UA127717C2 - Спосіб випускання штучних супутників на земну орбіту - Google Patents
Спосіб випускання штучних супутників на земну орбіту Download PDFInfo
- Publication number
- UA127717C2 UA127717C2 UAA202003880A UAA202003880A UA127717C2 UA 127717 C2 UA127717 C2 UA 127717C2 UA A202003880 A UAA202003880 A UA A202003880A UA A202003880 A UAA202003880 A UA A202003880A UA 127717 C2 UA127717 C2 UA 127717C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- orbital
- satellites
- satellite
- release
- transport spacecraft
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 15
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims abstract description 16
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 3
- 244000145841 kine Species 0.000 claims 1
- 230000000875 corresponding effect Effects 0.000 description 5
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 3
- 238000011160 research Methods 0.000 description 3
- 230000004308 accommodation Effects 0.000 description 2
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 2
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000002596 correlated effect Effects 0.000 description 1
- 230000001934 delay Effects 0.000 description 1
- 239000006185 dispersion 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
- 230000005855 radiation Effects 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
- B64G1/002—Launch systems
-
- 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
- B64G1/10—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
- B64G1/64—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
- B64G1/22—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
-
- 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
- B64G1/64—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)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
- Conveying And Assembling Of Building Elements In Situ (AREA)
Abstract
Винахід стосується способу випускання штучних супутників на земну орбіту, який включає забезпечення орбітального транспортного космічного апарата (1), який здатний переміщуватися на орбітальній висоті і містить вантажний простір (12a), підвішування множини супутників (12) в згаданому вантажному просторі (12a), розміщення згаданого орбітального транспортного космічного апарата в космічній ракеті-носієві (100), виконаній з можливістю досягнення орбітальної висоти, випускання згаданого орбітального транспортного космічного апарата (1) на орбітальній висоті, коли згадана космічна ракета-носій (100) досягає орбітальної висоти, за допомогою надання тяги відділення згаданому орбітальному транспортному космічному апарату (1), послідовне випускання супутників (12) із вантажного простору (12a). Випускання кожного супутника (12) із вантажного простору (12a) відбувається у відповідному заданому напрямку і при досягненні орбітальним транспортним космічним апаратом (1) відповідного заданого положення.
Description
Даний винахід стосується способу 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 підтримання їх у 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 ї 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 Сибрезаї доставляються у космос так само, як і будь-який інший супутник більш високого класу - за допомогою космічного засобу виведення. 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.
Отже, оператори цих малих супутників "виїжджали" на орбіту разом з більш великими супутниками, за ціною кілька сотень тисяч доларів, приймаючи неможливість вибору ні того, коли буде запуск, ні того, коли буде їх випускання на орбіту. Ці рішення є виключно прерогативою основного супутника, за який була заплачена велика частина вартості ракети- носія.
Загалом, супутники Сиребаї випускаються практично одночасно безпосередньо після випускання основного супутника, формуючи подобу хмари, яка повільна розосереджується в космосі.
Випущеним таким чином супутникам Сирезаї потрібні місяці для розосередження, оскільки вони можуть використовувати тільки зміну гравітаційного поля Землі і сонячний вітер для зміни положення на орбіті, і дрейфують доти, поки не досягнуть необхідного положення.
Альтернативно, супутники СибебЗаї розміщуються на орбіті за допомогою Міжнародної космічної станції використовуючи модуль Кіро і маніпулятор робота. Використання маніпулятора робота дозволяє оператору вибрати час для витягання супутника і забезпечити можливість випускання супутника Сибезаї з різними орієнтаціями і силою.
З космічної станції також можна використати комерційну систему, керовану компанією
Мапогаскв5, для виштовхування супутників з Міжнародної космічної станції, з підходом, подібним тому, який використовується для випускання супутників Сирезаї із засобів виведення.
У будь-якому випадку, кількість супутників, яка може бути запущена з Міжнародної космічної станції, істотно обмежена, і орбітою випускання є орбіта космічної станції, отже приблизно 400 бо км по висоті і 51,54 градусів по нахилу.
Це є серйозною проблемою, оскільки велика частина цих малих супутників не має бортової рушійної системи.
Оператори, яким потрібні певні умови випускання для їх супутників Сирезаї, повинні чекати тривалий час, в середньому від одного до двох років, щоб знайти запуск з параметрами орбіти, які відповідають їх вимогам, що створює невизначеність і затримки, які можуть піддавати ризику їх бізнес.
Більше того: хто би не керував групуванням супутників Сирезаї, він повинен забезпечити настільки рівномірну віддаленість їх супутників один від одного, наскільки це можливо, щоб дозволити більш ефективне покриття Землі і забезпечити їх замовників більш високоякісним обслуговуванням. Зараз для групування супутників Сибезаї, випущених під час одного і того ж запуску, потрібно 6-10 місяців для повного і рівномірного розосередження по орбіті.
Враховуючи те, що середній термін служби супутника Сибевзаї на орбіті становить один рік і заледве перевищує два роки (через поступове зниження у напрямку до Землі внаслідок природних сил, які спричиняють його входження в щільні шари атмосфери), легко зрозуміти, що витрачати більше половини терміну служби тільки на розосередження групування є критичною проблемою першочергової важливості між операторами супутників Сибезаї.
У цьому значенні даний винахід пропонує зробити доступним спосіб випускання штучних супутників на земну орбіту, який вирішує вищезазначені критичні проблеми.
Зокрема, даний винахід стосується способу випускання штучних супутників на земну орбіту, який включає: забезпечення орбітального транспортного космічного апарата, який здатний переміщуватися на орбітальній висоті і містить вантажний простір; підвішування множини супутників у згаданому вантажному просторі; розміщення згаданого орбітального транспортного космічного апарата в космічній ракеті- носієві, виконаній з можливістю досягнення орбітальної висоти; випускання згаданого орбітального транспортного космічного апарата на орбітальній висоті, коли згадана космічна ракета-носій досягає орбітальної висоти, за допомогою надання тяги відділення згаданому орбітальному транспортному космічному апарату; послідовне випускання супутників із вантажного простору;
Зо в якому випускання кожного супутника з вантажного простору відбувається у відповідному заданому напрямку і при досягненні орбітальним транспортним космічним апаратом відповідного заданого положення.
Переважно, орієнтація згаданого орбітального транспортного космічного апарата коригується перед випусканням кожного супутника.
Переважно, кожний супутник випускається з відповідними швидкостями відділення; причому кожна швидкість відділення задана так, що випущений супутник досягає заданого орбітального положення.
Переважно, кожний супутник випускається в напрямку, протилежному напрямку переміщення орбітального транспортного космічного апарата.
Переважно, кожний супутник випускається в напрямку, протилежному напрямку випускання супутника, випущеного безпосередньо перед ним, в якому напрямок випускання згаданого супутника, випущеного безпосередньо перед ним, протилежний напрямку переміщення орбітального транспортного космічного апарата.
Переважно, підвішування множини супутників у згаданому вантажному просторі містить забезпечення множини випускаючих систем і підвішування кожного супутника за допомогою однієї зі згаданих випускаючих систем.
Переважно, згадана множина випускаючих систем містить множину випускаючих труб, кожна з яких виконана з можливістю випускання одного або більше супутників окремо; причому згадані випускаючі труби розташовані бік у бік, для того щоб утворити матрицю випускаючих труб.
Переважно, згадані супутники випускаються згідно із заданою моделлю випускання.
Переважно, рушійна система орбітального транспортного космічного апарата приводиться в дію для розміщення орбітального транспортного космічного апарата в заданих і послідовних орбітальних положеннях кожного разу, коли випускається супутник.
Переважно, орбітальний транспортний космічний апарат переміщується по траєкторії входу в щільні шари атмосфери після випускання всіх супутників.
Додаткові характеристики і переваги даного винаходу стануть більш зрозумілі 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 бо кресленнях:
- Фіг. 1 схематично показує космічну ракету-носія; - Фіг. 2 схематично показує орбітальний транспортний космічний апарат; - Фі. 3 схематично показує перший компонент орбітального транспортного космічного апарата з Фіг. 2; - Фіг. 4 показує деталь компонента з Фіг. 3; - Фіг. 5 схематично показує другий компонент орбітального транспортного космічного апарата з Фіг. 2; - Фіг. 6 схематично показує розташування наносупутників всередині компонента з Фіг. З; і - Фіг. 7 і 8 показують два приклади орбітального розміщення супутників згідно з даним винаходом.
На Фіг. 1 посилальна позиція 100 позначає космічну ракету-носія, здатну досягнути орбітальної висоти навколо Землі. Космічна ракета-носій 100 може бути типом космічного засобу виведення з вертикальним зльотом, який з поверхні Землі здатний 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.
Космічний засіб 100 виведення 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 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.
Зо 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 всі 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 Фіг. 5, платформа 2 супутника додатково містить модуль З керування і наведення, що постачається енергією від джерела 4 електроживлення (наприклад, акумулятора), переважно спеціально призначеного для модуля З керування і наведення.
Модуль 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 8 на привідні елементи 15.
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.
Орбітальний транспортний космічний апарат 1 додатково містить механічний інтерфейс 10, за допомогою якого орбітальний транспортний космічний апарат 1 приєднаний до космічної ракети-носія 100.
Орбітальний транспортний космічний апарат 1 додатково 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 поміщені 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 (ЇЇ одиниця супутника СибрезЗаї визначається об'ємом 10х10х10 см), або 16 бо супутників Сибезаї кожний розміром по З одиниці, або 8 супутників СибезЗаї кожний розміром по б одиниць, або 4 супутники Сибезаї кожний розміром по 12 одиниць, і їх змішані конфігурації.
Фіг. 6 показує приклад змішаної конфігурації супутників Сирезаї, що транспортуються орбітальним транспортним космічним апаратом 1, в якій АТ і С2 являють собою відповідні супутники СирезЗаї розміром по 6 одиниць, АЗ, А4, ВІ, В2, С1, 01, 03, 04 являють собою відповідні ряди супутників СирезЗаї розміром по 1 одиниці, ВЗ являє собою супутник Сирезаї розміром 12 одиниць.
Фіг. З показує множину ОРП 11, на якій кожний ОРП здатний вмістити супутник Сибрезаї розміром З одиниці. ОРП 11 можуть забезпечуватися енергією за допомогою фотоелектричних панелей 11а, встановлених на конструкції самих ОРП, або, більш переважно, вони забезпечуються енергією за допомогою платформи 2 супутника орбітального транспортного космічного апарата 1.
Як показано на Фіг. 4 (яка показує ОРП для транспортування і випускання супутника
СибребЗаї розміром З одиниці), кожний ОРП забезпечений утримувальним корпусом 13, дверцями 14, які відчиняються, і привідними елементами 15 для виштовхування супутників
Сибрезаї, що транспортуються, надаючи їм задану тягу.
Згадані привідні елементи 15 можуть бути, наприклад, попередньо навантаженими пружинами згідно з тягою, що підлягає наданню супутнику під час випускання.
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, як показано на Фіг. 3.
Згідно зі способом даного винаходу орбітальний транспортний космічний апарат 1 забезпечений супутниками 12, вставленими в ОРП 11 і потім вміщеними в космічну ракету-носія 100.
Космічна ракета-носій 100 вміщується на орбіту навколо Землі. Орбітальна висота і положення, що досягається космічною ракетою-носієм 100, звичайно 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.
На цій стадії 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 інтервал часу близько кількох днів (звичайно 2 або З дні).
Зазначимо, що на цьому етапі рушійна система 9 орбітального транспортного космічного апарата 1 не приводиться в дію.
Альтернативно, якщо орбітальний транспортний космічний апарат 1 повинен досягнути іншої орбітальної висоти або якщо необхідно надати орбітальному транспортному космічному апарату 1 більший момент, ніж той, що надається тягою відділення, рушійна система 9 приводиться в дію.
У будь-якому випадку, орбітальний транспортний космічний апарат 1 потім переміщується від космічної ракети-носія 100.
Коли орбітальний транспортний космічний апарат 1 досягає першого заданого положення, випускається перший супутник 12.
Згадане задане положення обчислюється згідно з положенням, в якому супутник 12 повинен бути вміщений на орбіту.
Супутник 12 випускається, надаючи йому тягу відділення. Згадана тяга відділення може бути забезпечена за допомогою, наприклад, привідних елементів 15 ОРП. Згадана тяга відділення переважно задана при плануванні польоту і потім попередньо встановлена. Альтернативно, згадана тяга відділення може бути визначена під час випускання супутника 12 згідно з точним положенням, досягнутим орбітальним транспортним космічним апаратом 1 (яке може відрізнятися від положення, заданого при плануванні польоту).
У будь-якому випадку, супутник 12 переміщується від орбітального транспортного космічного апарата 1 в попередньо встановленому і попередньо обчисленому напрямку, зі швидкістю відділення, яка гарантує досягнення необхідного положення без необхідності додаткових маневрів. Таким чином, супутник 12 може бути розміщений, навіть якщо він не забезпечений автономною рушійною системою.
Перед випусканням супутника 12, щоб гарантувати, що згаданий супутник переміщується у бо вибраному напрямку, рушійна система 9 орбітального транспортного космічного апарата 1 приводиться в дію для корекції орієнтації орбітального транспортного космічного апарата 1.
У переважному варіанті виконання винаходу супутник 12 випускається в напрямку, протилежному напрямку переміщення орбітального транспортного космічного апарата 1.
Як тільки перший супутник випущений, орбітальний транспортний космічний апарат 1 досягає нового положення для випускання і операції з випускання додаткового супутника 12 повторюються, як описано вище.
Таким чином, забезпечується поступове випускання супутників 12 в напрямку, протилежному напрямку переміщення орбітального транспортного космічного апарата 1 по орбіті, без необхідності додаткових маневрів з боку супутників 12 (як схематично показано на
Фіг. 7). Це дозволяє здійснити випускання, наприклад, 16 супутників за приблизно 88 днів.
Послідовність випускання супутників 12 може бути попередньо встановлена або визначена для кожного окремого випадку згідно з вимогами оператора супутників 12.
Альтернативно, два послідовно випущені супутники 12 випущені в по суті протилежних один до одного напрямках. Кожне випускання слідує етапам, описаним вище, з тією відмінністю, що другий супутник 12 випускається в напрямку, що співпадає з орбітальним напрямком переміщення орбітального транспортного космічного апарата 1, після зміни положення орбітального транспортного космічного апарата 1, як схематично показано на фіг. 8.
Заявник обчислив, що таким чином можна зменшити загальний час випускання супутників 12 на 35 95 порівняно з послідовністю випускання, в якій напрямки видалення всіх супутників завжди спрямовані в напрямку, протилежному напрямку переміщення орбітального транспортного космічного апарата 1.
Тяга відділення і корельовані швидкості відділення супутників 12 можуть відрізнятися один від одного і, як вказано, вони вибрані, щоб гарантувати коректне розміщення супутників 12 у найкоротший можливий час.
У кінці розміщення супутників 12 орбітальний транспортний космічний апарат 1 вміщується на траєкторію входження в щільні шари атмосфери, виключаючи його становлення небезпечним, неконтрольованим об'єктом на орбіті.
Ця операція може бути здійснена, використовуючи залишкове ракетне паливо і рушійну систему, використані для маневрів на орбіті, або використовуючи спеціальну рушійну систему,
Зо виконану з можливістю здійснення тільки операцій зі входження в щільні шари атмосфери.
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 (9)
1. Спосіб випускання штучних супутників на земну орбіту, який включає: забезпечення орбітального транспортного космічного апарата (1), який здатний переміщуватися на орбітальній висоті і містить вантажний відсік (12а); 40 підвішування множини супутників (12) у згаданому вантажному відсіку (12а), причому підвішування множини супутників (12) у згаданому вантажному відсіку (12а) включає забезпечення множини випускальних систем (20) і підвішування кожного супутника (12) за допомогою однієї зі згаданих випускальних систем (20), при цьому кожна випускальна система (20) містить орбітальний розгортач пікосупутника (ОРП) (11) для розміщення одного або більше 45 із вказаних супутників (12), причому вказані ОРП (11) служать як випускні труби для зберігання, транспортування і вивільнення вказаних супутників (12), при цьому вказані ОРП розміщені у вказаному вантажному відсіку (12а); розміщення згаданого орбітального транспортного космічного апарата (1) в космічній ракеті- носії (100), виконаній з можливістю досягнення орбітальної висоти; 50 випускання згаданого орбітального транспортного космічного апарата (1) на орбітальній висоті, коли згадана космічна ракета-носій (100) досягає орбітальної висоти, за допомогою надання тяги відділення згаданому орбітальному транспортному космічному апарату (1); послідовне випускання супутників (12) із вантажного відсіку (12а); при цьому випускання кожного супутника (12) із вантажного відсіку (12а) відбувається у 55 відповідному заданому напрямку і при досягненні орбітальним транспортним космічним апаратом (1) відповідного заданого положення.
2. Спосіб за п. 1, в якому орієнтація згаданого орбітального транспортного космічного апарата коригується перед випусканням кожного супутника (12).
3. Спосіб за п. 1 або 2, в якому кожний супутник (12) випускається з відповідними швидкостями бо відділення; причому кожна швидкість відділення задана так, що випущений супутник (12)
досягає заданого орбітального положення.
4. Спосіб за будь-яким із попередніх пунктів, в якому кожний супутник (12) випускається в напрямку, протилежному напрямку переміщення орбітального транспортного космічного апарата (1).
5. Спосіб за будь-яким із пп. 1-3, в якому, при послідовному випусканні двох супутників (12), супутник (12) випускається в напрямку, протилежному напрямку випускання супутника (12), випущеного безпосередньо перед ним, при цьому напрямок випускання згаданого супутника (12), випущеного безпосередньо перед ним, протилежний напрямку переміщення орбітального транспортного космічного апарата (1).
6. Спосіб за будь-яким із попередніх пунктів, в якому кожна із випускальних труб (11) виконана із можливістю випускання одного або більше супутників (12) окремо; причому згадані випускальні труби (11) розташовані поруч, для того щоб утворити матрицю (11) випускальних труб.
7. Спосіб за будь-яким із попередніх пунктів, в якому згадані супутники (12) випускаються згідно із заданою моделлю випускання.
8. Спосіб за будь-яким із попередніх пунктів, який включає приведення в дію рушійної системи (9) для орбітального транспортного космічного апарата (1) для розміщення орбітального транспортного космічного апарата (1) в заданих і послідовних орбітальних положеннях кожного разу, коли випускається супутник (12).
9. Спосіб за будь-яким із попередніх пунктів, який включає переміщення транспортного космічного апарата (1) по траєкторії входу в щільні шари атмосфери після випускання всіх супутників. шо А я ХЕ ПЕВ, К ся ши що о ї щи х ПЕН у ЇЇ: ч ОМ Б т. п п ОКО ПВ ЗХ вик ше 00 В В ї ще о. . ! ПИШУ. ППП м її Я ще а У оснй х Х 101
Фіг. б ї 7 м / із і і і ! 4123 т. і! і ! н і і | 5 ри ЩІ КО ; рн я нан с з нині ннннмннннннннинннннннн о в Еч Фріг. З її 8 | | м ї ! ; | її Іще і І у і же ! Ї Ат і т У м хх що дек Ж с чн й її.
пк. КК В у, ої » що її, . ще КШ ух ра. х ето Що Кз, с: В
Фіг. З чо ит.
І. «НЕК ра «ВЕНЬ чо ШО ЕКНЬ ди КВ ЕК, ен Я -- ще я ПИШИ, рон СК, ЕТ, ШИХ, ЗИ, МИХ, ШКТ, З Же, - 0 ЗМО А а ї с Б ОК ВК ВІК, с. лю М . КК. ор ЗО ЖЖ КИНЕ ск І и» не - М З я ШЕ Би ХНИ ЗОВ ШИ т дн В ча. Ек и ВЕ БО КК КК ВК КН ВАК чк 3 і -к 1 ЖЖ ЗЕМ ВАК ОС ЖОК ки ЩЕ й зни «ДЕК НК КК КЕ КК се ЖЕО СН КО КК а ох КЕКВ Он З ПЗ т ВЕ ШК ЩЕ Ах ЗБК ок МЕ ЗК ВК ОК -щшЖ ЕМ В: ЗБ ЗИМ ТЕХ КОХ
Ом. А ЗО Ж ЕВ Сх ОМ УК ни Ех ОМ с. ЕК В КЕ » о В і Б ХО В КК К
МОХ. В с я: » ОК ВОК: ; «ЩЕ хе МЕЖА ЖК М З ОСИ з с й Ко м ВО з ЕК ВИХ ОКХ з 5 Кт Я ше за ей ЕН ВХ М ст СЕКЕИНИИ КК де В Ії 5 ЕВ З ;
Фіг. 4
Б. же - ж ш . Я х я х ; З я ї В : й х в й й 5 ко БУ Її КЕ; х ; й я ; : 4 і і і Е ко Е і Е Ох Е З Е З Е З Е НИ Коскжккккккккикикк З Е З к у Е То й е Е я : К МАТ х Ж ШК! А т : во й г у ї Є з у У : х ї З Я Я кнть у ї дя У. Х й ї Х є Сай х я В й у З фіг. 5 т ї Х ї « ї Я і !
иа. й Пе ї ї ОО ї ї пи 3 ска ї ск ВШПИПИИИ ИН р с ї ї ШИН ее ові нннннс2. їх те в : се... ... УЖ Кий и ї ноя ї ї : що ОО ва т я Ж БА ї З об уро АКА КК АК Момот ооо й ї ! ї2
Фіг. й : ї їй / ї я ХМК З ше ще ше Н я о ще оо я. кА ей ь М о о: І ШЕ о о Кк жо ши Ж
Фіг. 7 і ! й перен / ше ї . МУ вх що ши "Х з х х фіг. 8
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| IT201700138579 | 2017-12-01 | ||
| PCT/IB2018/059448 WO2019106591A1 (en) | 2017-12-01 | 2018-11-29 | Method of releasing artificial satellites in earth's orbit |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| UA127717C2 true UA127717C2 (uk) | 2023-12-13 |
Family
ID=61656130
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| UAA202003880A UA127717C2 (uk) | 2017-12-01 | 2018-11-29 | Спосіб випускання штучних супутників на земну орбіту |
Country Status (13)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US11673694B2 (uk) |
| EP (1) | EP3717356B1 (uk) |
| JP (1) | JP7198828B2 (uk) |
| KR (1) | KR20200093017A (uk) |
| CN (1) | CN111417576B (uk) |
| AU (1) | AU2018375992B2 (uk) |
| BR (1) | BR112020010890A2 (uk) |
| CA (1) | CA3083646A1 (uk) |
| ES (1) | ES2963083T3 (uk) |
| PT (1) | PT3717356T (uk) |
| RU (1) | RU2770256C2 (uk) |
| UA (1) | UA127717C2 (uk) |
| WO (1) | WO2019106591A1 (uk) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110498065A (zh) * | 2019-07-26 | 2019-11-26 | 上海蜂群科技有限公司 | 一种立方体卫星电磁分离释放机构 |
Family Cites Families (30)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4097010A (en) * | 1975-10-08 | 1978-06-27 | Smithsonian Institution | Satellite connected by means of a long tether to a powered spacecraft |
| FR2649667B1 (fr) * | 1989-07-17 | 1991-09-20 | Centre Nat Etd Spatiales | Procede de lancement dans l'espace d'une capsule et moyen de lancement correspondant |
| US5199672A (en) * | 1990-05-25 | 1993-04-06 | Orbital Sciences Corporation | Method and apparatus for deploying a satellite network |
| FR2747102B1 (fr) * | 1996-04-05 | 1998-06-26 | Europ Propulsion | Procede et systeme de mise en orbite d'un vehicule spatial avec des propulseurs a forte impulsion specifique |
| DE19856670B4 (de) * | 1998-12-09 | 2004-12-02 | Eads Space Transportation Gmbh | Vorrichtung zum Aussetzen von Satelliten |
| US20020130222A1 (en) * | 1999-03-11 | 2002-09-19 | Constellation Services International | Method of using dwell times in intermediate orbits to optimize orbital transfers and method and apparatus for satellite repair |
| US6550720B2 (en) * | 1999-07-09 | 2003-04-22 | Aeroastro | Aerobraking orbit transfer vehicle |
| RU2192993C2 (ru) * | 2000-09-29 | 2002-11-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева" | Способ управления пилотируемым космическим аппаратом, отстыкованным от находящегося на околокруговой орбите неориентированного космического объекта |
| 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 |
| RU2314232C2 (ru) * | 2004-10-27 | 2008-01-10 | Закрытое акционерное общество "НПО Космического Приборостроения" | Способ орбитального построения навигационной спутниковой системы |
| JP4097086B2 (ja) * | 2005-01-06 | 2008-06-04 | 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 | 複数の宇宙機を異なる軌道に投入する方法 |
| JP5569150B2 (ja) | 2010-05-31 | 2014-08-13 | 株式会社Ｉｈｉ | 人工衛星搭載システム |
| CA2716174C (en) * | 2010-10-01 | 2019-11-26 | Telesat Canada | Satellite system |
| FR2972423B1 (fr) * | 2011-03-09 | 2014-01-31 | Astrium Sas | Procede et systeme de lancement d'un satellite |
| ITMI20111332A1 (it) * | 2011-07-18 | 2013-01-19 | Orbit S R L D | Dispositivo per la deorbitazione di satelliti artificiali. |
| US20130075534A1 (en) * | 2011-09-16 | 2013-03-28 | Composite Technology Development, Inc. | Method for removing orbital objects from orbit using a capture net for momentum transfer |
| ITTO20121117A1 (it) * | 2012-12-20 | 2014-06-21 | Thales Alenia Space Italia S P A C On Unico Socio | Innovativo design orbitale per missioni spaziali di osservazione della terra |
| JP2014141108A (ja) * | 2013-01-22 | 2014-08-07 | Univ Of Tokyo | 人工衛星の軌道面制御方法 |
| US9415883B2 (en) * | 2013-04-25 | 2016-08-16 | Planetary Systems Corporation | Canisterized satellite dispenser |
| US9567109B2 (en) * | 2014-09-17 | 2017-02-14 | The Boeing Company | Space structure deployment system |
| RU153436U1 (ru) * | 2015-02-06 | 2015-07-20 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Научно-исследовательский испытательный центр подготовки космонавтов имени Ю.А. Гагарина" | Устройство для запуска малых космических аппаратов |
| US10029806B2 (en) * | 2015-04-23 | 2018-07-24 | Orbital Atk, Inc. | Systems and methods for satellite constellation launch using air-launched vehicles |
| US9463882B1 (en) * | 2015-04-30 | 2016-10-11 | Worldvu Satellites Limited | System and method for assembling and deploying satellites |
| US10486837B2 (en) * | 2015-06-22 | 2019-11-26 | Worldvu Satellites Limited | Payload dispensing system |
| FR3040978B1 (fr) * | 2015-09-16 | 2017-10-06 | Airbus Defence & Space Sas | Vehicule spatial comprenant des poteaux pour former un empilement, empilement comprenant au moins deux tels vehicules places dans un lanceur et procede de largage des vehicules |
| JP6291471B2 (ja) * | 2015-12-21 | 2018-03-14 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | 衛星コンステレーションの形成方法 |
| DE102016108606A1 (de) | 2016-05-10 | 2017-11-16 | ECM Space Technologies GmbH | Auswurfeinheit für einen Satelliten |
| CN105947241B (zh) * | 2016-06-17 | 2017-11-28 | 航天东方红卫星有限公司 | 一种救灾无人机天基全球快速投送系统 |
| US10538348B2 (en) * | 2016-12-19 | 2020-01-21 | Vector Launch Inc. | Triggered satellite deployment mechanism |
| US10807739B1 (en) * | 2017-06-21 | 2020-10-20 | Blue Digs LLC | Methods and systems for deploying satellite constellations |
-
2018
- 2018-11-29 PT PT188268122T patent/PT3717356T/pt unknown
- 2018-11-29 RU RU2020121639A patent/RU2770256C2/ru active
- 2018-11-29 EP EP18826812.2A patent/EP3717356B1/en active Active
- 2018-11-29 ES ES18826812T patent/ES2963083T3/es active Active
- 2018-11-29 UA UAA202003880A patent/UA127717C2/uk unknown
- 2018-11-29 JP JP2020547458A patent/JP7198828B2/ja active Active
- 2018-11-29 CN CN201880077743.5A patent/CN111417576B/zh active Active
- 2018-11-29 WO PCT/IB2018/059448 patent/WO2019106591A1/en unknown
- 2018-11-29 AU AU2018375992A patent/AU2018375992B2/en active Active
- 2018-11-29 BR BR112020010890-1A patent/BR112020010890A2/pt active Search and Examination
- 2018-11-29 US US16/768,394 patent/US11673694B2/en active Active
- 2018-11-29 KR KR1020207018856A patent/KR20200093017A/ko not_active Application Discontinuation
- 2018-11-29 CA CA3083646A patent/CA3083646A1/en active Pending
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2020121639A (ru) | 2022-01-04 |
| ES2963083T3 (es) | 2024-03-25 |
| PT3717356T (pt) | 2023-11-23 |
| KR20200093017A (ko) | 2020-08-04 |
| US11673694B2 (en) | 2023-06-13 |
| CN111417576B (zh) | 2023-12-19 |
| EP3717356B1 (en) | 2023-09-06 |
| US20200299004A1 (en) | 2020-09-24 |
| CN111417576A (zh) | 2020-07-14 |
| EP3717356A1 (en) | 2020-10-07 |
| JP7198828B2 (ja) | 2023-01-04 |
| JP2021504248A (ja) | 2021-02-15 |
| BR112020010890A2 (pt) | 2020-11-10 |
| CA3083646A1 (en) | 2019-06-06 |
| AU2018375992A1 (en) | 2020-06-18 |
| RU2020121639A3 (uk) | 2022-01-04 |
| WO2019106591A1 (en) | 2019-06-06 |
| AU2018375992B2 (en) | 2024-06-13 |
| RU2770256C2 (ru) | 2022-04-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10081446B2 (en) | System for emergency crew return and down-mass from orbit | |
| Cook et al. | ISS interface mechanisms and their heritage | |
| US8322659B2 (en) | Method for lightening the weight of fuel stowed onboard during an interplanetary mission | |
| US20190248515A1 (en) | Transport method, transport ship, method for manufacturing transport ship, lander, navigation method, method for manufacturing component of lander, method for manufacturing lander, landing method, monitoring method and fuel supply method | |
| RU2614466C2 (ru) | Способ управления транспортной космической системой | |
| WO2003084813A2 (en) | Method of using dwell times in intermediate orbits to optimise orbital transfers and method and apparatus for satellite repair | |
| UA127717C2 (uk) | Спосіб випускання штучних супутників на земну орбіту | |
| Herman et al. | Development and qualification status of the electric propulsion systems for the NASA PPE mission and gateway program | |
| CA3083650C (en) | Method for the safe release of artificial satellites in earth's orbit | |
| Khartov et al. | Conceptual design of “Exomars-2018” descent module developed by federal enterprise “Lavochkin Association” | |
| US20210078736A1 (en) | Space transport system | |
| Casanova et al. | Enabling deep space exploration with an in-space propellant depot supplied from lunar ice | |
| US10435184B2 (en) | Method of space travel using a high acceleration thrust vehicle in combination with a plurality of low acceleration thrust vehicles | |
| US20160244188A1 (en) | Trans-orbital freight and passenger carrier apparatuses supporting trans-orbital pipeline operations | |
| Bergström et al. | Mount Olympus Mons Ascension Mission Mission Design-Team Red | |
| US20190389603A1 (en) | Remote Fuel Method of In-space Propulsion | |
| Hunt et al. | A Global Access Transportation System for a Mars Exploration Architecture | |
| Thangavelu | BuzzCraft: Evolution of A Cislunar Cycler Architecture for Permanent Lunar Settlement Logistics | |
| Caporicci | European crew and logistics vehicles for ISS and exploration missions | |
| Ress et al. | First Mission Ahead-Present and Potential Future Applications of Europe's Automated Transfer Vehicle ATV | |
| Schilling | Control aspects of interplanetary spacecraft—An introduction to the Cassini/Huygens mission | |
| Tsiolkovsky | ‘PL,“Soviets in Space”(Gulldford Lutterworth Press, 1973), p 34 | |
| JP2020514186A (ja) | 銀河輸送のシステムおよび方法 | |
| Aziz et al. | Design of an unmanned, reusable vehicle to de-orbit debris in Earth orbit | |
| Tillotson | Mars transfer vehicle using regolith as propellant |