СПОСОБ ВЫПУСКА ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ НА ЗЕМНУЮ ОРБИТУ Российский патент 2022 года по МПК B64G1/00 

Настоящее изобретение относится к способу 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 космического средства выведения. 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.

Следовательно, операторы этих малых спутников “выезжали” на орбиту вместе с более крупными спутниками, по цене несколько сотен тысяч долларов, принимая невозможность выбора ни того, когда будет запуск, ни того, когда будет их выпуск на орбиту. Эти решения являются исключительно прерогативой основного спутника, за который была заплачена большая часть стоимости ракеты-носителя.

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

Выпущенным таким образом спутникам CubeSat требуются месяцы для рассредоточения, поскольку они могут использовать только изменение гравитационного поля Земли и солнечный ветер для изменения положения на орбите и дрейфуют до тех пор, пока не достигнут требуемого положения.

Альтернативно, спутники CubeSat размещаются на орбите посредством Международной космической станции, используя модуль Kibo и манипулятор робота. Использование манипулятора робота позволяет оператору выбрать время для извлечения спутника и обеспечить возможность выпуска спутника CubeSat с различными ориентациями и силой.

С космической станции также возможно использовать коммерческую систему, управляемую компанией Nanoracks, для выталкивания спутников с Международной космической станции, с подходом, подобным тому, который используется для выпуска спутников CubeSat из средств выведения.

В любом случае, количество спутников, которое может быть запущено с Международной космической станции, существенно ограничено, и орбитой выпуска является орбита космической станции, следовательно приблизительно 400 км по высоте и 51,54 градусов по наклонению.

Это является серьезной проблемой, поскольку большая часть этих малых спутников не имеют бортовой двигательной системы.

Операторы, которым требуются определенные условия выпуска для их спутников CubeSat, должны ждать длительное время, в среднем от одного до двух лет, чтобы найти запуск с параметрами орбиты, отвечающими их требованиям, что создает неопределенности и задержки, которые могут подвергать риску их бизнес.

Более того, кто бы ни управлял группировкой спутников CubeSat, он должен обеспечить настолько равномерную удаленность их спутников друг от друга насколько это возможно, чтобы позволить более эффективное покрытие Земли и обеспечить их заказчиков более высококачественным обслуживанием. В настоящее время, для группировки спутников CubeSat, выпущенных во время одного и того же запуска, требуется 6-10 месяцев для полного и равномерного рассредоточения по орбите.

Учитывая то, что средний срок службы спутника CubeSat на орбите составляет один год и с трудом превышает два года (из-за постепенного снижения по направлению к Земле вследствие естественных сил, которые вызывают его вхождение в плотные слои атмосферы), легко понять, что затрачивать более половины срока службы только на рассредоточение группировки является критической проблемой первостепенной важности между операторами спутников CubeSat.

В этом смысле, настоящее изобретение предлагает сделать доступным способ выпуска искусственных спутников на земную орбиту, который решает вышеупомянутые критические проблемы.

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

обеспечение орбитального транспортного космического аппарата, способного перемещаться на орбитальной высоте и содержащего грузовое пространство;

подвешивание множества спутников в упомянутом грузовом пространстве;

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

выпуск упомянутого орбитального транспортного космического аппарата на орбитальной высоте, когда упомянутая космическая ракета-носитель достигает орбитальной высоты, посредством сообщения тяги отделения упомянутому орбитальному транспортному космическому аппарату;

последовательный выпуск спутников из грузового пространства;

в котором выпуск каждого спутника из грузового пространства происходит в соответствующем заданном направлении и при достижении орбитальным транспортным космическим аппаратом соответствующего заданного положения.

Предпочтительно, ориентация упомянутого орбитального транспортного космического аппарата корректируется перед выпуском каждого спутника.

Предпочтительно, каждый спутник выпускается с соответствующими скоростями отделения; причем каждая скорость отделения задана так, что выпущенный спутник достигает заданного орбитального положения.

Предпочтительно, каждый спутник выпускается в направлении, противоположном направлению перемещения орбитального транспортного космического аппарата.

Предпочтительно, каждый спутник выпускается в направлении, противоположном направлению выпуска спутника, выпущенного непосредственно перед ним, в котором направление выпуска упомянутого спутника, выпущенного непосредственно перед ним, противоположно направлению перемещения орбитального транспортного космического аппарата.

Предпочтительно, подвешивание множества спутников в упомянутом грузовом пространстве содержит обеспечение множества выпускающих систем и подвешивание каждого спутника при помощи одной из упомянутых выпускающих систем.

Предпочтительно, упомянутое множество выпускающих систем содержит множество выпускающих труб, каждая из которых выполнена с возможностью выпуска одного или более спутников по отдельности; причем упомянутые выпускающие трубы расположены бок о бок, для того чтобы образовать матрицу выпускающих труб.

Предпочтительно, упомянутые спутники выпускаются согласно заданной модели выпуска.

Предпочтительно, двигательная система орбитального транспортного космического аппарата приводится в действие для размещения орбитального транспортного космического аппарата в заданных и последовательных орбитальных положениях каждый раз, когда выпускается спутник.

Предпочтительно, орбитальный транспортный космический аппарат перемещается по траектории входа в плотные слои атмосферы после выпуска всех спутников.

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 наноспутников внутри компонента с Фигуры 3; и

- Фигуры 7 и 8 показывают два примера орбитального размещения спутников согласно настоящему изобретению.

На Фигуре 1, ссылочная позиция 100 обозначает космическую ракету-носитель, способную достичь орбитальной высоты вокруг Земли. Космическая ракета-носитель 100 может являться типом космического средства выведения с вертикальным взлетом, которое с поверхности Земли способно 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.

Космическое средство 100 выведения 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 все 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 модуль 3 управления и наведения, снабжаемый энергией от источника 4 электропитания (например, аккумулятора), предпочтительно специально предназначенного для модуля 3 управления и наведения.

Модуль 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 8 на приводные элементы 15.

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.

Орбитальный 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 дополнительно 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, транспортируемых 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, или, более предпочтительно, они снабжаются энергией посредством платформы 2 спутника орбитального транспортного космического аппарата 1.

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 приводными элементами 15 для выталкивания транспортируемых спутников CubeSat, сообщая им заданную тягу.

Упомянутые приводные элементы 15 могут являться, например, предварительно нагруженными пружинами согласно тяге, подлежащей сообщению спутнику во время выпуска.

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.

Согласно способу настоящего изобретения, 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, обычно 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.

На этой стадии, 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 интервал времени порядка нескольких дней (обычно 2 или 3 дня).

Отметим, что на этом этапе двигательная система 9 орбитального транспортного космического аппарата 1 не приводится в действие.

Альтернативно, если орбитальный транспортный космический аппарат 1 должен достичь другой орбитальной высоты или если необходимо сообщить орбитальному транспортному космическому аппарату 1 больший момент, чем сообщаемый тягой отделения, двигательная система 9 приводится в действие.

В любом случае, орбитальный транспортный космический аппарат 1 затем перемещается от космической ракеты-носителя 100.

Когда орбитальный транспортный космический аппарат 1 достигает первого заданного положения, выпускается первый спутник 12.

Упомянутое заданное положение вычисляется согласно положению, в котором спутник 12 должен быть помещен на орбиту.

Спутник 12 выпускается, сообщая ему тягу отделения. Упомянутая тяга отделения может быть обеспечена посредством, например, приводных элементов 15 ОРП. Упомянутая тяга отделения предпочтительно задана при планировании полета и затем предварительно установлена. Альтернативно, упомянутая тяга отделения может быть определена во время выпуска спутника 12 согласно точному положению, достигнутому орбитальным транспортным космическим аппаратом 1 (которое может отличаться от положения, заданного при планировании полета).

В любом случае, спутник 12 перемещается от орбитального транспортного космического аппарата 1 в предварительно установленном и предварительно вычисленном направлении, со скоростью отделения, которая гарантирует достижение требуемого положения без необходимости в дополнительных маневрах. Таким образом, спутник 12 может быть размещен, даже если он не снабжен автономной двигательной системой.

Перед выпуском спутника 12, чтобы гарантировать, что упомянутый спутник перемещается в выбранном направлении, двигательная система 9 орбитального транспортного космического аппарата 1 приводится в действие для коррекции ориентации орбитального транспортного космического аппарата 1.

В предпочтительном варианте выполнения изобретения, спутник 12 выпускается в направлении, противоположном направлению перемещения орбитального транспортного космического аппарата 1.

Как только первый спутник выпущен, орбитальный транспортный космический аппарат 1 достигает нового положения для выпуска и операции по выпуску дополнительного спутника 12 повторяются, как описано выше.

Таким образом, обеспечивается постепенный выпуск спутников 12 в направлении, противоположном направлению перемещения орбитального транспортного космического аппарата 1 по орбите, без необходимости в дополнительных маневрах со стороны спутников 12 (как схематично показано на Фигуре 7). Это позволяет осуществить выпуск, например, 16 спутников за приблизительно 88 дней.

Последовательность выпуска спутников 12 может быть предварительно установлена или определена для каждого отдельного случая согласно требованиям оператора спутников 12.

Альтернативно, два последовательно выпущенных спутника 12 выпущены в по существу противоположных друг другу направлениях. Каждый выпуск следует этапам, описанным выше, с тем отличием, что второй спутник 12 выпускается в направлении, совпадающем с орбитальным направлением перемещения орбитального транспортного космического аппарата 1, после изменения положения орбитального транспортного космического аппарата 1, как схематично показано на Фигуре 8.

Заявитель вычислил, что таким образом возможно уменьшить общее время выпуска спутников 12 на 35% по сравнению с последовательностью выпуска, в которой направления удаления всех спутников всегда направлены в направлении, противоположном направлению перемещения орбитального транспортного космического аппарата 1.

Тяги отделения и коррелированные скорости отделения спутников 12 могут отличаться друг от друга и, как указано, они выбраны, чтобы гарантировать корректное размещение спутников 12 в кратчайшее возможное время.

В конце размещения спутников 12, орбитальный транспортный космический аппарат 1 помещается на траекторию вхождения в плотные слои атмосферы, исключая его становление опасным, неконтролируемым объектом на орбите.

Эта операция может быть осуществлена, используя остаточное ракетное топливо и двигательную систему, использованные для маневров на орбите, или используя специальную двигательную систему, выполненную с возможностью осуществления только операций по вхождению в плотные слои атмосферы.

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.

Изобретение относится к выведению на орбиты ансамбля ИСЗ, преимущественно пико-класса. Распределение ИСЗ по орбитам производят посредством транспортного космического аппарата (ТКА), содержащего спутниковую платформу (2), маневрирующую с помощью двигательной установки (9). ТКА выводят на исходную орбиту ракетой-носителем. В грузовом отсеке (12а) платформы (2) уложены ИСЗ (12), которые последовательно высвобождают из этого отсека с помощью орбитального развертывателя пикоспутников (POD) трубчатой формы. Выпуск каждого ИСЗ (12) из грузового отсека (12а) происходит с заданными направлением и скоростью тогда, когда ТКА достигает соответствующей точки своей траектории и ориентации. Техническим результатом является оперативное развертывание малых ИСЗ (типа Cubesat) с требуемой точностью и относительно простыми унифицированными средствами. 8 з.п. ф-лы, 8 ил.

1. Способ выпуска искусственных спутников на земную орбиту, включающий:

обеспечение орбитального транспортного космического аппарата (1), способного перемещаться на орбитальной высоте и содержащего грузовой отсек (12a);

подвешивание множества спутников (12) в упомянутом грузовом отсеке (12a), причем подвешивание множества спутников (12) в грузовом отсеке (12a) включает обеспечение множества выпускающих систем (20) и подвешивание каждого спутника (12) при помощи одной из упомянутых выпускающих систем (20), при этом каждая выпускающая система (20) содержит орбитальный развертыватель пикоспутников (POD) (11) для размещения одного или более из указанных спутников (12), причем POD (11) размещены в грузовом отсеке (12а) и служат в качестве выпускающих труб для хранения, транспортировки и выпуска спутников (12);

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

выпуск орбитального транспортного космического аппарата (1) на орбитальной высоте, когда космическая ракета-носитель (100) достигает орбитальной высоты, посредством сообщения тяги отделения орбитальному транспортному космическому аппарату (1);

последовательный выпуск спутников (12) из грузового отсека (12a);

при этом выпуск каждого спутника (12) из грузового отсека (12a) происходит в соответствующем заданном направлении и при достижении орбитальным транспортным космическим аппаратом (1) соответствующего заданного положения.

2. Способ по п.1, в котором ориентацию орбитального транспортного космического аппарата корректируют перед выпуском каждого спутника (12).

3. Способ по п.1 или 2, в котором каждый спутник (12) выпускают с соответствующими скоростями отделения, причем скорость отделения каждого спутника задают так, что выпущенный спутник (12) достигает заданного орбитального положения.

4. Способ по любому из пп.1-3, в котором каждый спутник (12) выпускают в направлении, противоположном направлению перемещения орбитального транспортного космического аппарата (1).

5. Способ по любому из пп.1-3, в котором при последовательном выпуске двух спутников (12) спутник (12) выпускают в направлении, противоположном направлению выпуска спутника (12), выпущенного непосредственно перед ним, при этом направление выпуска спутника (12), выпущенного непосредственно перед ним, противоположно направлению перемещения орбитального транспортного космического аппарата (1).

6. Способ по любому из пп.1-5, в котором каждая выпускающая труба (11) выполнена с возможностью выпуска одного или более спутников (12) по отдельности, причем выпускающие трубы (11) расположены бок о бок для образования матрицы (11) выпускающих труб.

7. Способ по любому из пп.1-6, в котором спутники (12) выпускают согласно заданной модели выпуска.

8. Способ по любому из пп.1-7, включающий приведение в действие двигательной системы (9) для орбитального транспортного космического аппарата (1) для размещения орбитального транспортного космического аппарата (1) в заданных и последовательных орбитальных положениях каждый раз, когда выпускается спутник (12).

9. Способ по любому из пп.1-8, включающий перемещение транспортного космического аппарата (1) по траектории входа в плотные слои атмосферы после выпуска всех спутников.