000 км від поверхні Землі.
Космічна ракета-носій 100 містить рушійну систему 101 (наприклад, хімічне ракетне паливо), системи керування і наведення (не показані) і вміщувальне відділення 102 для корисного навантаження.
Згадане корисне навантаження може, наприклад, містити основний супутник 103 і множину бо допоміжних супутників 104.
Щонайменше один орбітальний транспортний космічний апарат 1 отримує простір для зберігання і розміщений всередині вміщувального відділення 102.
Орбітальний транспортний космічний апарат 1 приєднаний до космічної ракети-носія 100 за допомогою стандартної системи 105 орбітального відділення, виконаної з можливістю випускання із заданою тягою орбітального транспортного космічного апарата 1, як тільки космічна ракета-носій 100 досягає заданої орбітальної висоти.
Переважно, згадана орбітальна висота є висотою, адаптованою для випускання основного супутника 103, тобто основного корисного навантаження космічної ракети-носія 100.
Орбітальний транспортний космічний апарат 1 містить платформу 2 супутника, яка містить підсистеми, необхідні для керування і організації роботи супутника. Згадані підсистеми (не показані або далі не описані, оскільки вони є стандартними) є надмірними, тобто вони дублюються для підвищення їх надійності.
Як схематично показано на Фігурі 5, платформа 2 супутника додатково містить підсистему 21 безпеки, що містить блок З керування і наведення, що постачається енергією від джерела 4 електроживлення (наприклад, акумулятора або фотоелектричних панелей), переважно спеціально призначеного для модуля З керування і наведення.
Блок З керування і наведення містить передавач 5 сигналу, здатний відправляти сигнали на поверхню Землі, і приймач 6 сигналу, здатний приймати сигнали з поверхні Землі.
Модуль З керування і наведення додатково містить таймер 7 і множину керуючих плат 8, виконаних з можливістю вироблення і відправлення керуючих сигналів 5Р на привідні елементи 15.
Всі пристрої підсистеми 21 безпеки надмірні, для того щоб підвищити надійність підсистеми.
Платформа 2 супутника додатково містить щонайменше одну стандартну рушійну систему 9, виконану з можливістю переміщення орбітального транспортного космічного апарата 1 по орбіті або переміщення його на іншу орбіту. Рушійна система 9 додатково виконана з можливістю корекції і/або зміни орієнтації орбітального транспортного космічного апарата 1.
Транспортний космічний апарат 1 додатково містить механічний інтерфейс 10, за допомогою якого орбітальний транспортний космічний апарат 1 приєднаний до космічної
Зо ракети-носія 100.
Орбітальний транспортний космічний апарат 1 містить множину випускаючих систем 20.
Кожна випускаюча система 20 містить РОЮ (ОРП, орбітальний розгортач пікосупутника) 11, всередині якого розміщений один або більше супутників 12. ОРП служать як випускаючі труби з функцією зберігання, транспортування і випускання супутників 12, які повинні бути вміщені на орбіту і переважно розміщені у вантажному просторі 12а орбітального транспортного космічного апарата 1.
ОРП 11 є модульними і незалежними один від одного. Як приклад, орбітальний транспортний космічний апарат 1 може транспортувати 48 супутників Сибезаї кожний розміром по 1 одиниці (ї одиниця супутника Сибебаї визначається об'ємом 10х10 х 10 см), або 16 супутників Сирезаї кожний розміром по З одиниці, або 8 супутників СирезЗаї кожний розміром по б одиниць, або 4 супутники Сибезаї кожний розміром по 12 одиниць, і їх змішані конфігурації.
Фігура 6 показує приклад змішаної конфігурації супутників Сибезаї, переміщуваних орбітальним транспортним космічним апаратом 1, в якій АТ і С2 являють собою відповідні супутники СирезЗаї розміром по 6 одиниць, АЗ, А4, В1, В2, С1, 01, 03, 04 являють собою відповідні ряди супутників Сирезаї розміром по 1 одиниці, ВЗ являє собою супутник Сибезаї розміром 12 одиниць.
Фігура З показує множину ОРП 11, на якій кожний ОРП здатний вмістити супутник Сибезаї розміром З одиниці. ОРП 11 можуть забезпечуватися енергією за допомогою фотоелектричних панелей 11а, встановлених на конструкції самих ОРП.
Як показано на Фігурі 4 (яка показує ОРП для транспортування і випускання супутника
Сибрезаї розміром 3 одиниці), кожний ОРП забезпечений утримувальним корпусом 13, що відкривається дверцями 14 і виштовхувальними елементами 16 для виштовхування переміщуваних супутників Сибезаї, надаючи їм задану тягу.
Згадані виштовхувальні елементи 16 можуть бути, наприклад, попередньо навантаженими пружинами згідно з тягою, що підлягає наданню супутнику під час випускання.
Привідні елементи 15 діють на кожний ОРП 11 і зокрема на дверці 14, що відчиняються, і на виштовхувальні елементи 15, як схематично показано на Фігурі 4.
ОРП 11 розташовані взаємно бік у бік, щоб утворити матрицю ОРП, в якій переважно всі дверці 14, що відчиняються, розташовані в одному і тому ж положенні і лежать в одній площині, бо як показано на Фігурі 3.
Орбітальний транспортний космічний апарат 1 забезпечений супутниками 12, вставленими в
ОРП 11 і потім вміщеними у космічну ракету-носія 100.
Космічна ракета-носій 100 вміщується на орбіту навколо Землі. Орбітальна висота і положення, що досягається космічною ракетою-носієм 100, наприклад відповідає конкретно заданим для випускання основного супутника 103, який являє собою найбільш важливе корисне навантаження космічної ракети-носія і для якої космічний політ був головним чином розроблений.
Під час польотного завдання, яке не стикається з проблемами, орбітальний транспортний космічний апарат 1 випускається космічною ракетою-носієм 100. Етап випускання відбувається шляхом надання тяги відділення орбітальному транспортному космічному апарату 1, здатної видалити орбітальний транспортний космічний апарат 1 з космічної ракети-носія 100. Згадана тяга задає транспортному космічному апарату 1 момент, який залежно від поточних вимог і/або параметрів польоту здатний перемістити орбітальний транспортний космічний апарат 1 на орбіту, що досягається за період часу близько кількох днів (звичайно 2 або З дні).
Потім орбітальний транспортний космічний апарат 1 випускає згідно із заданою послідовністю супутники 12, які розміщуються на вибраних орбітах.
Якщо орбітальний транспортний космічний апарат 1 не випущений космічною ракетою- носієм 100 з будь-якої причини (наприклад, оскільки випускаючий привід транспортного космічного апарата 1 має несправність або оскільки підсистеми платформи 2 супутника орбітального транспортного космічного апарата 1 мають несправність), підсистема 21 безпеки орбітального транспортного космічного апарата 1 приводиться в дію, щоб привести в дію послідовність активації ОРП 11.
Підсистема 21 безпеки транспортного космічного апарата 1 також приводить в дію послідовність активації ОРП 11, якщо транспортний космічний апарат 1 випущений належним чином космічною ракетою-носієм 100, але згодом потрапляє в аварію, з будь-якої причини, яка загрожує можливості завершення задачі з випускання супутників 12.
Підсистема 21 безпеки незалежна і відділена від інших підсистем платформи 2 супутника, так щоб несправність будь-якої підсистеми платформи 2 супутника не загрожувала роботі підсистеми 21 безпеки.
Також підсистема 21 безпеки виробляє послідовність активації ОРП 11 для випускання супутників 12, якщо орбітальний транспортний космічний апарат 1, як і раніше, знаходиться в космічній ракеті-носієві 100.
Зокрема, як схематично показано на Фігурі 7, таймер 7 виробляє сигнал 511, що характеризує перший час, що минув після останнього сеансу зв'язку між орбітальним транспортним космічним апаратом 1 і віддаленою передавальною станцією (наприклад, на
Землі). Якщо орбітальний транспортний космічний апарат 1 не був випущений космічною ракетою-носієм 100 (або зазнав аварії після випускання космічною ракетою-носієм 100) і, отже, він не відправив який-небудь сигнал на віддалену передавальну станцію (наприклад, оскільки підсистеми платформи 2 супутника пошкоджені), відсутній сигнал свідчить про неможливість орбітального транспортного космічного апарата 1 виконати задачу з випускання супутників 12.
Блок З керування і наведення, що постачається енергією за допомогою джерела 4 електроживлення, порівнює сигнал 511 з сигналом 5ТЕ, що показує еталонний найбільший час очікування.
Якщо результат порівняння такий, що 5Т1»25ТК, тоді блок З керування і наведення виробляє сигнал ЗА активації і відправляє його на керуючі плати 8 ОРП 11.
Якщо результат порівняння такий, що 5Т11-5ТК, тоді контроль проводиться ще раз після заданого періоду часу.
Коли керуючі плати 8 приймають сигнал 5А активації, вони виробляють керуючий сигнал 5Р і відправляють його на привідні елементи 15, які випускають заданий супутник 12 із відповідного
ОРП 11.
Зокрема, після прийому керуючого сигналу 5Р, привідні елементи 15 діють на випускаючі дверці 14, відкриваючи їх і утримуючи їх у відкритому стані, і на виштовхувальні елементи 15, які надають тягу випускання супутнику 12, що переміщується від орбітального транспортного космічного апарата 1. Зусилля випускання, а також напрямок випускання обчислюються блоком
З керування і наведення, щоб направити супутник 12 до вибраного орбітального положення.
Після деякого часу, необхідного для переміщення супутника 12 від орбітального транспортного космічного апарата 1 і/або від космічної ракети-носія 100, керуючі плати 8 виробляють додатковий керуючий сигнал ЗР і цикл випускання нового супутника 12 повторюється, як схематично показаний на Фігурі 7. бо Цикл ітераційно повторюється доти, поки всі супутники 12 не будуть випущені.
Таким чином, навіть якщо випускання орбітального транспортного космічного апарата 1 не відбулося, або якщо орбітальний транспортний космічний апарат 1 зазнав аварії після випускання з космічної ракети-носія 100, всі супутники 12 будуть розміщені на орбіті належним чином.
Очевидно, фахівець у даній галузі техніки, щоб відповідати конкретним і можливим вимогам, може зробити множину модифікацій і варіантів винаходу, описаного вище, не відступаючи тим самим від обсягу захисту даного винаходу, визначеного пунктами наступної формули винаходу.
Claims (10)
1. Спосіб безпечного випускання штучних супутників на земну орбіту, який включає: забезпечення орбітального транспортного космічного апарата (1), який здатний переміщуватися на орбітальній висоті і містить множину орбітальних розгортачів пікосупутника (ОРП) (11) для випускання супутників (12), що транспортуються орбітальним транспортним космічним 15 апаратом (1); розміщення згаданого орбітального транспортного космічного апарата (1) в космічній ракеті- носієві (100), виконаній з можливістю досягнення орбітальної висоти; вироблення сигналу випускання і передавання його на орбітальний транспортний космічний апарат (1) для випускання орбітального транспортного космічного апарата (1) з космічної 20 ракети-носія (100); у випадку неможливості випускання орбітального транспортного космічного апарата (1) або у випадку поломки орбітального транспортного космічного апарата (1) після випускання з космічної ракети-носія (100), активацію підсистеми (21) безпеки орбітального транспортного космічного апарата (1) для вироблення послідовності активації ОРП (11) для випускання 25 супутників (12).
2. Спосіб за п. 1, в якому активація підсистеми (21) безпеки включає визначення першого часу (511), що характеризує час, що минув після останнього сеансу зв'язку, що мав місце між орбітальним транспортним космічним апаратом (1) і віддаленою передавальною станцією, порівняння згаданого першого часу (511) з еталонним часом (ЗТЕ), що показує найбільший час Зо очікування, активацію привідних елементів (15) для випускання супутника (12), коли перший час (511) перевищує еталонний час (5ТК).
3. Спосіб за п. 2, в якому активація привідних елементів (15) включає відкриття випускаючих дверець (14) ОРП (11), фіксацію випускаючих дверець (14) у відкритому положенні, прикладення тяги відділення до супутника (12), що підлягає випусканню. 35
4. Спосіб за п. 3, в якому за активацією привідних елементів (15) йде очікування протягом часу очікування і активація привідних елементів (15) додаткових ОРП (11) для випускання наступного супутника (12).
5. Спосіб за будь-яким із попередніх пунктів, в якому згадана підсистема (21) безпеки згаданого орбітального транспортного космічного апарата (1) містить блок (3) керування і наведення на 40 борту згаданого орбітального транспортного космічного апарата (1) або на борту кожного ОРП (11), що постачається енергією за допомогою джерела (4) електроживлення на борту згаданого орбітального транспортного космічного апарата (1).
6. Спосіб за п. 5, в якому згадана послідовність активації здійснюється згаданим блоком (3) керування і наведення. 45
7. Спосіб за п. 5 або 6, в якому згаданий блок (3) керування і наведення повністю автономний і незалежний від інших підсистем орбітального транспортного космічного апарата (1).
8. Спосіб за будь-яким із попередніх пунктів, в якому згадані супутники (12) випускаються згідно із заданою моделлю випускання.
9. Спосіб за п. З або 4, в якому тяга випускання, що прикладається до кожного супутника (12), 50 обчислюється залежно від орбіти, що підлягає досягненню супутником (12).
10. Спосіб за п. 5, в якому згадане джерело (4) електроживлення є акумулятором, призначеним спеціально для блока (3) керування і наведення, або акумулятором, загальним із підсистемами платформи (2) супутника орбітального транспортного космічного апарата (1), або фотоелектричними панелями.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| IT201700138590 | 2017-12-01 | ||
| PCT/IB2018/059456 WO2019106595A1 (en) | 2017-12-01 | 2018-11-29 | Method for the safe release of artificial satellites in earth's orbit |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| UA124605C2 true UA124605C2 (uk) | 2021-10-13 |
Family
ID=61656131
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| UAA202003881A UA124605C2 (uk) | 2017-12-01 | 2018-11-29 | Спосіб безпечного випускання штучних супутників на земну орбіту |
Country Status (12)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US11066194B2 (uk) |
| EP (1) | EP3717357B1 (uk) |
| JP (1) | JP6989710B2 (uk) |
| KR (1) | KR102364457B1 (uk) |
| CN (1) | CN111417575B (uk) |
| AU (1) | AU2018377039B2 (uk) |
| CA (1) | CA3083650C (uk) |
| ES (1) | ES2901174T3 (uk) |
| PT (1) | PT3717357T (uk) |
| RU (1) | RU2761253C1 (uk) |
| UA (1) | UA124605C2 (uk) |
| WO (1) | WO2019106595A1 (uk) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US12006067B2 (en) * | 2019-05-30 | 2024-06-11 | Launch On Demand Corporation | Launch on demand |
| KR20220011393A (ko) | 2020-07-21 | 2022-01-28 | 에스엘 주식회사 | 차량용 램프 |
Family Cites Families (19)
| 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 |
| KR100463908B1 (ko) * | 2001-12-26 | 2004-12-30 | 한국항공우주연구원 | 고 신뢰도 인공위성을 위한 인공위성 분리 신호 발생 회로 |
| JP3943066B2 (ja) * | 2003-09-02 | 2007-07-11 | 川崎重工業株式会社 | 人工衛星の離脱構造及びロケット |
| FR2938825B1 (fr) * | 2008-11-26 | 2011-10-21 | Spas Balinov | Dispositif de transport et d'ejection de petites charges utiles spatiales |
| 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. |
| 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 |
| KR101700539B1 (ko) * | 2015-12-10 | 2017-01-26 | 한국항공우주연구원 | 인공위성 궤도 이탈 장치 및 방법 |
| 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 |
-
2018
- 2018-11-29 CA CA3083650A patent/CA3083650C/en active Active
- 2018-11-29 KR KR1020207018857A patent/KR102364457B1/ko active IP Right Grant
- 2018-11-29 EP EP18830935.5A patent/EP3717357B1/en active Active
- 2018-11-29 US US16/768,423 patent/US11066194B2/en active Active
- 2018-11-29 AU AU2018377039A patent/AU2018377039B2/en active Active
- 2018-11-29 ES ES18830935T patent/ES2901174T3/es active Active
- 2018-11-29 JP JP2020547459A patent/JP6989710B2/ja active Active
- 2018-11-29 UA UAA202003881A patent/UA124605C2/uk unknown
- 2018-11-29 PT PT188309355T patent/PT3717357T/pt unknown
- 2018-11-29 WO PCT/IB2018/059456 patent/WO2019106595A1/en unknown
- 2018-11-29 CN CN201880077739.9A patent/CN111417575B/zh active Active
- 2018-11-29 RU RU2020121671A patent/RU2761253C1/ru active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA3083650A1 (en) | 2019-06-06 |
| RU2761253C1 (ru) | 2021-12-06 |
| JP2021504249A (ja) | 2021-02-15 |
| WO2019106595A1 (en) | 2019-06-06 |
| PT3717357T (pt) | 2021-12-03 |
| EP3717357A1 (en) | 2020-10-07 |
| CA3083650C (en) | 2022-09-13 |
| KR102364457B1 (ko) | 2022-02-18 |
| CN111417575A (zh) | 2020-07-14 |
| AU2018377039B2 (en) | 2022-01-06 |
| US11066194B2 (en) | 2021-07-20 |
| EP3717357B1 (en) | 2021-10-13 |
| ES2901174T3 (es) | 2022-03-21 |
| CN111417575B (zh) | 2021-07-23 |
| KR20200090242A (ko) | 2020-07-28 |
| JP6989710B2 (ja) | 2022-01-05 |
| BR112020010900A2 (pt) | 2020-11-17 |
| US20200361639A1 (en) | 2020-11-19 |
| AU2018377039A1 (en) | 2020-06-18 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US20100038491A1 (en) | System and method for transferring cargo containers in space | |
| KR20170142192A (ko) | 인공위성을 조립 및 전개하기 위한 시스템 및 방법 | |
| UA124605C2 (uk) | Спосіб безпечного випускання штучних супутників на земну орбіту | |
| Akagi et al. | Kibo’s contribution to broadening the possibilities for micro-satellite | |
| RU2770256C2 (ru) | Способ выпуска искусственных спутников на земную орбиту | |
| Bui et al. | Design and Development of AOBA VELOX-IV nanosatellite for future Lunar Horizon Glow mission | |
| Newswander et al. | Space Station Integrated Kinetic Launcher for Orbital Payload Systems (SSIKLOPS)–Cyclops | |
| Bernal et al. | Releasing the cloud: A deployment system design for the qb50 cubesat mission | |
| Schöneich et al. | A Service and Deorbit Module for CubeSat Applications | |
| Akagi et al. | Innovative launch opportunity for Micro/Nano-satellite by using one and only function on Kibo/ISS | |
| Aslan et al. | I‐4b: Deployment Systems | |
| Akagi et al. | Innovative launch opportunity for small satellite by using one and only function on Kibo/ISS | |
| BR112020010900B1 (pt) | Método para o lançamento seguro de satélites artificiais na órbita da terra | |
| DeMauro | Cygnus Payload Accommodations: Supporting ISS Utilization | |
| Alarcon et al. | Tran Duy Vu Bui, Quang Vinh Tran, Jia Min Lew, Shanmugansundaram Selvadurai Benjamin Tan, Amy Wong Ai Ling, Lim Sir Yang, Lim Wee Seng, Cheng Tee Hiang Nanyang Technological University 50 Nanyang Avenue, Singapore 639798+ 65 6790 6522, tdvbui@ ntu. edu. sg, www. sarc. eee. ntu. edu. sg | |
| Deininger et al. | Low cost access to Mars—Mars micromissions spacecraft | |
| Cichan et al. | Concept Study of a Cislunar Outpost Architecture and Associated Elements that Enable a Path to Mars |