Способ безопасного выпуска искусственных спутников на земную орбиту

Изобретение относится к управлению выведением, преимущественно малых искусственных спутников (ИС) на околоземную орбиту с помощью орбитального транспортного космического аппарата (ТКА), устанавливаемого на ракете-носителе (РН). ИС размещаются во множестве орбитальных развертывателей пикоспутника (ОРП) на ТКА, содержащих приводы (15) выпуска ИС. В случае невозможности выпуска ТКА или в случае его поломки после выпуска из РН активируют подсистему безопасности ТКА для выработки последовательности активации ОРП. Таймер (7) вырабатывает сигнал ST1 времени ожидания выпуска ТКА. Блок (3) управления и наведения сравнивает сигнал ST1 с эталонным сигналом STR наибольшего времени ожидания. При ST1>STR блок (3) вырабатывает сигнал SA активации и отправляет его на управляющие платы (8) ОРП, которые выдают управляющий сигнал SP на приводы (15), выпускающие заданный ИС в требуемое орбитальное положение из соответствующего ОРП. При ST1<STR контроль осуществляется после заданного периода времени и операции повторяются для следующих ИС. Технический результат состоит в возможности размещения всех ИС на орбите надлежащим образом в аварийной ситуации с ТКА. 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Настоящее изобретение относится к способу безопасного выпуска искусственных спутников на земную орбиту, предпочтительно малых спутников или наноспутников.

В последние десять лет технологическая эволюция привела к быстрому технологическому устареванию пользовательских устройств и к периодичности обновления технологий примерно раз в несколько лет. В этой связи в качестве примера может быть рассмотрена отрасль мобильной связи.

В отрасли космических искусственных спутников, технологический прогресс напротив продвигается с гораздо меньшей скоростью, рассчитывая на способность искусственных спутников работать длительное время, более 15 лет в некоторых случаях. Следовательно, затраты для доступа в эту космическую отрасль могут поддерживаться только правительственными учреждениями и несколькими крупными компаниями, только они способны нести огромные затраты на разработку искусственных спутников и поддержание их в исправном состоянии.

Однако потребности в научных исследованиях исследовательских центров и университетов привели к новым попыткам использования космоса посредством чрезвычайно малых спутников, которые могут быть построены с относительно низкими затратами, используя технологию миниатюрной электронной аппаратуры, доступную на свободном рынке.

В этой связи, начиная с 1999 Политехнический университет штата Калифорния (Cal Poly) и Стэнфордский университет разрабатывают и предлагают в качестве стандарта новый спутник, называемый “Cubesat” из-за его специальной кубической формы размерами 10×10x10 см. Этот тип спутника (который соответствует условному определению малого спутника и более конкретно наноспутника) является модульным спутником и позволяет размещать все обычные подсистемы большого спутника, уступая однако более крупным и более дорогим спутникам по характеристикам.

Малые спутники и наноспутники, и в частности их стандартизованная версия в формате CubeSat, стали очень популярны и изначально использовались главным образом университетами, чтобы позволить студентам и исследователям отправлять компоненты и исследовательские проекты в космос.

Однако спутники этого типа были быстро оценены для использования в коммерческих целях, и постоянно растущее количество частных компаний интуитивно осознали значимость способности запускать группировки спутников CubeSat, чтобы оказывать услуги на Земле, нивелируя объективно более низкие уровни характеристик этих спутников их большим количеством на орбите (до нескольких сотен образцов) и их полетом в формации или группировке.

Несмотря на то, что за последние 60 лет были запущены приблизительно 6000 искусственных спутников, в настоящее время сотни новых частных компаний, поддерживаемых частным капиталом, строят и планируют запуск более 23000 искусственных спутников в следующие 5-10 лет.

Спутники CubeSat доставляются в космос так же, как и любой другой спутник более высокого класса при помощи космической ракеты-носителя. Однако их малый размер делает их отдельный запуск нерентабельным; поэтому, они всегда размещаются на орбите в качестве вспомогательных нагрузок других, более крупных спутников. Ракета-носитель обычно продается за 60-100 миллионов долларов, таким образом для малого спутника, часто стоящего менее одного миллиона евро, трудно получить доступ к отдельному запуску.

В общем, спутники CubeSat выпускаются практически одновременно непосредственно после выпуска основного спутника, формируя подобие облака, которое медленно рассредотачивается в космосе.

В частности, спутники CubeSat размещены во множестве POD (ОРП, орбитальный развертыватель пикоспутника), которые сопряжены непосредственно с ракетой-носителем для выпуска спутников CubeSat, как только ракета-носитель достигнет заданной орбиты. Посредством простого таймера, приводимого в действие ракетой-носителем, ОРП открывают выпускающую дверцу для выпуска спутников CubeSat, размещенных внутри них.

Поскольку, как указано, ракета-носитель выполнена с возможностью запуска основного спутника и ОРП для спутников CubeSat, составляющих вспомогательную нагрузку, очень часто спецификации полета ракеты-носителя не обеспечивают безопасный и гарантированный выпуск спутников CubeSat, а проще говоря они обеспечивают только отправку системами ракеты-носителя сигнала выпуска на различные ОРП. Следовательно, задача ОРП состоит в обеспечении эффективного выпуска спутников CubeSat.

Следовательно, в случае неисправности ОРП, спутники CubeSat не выпускаются с очевидными проблемами для заказчиков.

В этом смысле, настоящее изобретение предлагает сделать доступным способ безопасного выпуска искусственных спутников на земную орбиту, который не имеет вышеупомянутых критических проблем.

В частности, настоящее изобретение относится к способу безопасного выпуска искусственных спутников на земную орбиту, содержащему:

обеспечение орбитального транспортного космического аппарата, способного перемещаться на орбитальной высоте и содержащего множество ОРП для выпуска спутников, транспортируемых орбитальным транспортным космическим аппаратом;

размещение упомянутого орбитального транспортного космического аппарата в космической ракете-носителе, выполненной с возможностью достижения орбитальной высоты;

выработку сигнала выпуска и передачу его на орбитальный транспортный космический аппарат для выпуска орбитального транспортного космического аппарата из космической ракеты-носителя;

в случае невозможности выпуска орбитального транспортного космического аппарата или в случае поломки орбитального транспортного космического аппарата после выпуска из космической ракеты-носителя, активацию подсистемы безопасности орбитального транспортного космического аппарата для выработки последовательности активации ОРП для выпуска спутников.

Предпочтительно, активация подсистемы безопасности содержит определение первого времени, характеризующего время, прошедшее после последнего сеанса связи, имевшего место между орбитальным транспортным космическим аппаратом и удаленной передающей станцией, сравнение упомянутого первого времени с эталонным временем, показывающим наибольшее время ожидания, активацию приводных элементов для выпуска спутника, когда первое время превышает эталонное время.

Предпочтительно, активация приводных элементов содержит открытие выпускающей дверцы ОРП, фиксацию выпускающей дверцы в открытом положении, прикладывание тяги отделения к спутнику, подлежащему выпуску.

Предпочтительно, за активацией приводных элементов следует ожидание в течение времени ожидания и активация приводных элементов дополнительных ОРП для выпуска следующего спутника.

Предпочтительно, упомянутая подсистема безопасности упомянутого орбитального транспортного космического аппарата содержит блок управления и наведения на борту упомянутого орбитального транспортного космического аппарата или на борту каждого ОРП, снабжаемый энергией посредством источника электропитания на борту упомянутого орбитального транспортного космического аппарата.

Предпочтительно, упомянутая последовательность активации осуществляется упомянутым блоком управления и наведения.

Предпочтительно, упомянутый блок управления и наведения полностью автономен и независим от других подсистем орбитального транспортного космического аппарата.

Предпочтительно, упомянутые спутники выпускаются согласно заданной модели выпуска.

Предпочтительно, тяга отделения, прикладываемая к каждому спутнику, вычисляется в зависимости от орбиты, подлежащей достижению спутником.

Предпочтительно, упомянутый источник электропитания является аккумулятором, предназначенным специально для блока управления и наведения, или аккумулятором, общим с подсистемами платформы спутника орбитального транспортного космического аппарата, или фотоэлектрическими панелями.

Дополнительные характеристики и преимущества настоящего изобретения станут более понятны из следующего подробного описания его некоторых предпочтительных вариантов выполнения, со ссылкой на прилагаемые чертежи и обеспеченных посредством показательного и неограничивающего примера. На этих чертежах:

- Фигура 1 схематично показывает космическую ракету-носитель;

- Фигура 2 схематично показывает орбитальный транспортный космический аппарат;

- Фигура 3 схематично показывает первый компонент орбитального транспортного космического аппарата с Фигуры 2;

- Фигура 4 показывает деталь компонента с Фигуры 3;

- Фигура 5 схематично показывает второй компонент орбитального транспортного космического аппарата с Фигуры 2;

- Фигура 6 схематично показывает расположение спутников внутри компонента с Фигуры 3; и

- Фигура 7 блок-схема согласно способу настоящего изобретения.

На Фигуре 1, ссылочная позиция 100 обозначает космическую ракету-носитель, способную достичь орбитальной высоты вокруг Земли. Космическая ракета-носитель 100 может являться типом космической ракеты-носителя с вертикальным взлетом, которая с поверхности Земли способна достичь орбиты вокруг Земли, или аппаратом, который будучи выпущенным из летательного аппарата, способен достичь орбиты вокруг Земли.

Предпочтительно, достигаемая орбитальная высота является низкой околоземной орбитой (НОО), то есть круговой орбитой вокруг Земли на высоте между атмосферой Земли и радиационным поясом Ван Аллена, между 200 км и 2000 км от поверхности Земли.

Космическая ракета-носитель 100 содержит двигательную систему 101 (например, химическое ракетное топливо), системы управления и наведения (не показаны) и вмещающее отделение 102 для полезной нагрузки.

Упомянутая полезная нагрузка может, например, содержать основной спутник 103 и множество вспомогательных спутников 104.

По меньшей мере один орбитальный транспортный космический аппарат 1 получает пространство для хранения и размещен внутри вмещающего отделения 102.

Орбитальный транспортный космический аппарат 1 присоединен к космической ракете-носителю 100 посредством стандартной системы 105 орбитального отделения, выполненной с возможностью выпуска с заданной тягой орбитального транспортного космического аппарата 1, как только космическая ракета-носитель 100 достигает заданной орбитальной высоты.

Предпочтительно, упомянутая орбитальная высота является высотой, адаптированной для выпуска основного спутника 103, то есть основной полезной нагрузки космической ракеты-носителя 100.

Орбитальный транспортный космический аппарат 1 содержит платформу 2 спутника, которая содержит подсистемы, необходимые для управления и организации работы спутника. Упомянутые подсистемы (не показаны или далее не описаны, поскольку они являются стандартными) являются избыточными, то есть они дублируются для повышения их надежности.

Как схематично показано на Фигуре 5, платформа 2 спутника дополнительно содержит подсистему 21 безопасности, содержащую блок 3 управления и наведения, снабжаемый энергией от источника 4 электропитания (например, аккумулятора или фотоэлектрических панелей), предпочтительно специально предназначенного для модуля 3 управления и наведения.

Блок 3 управления и наведения содержит передатчик 5 сигнала, способный отправлять сигналы на поверхность Земли, и приемник 6 сигнала, способный принимать сигналы с поверхности Земли.

Модуль 3 управления и наведения дополнительно содержит таймер 7 и множество управляющих плат 8, выполненных с возможностью выработки и отправки управляющих сигналов SP на приводные элементы 15.

Все устройства подсистемы 21 безопасности избыточны, для того чтобы повысить надежность подсистемы.

Платформа 2 спутника дополнительно содержит по меньшей мере одну стандартную двигательную систему 9, выполненную с возможностью перемещения орбитального транспортного космического аппарата 1 по орбите или перемещения его на другую орбиту. Двигательная система 9 дополнительно выполнена с возможностью коррекции и/или изменения ориентации орбитального транспортного космического аппарата 1.

Транспортный космический аппарат 1 дополнительно содержит механический интерфейс 10, при помощи которого орбитальный транспортный космический аппарат 1 присоединен к космической ракете-носителю 100.

Орбитальный транспортный космический аппарат 1 содержит множество выпускающих систем 20. Каждая выпускающая система 20 содержит POD (ОРП, орбитальный развертыватель пикоспутника) 11, внутри которого размещен один или более спутников 12. ОРП служат в качестве выпускающих труб с функцией хранения, транспортировки и выпуска спутников 12, которые должны быть помещены на орбиту и предпочтительно размещены в грузовом пространстве 12a орбитального транспортного космического аппарата 1.

ОРП 11 являются модульными и независимыми друг от друга. В качестве примера, орбитальный транспортный космический аппарат 1 может транспортировать 48 спутников CubeSat каждый размером по 1 единице (1 единица спутника CubeSat определяется объемом 10×10x10 см), или 16 спутников CubeSat каждый размером по 3 единицы, или 8 спутников CubeSat каждый размером по 6 единиц, или 4 спутника CubeSat каждый размером по 12 единиц, и их смешанные конфигурации.

Фигура 6 показывает пример смешанной конфигурации спутников CubeSat, перемещаемых орбитальным транспортным космическим аппаратом 1, в которой A1 и C2 представляют собой соответствующие спутники CubeSat размером по 6 единиц, A3, A4, B1, B2, C1, D1, D3, D4 представляют собой соответствующие ряды спутников CubeSat размером по 1 единице, B3 представляет собой спутник CubeSat размером 12 единиц.

Фигура 3 показывает множество ОРП 11, на которой каждый ОРП способен вместить спутник CubeSat размером 3 единицы. ОРП 11 могут снабжаться энергией посредством фотоэлектрических панелей 11a, установленных на конструкции самих ОРП.

Как показано на Фигуре 4 (которая показывает ОРП для транспортировки и выпуска спутника CubeSat размером 3 единицы), каждый ОРП снабжен удерживающим корпусом 13, открывающейся дверцей 14 и выталкивающими элементами 16 для выталкивания перемещаемых спутников CubeSat, сообщая им заданную тягу.

Упомянутые выталкивающие элементы 16 могут являться, например, предварительно нагруженными пружинами согласно тяге, подлежащей сообщению спутнику во время выпуска.

Приводные элементы 15 действуют на каждый ОРП 11 и в частности на открывающуюся дверцу 14 и на выталкивающие элементы 15, как схематично показано на Фигуре 4.

ОРП 11 расположены взаимно бок о бок, чтобы образовать матрицу ОРП, в которой предпочтительно все открывающиеся дверцы 14 расположены в одном и том же положении и лежат в одной плоскости, как показано на Фигуре 3.

Орбитальный транспортный космический аппарат 1 снабжен спутниками 12, вставленными в ОРП 11 и затем помещенными в космическую ракету-носитель 100.

Космическая ракета-носитель 100 помещается на орбиту вокруг Земли. Орбитальная высота и положение, достигаемое космической ракетой-носителем 100, например соответствует конкретно заданным для выпуска основного спутника 103, который представляет собой наиболее важную полезную нагрузку космической ракеты-носителя и для которой космический полет была главным образом разработан.

Во время полетного задания, которое не сталкивается с проблемами, орбитальный транспортный космический аппарат 1 выпускается космической ракетой-носителем 100. Этап выпуска происходит путем сообщения тяги отделения орбитальному транспортному космическому аппарату 1, способной удалить орбитальный транспортный космический аппарат 1 из космической ракеты-носителя 100. Упомянутая тяга задает транспортному космическому аппарату 1 момент, который в зависимости от текущих требований и/или параметров полета способен переместить орбитальный транспортный космический аппарат 1 на орбиту, достигаемую за период времени порядка нескольких дней (обычно 2 или 3 дня).

Затем орбитальный транспортный космический аппарат 1 выпускает согласно заданной последовательности спутники 12, которые размещаются на выбранных орбитах.

Если орбитальный транспортный космический аппарат 1 не выпущен космической ракетой-носителем 100 по любой причине (например, поскольку выпускающий привод транспортного космического аппарата 1 имеет неисправность или поскольку подсистемы платформы 2 спутника орбитального транспортного космического аппарата 1 имеют неисправность), подсистема 21 безопасности орбитального транспортного космического аппарата 1 приводится в действие, чтобы привести в действие последовательность активации ОРП 11.

Подсистема 21 безопасности транспортного космического аппарата 1 также приводит в действие последовательность активации ОРП 11, если транспортный космический аппарат 1 выпущен надлежащим образом космической ракетой-носителем 100, но впоследствии терпит аварию, по любой причине, которая угрожает возможности завершения задачи по выпуску спутников 12.

Подсистема 21 безопасности независима и отделена от других подсистем платформы 2 спутника, так чтобы неисправность любой подсистемы платформы 2 спутника не угрожала работе подсистемы 21 безопасности.

Также подсистема 21 безопасности вырабатывает последовательность активации ОРП 11 для выпуска спутников 12, если орбитальный транспортный космический аппарат 1 по-прежнему находится в космической ракете-носителе 100.

В частности, как схематично показано на Фигуре 7, таймер 7 вырабатывает сигнал ST1, характеризующий первое время, прошедшее после последнего сеанса связи между орбитальным транспортным космическим аппаратом 1 и удаленной передающей станцией (например, на Земле). Если орбитальный транспортный космический аппарат 1 не был выпущен космической ракетой-носителем 100 (или потерпел аварию после выпуска космической ракетой-носителем 100) и, следовательно, он не отправил какой-либо сигнал на удаленную передающую станцию (например, поскольку подсистемы платформы 2 спутника повреждены), отсутствующий сигнал свидетельствует о невозможности орбитального транспортного космического аппарата 1 выполнить задачу по выпуску спутников 12.

Блок 3 управления и наведения, снабжаемый энергией посредством источника 4 электропитания, сравнивает сигнал ST1 с сигналом STR, показывающим эталонное наибольшее время ожидания.

Если результат сравнения таков, что ST1>STR, тогда блок 3 управления и наведения вырабатывает сигнал SA активации и отправляет его на управляющие платы 8 ОРП 11.

Если результат сравнения таков, что ST1<STR, тогда контроль проводится еще раз после заданного периода времени.

Когда управляющие платы 8 принимают сигнал SA активации, они вырабатывают управляющий сигнал SP и отправляют его на приводные элементы 15, которые выпускают заданный спутник 12 из соответствующего ОРП 11.

В частности, после приема управляющего сигнала SP, приводные элементы 15 действуют на выпускающую дверцу 14, открывая ее и удерживая ее в открытом состоянии, и на выталкивающие элементы 15, которые сообщают тягу выпуска спутнику 12, перемещающемуся от орбитального транспортного космического аппарата 1. Усилие выпуска, а также направление выпуска, вычисляются блоком 3 управления и наведения, чтобы направить спутник 12 к выбранному орбитальному положению.

По прошествии некоторого времени, необходимого для перемещения спутника 12 от орбитального транспортного космического аппарата 1 и/или от космической ракеты-носителя 100, управляющие платы 8 вырабатывают дополнительный управляющий сигнал SP и цикл выпуска нового спутника 12 повторяется, как схематично показано на Фигуре 7.

Цикл итерационно повторяется до тех пор, пока все спутники 12 не будут выпущены.

Таким образом, даже если выпуск орбитального транспортного космического аппарата 1 не состоялся, или если орбитальный транспортный космический аппарат 1 потерпел аварию после выпуска из космической ракеты-носителя 100, все спутники 12 будут размещены на орбите надлежащим образом.

Очевидно, специалист в данной области техники, чтобы соответствовать конкретным и возможным требованиям, может сделать множество модификаций и вариантов изобретения, описанного выше, не отступая тем самым от объема защиты настоящего изобретения, определенного пунктами следующей формулы изобретения.

1. Способ безопасного выпуска искусственных спутников на околоземную орбиту, включающий:

обеспечение орбитального транспортного космического аппарата (1), способного перемещаться на орбитальной высоте и содержащего множество орбитальных развертывателей пикоспутника (ОРП) (11) для выпуска спутников (12), транспортируемых орбитальным транспортным космическим аппаратом (1);

размещение упомянутого орбитального транспортного космического аппарата (1) в космической ракете-носителе (100), выполненной с возможностью достижения орбитальной высоты;

выработку сигнала выпуска и передачу его на орбитальный транспортный космический аппарат (1) для выпуска орбитального транспортного космического аппарата (1) из космической ракеты-носителя (100);

в случае невозможности выпуска орбитального транспортного космического аппарата (1) или в случае поломки орбитального транспортного космического аппарата (1) после выпуска из космической ракеты-носителя (100), активацию подсистемы (21) безопасности орбитального транспортного космического аппарата (1) для выработки последовательности активации ОРП (11) для выпуска спутников (12).

2. Способ по п. 1, в котором активация подсистемы (21) безопасности содержит определение первого времени (ST1), характеризующего время, прошедшее после последнего сеанса связи, имевшего место между орбитальным транспортным космическим аппаратом (1) и удаленной передающей станцией, сравнение упомянутого первого времени (ST1) с эталонным временем (STR), показывающим наибольшее время ожидания, активацию приводных элементов (15) для выпуска спутника (12), когда первое время (ST1) превышает эталонное время (STR).

3. Способ по п. 2, в котором активация приводных элементов (15) содержит открытие выпускающей дверцы (14) ОРП (11), фиксацию выпускающей дверцы (14) в открытом положении, приложение тяги отделения к спутнику (12), подлежащему выпуску.

4. Способ по п. 3, в котором за активацией приводных элементов (15) следуют ожидание в течение времени ожидания и активация приводных элементов (15) дополнительного ОРП (11) для выпуска следующего спутника (12).

5. Способ по любому из предшествующих пунктов, в котором упомянутая подсистема (21) безопасности упомянутого орбитального транспортного космического аппарата (1) содержит блок (3) управления и наведения на борту упомянутого орбитального транспортного космического аппарата (1) или на борту каждого ОРП (11), снабжаемый энергией посредством источника (4) электропитания на борту упомянутого орбитального транспортного космического аппарата (1).

6. Способ по пп. 2 и 5, в котором упомянутая последовательность активации осуществляется упомянутым блоком (3) управления и наведения.

7. Способ по п. 5 или 6, в котором упомянутый блок (3) управления и наведения полностью автономен и независим от других подсистем орбитального транспортного космического аппарата (1).

8. Способ по любому из предшествующих пунктов, в котором упомянутые спутники (12) выпускаются согласно заданной модели выпуска.

9. Способ по п. 3 или 4, в котором тяга отделения, прикладываемая к каждому спутнику (12), вычисляется в зависимости от орбиты, подлежащей достижению спутником (12).

10. Способ по п. 5, в котором упомянутый источник (4) электропитания является аккумулятором, предназначенным специально для блока (3) управления и наведения, или аккумулятором, используемым совместно с подсистемами платформы (2) спутника орбитального транспортного космического аппарата (1), или фотоэлектрическими панелями.