WO2022115001A1 - Метод передачи информации из космоса и устройство для его осуществления - Google Patents

Метод передачи информации из космоса и устройство для его осуществления Download PDF

Info

Publication number
WO2022115001A1
WO2022115001A1 PCT/RU2021/050355 RU2021050355W WO2022115001A1 WO 2022115001 A1 WO2022115001 A1 WO 2022115001A1 RU 2021050355 W RU2021050355 W RU 2021050355W WO 2022115001 A1 WO2022115001 A1 WO 2022115001A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
light source
spacecraft
laser
earth
information
Prior art date
Application number
PCT/RU2021/050355
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Антон Владимирович ОССОВСКИЙ
Александр Сергеевич МАЛИНИН
Эдуард Владимирович КАПУСТИН
Александр Евгеньевич МИЛОВ
Артур Юрьевич ПЕТРОСЯН
Original Assignee
Общество с ограниченной ответственностью "АВАНТ - СПЭЙС СИСТЕМС"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Общество с ограниченной ответственностью "АВАНТ - СПЭЙС СИСТЕМС" filed Critical Общество с ограниченной ответственностью "АВАНТ - СПЭЙС СИСТЕМС"
Publication of WO2022115001A1 publication Critical patent/WO2022115001A1/ru

Links

Classifications

    • 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
    • B64G1/12—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles manned
    • G—PHYSICS
    • G09—EDUCATION; CRYPTOGRAPHY; DISPLAY; ADVERTISING; SEALS
    • G09F—DISPLAYING; ADVERTISING; SIGNS; LABELS OR NAME-PLATES; SEALS
    • G09F19/00—Advertising or display means not otherwise provided for
    • G09F19/12—Advertising or display means not otherwise provided for using special optical effects
    • G—PHYSICS
    • G09—EDUCATION; CRYPTOGRAPHY; DISPLAY; ADVERTISING; SEALS
    • G09F—DISPLAYING; ADVERTISING; SIGNS; LABELS OR NAME-PLATES; SEALS
    • G09F21/00—Mobile visual advertising
    • G—PHYSICS
    • G09—EDUCATION; CRYPTOGRAPHY; DISPLAY; ADVERTISING; SEALS
    • G09F—DISPLAYING; ADVERTISING; SIGNS; LABELS OR NAME-PLATES; SEALS
    • G09F21/00—Mobile visual advertising
    • G09F21/06—Mobile visual advertising by aeroplanes, airships, balloons, or kites
    • G09F21/16—Sky-writing
    • G—PHYSICS
    • G09—EDUCATION; CRYPTOGRAPHY; DISPLAY; ADVERTISING; SEALS
    • G09F—DISPLAYING; ADVERTISING; SIGNS; LABELS OR NAME-PLATES; SEALS
    • G09F21/00—Mobile visual advertising
    • G09F21/18—Mobile visual advertising by ships or other floating means
    • G—PHYSICS
    • G09—EDUCATION; CRYPTOGRAPHY; DISPLAY; ADVERTISING; SEALS
    • G09F—DISPLAYING; ADVERTISING; SIGNS; LABELS OR NAME-PLATES; SEALS
    • G09F9/00—Indicating arrangements for variable information in which the information is built-up on a support by selection or combination of individual elements
    • G09F9/30—Indicating arrangements for variable information in which the information is built-up on a support by selection or combination of individual elements in which the desired character or characters are formed by combining individual elements

Definitions

  • a method for transmitting information from space and a device for its implementation A method for transmitting information from space and a device for its implementation.
  • the technical solution relates to the field of space technology, specifically to micro-class space platforms (SP) used to generate and transmit information, in particular to a satellite constellation with the help of which visually distinguishable information from outer space will be displayed.
  • SP micro-class space platforms
  • a method for generating visually perceived information in orbits around planets which can be used to supply vital alert signals to various areas of the planet's surface, for advertising and other purposes.
  • the image is formed by inflating all or part of hermetic elastic shells as part of artificial satellites launched into orbit around the planet.
  • the shells are inflated to sizes that allow their visual observation.
  • the change of images is carried out by blowing off part or all of the inflated shells and/or inflating all or part of the uninflated shells placed into the indicated orbits.
  • RU 2641575 C2 Kardashev Mikhail Arutyunovich, publ. 01/18/2018.
  • the disadvantage of this method is the fact that the dimensions of the described elastic shells must be colossal in order to form an image visually observed from the earth's surface with their help.
  • the solution requires a huge supply of the working fluid used to inflate and deflate the shells, not to mention a significant perturbing effect on the inflated shells of the residual atmosphere and solar wind pressure.
  • a satellite located in geostationary earth orbit is also known from the prior art.
  • the satellite is equipped with a high-performance laser projection system.
  • Said satellite radiates appropriate beams of light towards the earth's atmosphere, whereby the natural dispersion effect of the earth's atmosphere can be used to give the impression of an image in the night sky to an observer on earth.
  • the control and transmission of image data is carried out by appropriate technical devices.
  • the system can be used in advertising. Political and military use is also possible.
  • Combinations and multiple systems of the imaging device of the present invention may be used alone or in functional combination with others. media such as the Internet. PE 19903879 A1. publ. 08/10/2000.
  • the objective of the proposed technical solution is to ensure the possibility of reliable transmission of information from outer space to the ground. Also, the objective of the present invention is to ensure the manufacturability of the assembly and alignment of the laser diode placed on board the spacecraft, as well as to ensure efficient heat removal from the laser LEDs included in the unit.
  • the technical result of the claimed technical solution is to increase the reliability of information transmission from space to earth by means of a constellation of satellites.
  • the spacecraft contains an onboard control complex, an onboard radio complex, an attitude control and stabilization system, solar panels and batteries, characterized in that it contains a light source as a payload to create a visually distinguishable a light spot in the sky at night, wherein the light source is made in the form of at least one laser diode installed in a guide placed on the base, and the light source is configured to operate in a constant or pulsed mode.
  • it additionally contains a propulsion system.
  • the light source contains two rows of guides with laser diodes fixed on two opposite sides of the base.
  • the beam of the laser LED is made with a rectangular cross section, while the beams of the laser LEDs included in the laser light source shine on their plot of land and do not overlap with each other.
  • the base of the light source is made of a material with a high specific heat capacity and thermal conductivity.
  • the laser diode is rotatable in the mounting hole in the guide for axial orientation of the rectangular cross section of the individual diode beam.
  • the base of the light source is made with a mounting surface under the guides for directing the beams of one or more laser diodes in a vertical plane.
  • all outer surfaces of the base and guides are covered with a thermally controlled coating with a high degree of blackness in the IR range.
  • the solar panels are made with the possibility of disclosure.
  • the spacecraft is configured to be combined into a grouping with at least one similar apparatus to form visually distinguishable information formed from light spots.
  • the grouping of spacecraft is formed by at least one information spacecraft, one spacecraft configured to transmit information about the change of the data packet, and one spacecraft configured to clock the change of bytes and / or bits in the packet data.
  • the technical result of the claimed technical solution is also achieved due to the fact that in the method of transmitting information from space, at least one spacecraft containing a laser light source is put into orbit, the sighting axis of the laser light source is directed to the center of the planned illumination spot on the Earth's surface, and maintaining the direction of the sighting axis of the laser to the center of the spot on the Earth during the operation of the light source and operating the laser light source in a constant and/or pulsed mode, and transmitting it to the spot of illumination on the surface of the Earth.
  • the optical signal is modulated with information, changing the signal amplitude, providing the flicker of the optical signal within 60 Hz.
  • a plurality of spacecraft are put into orbit, united in a grouping, while carry out the operation of the laser light source of the spacecraft in a pulsed mode according to the embedded cyclogram and/or in a constant mode.
  • the signal is received by means of a ground receiver.
  • a mobile device equipped with a screen, a photo-video camera and configured to install software is used as a signal receiver.
  • an image visible from the Earth's surface with the naked eye is formed.
  • Fig. 1 - examples of cross sections of the beam of the entire laser light source (light spot), collected from the beams of individual LEDs (on the surface of the Earth, when glowing from space, the shape of the spot will approach round - due to atmospheric scattering);
  • Fig.Z the design of the laser light source
  • Fig.5 slopes of the mounting surfaces of the base for the orientation of the beams in the vertical plane
  • Fig.6 coordinate arrangement of the mounting elements (pinned holes) on the base for the orientation of the beams in the horizontal plane;
  • Fig. 7 is a view of a space segment for displaying advertising logos
  • Fig.8 - an example of data transmission from a swarm of microsatellites of 9 spacecraft.
  • Fig.9 an example of data transmission from a swarm of microsatellites of 20 spacecraft.
  • Fig.10 General view of the spacecraft.
  • This application describes means and methods for transmitting information from space to Earth.
  • at least one spacecraft is launched, equipped with a laser LED payload to create a visually distinguishable light spot in the sky at night.
  • the spacecraft was developed on the basis of a unified 4U space platform of the CubeSat standard.
  • the device is equipped with a complete set of onboard systems for building and maintaining a precision triaxial inertial orientation.
  • the visibility zone on the Earth's surface is a circle with a radius of 8-10 km from the point to which the optical axis of the light source is directed. Outside the specified zone, the light source mounted on the spacecraft is not visually distinguishable. Pointing the LED beam to the target display area is carried out by reorienting the spacecraft.
  • the spacecraft includes an onboard control complex that provides control of all onboard systems of the spacecraft according to an autonomous program and commands from the GCC with automatic control of their execution and parrying of detected malfunctions by predetermined methods.
  • the spacecraft also includes an attitude control and stabilization system, this system allows you to direct the satellite to the desired point on Earth.
  • the onboard control complex includes an onboard computer complex designed to implement algorithms for the operation, generation and issuance of control commands, as well as a set of interfaces for logical connection of the onboard computer complex with all other systems and devices of the spacecraft.
  • the spacecraft contains a set of solar batteries, which are the primary source of electrical energy, providing both power to the onboard equipment and charging batteries used in shadow areas or in high power consumption modes in the illuminated part of the spacecraft orbit.
  • the solar panels (11) are opened diagonally across the relatively short sides of the spacecraft to maximize energy gain.
  • the spacecraft also contains an onboard radio complex that provides the following tasks: transmission of telemetry data to the ground station; receiving to the spacecraft, coming from the ground station, command and program information; information exchange with the onboard control complex of the spacecraft in terms of telemetric information.
  • the airborne radio complex includes the following components:
  • the launch of a group of spacecraft into outer space can be carried out by an associated launch.
  • a propulsion system (12) from the spacecraft is used for the initial construction and maintenance of the required formation. If necessary, the formation can be rebuilt in the process of functioning in orbit. The duration of the initial construction and subsequent rebuilding does not exceed 20 days.
  • the system for demonstrating information from space is a space system consisting of space and ground segments, which together ensure the operation of a constellation of spacecraft in near-Earth orbit and their control by means of ground stations in the VHF band.
  • the laser light source mounted on the spacecraft is described below in the text of the description.
  • Each spacecraft has a laser light source made from an assembly of laser light-emitting diodes, combined on a single base.
  • each laser LED is installed in a separate rail.
  • the guides are placed on the base. Laser LEDs are structurally aligned into a narrow beam of light due to the location of the guide on the base and the installation of the laser diode in the guide.
  • the achieved magnitude of such a source is “-4”, which is significantly brighter than any of the stars in the night sky (the star Sirius has a magnitude of “-1.5”).
  • it is possible to increase the level of illumination by increasing the number of LEDs in the assembly and directing them to one point on the ground, as well as by increasing the power supplied to each diode to the maximum.
  • the guidance of the light beam is carried out by the spacecraft orientation system, by turning the entire spacecraft in the required direction.
  • the orientation system of each of the spacecraft directs the beam of light to the center of the area, after which it performs a constant "turn" to maintain the selected direction of the beam to the center of the area, compensating for the movement of the spacecraft in orbit.
  • the movement of the spacecraft in orbit limits the maximum duration of the display. Obviously, the duration of the passage over any point on the earth's surface (and the target zone with a radius of 8-10 km around this point) depends on the height of the orbit. For an orbit of 600-800 km, the duration will be approximately 10 minutes. However, since the target zones are densely populated areas, the hallmark of which is dense high-rise buildings, then from the total available duration of the ad display should be excluded those time intervals when the logo just appears above the horizon and when it begins to fall below the horizon (i.e. cannot be visible due to buildings in the target area). If we consider that high-rise buildings or other interference in the field of view will not allow us to see everything that is in the sky below 40 ° above the horizon, then the duration of the advertising display for one target zone will not exceed three to five minutes.
  • Visualization of the image for observers on the Earth's surface is achieved by the fact that a whole group of spacecraft moves in closely spaced orbits (the distance between the outermost devices of the group is 8 km) and, when passing over the target area, synchronously directs its light sources. To the observer, this looks like a group of bright dots moving across the sky in the form of a recognizable logo.
  • All laser LEDs in the laser light source shine on their own piece of land, they do not overlap. Thus, one laser provides the required level of illumination on the surface of the earth, just in a limited area.
  • the laser light source is a directional light source from a set of laser diodes.
  • the light source is formed from 20 laser LEDs.
  • the light source can be formed from a single laser diode.
  • the beam of an individual diode is part of the angular size of the beam of the entire light source and has a rectangular cross section (the light spot formed by it on a perpendicular surface).
  • Beam divergence angles in the plane perpendicular to the active layer - 0.1°; in the plane of the active layer - 0.4°.
  • the angle at the top of the beam cone is 1.2°
  • the required angular size of the beam is obtained by appropriate axial (in angle relative to the axis of the beam) orientation, and alignment of the beams of individual LEDs relative to each other (Fig.1).
  • the design of the laser light source consists of a base (1) (Fig.3) and a set of identical guides (2) in which diodes are installed (Fig.4).
  • the inner surface of the rails is black anodized for better heat transfer. no laser beam does not touch the walls of the guide.
  • all external surfaces of the base and guides are covered with a thermally controlled coating with a high degree of blackness in the IR range of radiation.
  • Guides with diodes are fixed on two opposite sides of the base with the following goals: symmetrical alignment of internal temperature fields during operation of the laser light source; minimization of thermomechanical drifts of given directions of diode beams.
  • Fasteners are located on the sides of the base, which are free from guides, to secure the entire light source to the spacecraft.
  • the material of the base and guides has a high specific heat capacity and thermal conductivity.
  • Aluminum alloy can be used as the material.
  • the base is a heat accumulator and does not allow laser LEDs to overheat during operation (radiation).
  • the volume (heat capacity) of the base is selected based on the required time of continuous radiation of the light source, during which the structure is heated to the allowable operating temperature of the diodes.
  • the laser light source After turning off, the laser light source cools down due to thermal (infrared) radiation into the surrounding space (directly and through the guide and base in which it is fixed).
  • the required axial orientation of the rectangular cross-section of the beam of an individual laser LED (horizontally, vertically or at an angle), (Fig.1), is set by the angle of rotation of the laser LED in the mounting hole of its guide (Fig.5).
  • the required directions of the beams of laser LEDs in the horizontal plane are set by the coordinate arrangement at the base of precise mounting holes with pins (or by the presence of similar mounting elements (6)).
  • the group of mounting holes for one guide lies on one given axis, Fig. 5 (angles enlarged for clarity).
  • the sighting axis of the laser light source is directed to the center of the planned illumination spot on the Earth's surface, after which power is supplied to the laser light source, the lasers light up.
  • the spacecraft maintains the direction of the laser sighting axis to the center of the spot on the Earth during the entire session of the spacecraft's flight over the point.
  • the laser light source can operate in both continuous and pulsed modes. In continuous mode, the laser light source turns on once and turns off only at the end of the broadcast session over a given point on the Earth. In pulsed mode, the laser light source is capable of flickering.
  • the transmission of information optically from a satellite to a terrestrial wearable device, such as a smartphone or tablet, can be carried out by at least one satellite by flickering a laser light source installed on board the spacecraft.
  • the transmitted message can be modulated by two-position keying, when the presence of a light signal means a logical "one", and its absence - a logical "zero".
  • the start and end characters of the data packet can be used to separate messages. Technically, this is a set of several successive states of the light source, which are assembled into a start / end symbol of a data packet. In a particular case, such a character may consist of two bytes (for example, "C7" in ASCII encoding) and go at the beginning and end of the data packet.
  • the laser flicker clock or, in other words, the bit change clock in the message must be within the recognition sensitivity range of the terrestrial wearable device.
  • the camera recognition frequency is within 60Hz.
  • streaming data is read from the smartphone camera, it is recognized with spurious noise filtering, and the data is demodulated and converted into a readable ASCII format.
  • a special case of information transmission by the optical method is its transmission from a multitude of microsatellites forming a swarm, when each spacecraft can perform its separate role in order to increase the data transfer rate and reduce the probability of erroneous recognition. So, for example, using a swarm of microsatellites, you can abandon the symbols for the beginning and end of the message and select a separate satellite, which will be the state transition of its laser (on / off) to symbolize the change in the data packet. Also, one of the satellites can be dedicated to timing the change of bytes and even bits in the data packet, increasing the probability of correct recognition of messages on the receiving side and increasing the overall reliability of the algorithm. In this case, the requirements for the accuracy of taking into account the laser flicker cycle are reduced. This makes it possible to increase the flicker rate of the laser light source of each spacecraft up to 15 Hz.
  • "information" spacecraft in a swarm can be divided into several clusters, for example, a majorized system of 3 clusters, transmitting the same bit sequence.
  • the data packets received on the receiving side from different clusters of "information" spacecraft are compared with each other.
  • the decision on the correctness of the package is made by the identity of the data from 2 of the 3 clusters.
  • a swarm of satellites is formed from nine spacecraft, including eight information spacecraft (8) and one spacecraft (7) - data packet change identifier.
  • the reading of data by the application on the smartphone starts after the state of the spacecraft (7)-identifier changes from on to off or vice versa. This transition indicates the beginning of the transmission of a new data packet.
  • lasers on information spacecraft (8) begin to transmit data synchronously. In this case, 8 bits of information are transmitted per cycle, a burning laser is a logical “one”, the laser is off - logical "zero".
  • the data packet changes to the next one, the application on the smartphone continues recording and recognizing the data of the next packet.
  • FIG.9 A specific example of data transmission from a swarm of microsatellites consisting of twenty spacecraft is also given. This example is illustrated in Fig.9.
  • a swarm of satellites is formed from one spacecraft (7) - data packet change identifier and two groups of information satellites (8), each of which includes eight information satellites.
  • a spacecraft (10) of a clock counter is additionally introduced, which simplifies the task of a wearable device to correctly determine the blinking clock of two groups of information spacecraft (8).
  • Two groups of information spacecraft (8) can both duplicate their message to increase the reliability of information transmission, and transmit different information, while the data of the first group are considered to be in the data line earlier than the data from the second group.
  • the satellite swarm additionally contains two standby spacecraft that can perform any of the functions in the constellation, both identifier (7) and information spacecraft (8). If the priority is to increase the amount of transmitted information, then it is advisable to add them to information spacecraft, but if reliability is a priority, then they can be duplicated with a spacecraft with a ⁇ -identifier and a spacecraft (9)-clock counter.

Abstract

Группа изобретений относится к области передачи визуальной информации из космоса, преимущественно группировкой искусственных спутников Земли (ИСЗ) микро-класса. ИСЗ содержит двигательную установку, бортовой комплекс управления, радиокомплекс, солнечные и аккумуляторные батареи, а также лазерный источник света (ЛИС) в виде блока лазерных диодов, каждый из которых установлен в направляющую, размещенную на основании, причем лазерный луч выполнен с прямоугольным поперечным сечением. Согласно способу, выводят на орбиту, по меныпей мере, один ИСЗ с ЛИС, направляют визирную ось ЛИС в центр планируемого пятна освещения на поверхности Земли и сохраняют это направление визирной оси в течение сеанса пролета ИСЗ. ЛИС работает в непрерывном и/или импульсном режимах, при этом модулируют оптический сигнал по амплитуде и транслируют информацию в пятно освещения на поверхности Земли. Технический результат состоит в повышении надежности передачи информации из космоса на Землю.

Description

Метод передачи информации из космоса и устройство для его осуществления.
Область техники
Техническое решение относится к области космической техники, конкретно к космическим платформам (КП) микро-класса, применяемым для формирования и передачи информации, в частности к спутниковой группировке с помощью которой будет обеспечиваться демонстрация визуально различимой информации из космического пространства.
Уровень техники
Из уровня техники известен способ формирования на орбитах вокруг планет визуально воспринимаемой информации, который может быть использован для подачи жизненно важных сигналов оповещения в различные области поверхности планеты, в рекламных и иных целях. Изображение формируют путем надувания всех либо части герметичных упругих оболочек в составе искусственных спутников, выведенных на орбиты вокруг планеты. Оболочки надувают до размеров, обеспечивающих возможность их визуального наблюдения. Смену изображений осуществляют путем сдувания части или всех надутых оболочек и/или надувания всех или части ненадутых оболочек, выведенных на указанные орбиты. RU 2641575 С2, Кардашев Михаил Арутюнович, опубл. 18.01.2018. Недостатком данного способа является тот факт, что габариты описанных упругих оболочек должны быть колоссальными, чтобы с их помощью сформировать визуально наблюдаемое с поверхности земли изображение. Кроме того, решение требует огромного запаса рабочего тела, используемого для надувания и сдувания оболочек, не говоря уже о значительном возмущающем воздействии на надуваемые оболочки остаточной атмосферы и давления солнечного ветра.
Из уровня техники также известен спутник, расположенный на геостационарной земной орбите. Спутник снабжен высокопроизводительной лазерной проекционной системой. Упомянутый спутник излучает соответствующие лучи света в направлении земной атмосферы, посредством чего можно использовать эффект естественной дисперсии земной атмосферы, чтобы создать впечатление изображения в ночном небе для наблюдателя, находящегося на Земле. Управление и передача данных изображения осуществляется соответствующими техническими устройствами. Систему можно использовать в рекламе. Возможно также политическое и военное использование. Комбинации и несколько систем устройства по настоящему изобретению для создания изображений могут использоваться отдельно или в функциональной комбинации с другими носителями, такими как Интернет. РЕ 19903879 А1. опубл. 10.08.2000. Недостатком данного технического решения является тот факт, что использование спутника на геостационарной орбите накладывает значительные требования на массогабаритные и энергетические характеристики, как спутниковой платформы, так и самого лазера. Фокусировка лазера над заданной территорией земли с геостационарной орбиты и прецизионное поддержание ориентации лазера на данный регион также представляется труднореализуемой задачей.
Сущность изобретения
Задачей предлагаемого технического решения является обеспечение возможности надежной передачи информации из космического пространства на землю. Также задачей настоящего изобретения является обеспечение технологичности сборки и юстировки лазерного диода, размещённого на борту космического аппарата, а также обеспечение эффективного отвода тепла от лазерных светодиодов, входящих в состав блока.
Техническим результатом заявленного технического решения является повышение надежности передачи информации из космоса на землю посредством группировки спутников.
Технический результат заявленного технического решения достигается за счет того, что космический аппарат содержащий, бортовой комплекс управления, бортовой радиокомплекс, систему управления ориентацией и стабилизацией, панели солнечных батарей и аккумуляторных батарей, отличающийся тем, что содержит источник света в качестве полезной нагрузки для создания визуально различимого светового пятна на небосводе в тёмное время суток, при этом источник света выполнен в виде по меньшей мере одного лазерного диода, установленного в направляющую, размещенную на основании, причем источник света выполнен с возможностью работы в постоянном или импульсном режиме.
В частном случае реализации заявленного технического решения дополнительно содержит двигательную установку.
В частном случае реализации заявленного технического решения источник света содержит два ряда направляющих с лазерными диодами, закрепленными на двух противоположных сторонах основания.
В частном случае реализации заявленного технического решения луч лазерного светодиода выполнен с прямоугольным поперечным сечением, при этом лучи лазерных светодиодов, входящих в лазерный источник света, светят на свой участок земли и не перекрываются друг с другом. В частном случае реализации заявленного технического решения основание источника света выполнено из материала с высокой удельной теплоемкостью и теплопроводностью.
В частном случае реализации заявленного технического решения лазерный диод выполнен с возможностью поворота в посадочном отверстии в направляющей для осевой ориентации прямоугольного поперечного сечения луча отдельного диода.
В частном случае реализации заявленного технического решения основание источника света выполнено с установочной поверхностью под направляющими для направления лучей одного или нескольких лазерных диодов в вертикальной плоскости.
В частном случае реализации заявленного технического решения все внешние поверхности основания и направляющих покрыты терморегулирующим покрытием с высокой степенью черноты в ИК диапазоне излучения.
В частном случае реализации заявленного технического решения панели солнечных батарей выполнены с возможностью раскрытия.
В частном случае реализации заявленного технического решения космический аппарат выполнен с возможностью объединения в группировку с по меньшей мере одним аналогичным аппаратом для формирования визуально различимой информации, сформированной из световых пятен.
В частном случае реализации заявленного технического решения группировка космических аппаратов образована по меньшей мере одним информационным космическим аппаратом, одним космическим аппаратом, выполненным с возможностью передачи информации о смене пакета данных, и одним космическим аппаратом, выполненным с возможностью тактирования смены байтов и/или битов в пакете данных.
Технический результат заявленного технического решения также достигается за счет того, что в способе передачи информации из космоса осуществляют вывод на орбиту по меньшей мере одного космического аппарата, содержащего лазерный источник света, направляют визирную ось лазерного источника света в центр планируемого пятна освещения на поверхности Земли, обеспечивают сохранение направления визирной оси лазера на центр пятна на Земле в течение работы источника света и осуществляют работу лазерного источника света в постоянном и/или импульсном режиме, и транслируют в пятно освещения на поверхности Земли.
В частном случае реализации заявленного технического решения в импульсном режиме осуществляют модуляцию информацией оптического сигнала, изменяя амплитуду сигнала, обеспечивая мерцание оптического сигнала в пределах 60 Гц.
В частном случае реализации заявленного технического решения выводят на орбиту множество космических аппаратов, объединенных в группировку, при этом осуществляют работу лазерного источника света космического аппарата в импульсном режиме по заложенной циклограмме и/или в постоянном режиме.
В частном случае реализации заявленного технического решения осуществляют прием сигнала посредством наземного приемника.
В частном случае реализации заявленного технического решения в качестве приемника сигнала используют мобильное устройство, снабженное экраном, фото-видео камерой и выполненное с возможностью установки программного обеспечения.
В частном случае реализации заявленного технического решения формируют, видимое с поверхности Земли невооруженным глазом, изображение.
Краткое описание чертежей
Детали, признаки, а также преимущества настоящего изобретения следуют из нижеследующего описания вариантов реализации заявленного технического решения с использованием чертежей, на которых показано:
Фиг. 1 - примеры поперечных сечений луча всего лазерного источника света (светового пятна), набранные из лучей отдельных светодиодов (на поверхности Земли, при свечении из космоса, форма пятна будет приближаться к круглой - за счёт атмосферного рассеивания);
Фиг.2 - форма лучей;
Фиг.З - конструкция лазерного источника света;
Фиг.4 - направляющая с диодом в разрезе;
Фиг.5 - наклоны установочных поверхностей основания для ориентации лучей в вертикальной плоскости;
Фиг.6 - координатная расстановка установочных элементов (штифтованных отверстий) на основании для ориентации лучей в горизонтальной плоскости;
Фиг.7 - вид космического сегмента для показа рекламных логотипов;
Фиг.8 - пример передачи данных с роя микроспутников из 9 космических аппаратов.
Фиг.9 - пример передачи данных с роя микроспутников из 20 космических аппаратов.
Фиг.10 - общий вид космического аппарата.
На фигурах цифрами обозначены следующие позиции:
1 - основание; 2 - направляющие; 3 - лазерный источник света; 4 - лучи; 5 - диод; 6 - установочные элементы; 7 - космический аппарат - идентификатор смены пакета данных; 8 - информационные космические аппараты; 9 - космический аппарат - счетчик тактов; 10- резервный космический аппарат; 11 - панели солнечных батарей; 12 - двигательная установка.
Раскрытие изобретения
Данная заявка описывает средства и методы передачи информации из космоса на Землю. Для обеспечения передачи информации в космическое пространство запускается по меньшей мере один космический аппарат, оснащенный лазерной светодиодной полезной нагрузкой для создания визуально различимого светового пятна на небосводе в ночное время суток.
Космический аппарат разработан на базе унифицированной космической платформы форм-фактора 4U стандарта CubeSat. Аппарат оснащен полным комплектом бортовых систем для построения и поддержания прецизионной трехосной инерциальной ориентации.
Зона видимости на поверхности Земли представляет собой окружность радиусом 8- 10 км от точки, в которую направлена оптическая ось источника света. За пределами указанной зоны источник света, установленный на КА, не различим визуально. Наведение светодиодного луча на целевой район показа осуществляется переориентированием космического аппарата.
Космический аппарат включает в себя бортовой комплекс управления, обеспечивающий управление всеми бортовыми системами космического аппарата по автономной программе и по командам НКУ с автоматическим контролем их исполнения и парированием обнаруженных неисправностей заранее предусмотренными способами.
Космический аппарат также включает систему управления ориентацией и стабилизацией, данная система позволяет наводить спутник на нужную точку на Земле.
В состав бортового комплекса управления входит бортовой вычислительный комплекс, предназначенный для реализации алгоритмов функционирования, формирования и выдачи управляющих команд, а также набор интерфейсов для логической стыковки бортового вычислительного комплекса со всеми остальными системами и приборами космического аппарата.
Космический аппарат содержит комплект солнечных батарей, являющихся первичным источником электрической энергии, обеспечивая на освещенном участке орбиты космического аппарата как питание бортовой аппаратуры, так и заряд аккумуляторных батарей, используемых на теневых участках или в режимах с повышенным энергопотреблением.
Панели солнечных батарей (11) для максимизации энергопритока раскрываются по диагонали относительно коротких сторон космического аппарата. Космический аппарат содержит также бортовой радиокомплекс, обеспечивающий выполнение следующих задач: передача на наземную станцию данных телеметрической информации; приём на космический аппарат, поступающей от наземной станции, командно-программной информации; информационный обмен с бортовым комплексом управления космического аппарата в части телеметрической информации.
Для решения представленных задач в состав бортового радиокомплекса входят следующие составные части:
- приёмо-передающий модуль служебной линии связи УКВ-диапазона;
- антенно-фидерная система УКВ-диапазона.
Группировка из 20 таких космических аппаратов, расположенных в строго поддерживаемой формации на расстоянии не более 8 км между самыми дальними космическими аппаратами (для обеспечения размера изображения, соизмеримого с размером равным трём размерам Луны или примерно 1,5°), позволяет показывать изображения в небе. Выведение группировки космических аппаратов в космическое пространства может быть осуществлено попутным запуском. Для первоначального построения и поддержания требуемой формации используется двигательная установка (12) из состава космического аппарата. При необходимости, формация может быть перестроена в процессе функционирования на орбите. Длительность первоначального построения и последующих перестроений не превышает 20 суток.
Система демонстрации информации из космоса представляет собой космическую систему, состоящую из космического и наземного сегментов, в совокупности обеспечивающих функционирование на околоземной орбите группировки космических аппаратов и управление ими средствами наземных станций УКВ-диапазона. Лазерный источник света, установленный на космическом аппарате, описан ниже по тексту описания.
На каждом космическом аппарате расположен лазерный источник света, выполненный из сборки лазерных светодиодов, объединенных на едином основании. При этом каждый лазерный светодиод установлен в отдельной направляющей. Направляющие размещены на основании. Лазерные светодиоды конструктивно юстированы в узкий пучок света за счёт расположения направляющей на основании и установки лазерного диода в направляющей.
При этом достигаемая звездная величина такого источника составляет значение «- 4», что существенно ярче любой из звезд на ночном небосводе (звезда Сириус имеет звездную величину «-1 ,5») Кроме того, возможно увеличение уровня освещённости за счет увеличения числа светодиодов в сборке и направления их в одну точку на земли, а также за счёт увеличения подаваемой на каждый диод мощности до максимальной. Наведение пучка света осуществляется системой ориентации космического аппарата, путем разворота всего космического аппарата в требуемом направлении. Во время нахождения группировки космического аппарата над целевым районом показа изображения система ориентации каждого из космического аппарата наводит пучок света на центр района, после чего осуществляет постоянный «подворот», чтобы сохранялось выбранное направление пучка на центр района, компенсируя движение космического аппарата по орбите.
Движение космического аппарата по орбите ограничивает максимальную длительность показа. Очевидно, что длительность прохождения над какой-либо точкой на земной поверхности (и целевой зоной радиусом 8-10 км вокруг этой точки) зависит от высоты орбиты. Для орбиты 600-800 км длительность составит приблизительно 10 минут. Однако, так как целевыми зонами являются густонаселенные районы, отличительной чертой которых является плотная высотная застройка, то из общей доступной длительности показа рекламы следует исключить те интервалы времени, когда логотип только появляется над горизонтом и когда начинает опускаться за горизонт (т.е. не может быть видимым за счет строений в целевом районе). Если считать, что высотные здания или иные помехи в поле зрения не дадут увидеть все, что находится на небосводе ниже 40° над горизонтом, то длительность рекламного показа для одной целевой зоны не будет превышать трех-пяти минут.
Визуализация изображения для наблюдателей на поверхности Земли достигается тем, что целая группа КА движется по близко расположенным орбитам (расстояние между крайними аппаратами группировки составляет 8 км) и при прохождении над целевым районом, синхронно наводит свои источники света. Для наблюдателя это выглядит как группа ярких точек, движущихся по небосводу в форме узнаваемого логотипа.
Все лазерные светодиоды в лазерном источнике света светят на свой участок земли, они не перекрываются. Таким образом один лазер обеспечивает требуемый уровень освещённости на поверхности земли, просто в ограниченной области.
За счёт количества лазеров формируется требуемое пятно на земле. Безусловно, присутствует эффект рассеивания лучей лазеров в атмосфере, что приведёт к наложению пятен от лазеров друг на друга (соседних) и деформации самих пятен от идеально прямоугольной формы к эллиптической.
Лазерный источник света представляет собой направленный источник света из набора лазерных диодов. В варианте реализации заявленного технического решения источник света образован из 20 лазерных светодиодов. Также источник света может быть сформирован из одного лазерного диода.
Особенности конструкции лазерного источника света:
• малый угол расходимости светового луча (порядка 1,2°); • отсутствие вспомогательной оптической системы (зеркала, линзы) для формирования луча заданной малой расходимости (и формы поперечного сечения);
• возможность излучать непрерывно в условиях комического вакуума без принудительного охлаждения (в течение некоторого времени, определяемого масштабом конструкции);
• не требуется применение специальных юстировочных приспособлений при сборке лазерного источника света (простота сборки).
Луч отдельного диода составляет часть углового размера луча всего источника света и имеет прямоугольное поперечное сечение (световое пятно, формируемое им на перпендикулярной поверхности).
Ниже приведено в качестве описания примера конкретные характеристики одного лазерного диода:
Сила тока - 1,8 А;
Напряжение питания - 4,15 В;
Электрическая мощность - 7,50 Вт;
КПД диода - 29%;
Оптическая мощность - 2,2 Вт.
Углы расхождения пучка: в плоскости перпендикулярной активному слою - 0,1°; в плоскости активного слоя - 0,4°.
Ниже приведены в качестве примера конкретные характеристики одного источника света, сформированного на базе двадцати лазерных диодов:
Сила тока - 1,8 А;
Напряжение питания - 4,15 В х 20;
Электрическая мощность - 149,4 Вт;
КПД диода - 29%;
Оптическая мощность - 44 Вт;
Угол при вершине конуса пучка - 1,2°;
Требуемый угловой размер луча (пятно и форма его контура) получается путём соответствующей осевой (по углу относительно оси луча) ориентации, и совмещения лучей отдельных светодиодов относительно друг друга (Фиг.1 ).
Ниже приведено детальное описание конструкции источника света: Конструкция лазерного источника света состоит из основания (1) (Фиг.З) и набора одинаковых направляющих (2), в которых установлены диоды (Фиг.4). Внутренняя поверхность направляющих анодирована в черный цвет, для лучшей передачи тепла. Луч лазера никак не касается стенок направляющей. Также все внешние поверхности основания и направляющих покрыты терморегулирующим покрытием с высокой степенью черноты в ИК диапазоне излучения.
Направляющие с диодами закреплены на двух противоположных сторонах основания с целями: симметричного выравнивания внутренних температурных полей при работе лазерного источника света; минимизации термомеханических уходов заданных направлений лучей диодов.
На свободных от направляющих сторонах основания располагаются крепёжные элементы (резьбовые отверстия) для закрепления всего источника света на космическом аппарате.
Материал основания и направляющих обладает высокой удельной теплоёмкостью и теплопроводностью. В качестве материала может быть использован алюминиевый сплав.
Основание является тепловым аккумулятором и не позволяет перегреться лазерным светодиодам в процессе работы (излучения). Объём (теплоёмкость) основания выбирается исходя из требуемого времени непрерывного излучения источника света, в течение которого происходит нагрев конструкции до допустимой температуры функционирования диодов.
После выключения, лазерный источник света остывает за счёт теплового (инфракрасного) излучения в окружающее пространство (напрямую и через направляющую и основание, в которых он закреплён).
Требуемая осевая ориентация прямоугольного поперечного сечения луча отдельного лазерного светодиода (горизонтально, вертикально или под углом), (Фиг.1), задаётся углом поворота лазерного светодиода в посадочном отверстии его направляющей (Фиг.5).
Требуемые направления лучей одного или группы лазерных светодиодов в вертикальной плоскости («вертикаль», Фиг.З) задаются наклонами установочных поверхностей основания под направляющими, реализуемыми при изготовлении детали, Фиг.5 (углы увеличены для наглядности).
Требуемые направления лучей лазерных светодиодов в горизонтальной плоскости («горизонталь», Фиг. 2) задаются координатной расстановкой в основании точных установочных отверстий со штифтами (или наличием аналогичных установочных элементов (6)). Группа установочных отверстий для одной направляющей лежит на одной заданной оси, Фиг. 5 (углы увеличены для наглядности).
Точность практического исполнения малых установочных углов (доли градуса), при изготовлении источника света, реализуется назначенной (масштабируемой) базовой длиной основания (направляющих).
Преимуществами реализации данной схемы являются:
1. отсутствие вспомогательных оптических элементов (линзы, зеркала), что влечёт за собой: a. упрощение оптической схемы, её сборки и юстировки. Не требуется применение специальных котировочных приспособлений при сборке источника света
B. отсутствие потерь оптической мощности на переходе сред (вакуум-линза и обратно)
2. Возможность простого набора любого количества лазерных светодиодов с формированием поперечного сечения луча источника света любой формы и размера.
3. Технологичность изготовления элементов лазерного источника света.
4. Возможность эффективно отводить тепло от корпуса лазерного светодиода через направляющую на основание, являющееся тепловым радиатором.
Визирная ось лазерного источника света направляется в центр планируемого пятна освещения на поверхности Земле, после чего на лазерный источник света подаётся питание, лазеры загораются. Космический аппарат обеспечивает сохранение направления визирной оси лазера на центр пятна на Земле в течение всего сеанса пролёта космического аппарата над точкой.
Лазерный источник света может работать как в постоянном, так и в импульсном режиме. В постоянном режиме лазерный источник света один раз включается и выключается только в конце сеанса вещания над заданной точкой Земли. В импульсном режиме лазерный источник света способен мерцать.
Передача информации оптическим методом со спутника на наземное носимое устройство, например смартфон или планшет, может осуществляться по меньшей мере одним спутником посредством мерцания лазерного источника света, установленного на борту космического аппарата. В данном варианте изобретения передаваемое сообщение может модулироваться двухпозиционной манипуляцией, когда наличие светового сигнала означает логическую «единицу», а его отсутствие - логический «ноль». Для разделения сообщений могут использоваться символы начала и окончания пакета данных. Технически, это набор из нескольких последовательных состояний источника света, которые собираются в символ начала/окончания пакета данных. В частном случае, такой символ может состоять из двух байт (например «С7» в кодировке ASCII) и идти в начале и в конце пакета данных.
Figure imgf000012_0001
Такт мерцания лазера или, иными словами, такт смены битов в сообщении, должен находиться в диапазоне чувствительности распознавания наземного носимого устройства. Для большинства смартфонов или планшетов частота распознавания камеры лежит в пределах 60Гц. Для снижения вероятности ошибочного распознавания бита при потоковой обработке, когда смартфон, распознавая несколько последовательно идущих логических нулей или единиц, может некорректно оценить длительность такта и потерять бит или добавить лишний, что приведёт к порче всего пакета данных, частоту мерцания лазерного источника света целесообразно взять ниже 15 Гц.
На стороне носимого устройства при помощи встроенной камеры и программного обеспечения осуществляется потоковое считывание данных с камеры смартфона, их распознавание с фильтрацией паразитных шумов и демодуляция данных с их приведением в читаемый ASCII-формат.
Частным случаем передачи информации оптическим методом является её передача с множества микроспутников, образующих рой, когда каждый космический аппарат может выполнять свою отдельную роль в целью повышения скорости передачи данных и снижения вероятности ошибочного их распознавания. Так, например, используя рой микроспутников можно отказаться от символов начала и окончания сообщения и выделить отдельный спутник, который будет переходом состояния своего лазера (светит/ не светит) символизировать о смене пакета данных. Также, один из спутников может быть выделен для тактирования смены байтов и даже битов в пакете данных, повышая вероятность корректного распознавания сообщений на приёмной стороне и повышая общую надёжность алгоритма. В таком случае снижаются требования по точности учёта такта мерцания лазеров. Что позволяет увеличить скорость мерцания лазерного источника света каждого КА до 15 Гц.
Кроме того, с целью повышения надёжности «информационные» космические аппараты в рое могут быть разбиты на несколько кластеров, например, мажорированная система из 3-х кластеров, передавая одну и туже последовательность битов. Полученные на приёмной стороне пакеты данных с разных кластеров «информационных» космических аппаратов сравниваются между собой. Решение о корректности пакета принимается по идентичности данных с 2 из 3 кластеров.
Ниже приведен конкретный пример передачи данных с роя микроспутников, состоящего из девяти космических аппаратов. Данный пример проиллюстрирован на фиг.8.
В данном примере рой спутников образован из девяти космических аппаратов, включающих восемь информационных космических аппаратов (8) и один космический аппарат (7) - идентификатор смены пакета данных.
Считывание данных приложением на смартфоне начинается после смены состояния космического аппарата (7)-идентификатора с включенного на выключенный или обратно. Данный переход свидетельствует о начале передачи нового пакета данных. После этого с тактом в диапазоне 10 Гц синхронно начинают передавать данные лазеры на информационных космических аппаратах (8). При этом за такт передаётся 8 бит информации, горящий лазер - это логическая «единица», выключенное состояние лазера - логический «ноль». В момент смены состояния лазера на информационном космическом аппарате (7) происходит смена пакета данных на следующий, приложение на смартфоне продолжает запись и распознание данных следующего пакета.
Также приведен конкретный пример передачи данных с роя микроспутников, состоящего из двадцати космических аппаратов. Данный пример проиллюстрирован на фиг.9.
В данном примере рой спутников образован из одного космического аппарата (7) - идентификатора смены пакета данных и двух групп информационных спутников (8), каждая из которых включает восемь информационных спутников. При этом, для повышения надёжности работы алгоритма и вероятности распознания сообщения на Земле дополнительно вводится космический аппарат (10) счётчика тактов, что упрощает задачу носимому устройству корректно определить такт мерцания двух групп информационных космических аппаратов (8). Две группы информационных космических аппаратов (8) могут как дублировать своё сообщение для повышения надёжности передачи информации, так и передавать разную информацию, при этом данные первой группы считаются идущими в строке данных раньше, чем данные со второй группы.
В данном примере рой спутников дополнительно содержит два резервных космических аппарата, которые могут выполнять любую из функций в группировке, как идентификатора (7), так и информационных космических аппаратов (8). Если в приоритете увеличение объёма передаваемой информации - то их целесообразно добавить к информационным космическим аппаратам, если же в приоритете надёжность, то их можно задублировать с космическим аппаратом ^-идентификатором и космическим аппаратом (9)-счётчиком тактов.
Могут быть и другие схемы распределения функционала между микроспутниками в составе роя.

Claims

Формула изобретения
1 . Космический аппарат содержащий, бортовой комплекс управления, бортовой радиокомплекс, систему управления ориентацией и стабилизацией, панели солнечных батарей и аккумуляторных батарей, отличающийся тем, что содержит источник света в качестве полезной нагрузки для создания визуально различимого светового пятна на небосводе в тёмное время суток, при этом источник света выполнен в виде по меньшей мере одного лазерного диода, установленного в направляющую, размещенную на основании, причем источник света выполнен с возможностью работы в постоянном или импульсном режиме.
2. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что дополнительно содержит двигательную установку.
3. Аппарат по п.1 , отличающийся тем, что источник света содержит два ряда направляющих с лазерными диодами, закрепленными на двух противоположных сторонах основания.
4. Аппарат по п.1 , отличающийся тем, что луч лазерного светодиода выполнен с прямоугольным поперечным сечением, при этом лучи лазерных светодиодов, входящих в лазерный источник света, светят на свой участок земли и не перекрываются друг с другом.
5. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что основание источника света выполнено из материала с высокой удельной теплоемкостью и теплопроводностью.
6. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что лазерный диод выполнен с возможностью поворота в посадочном отверстии в направляющей для осевой ориентации прямоугольного поперечного сечения луча отдельного диода.
7. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что основание источника света выполнено с установочной поверхностью под направляющими для направления лучей одного или нескольких лазерных диодов в вертикальной плоскости.
8. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что все внешние поверхности основания и направляющих покрыты терморегулирующим покрытием с высокой степенью черноты в ИК диапазоне излучения.
9. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что панели солнечных батарей выполнены с возможностью раскрытия.
10. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что выполнен с возможностью объединения в группировку с по меньшей мере одним аналогичным аппаратом для формирования визуально различимой информации, сформированной из световых пятен.
11. Аппарат по п.1 , отличающийся тем, что группировка космических аппаратов образована по меньшей мере одним информационным космическим аппаратом, одним космическим аппаратом, выполненным с возможностью передачи информации о смене пакета данных, и одним космическим аппаратом, выполненным с возможностью тактирования смены байтов и/или битов в пакете данных.
12. Способ передачи информации из космоса, в котором осуществляют вывод на орбиту по меньшей мере одного космического аппарата, содержащего лазерный источник света, направляют визирную ось лазерного источника света в центр планируемого пятна освещения на поверхности Земли обеспечивают сохранение направления визирной оси лазера на центр пятна на Земле в течение работы источника света и осуществляют работу лазерного источника света в постоянном и/или импульсном режиме, и транслируют в пятно освещения на поверхности Земли.
13. Способ по п.12, отличающийся тем, что в импульсном режиме осуществляют модуляцию информацией оптического сигнала, изменяя амплитуду сигнала, обеспечивая мерцание источника света в пределах 60 Гц.
14. Способ по п.12, отличающийся тем, что выводят на орбиту множество космических аппаратов, объединенных в группировку, при этом осуществляют работу лазерного источника света космического аппарата в импульсном режиме по заложенной циклограмме и/или в постоянном режиме.
15. Способ по п.12, отличающийся тем, что осуществляют прием сигнала посредством наземного приемника.
16. Способ по п.12, отличающийся тем, что в качестве приемника сигнала используют мобильное устройство, снабженное экраном, фото-видео камерой и выполненное с возможностью установки программного обеспечения.
17. Способ по п.12, отличающийся тем, что формируют, видимое с поверхности Земли невооруженным глазом, изображение.
PCT/RU2021/050355 2020-11-27 2021-10-26 Метод передачи информации из космоса и устройство для его осуществления WO2022115001A1 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020139033 2020-11-27
RU2020139033A RU2755444C1 (ru) 2020-11-27 2020-11-27 Метод передачи информации из космоса и устройство для его осуществления

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2022115001A1 true WO2022115001A1 (ru) 2022-06-02

Family

ID=77745689

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2021/050355 WO2022115001A1 (ru) 2020-11-27 2021-10-26 Метод передачи информации из космоса и устройство для его осуществления

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2755444C1 (ru)
WO (1) WO2022115001A1 (ru)

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100559084B1 (ko) * 2003-11-14 2006-03-10 건국대학교 산학협력단 식물-토양을 이용한 실내 공기 정화장치
DE102007036285B3 (de) * 2007-07-31 2008-07-31 Balazs, Gerhard Pflanzvorrichtung zur Luftreinigung
KR20090062719A (ko) * 2007-12-13 2009-06-17 박병찬 조경 겸 공기정화장치
CN105157121A (zh) * 2015-07-31 2015-12-16 易福润德（北京）科技有限公司 生态型空气净化器
CN108837624A (zh) * 2018-06-25 2018-11-20 成都赋阳技术开发有限公司 一种室内用空气净化设备
CN209197026U (zh) * 2015-01-27 2019-08-02 吴金栋 一种可移动式植物生长空气净化器
KR102096181B1 (ko) * 2018-11-01 2020-04-01 주식회사 삼영정보 수면캡슐
KR20200051192A (ko) * 2018-11-05 2020-05-13 한국건설기술연구원 미세먼지 제거 시스템, 및 이를 이용한 미세먼지 제거 모듈 시스템

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5949594A (en) * 1993-07-29 1999-09-07 Iglseder; Heinrich Process for the generation of information in space
RU2122748C1 (ru) * 1997-11-18 1998-11-27 Воинов Андрей Сергеевич Способ создания зрительных эффектов
RU2226291C2 (ru) * 2000-04-28 2004-03-27 Общество с ограниченной ответственностью "Квантроникс" Устройство для отображения информации (варианты)
RU2399962C1 (ru) * 2009-07-24 2010-09-20 Станислав Борисович Никоноркин Способ представления информации

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100559084B1 (ko) * 2003-11-14 2006-03-10 건국대학교 산학협력단 식물-토양을 이용한 실내 공기 정화장치
DE102007036285B3 (de) * 2007-07-31 2008-07-31 Balazs, Gerhard Pflanzvorrichtung zur Luftreinigung
KR20090062719A (ko) * 2007-12-13 2009-06-17 박병찬 조경 겸 공기정화장치
CN209197026U (zh) * 2015-01-27 2019-08-02 吴金栋 一种可移动式植物生长空气净化器
CN105157121A (zh) * 2015-07-31 2015-12-16 易福润德（北京）科技有限公司 生态型空气净化器
CN108837624A (zh) * 2018-06-25 2018-11-20 成都赋阳技术开发有限公司 一种室内用空气净化设备
KR102096181B1 (ko) * 2018-11-01 2020-04-01 주식회사 삼영정보 수면캡슐
KR20200051192A (ko) * 2018-11-05 2020-05-13 한국건설기술연구원 미세먼지 제거 시스템, 및 이를 이용한 미세먼지 제거 모듈 시스템

Also Published As

Publication number Publication date
RU2755444C1 (ru) 2021-09-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10960991B2 (en) Control system and method for unmanned aerial vehicles
CN1099773C (zh) 多高度卫星中继系统和方法
JP6041261B2 (ja) 光ダウンリンクシステム
US5762298A (en) Use of artificial satellites in earth orbits adaptively to modify the effect that solar radiation would otherwise have on earth's weather
CN1193854A (zh) 多高度卫星中继系统和方法
Walther et al. Air-to-ground lasercom system demonstration design overview and results summary
Guillochon et al. SETI via leakage from light sails in exoplanetary systems
CN105827310B (zh) 一种基于广角扩束镜的多点激光通信用光学天线
RU2689783C2 (ru) Способ и система дальней радиоэлектронной разведки по признакам "следа в атмосфере" летящего в стратосфере с гиперзвуковой скоростью "радионезаметного" объекта
US20160269100A1 (en) Satellite laser communications relay node
JP2018184080A (ja) 人工衛星、明点表示方法、情報提供方法、及びプログラム
CN109644044A (zh) 使用节点的无线电系统
Devine et al. A Giant Herbig-Haro Flow from a Massive Young Star in G192. 16− 3.82
JP2024036592A (ja) 飛翔体対応システム及びデータ中継衛星
RU2755444C1 (ru) Метод передачи информации из космоса и устройство для его осуществления
US10317218B2 (en) Planetary surveillance system
Seitzer et al. Optical tracking and attitude determination of LEO CubeSats with LEDs: A balloon demonstration
CN110851232A (zh) 一种基于异形屏的航天任务演示装置
ES2335632B1 (es) Sistema autonomo de vuelo con laser.
Begley et al. Proposed near-term, 1-Gbps space laser communications demonstration system
Read Two large H i expanding shells in the field of NGC 7538
Marzioli et al. The LEDSAT Mission: optical recognition and orbit determination of a self-illuminating payload on-board a 1U CubeSat
Buddenhagen et al. A study of visual simulation techniques for astronautical flight training
RU2093967C1 (ru) Способ передачи визуально воспринимаемой информации
Heinsheimer A Distributed Architecture to Accomplish the Solar Gravity Lens Mission

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 21898793

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 21898793

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

32PN Ep: public notification in the ep bulletin as address of the adressee cannot be established

Free format text: NOTING OF LOSS OF RIGHTS PURSUANT TO RULE 112(1) EPC (EPO FORM 1205A DATED 14.11.2023)