能夠編隊飛行的小型衛星和數顆小型衛星的編隊的制作方法

文檔序號:19837598發布日期:2020-02-04 13:15
能夠編隊飛行的小型衛星和數顆小型衛星的編隊的制作方法

本發明涉及能夠編隊飛行的非常小型的衛星,特別是用于leo(近地軌道)應用的質量為10kg或更小的納米衛星或皮米衛星,以及根據獨立權利要求所述的數顆小型衛星的編隊。



背景技術:

自1957年發射了質量約80kg的第一顆人造地球衛星以來,小型衛星就已知是現有技術。由于技術的快速發展,現在可以實現發射質量低于10kg的小型衛星,優選是發射質量小于2kg,進入圍繞地球的近地軌道(leo),在200公里到最大1000公里之間的高度上。

在空間技術方面,顯而易見的趨勢是,傳統的大型衛星將由分布式小型衛星組成的衛星星座進行補充。這些將被放置在具有高傾角的近地軌道上,以實現全球覆蓋和低延遲的衛星系統。特別地,在極點附近,給定的軌道力學導致衛星通道的特別高度集中,這需要實時繞行機動以避免碰撞。已不再運行的太空飛行早期的大量現有物體結合大量現代分布式衛星系統,需要采用新方法保證在軌道上安全的衛星運行,這些將在這里尋求專利保護。

leo軌道可以通過廉價的發射系統到達,其中用來補償中心重力的衛星相對于地球表面的相對速度是很重要的,因此需要大約100分鐘來繞地球運行一次。此時,與地平線上方的地面站的無線電接觸達到最多15分鐘。通用小型衛星leo特別用于地球或天氣觀測、用于無線電廣播或用在全球衛星通信系統中,以及用于研究或技術演示。另外,這種衛星可用于軍事環境中的監視或用于地球表面的局部分析,例如用于環境監測,包括風暴或洪水觀測。

在leo衛星編隊中,多個衛星通常部署在不同位置的圓形軌道上,并利用對稱性??赡艽嬖诒舜似撇⒈欢鄠€衛星占據的數個分離的軌道平面。特別地,walker星座在這里經常被使用。常用的極點軌道在極點附近相交,因此在極區中存在特別高的衛星在交叉軌道中碰撞的風險。每個軌道平面可以被一顆或多顆衛星占據。特別地,對于通信系統來說,具有以50°和100°之間的傾角為特征的軌道的這些衛星星座是感興趣的(通常被實現為walker-delta星座)。此外,通常實施具有有效使用期的高度橢圓形配置,在高度橢圓形配置中,該衛星僅在其軌道的一部分中經過地球附近通過而在其軌道的其余部分中是遠離地球的。

進來,對于leo申請,提出的衛星星座的數量顯著增加。當基于車載傳感器測量的自組織控制將衛星保持在恒定距離拓撲中時,這稱為衛星編隊。在許多情況下,衛星星座用于全球覆蓋,例如在衛星導航或電信系統中,在其他情況下也用于密集局部覆蓋,在附近協作的衛星群用來制圖并觀察地球表面。因此,可以通過具有高時空分辨率的衛星編隊均勻地覆蓋地球表面。

小型衛星可實現系列化生產,成本低廉,并且可與傳統衛星配套發射到軌道中。根據立方體衛星標準的定義,九十年代末定義了一個泛類的發射質量小于10kg的皮米衛星和納米衛星,它們可用于許多應用。這些衛星系統的小型化、能源效率、模塊化結構和日益增強的自主性發揮著重要作用并不斷得到改進。

然而,立方體衛星在能量供應和存儲燃料以進行操控的能力方面是受限的。該技術對于衛星編隊呈現出有限的性能和精度。另一個關鍵方面是小型衛星的壽命,因為通常因為質量限制而不能實現系統冗余,因此也意味著高故障率。特別地,關鍵的缺陷是有限的燃料和輻射損傷,因為使用對敵對空間輻射進行屏蔽的傳統輻射保護不能容納在有限的體積中。特別地,對于質量低于2kg至約1kg的衛星,不能安裝冗余系統,從而在單個板上通常只能容納一個功能系統。

近來,空間碎片以及衛星編隊的數量上的增加,特別是在極點軌道中的衛星星座的數量上的增加,強化了用于微型衛星的防撞策略的重要性。最近,與空間物體(如空間碎片,其他衛星或同一編隊中的衛星)碰撞引起的損失率已經顯著地增加。到目前為止,在軌道中,多衛星幾乎都是以星座的形式實現,其中每個衛星都是由地面控制站單獨控制的。此外,飛行路徑中的物體也由地面站檢測并被包括在路徑規劃中。但是,對于軌道周期中的大約90%是沒有與地面站聯系的,因此對于軌道中的星座相關的部分必須提前進行規劃。鑒于預期到物體數量會大幅增加,這對未來是不可行的。為了縮短防撞機動的響應時間,在板載數據處理系統中直接實施軌道控制方法,以便確定與衛星上的其他物體(協作和非協作)的相對距離,以確定并自主地實現(可選地與協作物體協同)用于避免碰撞的策略。因此,迫切需要開發小型衛星,特別是關于增加在leo編隊中的衛星密度、防撞策略和相對導航能力方面。

此外,需要為小型衛星提供靈活的硬件設計,以用在不同的問題區域,這些硬件設計必須顯示出高可靠性和運行壽命。

此外,這種衛星的可測試性要進行簡化,特別是在批量生產以及硬件設計的標準化中,特別是小型衛星的基本裝備,以降低生產成本和周期。

最后,要開發出對輻射失效和故障的高容錯性和魯棒性,以及用于在有限能量資源內增加小型衛星功能的節能設計。

jph07-89497a示出了具有防撞裝置的衛星。通過防撞裝置,可以避免與軌道中的不同物體的碰撞。防撞系統包括基于微波的一維距離傳感器,以用于測量衛星與軌道中其他物體之間的標量距離。另外,描述了用于碰撞預測的裝置以確定潛在碰撞風險和用于控制推進系統的繞行裝置。然而,沒有描述適應性的碰撞判定,因為只能測量到軌道中距物體的直接距離,而不能確定從衛星到物體的方向。因此,不能導出物體的飛行軌跡的指示,因此不能實現節能的繞行機動策略。因此,通過平行飛行軌跡,如同為衛星群所考慮的那樣,僅基于距離的防撞導致不可預測的運動、顯著的能量浪費和完整編隊的損失。對于具有非常有限的燃料存儲的非常小型的衛星的特定情況,除了距離之外,還需要知道朝向物體的方向來以節能的方式實現防撞。此外,該文獻沒有概述如何在非常小型的衛星中實施這種防撞裝置。特別是,它如何有效地被實施用于群中的小型衛星,以及相互依賴的衛星的群如何使用純距離測量作為輸入來實現防撞策略。

ep3095713描述了一種用于衛星的裝置的載板,其可包括姿態控制系統、存儲容器和/或無線電系統。每個面板配備有主總線,主總線包括用于電力控制的裝置和用于太陽能電池電力的轉換器。此外,提供被稱為arinc的插頭作為面板的電接口插件系統。在這種情況下,至少不能識別出衛星的各個功能到具體板的單獨和具體的分配,還仍然需要額外的電纜。

在de202005015431中,u1描述了一種用于微型衛星的反作用輪,其包括具有磁轉子和慣性質量的單元。在這種情況下,磁場線圈的組合沒有描述用于相對姿態控制的組合。此外,沒有提到用于姿態對齊的必要傳感器,例如陀螺儀、星傳感器或太陽傳感器,因此仍然不清楚如何在不與諸如磁場線圈(用于在輪飽和的情況下產生場)的其他致動器相互作用的情況下使用這種反作用輪來控制相對姿態以及如何使用這種推進系統和傳感器來對姿態和運動方向進行節能總控制。

用于微型衛星的電驅動系統顯示在ep0903487a2中。電阻元件鄰近腔室放置或在腔室內放置。當流體被引入腔室時,由于電阻元件產生的熱能,流體膨脹,從而實現氣體發射推進或電弧噴射推進。如果腔室中的壓力升高到一定壓力,則膜破裂,導致流體流出腔室,從而推進系統可以很好地用于一次性使用,但不能用于重復的姿態控制動作。對于這種微推進系統,通過加熱增加壓力以及由噴射氣體產生沖擊,但沒有描述關于重復使用feep推進的細節。

在de102010045232a1中,提出了由數個小型衛星組成的編隊,其中每個小型衛星的相對位置和軌道軌跡由獨立且自主操作的位置控制系統調整。優選地,所有單獨的衛星都配備有位置控制系統。通過姿態控制系統,每個單獨的衛星可以以地球表面上的區域為目標,并且通過位置控制系統,可以檢測并且調整距其他衛星的距離。此外,通過位置控制系統,可以實現任意變化的編隊。然而,這里沒有描述具有可適應的碰撞管的防撞,并且系統僅能夠相對于類似的衛星進行導航,但是對于外來物體的碰撞沒有保護。該公布沒有提供如何實現這種位置或姿態的改變的任何證據,并且沒有提出防撞特征。

本發明涉及一種能夠在編隊中飛行的小型衛星的設計,特別是質量小于10kg的小型衛星,特別是在2kg至1kg以下的范圍內的小型衛星,以用于滿足上述要求概述的leo應用。特別地,提出了一種能夠在編隊中飛行的小型衛星以及這些小型衛星的編隊,在相對導航的基礎上實現了用于防撞的自主機動。

能夠在編隊中飛行的這種小型衛星和這些小型衛星的編隊是獨立權利要求的主題。本發明的有利改進是從屬權利要求的主題。



技術實現要素:

根據本發明,提出在leo中應用的能夠以編隊飛行的小型衛星,尤其是具有10kg或更小的納米衛星或皮米衛星,其包括殼體和布置在殼體中的至少一個插入板(plug-inboard),優選是具有可預定的功能和用于在軌跡tk的方向上產生推力的推進系統。據建議,小型衛星包括自主且獨立工作的防撞系統,當預期到與外來物體發生碰撞時,防撞系統能夠通過推進系統調整飛行軌跡tk的軌跡tkk。飛行物體可以是任何類型的外來物體,尤其是無源體,尤其是空間碎片、微隕石、小行星或其他無源物體。飛行體也可以是能夠在同一編隊或者不同編隊中飛行的另一個小型衛星或者具有自主控制的火箭的一部分或者單個衛星。在這種情況下,如果不僅能夠以編隊飛行的小型衛星包括防撞系統,而且軌道中的其他有源體也包括類似的防撞系統,那么將是有利的,并且在最好的情況下,在軌道上的物體和小型衛星之間建立雙向數據交換,以通過軌跡校正實現防撞,從而可以提供最大距離和最小可能的碰撞概率。

與已知衛星星座、通過來自地面站的遠程控制來進行防撞的現有技術相比,這里提出了小型衛星內的自主操作系統,該系統可以在不聯系地面站的情況下發起防撞行為以避免碰撞。由于在leo應用中,小型衛星只在很短的時間內具有其對地面站的軌道可見性地面,因此通過基于星座的防撞系統實現并非百分之百的防撞。小型衛星內的自主操作防撞系統能夠在軌道的任何位置處相對于軌道中的有源和無源體自主地執行對軌跡tkk的校正,以減少碰撞的可能性,并維持衛星編隊的壽命和功能。特別是對于極點附近的極地衛星軌道來說,能夠以編隊飛行的衛星的碰撞的概率相對較高,因為它們在極點區的周圍環境中彼此非常接近。特別是在這個區域,避免與自主操作系統發生碰撞是很重要的,因為那里可能的地面站的密度非常低。

與道路或空中交通中的防撞情況有相似之處,但在太空中必須考慮不同的傳感器和環境條件(真空、低溫......)。與道路和空中交通相比,規避策略的實施基于完全不同的動態。雖然道路運輸是由二維地球表面和車輪在運動過程中的摩擦力所決定的,且空中交通基本上是由空氣動力學來支配的,但在太空中,引力是主導力,這決定了相對于推進系統的活動所獲得的關于位置變化的三維反作用。

根據測量的空間物體之間的相對距離數據,通過衛星的合適軌道模型,從未來路徑和與其他已知物體的潛在碰撞概率推出預測。對于相對距離測量,可以使用光學和無線電測量方法。此外,還將包括物體的新測量及其軌道預測。因此,根據當前的動態,軌道將會被確定,這可以在不與其他物體碰撞的情況下實現。相應的姿態和位置控制活動將會被確定并實施??梢越浻赏ㄐ沛溌仿撓档奈矬w通過從傳感器經由通信鏈路到致動器的閉合控制回路使用自組織過程,以便相對于彼此安全地協調軌道。

根據本發明,傳統線束的功能由底板代替,其中一個或多個插入板,每個插入板用于特定目的,以使得衛星的所有配電和數據傳輸鏈路得以在一個板中實現,并且子系統板通過合適地插入到該底板中被有效地連接。無論是大型衛星還是小型衛星都沒有實現過這種方式。

在有利的實施方式中,防撞系統可以包括具有至少一個或多個光學或基于無線電的物體檢測傳感器的物體檢測裝置,特別是基于微波的物體檢測傳感器的物體檢測裝置,以用于檢測外來物體在錐形的碰撞管方向上的相對姿態和速度,錐形的碰撞管包括軌跡tk。此外,防撞系統可包括用于確定碰撞管中的潛在碰撞風險的碰撞預測裝置以及用于針對軌跡校正tkk的校正控制推進系統的規避裝置。這里,提出了防撞系統包括物體檢測裝置,該物體檢測裝置配備有基于光學的、基于無線電的物體檢測傳感器,特別是基于微波或基于雷達的物體檢測傳感器,并且能夠識別軌道中的有源和無源物體。因此,物體檢測傳感器在碰撞管的方向上檢測軌道中的物體,該碰撞管具有可預定的尺寸以及可能具有預定的擴散張角(openingangle),并且確定在該碰撞管中的其他物體。借助于碰撞預測裝置,其可以確定軌道中的物體的軌跡并且可以檢測與碰撞管的交叉,可以確定碰撞的風險,并且通過防撞裝置可以導出用于推進系統的控制命令以執行軌跡校正tkk,從而以最小的可能能量消耗提供最小的可能碰撞風險。因此,防撞系統基于用有源物體傳感器來識別軌道中的物體,有源物體傳感器例如是光學傳感器、攝像機或電磁傳感器,例如微波、ir傳感器或雷達檢測,以特別識別無源物體。物體檢測裝置可以進一步耦合到發射和接收傳感器,其與有源的其他物體、特別是能夠以編隊飛行的其他小型衛星進行通信,以便檢索它們的當前位置和它們的當前軌跡。特別地,這種通信鏈路可以在小型衛星周圍呈現出有限的定向發射和接收域,以僅與附近的有源的外來物體進行通信。如果軌道中的物體被識別為朝向碰撞管方向取向的軌跡,則碰撞預測裝置可以確定碰撞的風險。這取決于軌道中的物體的軌跡是如何在碰撞管的方向上被取向的。在軌道中的物體的軌跡與碰撞管交叉的情況下,可以推導出碰撞風險。在這種情況下,規避裝置可以確定軌跡tkk的校正,該軌跡tkk定義軌跡tk的校正以使用在姿態和推進能量上的最小可能努力來消除碰撞。

在上述實施例的進一步有利的實現中,物體檢測裝置可以自主地選擇碰撞管的最小直徑dk,以使得至少包括小型衛星,特別是選擇使得至少包括小型衛星的直徑的倍數。這確保了碰撞管包括小型衛星的環境,以便在遇到外來物體和小型衛星時保證一定的安全距離。此外,碰撞預測裝置可以給外來物體分配外來物體管,并且選擇至少包括外來物體的外來物體管的最小直徑df,特別是選擇使得至少包括物體直徑的倍數。因此,提出具有確定的碰撞管和外來物體管這兩者,碰撞管包括小型衛星并沿著小型衛星的飛行軌跡對準,外來物體管被確定為使得包括在外來物體的軌跡方向上取向的外來物體,特別是外來物體的直徑的倍數。規避裝置可以在碰撞管與其他的主體管在重疊區域akf中重疊的情況下確定軌跡校正tkk,從而用成本函數模擬特別多個軌跡校正,并且由此確定軌跡tkk的最小成本校正,并控制推進系統以實現軌跡修正tkk。在本發明的上下文中的軌跡的最小成本校正意思是用盡可能小的努力執行軌跡校正以可靠地提供與檢測到的外來物體的防撞。這意味著關于姿態和加速推動力來校正軌跡的低能量消耗,這使得碰撞管和圍繞外來物體的管之間的距離盡可能最大。在該示例中,諸如集值函數、控制工程方法、模糊邏輯或類似的模擬和確定方法的啟發式方法可用于實現軌跡校正的最小成本。

太空環境的特點是強輻射,因為缺少磁層的屏蔽效應,磁層保護地球表面免受輻射。典型的是單粒子效應(seu)和閉鎖(latch-up),它們尤其影響電子元件。實現的電子元件越緊湊,對輻射效應就越敏感。特別是對需要特別極小型化的小型衛星而言,可靠的板載電子設備代表特定的挑戰,因為傳統方法禁止使用抗輻射部件(基于具有特別厚的硅層的電子部件,因此非?!袄系摹奔夹g)或通過電子部件上的鉛板來屏蔽。在這方面,這里需要其他方法以通過集成的軟件/硬件解決方案來確保小型衛星的可靠操作。

出于這個原因,在另一個實施例中,插入板包括用于提供可預定功能的多種功能芯,特別是至少兩個或更多個中的偶數個可比較的功能芯,以用于冗余地提供功能,其中監視(watch-dog)裝置監測功能芯的正確操作,并且其中優選地,監視裝置按照測試功能序列來監測功能芯的功能,并且在檢測到故障時,監視裝置選擇對一個或一組的功能芯的故障校正行為,以用于連續、不間斷地提供功能。

因此,提出小型衛星的插入板或至少一個插入板包括偶數個功能芯,特別是兩個、四個或六個功能芯,每個功能芯能夠執行插入板的基本功能。通常,功能芯自主且彼此并行地工作。監視裝置連續和/或周期性地監測每個功能芯的功能,并比較輸入和輸出以及每個功能核心的正確操作。監視裝置模擬測試功能序列,在該測試功能序列中,可以通過給定輸入參數的已知輸出參數來測試每個功能芯的功能。當通過監測或測試功能序列的結果是其中一個功能芯沒有正確工作時,將關閉此功能并啟動故障恢復動作。這些可以是功能芯的重置或停用。此外,可以對明顯錯誤的功能芯的存儲內容進行重新編程或者轉移操作功能芯的存儲內容。因此,在故障校正動作期間,可以重寫正在運行的程序。此外,可以重新啟動插入板或功能芯、其中調整的錯誤可以發生在存儲內容以及處理程序這兩者中。監視裝置可以監測例如功能芯的周期性信號,或者可以核對測試功能過程的具體結果。還可以想到的是不同監測方法的組合。它可以監測每個功能核心的cpu和ram這兩者,例如通過校驗和形成或借助于軟件實現的故障注入算法(swifi)來讀入和讀出預定位模式和存儲區域。特別地,可以通過這種方式降低誤碼率。

監視裝置可以是硬件以及實現的軟件,并執行級聯的監測功能。在這種情況下,在熱冗余中,例如在連續操作期間,對功能芯的正常運行進行連續監測。功能芯可以以主從操作進行工作,其中在發生錯誤時,主操作和從操作的順序可以互換。因此,本地主程序可以作為從屬與第二區域本地復制并行工作,并且可以通過相干性分析來監督校驗和。如果在這里發現差異或錯誤,可以啟動故障恢復步驟,尤其是主功能芯的故障恢復步驟。

在先前實現的擴展中,監視可以實施fdir算法(故障檢測、識別和恢復技術),并且特別激活電力重置、功能芯之間的切換和/或軟件重置,其中這尤其是針對熱冗余中的兩個功能芯能量被有效地實施,并且其中至少一個功能芯可以通過軟件或硬件來重置。fdir算法對應于自我修復算法,在自我修復算法中,軟件能夠自主檢測缺陷(故障檢測、監視)、確定故障(故障隔離,例如切斷或重置有缺陷的部件)并執行適當的更正(恢復,例如切換到第二功能芯或重啟系統)。例如,不正確的位可以通過校驗和生成來檢測,并且可以被校正。隨著缺陷密度的增加,缺陷存儲位置可以被識別和糾正或者阻擋,或者切換到不同的功能芯或重置。有可能的是,不是在多數表決的情況下,而是在最小數量的冗余功能芯的情況下,特別是兩個,實現增強的故障魯棒性,從而即使沒有常規使用的屏蔽和鉛板也能實現耐輻射性能。這樣就實現了小型衛星技術功能的持久性,很大程度上忽略小型衛星的耐輻射性實現,并且通過軟件技術僅確保小型衛星的功能和可靠性。

因此,提出在熱冗余中使用節能、高度小型化的部件,這些部件由“智能”監視裝置上的軟件進行監測。先進的fdir軟件(故障檢測、識別和恢復)實現了在通過快速檢測缺陷而發生輻射效應之后,接著啟動快速切換程序到無誤運行的部件并且隨后立即啟動故障部件的重新啟動程序,這樣如此快的內部響應,從而使得外部觀察者不會察覺到該電子部件的功能上的任何變化。這種實現特別適用于高可靠性相關的電子部件,在板載數據處理和姿態/軌道控制領域中特別重要,并且因此代表了協作、分布式、自主反應的衛星(例如用于編隊飛行)的必要基礎。

在小型衛星的有利的進一步發展中,推進系統可包括至少一個反作用輪和磁力矩器裝置的至少兩個磁場線圈,優選是一個反作用輪和至少三個、特別是六個磁場線圈,以用于在任何方向上的組合的姿態控制。反作用輪可以小型化,并且例如可以布置在插入板上。該至少兩個,特別是至少四個,并且優選是六個磁場線圈,可以布置在小型衛星的殼體表面的后側上。使用反作用輪,在軸向方向上提供沿著用于姿態對準的至少一個軸的機械推力。磁力矩器裝置的磁場線圈可以實現小型衛星沿著地球磁場的對準,其中,磁場線圈在地球磁場的方向上自身對準并因此能夠使姿態旋轉。利用至少一個反作用輪和兩個90°旋轉軸的磁場線圈,基本上可以用最少數量的部件和非常低的用于姿態控制的能量消耗來實現姿態控制。由于六個殼體面板形成立方形小型衛星的側面,所以,對于殼體壁的相同結構,在每個殼體后側面上容納一個磁場線圈是有利的,從而提供六個磁線圈和至少一個反作用輪來以快速反應和最小能量消耗實現小型衛星的姿態控制,其中在每個軸向上兩個磁線圈成對地對準。

在推進系統的上述實現的進一步發展中,其可以是至少一個星傳感器、至少一個太陽傳感器、至少一個陀螺儀(優選是mems陀螺儀)和/或至少一個磁力計的組中的至少兩個,特別是在插入板和/或一個或多個殼體壁上的至少一個3d磁力計、3d陀螺儀、六個雙軸太陽傳感器和六個雙軸星傳感器,特別是布置在每個殼體壁上,進一步優選地,反作用輪被布置為在插入板或母板上的用于姿態控制校正的微型反作用輪。反作用輪的大體結構基本上是已知的,其中具體針對在小型衛星中的使用,提出使用在特別高的19,000u/分鐘或更高的轉速下具有150mw或更低的能量消耗的特別節能的實現。對于推進系統中的姿態控制,有必要確定相對姿態,例如,小型衛星相對于編隊中的其他衛星和相對于地球表面的姿態。為此目的,可以使用從星傳感器、太陽傳感器、陀螺儀或磁力計中選出的至少兩個傳感器的組。太陽傳感器能夠確定太陽相對于小型衛星的表面的方向。由于太陽僅在沿著小型衛星的軌道的部分中可見,因此可以另外包括星傳感器,其可以確定相對于星座或恒星的姿態。陀螺儀能夠在太空中通過陀螺儀原理確定姿態,并且磁力計可以確定相對于地球磁場的姿態。通過組合各個傳感器,尤其是當布置在殼體壁上時,可以通過對立方體衛星的所有六個殼體面板在每個殼體壁上的相同實施來容納至少一個太陽傳感器、至少一個陀螺儀和3d磁力計以及例如以mems陀螺儀(微電子機械系統)形式的3d陀螺儀。這種mems陀螺儀可以使用集成電路,尤其是三維的并且包括振蕩部件,其可以識別加速度和方向變化。磁力計可以被實施為磁阻半導體,尤其是3d磁場羅盤。優選將各個傳感器放置在小型衛星的外殼后壁或外殼前側上,并允許推進系統的節能和簡單的姿態控制。

在小型衛星的優選的進一步發展中,推進系統包括至少一個電推進裝置,特別是至少一個feep推進器(場發射電推進器)或電弧噴射器(微弧推進器),特別是四個電推進器,其優選實施為feep推進器,進一步優選地布置在優選立方殼體的邊緣區域或角區域中,優選在殼體框架中或殼體框架上。殼體框架包括作為結構元件的四個單獨的邊緣,由諸如鋁的輕金屬構成,存在并且限定用于小型衛星的殼體表面的支撐結構。在該邊緣元件中,可以集成有feep推進器,其可以在一個方向上產生推進動力。feep推進器是電熱推進器的一種具體形式,其中電力用于將工作氣體加熱到高溫并使其分裂成帶電粒子(離子和電子)。這里,磁場在陰極和陽極之間跨越到高速噴射帶電燃料粒子的場。由于動量守恒,衛星以與噴射的燃料相反的方向移動。用于建立磁場的所需電力可以例如由太陽能電池產生,太陽能電池布置在小型衛星的殼體壁的表面上。產生的推力相對較低且在千分之一牛頓范圍內,但由于小型衛星的質量小于2kg,優選低于1kg,低的推力能量足以產生姿態校正或軌跡校正,特別是避免相對碰撞并保持軌跡。只需要很少的燃料,并且feep推進器的運行時間很長。因此產生了超線性推進效應,盡管與現有小型衛星設計的常規推進概念相比,由于相關的低性能推進甚至更加減小了總質量,盡管推進器使用具有相對低的推力,但是通過小型衛星的非常小的質量,可以實現令人驚訝的高推力/質量比。在現有技術中,在單次使用的大多數情況下,通過加熱增加壓力,并且噴射的氣體產生推力,與現有技術不同的是,新穎的方法是在應用的磁場中使用帶電粒子的加速,這完全是可控的、多次重復的并且可以在低推力性能下使用。優選地,作為前述實施例的改進,殼體框架的邊緣區域可包括中空輪廓或具有多孔內部結構的輪廓,其中燃料,特別是鎵、氨或肼,被儲存用于電力推進。優選地,燃料在發射過程中被冷凍儲存,并且在到達目標軌道時可以被液化。因此建議殼體框架的四個角部分各自在其端部部分處具有feep推進器,其中殼體框架的邊緣部分設計為中空輪廓,在發射或初始化階段,在中空輪廓中存儲燃料,特別是在室溫下用于電推進器的固體鎵、氨或肼。因此,提出殼體框架的四個角輪廓各自在其端部具有電推進器,其中殼體框架的邊緣部分設計為中空輪廓,在發射或初始化階段,在中空輪廓中存儲燃料。還可以預見代替中空輪廓的結構元件的多孔內部結構,例如在用于燃料儲存的高中空空間密度下具有高剛度的金屬海綿結構。冷凍燃料填充中空輪廓或海綿結構的事實使得它將達到高機械穩定性,特別是在小型衛星的發射階段。如果衛星處于其軌道位置,則燃料可以被液化并用于產生推力性能。通過這種實現,不需要單獨的燃料箱,而是將燃料建設性地集成到殼體框架的機械穩定部件中,并且其在發射階段中用作機械穩定結構。

在有利的進一步發展中,在殼體中,殼體框架可包括各種殼體壁,特別是六個殼體壁和具有至少兩個插入式插座的底板,其中插入板被插入底板中并且插入板經由數據總線和電力總線進行通信以連接另外的插入板和/或推進系統和/或至少一個傳感器和/或致動器裝置和電源裝置,該總線尤其支持多種通信協議標準中的至少一種,多種通信協議標準例如是uart(通用異步接收器發送器)、spi(串行外圍接口)、can(控制器局域網)、太空線和/或i2c(內部集成電路),特別是串行信息總線。以這種方式,不需要額外的布線,因為它仍然是現有技術,并且衛星的所有能量供應和數據傳輸線都在底板中實現。這種底板的方案對于使用質量小于10kg的微型衛星至關重要。

在該實施例中,提出了小型衛星的電氣系統的模塊化結構。中央部件是底板,其包括至少兩個,特別是多個插座,各個插入板可以被插入到插座中。插入板通過數據和電力總線相互通信,該數據和電力總線考慮了至少一種或多種通信標準協議。此外,還可以支持太空線標準通信協議。太空線總線是由esa指定的現場總線,能夠高速傳輸串行和全雙工數據。它具有高魯棒性和低功耗,以及特別是高emc容差,并且適應太空要求。這使得多個插入板可以通過母板在標準化插入系統中相互接觸,并在各個底板之間交換數據,以及在電源和推進系統及小型衛星的傳感器系統的外部數據之間交換數據。優選地,推進系統的和傳感器系統的至少部分,特別是其基礎的系統部件,布置在殼體壁中或殼體框架中。每個插入板可以適應不同的任務,其特別包括通信(comm)、中央數據處理系統(obdh)、推進控制系統(adcs)和能量供應系統(eps)。此外,帶有一個或多個插入板的插入式系統(sens)可用于小型衛星的各種科學和技術任務,例如雷達監視、地球表面的視覺監測、提供通信服務或類似服務。因此,以最小配置的小型衛星完全能夠進行軌道運行和控制,并且特別配置有自主操作的防撞系統。通過插入另外的功能板,可以為不同的應用領域提供衛星的具體功能。

在前述實施例的進一步發展中,底板可包括多級且可擴展的電源裝置,提供至少一個光伏電池和/或至少一個蓄電池中的能量作為能源,其中包括各種電壓轉換器、充電控制器以及能量監測和電力開關,以檢測、分配和控制能量源的能量輸出和能阱的能量消耗,特別是插入板或推進系統的能量消耗。

在該實施例中,提出了根據本發明的一種小型衛星、特別是皮米衛星的電力系統,在該系統中提供發電,例如基于太陽能電池,該太陽能電池布置在殼體壁的外側,并且此外在內側還布置有能量存儲裝置,例如是可再充電的蓄電池或燃料電池等。能量存儲裝置可以由太陽能電池進行充電。太陽能電池和能量存儲裝置都可以向小型衛星的電氣系統提供電力,其中可以提供不同的級聯電壓電平,其可以在故障的情況下被單獨切斷。這提供了冗余的能量生成、存儲、轉換和分配。這里可以提供幾個用于從罐式光伏電池提供工作電壓的dc/dc轉換器。對于可再充電的能量存儲裝置,可以預見用于充電和從其能量輸出的數個充電控制器。能量存儲裝置可以提供不同電壓電平的電壓,其中額外的dc/dc轉換器提供不同的電壓電平。dc/dc轉換器可包括高效、節能的升壓和降壓轉換器。而且,從另外的dc/dc轉換器的電壓電平可以導出更高或更低的電壓電平。

這種eps(電力系統)能夠以各種方式供應小型衛星的各個子系統。因此,在每個殼體壁表面上可以布置光伏電池,以使得六個單獨工作的光伏電池彼此連接以生成再生能量。在插入板上,可以布置一個、兩個或更多個蓄電池作為能量存儲裝置以存儲或提供能量。每個殼體壁上的光伏電池可以分成兩個,并且可以包括在它們之間的空間以容納例如姿態傳感器。在殼體壁的后面,磁場線圈可以作為磁力矩器或磁力計放置。磁力計可以電力有效地被實現為集成電磁半導體。使用dc/dc轉換器,可以將光伏電池的較高電壓降低到低電壓,以對電池或蓄電池充電。例如,鋰離子電池可以以幾安培小時的容量被使用。這里可以提供大約3.4v至3.9v的電壓,并且通過dc/dc轉換器增加到5v。在這種情況下,可以提供3.3v總線和5v電壓總線??梢酝ㄟ^電路開關或電流熔斷器提供能量分配??梢灶A見過電壓和過電流保護機制。以這種方式,可以為小型衛星提供具有高可靠性的冗余電力系統。

根據小型衛星的上述變體的進一步的實施例,底板可以是平面的,并且包括具有至少一個模擬和/或數字接口插座的i/o板,其可以插入到底板的具有多種插入式插座的插入側中。這里,插入側可以包括數據和電力總線,并且在底板的該側包括用于與殼體壁電連接的插座。因此,小型衛星的底板被指定為以平面作為插入板的基礎并且包括各種插座。單個i/o板用于與小型衛星的電氣系統外部接觸,并包括模擬和/或數字接口連接器。在底板上,提供數據和電力總線,它們將各個插座相互連接。側面地,例如在底板的平面內,可以預見具有至少一個,優選地在基板的不同側上有兩個、三個或四個,至殼體壁的連接器以連接到相鄰的殼體壁,其容納光伏電池、磁場線圈、太陽或星傳感器、以及光學傳感器,并且可以通過電力和數據總線與插入板耦合。通過這種方法,啟用了插入式系統,該系統使小型衛星適合各種任務。殼體壁可以提供相互接觸,例如通過扁平電纜連接器,以使得到殼體框架的單個連接器足以接觸所有殼體壁。

在前述實施例的進一步發展中,插入板可包括至少一個通信板(comm)、數據處理板(obdh)、電源板(eps)和/或姿態控制板(adcs)。殼體壁包括至少一個光伏電池和/或至少一個磁場線圈和/或至少一個光學傳感器和/或天線,從而殼體框架包括推進系統的至少一部分,特別是至少一個feep推進器。

該實施例限定了最少數量的插入板,其至少包括一個通信板-comm-通信、一個數據處理板-obdh-板載數據處理、一個能量供應板-eps-電力系統和/或一個姿態控制板-adcs姿態確定和控制系統。至少obdh、板載數據處理系統采用雙冗余設計,電力系統eps具有冗余性和可擴展性,以將電能分配給小型衛星的各個子系統。comm插入板是一個完全冗余的uhf通信子系統,以用于與相鄰的小型衛星通信,但也用于與地面站通信,尤其是用于接收控制數據和發送傳感器數據。adcs用于控制小型衛星的姿態和推進力,并且包括例如防撞系統。

在另一個獨立的方面,提出了由數個小型衛星組成的編隊,其中每個小型衛星的相對位置和飛行軌跡tk可以由獨立且自主工作的防撞系統進行調整。這使得可以控制局部集中的小型衛星的編隊,其被設計為以高分辨率檢測地球表面的局部有限區域,或者在不同軌道上分布的小型衛星的編隊,例如在地極區域附近交叉,以使得小型衛星之間不會發生碰撞。防撞系統可以利用小型衛星之間的雙向通信來實現防撞并保持編隊,并且能夠檢測無源的其他物體,如太空碎片、小行星、隕石或不支持雙向通信的其他航天器。這使得可以在leo軌道中的小型衛星的編隊以長壽命和低故障風險運行。

在編隊的有利發展中,如果超過小型衛星的軌跡tk的預定偏差,則可以執行編隊軌跡ts的軌跡校正tkk或者對在編隊中用于維持或重新排列編隊軌跡ts的其他小型衛星的編隊軌跡校正tsk的校正,其中優選地,小型衛星雙向交換它們的相對位置/姿態和/或它們的軌跡tk。在該進一步發展中,提出當在初始飛行軌跡tk出現實質偏差的情況下通過防撞策略啟動軌跡校正tkk時,可以執行對編隊軌跡ts的反饋校正,或者在適當的情況下,以這種方式對編隊的所有小型衛星改變編隊軌跡ts,從而可以保持編隊并且由此為整個編隊提供防撞。以下是有用且有利的:如果小型衛星雙向交換并且傳遞它們的相對位置和它們的軌跡tk或它們的軌跡校正tkk,從而可以決定是否可以改變編隊軌跡ts,或者如果單個軌跡校正tkk將規避的衛星帶回在其早期位置的編隊中,從而可以保持編隊。

附圖說明

從所呈現的附圖說明中可以看出進一步的優點。在附圖中,顯示了本發明的實施例的示例。附圖、說明書和權利要求包含許多組合特征。專家將適當且單獨地考慮這些特征,并將它們分組為有意義的進一步組合。

顯示的是:

圖1是根據本發明的小型衛星的編隊的第一代表性的示意圖,

圖2是根據本發明的小型衛星的編隊的另一表示的另一透視圖,

圖3是根據本發明的小型衛星的代表性的防撞系統的示意圖,

圖4是根據本發明的小型衛星的實施例中的防撞系統的框圖的示意圖,

圖5是根據本發明的小型衛星的實施例的分解圖,

圖6是根據本發明的小型衛星的實施例的組成擴展級的詳細視圖,

圖7是根據本發明的小型衛星的一個實施例的底板,

圖8是根據本發明的小型衛星的實施例的各個插入板和外殼部件,

圖9是根據本發明的小型衛星的實施例的用于各種功能的插入板的圖片,

圖10是根據本發明的小型衛星的一個實施例的板載數據處理系統,

圖11是根據本發明的小型衛星的實施例中的監視裝置的框圖,

圖12是根據本發明的小型衛星的實施例中的電源系統的示意圖。

在這些圖中,類似的元件用相同的附圖標記編號。附圖僅示出了示例,并且不應被理解為限制。

具體實施方式

在圖1a中,顯示了微型衛星10的編隊100。編隊100包括各種的數個空間上相鄰的小型衛星10,其中每個小型衛星能夠觀察在單個探測區域102內直到地球的地平線106的地球表面108。通過組合每個小型衛星10的單個探測區域102,編隊覆蓋較大的探測區域104,其可以映射地球的相對大的表面區域。編隊100的質心在地球表面108上方沿著軌道150ts運動。

在該圖中,編隊100表示為小型衛星10在空間上有限的集聚,以通過組合單獨的檢測區域將地球表面的大部分映射為編隊的檢測區域104。因此,地球表面108的大面積區域可以被成像到地球的地平線106。在各個衛星10之間建立各個衛星10的相對姿態/位置和軌跡的雙向信息交換110。當各個衛星10接近或遇到外來物體30時,每個衛星以及整個編隊100然后可以遵循防撞策略,以能夠避開外來物體30的方式控制方向和個體軌跡。因此,軌道150ts可以改變并且可以隨后再次被校正以便繼續預選的軌道。

圖1b顯示了在極點軌道150上的小型衛星10的另一個編隊100。在這種情況下,在“珍珠串”154中,小型衛星10在軌道150上繞地球軌道運行,其中可以提供沿經圈的各種軌道150,并且因此由小型衛星10組成的各種珍珠串154繞地球軌道運行。在地極152處,各個軌道150中的小型衛星10相遇,從而導致碰撞的概率增加。特別地,在地極152附近,使用防撞系統18對于允許各個小型衛星10的彼此進行有針對性的回避操縱是有用的。這里,為了以最小的能量消耗實現防撞,在各軌道150中的相遇的小型衛星10之間的雙向信息交換110可以是有用的。

圖2顯示了以主要立方體配置的小型衛星的第一實施例。小型衛星10包括殼體12,殼體12由六個殼體壁46和作為殼體支撐件44的四個桿的框架組成。每個殼體壁46具有兩個光伏電池66,它們彼此間隔開,并且在由以光學傳感器86的形式的物體檢測傳感器84所示例的間隙中,可以布置星傳感器或太陽傳感器。此外,光伏電池66之間的空間通過i/o板78提供了連接到接口端口82的可能性,以用于在發射之前讀出數據或聯系和編程。此外,至少在盒形的殼體12的角區域中,天線88預期用于無線電接收,特別是用于uhf接收,其用于聯系地面站以及相鄰的小型衛星10。

殼體12的至少四個邊緣由框架桿44形成,框架桿44限定了殼體框架。在每個框架桿44中,feep推進器50可以放置在桿的一端,其中每個框架桿44可以具有中空輪廓,并且在該中空腔室中,可以存儲用于feep推進器的燃料。特別地,燃料可以在發射之前被冷卻,以便機械地填充中空框架并有助于殼體框架的機械穩定性。在軌道中,在殼體框架處,加熱裝置可預期用于加熱燃料以進行液化,從而為feep推進器50提供加注燃料。四個框架桿44中的每一個形成用于小型衛星10的獨立推進器,以使得僅通過控制單個feep推進器50就能夠實現小型衛星10的推動和姿態方向的變化這兩者。通過同時激活所有的feep推進器50,可以沿著小型衛星10的軌跡tk產生線性推動。在每個殼體壁46的向內取向的一側,可以布置磁場線圈38、磁力矩裝置116以及磁力計來測量朝向磁場的方位或者相對于小型衛星10的姿態的磁場姿態。由此可以實現高度緊湊的設計,其在發射階段是穩健的并且允許以最小的體積和質量使在衛星內部布置所有的各個功能部件成為可能。

圖3示出了防撞和相關的導航程序的實施例的第一示例。小型衛星10可以通過物體檢測傳感器84捕獲外來物體30或另外的小型衛星10,其中可以確定至少相對速度和相對軌跡。外來物體30可以例如是小行星或空間碎片,或者例如是火箭的燒毀階段的部件或人造天體的部件。防撞系統18產生具有直徑dk的碰撞管26,該直徑dk是小型衛星10的直徑的倍數并且因此包括它。碰撞管26還包括張角α,該張角α可以根據小型衛星10與外來物體30或相鄰的小型衛星10之間的相對速度而加寬,以增大或減小碰撞管。防撞系統18還確定小型衛星10或外來物體30的軌跡tf,并且定義具有直徑df的外來物體管32,該外來物體管一方面包括外來物體30或相鄰小型衛星10的尺寸,另一方面還包括加寬角度,該加寬角度可以根據小型衛星10和外來物體之間的相對速度進行調整,其中高的相對速度和/或減小的距離導致各個管的角度增加。

防撞系統18可以計算碰撞管26和外來物體管32的交叉以檢測碰撞的危險。在這種情況下,通過延續軌跡tk并且在假設外來物體繼續其特定軌跡tf的情況下,不能排除碰撞。因此,防撞系統18確定軌跡校正tk,以使得外來物體管32和碰撞管26不重疊。以這種方式,推進系統16,其尤其包括姿態/位置控制和推進器控制,使得能夠以最小的能量消耗實現軌跡校正tk。由此可以有效地排除與可能非常接近小型衛星10的軌跡的外來物體30的碰撞。

圖4顯示了小型衛星10的防撞系統18的另一實施例。防撞系統18包括物體檢測裝置20,物體檢測傳感器84(如示例的光學傳感器86)或天線88可以作為無線電或雷達傳感器被布置到物體檢測裝置20上。示例的光學傳感器86可以是光學相機和/或紅外相機。物體檢測裝置20計算沿軌道(也稱為軌跡tk)的碰撞管26。此外,通過物體檢測傳感器84,可以識別附近的外來物體30,并且可以通過觀察到外來物體30的距離的相對變化來確定其軌跡tf。源于知道他們自己的軌跡tk和外來物體軌跡tf,可以確定碰撞管26和外來物體管32。在碰撞預測裝置22中,可以將碰撞管26與外來物體管32進行比較,并且從這些管的交叉中可以識別出需要改變軌跡tk的哪些來避免碰撞。

碰撞預測裝置22識別碰撞的危險,規避裝置24可以確定軌跡tkk的最小能量校正,通過該最小能量消耗,以可能的最低能量消耗和方向改變執行姿態/位置和推力校正,以使得碰撞管26不再與外物管32交叉。規避裝置24確定用于控制推進和姿態系統16(特別是用于改變相對姿態的反作用輪40或用于改變到小型衛星10的指向的磁力矩裝置116)的控制信息,并且然后通過feep推進器50向微型衛星10施加推動力,從而實現軌跡校正tkk。因此,可以避免與相鄰外來物體30的碰撞。如果外來物體30是另一個小型衛星10,例如通過小型衛星10之間的雙向信息交換110可以交換小型衛星10的相對姿態和軌跡,并且可以推導出用來避免小型衛星10之間的碰撞的協調行為。

圖5顯示了圖2中的小型衛星10的分解圖。小型衛星10包括六個殼體壁46,光伏電池66布置在殼體壁46上,其中在兩個相鄰的光伏電池66之間,中央條形區域凹入以容納傳感器系統??梢栽谠搮^域中布置物體檢測傳感器84,例如相機或雷達傳感器。六個殼體壁46固定在四個框架桿上,其中每個框架桿44包括電弧噴射推進器50,并且燃料支撐在框架桿44的中空輪廓中。每個框架桿44可包括電加熱器,其允許加熱框架桿44中的燃料,以便為電弧噴射推進器50的操作提供必要的燃料供應。在小型衛星10的內部,底板48布置有在配合側80上的插座,插入板14將被插入其中。每個插入板14可以處理不同的任務并且可以提供例如電源、姿態控制、協調處理計算機或提供通信功能。此外,i/o板78插入到底板48中,底板48具有i/o接口端口82,以用于在發射之前讀出數據和外部編程。接口端口82可以呈現例如模擬和數字連接,以讀入和讀出模擬和數字數據。

圖6在各個圖6a至6d中示出了根據本發明的小型衛星10的實施例的組裝步驟。在圖6a中,底板48示出為具有配合側80,各個插座54布置在配合側80上,它們通過數據和電力總線56彼此連接。在邊界插座54處,i/o板78被插入,其提供兩個i/o接口端口82,以用于在發射之前編程訪問小型衛星。底板48和i/o板78都包括殼體壁連接器58,殼體壁連接器58處于電接觸相鄰殼體壁46的位置中,以從其上的光伏電池66接收示例的電力并且接觸磁場線圈,該磁場線圈可用作磁力矩器或磁力計。

在圖6b中,另外的插入板14被插入,特別是用于提供電源的eps板、用于提供姿態和推進控制的adcs板、用于提供更高級計算機功能的obdh板以及提供通信能力的comm板。此外,用于提供傳感器能力的傳感器板sens插入在底板48中,例如用于地球觀測、天氣觀測和各種監測功能。

在圖6c中,示出了另一個擴展級,在該級中,框架桿44正交于底板48布置并且平行于插入板14的邊緣。此外,可以看到反作用輪40,其位于adcs板上,并且天線88連接到comm板。各個功能性插入板14通過螺釘形式的穩定元件28彼此機械連接。

最后,圖6d示出了殼體壁46的組裝,殼體壁46上布置有光伏電池,并且包括另外的物體檢測傳感器84和殼體壁切口112,例如用于i/o接口端口82。殼體壁46借助于光伏電池66提供再生電源,并且包括姿態控制的部件以及恒星和太陽傳感器,姿態控制的部件具有在其殼體壁后側上的磁力矩裝置116的磁場線圈38以及磁力計和用于監測在軌跡方向上的周圍區域的傳感器元件,以用于防撞和檢測相對姿態。軌跡方向與電弧噴射推進器布置在其上的殼體側相對。

在圖7中,三個面板顯示底板48和i/o板78的結構,它形成小型衛星10的主干。底板48具有各種插座54,不同的插入板14中可以插入其中。插座54布置在底板48的配合側80上。在底板48的底側上布置有數據和電力總線56,其將插座54的各個觸點連接至彼此。在底板48的邊緣處的插座54上,i/o板78被插入。這包括用于在發射之前從小型衛星10獲取數據并編程的i/o接口端口82,并用于配置、編碼和測試電氣系統的功能。底板48和i/o板78具有殼體壁連接器58,以用于電接觸殼體壁46以便將能量、傳感器和致動器系統電連接到殼體壁46。

在圖8中,小型衛星10的各個部件組被示為構建塊。構建塊由五個插入板14和底板48組成,這代表小型衛星10的標準配置。底板48具有各種插座54,它們通過數據和電力總線56互連。各個插入板14由i/o板78組成,i/o板78具有用于將小型衛星系統和obdh板、eps板、用于姿態控制的adcs板以及comm板連接的i/o接口端口82,eps板具有用于提供電源的蓄電池64,comm板具有用于經由無線電波發送和接收數據的hf部件。每個插入板14具有相同構造的連接條114,其可以插入到底板48的插座54中。另外,布置有四個框架桿44,每個框架桿集成電弧噴射推進器50,其是小型衛星的主要推進裝置。此外,提供六個殼體壁面板46,在它們的外側上具有兩個光伏電池66以及用于接觸i/o接口端口82的殼體壁切口112,兩個光伏電池66之間具有用于容納傳感器(特別是物體檢測傳感器84)的空間。在殼體壁46的后壁上附接有磁場線圈38,其既可以用作磁力矩器的一部分,也可以用作磁力計,以測量地球磁場位置,并通過電流將小型衛星的姿態/位置相對于地球磁場線進行對準。通過殼體壁切口112,可以接觸i/o接口端口82,以及指向外的傳感器,其例如布置在插入板14上。

在圖9a中,更詳細地示出了用于adcs的插入板。這包括反作用輪40,利用該反作用輪40,可以產生與其軸線方向對齊的用于改變小型衛星10的方位的推動力。為此目的,提供姿態控制的相關的反作用輪控制單元122,其無論如何都可以被冗余地配置,并且可以經由監視裝置36被監控,以使得adcs系統的增強的魯棒性和輻射耐受性能夠成為可能。在插入板14的兩個相對邊緣上布置有殼體壁連接器58,并且底板48的數據和電力總線56可以通過連接器條114接觸。

圖9b示出了殼體壁46的后部,其以夾層結構構建并且在其內部具有用于增加穩定性、用于冷卻以及用于屏蔽的鋁芯120。鋁芯120用于增加機械剛度并在很小程度上防輻射并消散熱能。在殼體壁46的前側布置有兩個光伏電池66,而在其后部布置有磁場線圈38,其與用于磁線圈的控制單元118連接。用于磁線圈的控制單元118將磁場線圈38作為磁力矩器裝置116操作并因此實現小型衛星沿地球磁場的姿態對準,而且還將磁場線圈38作為磁力計操作以提供磁性的姿態傳感器。在殼體壁46的四個角處顯現出機械增強的鋁芯120,以提供殼體壁46的機械穩定性,借助于磁力矩器裝置116用于小型衛星10的電源和姿態控制。至少在殼體壁46的一個縱向側和一個橫向側上,殼體壁連接器58被布置成與相鄰的殼體壁46以及底板48和/或內部的插入板14電接觸。

在圖10a中示出了obdh的插入板14的立體圖,例如,板載數據處理系統,監督過程計算機。obdh包括兩個功能相同的功能芯34a,每個功能芯34a具有其各自獨立的存儲裝置134a和134b。監視裝置36監視兩個功能芯34a和34b的正確功能,例如在主從操作中的工作,并且可以在熱冗余操作模式中在這兩個功能芯34a和34b之間切換,以及重置兩個功能芯34a、34b以確??煽康牟僮?。與底板48的數據和電力總線56的接觸通過連接條114得以實現。

圖10b中呈現了obdh的功能分布的框圖。兩個功能芯34a和34b彼此進行通信并交換數據和存儲信息。監督的監視裝置36監測兩個功能芯34的輸入和輸出數據及它們的正確操作,并且可以啟動測試序列以檢測功能芯34a、34b的不一致行為的指示。在這種情況下,可以重啟一個或兩個功能芯34a,34b,例如可以對硬件或軟件重置,或者可以校正兩個功能芯34a、34b的結果。功能芯34a,34b可以以主從模式操作,或者單獨地和自主地操作,但也可以同步、并行和彼此獨立地工作。功能芯34a、34b經由接口裝置132連接到數據和電力總線56。在該數據和電力總線56處,可以進一步連接到存儲裝置134、時間和時鐘發生器裝置136,外殼面板后壁的接口138和傳感器或致動器裝置140,例如推進和姿態控制系統16,以及無線電或光學傳感器。無論如何,這些部件中的一些還可以放置在插入板14上。監視裝置36的功能芯34a,34b可以在功能上與板載數據系統分離并被重新啟動。這里,即使在沒有對抗空間輻射的傳統屏蔽技術的情況下,監視裝置36也可以運行fdir算法以實現高魯棒性和輻射耐受性。

監視裝置36可以在幾個等級中工作,并且例如在第一級中由軟件將各個功能芯重置。在第二級中,可以啟動硬件重置,例如通過短期中斷功能芯34或所有的功能芯34a、34b中的一個的電源來啟動硬件重置。在第三級中,經由軟件對功能芯34的輸出結果進行監測,以使得可以在不同等級上提供增加的彈性。

圖11示意性地示出了作為小型衛星10的監視裝置36的所謂的開關監視單元(twu)。在這種情況下,監測功能芯34的輸出,并且如果它在預定時間范圍內不發射的活躍信號,那么就假設功能芯34已經崩潰。在這種情況下,執行故障的功能芯34a或34b的重置,并且最終替換主-從配置,以使得當前的主芯變為從芯,并且先前的從芯用作主功能芯。通過相同的邏輯,接口裝置132被激活以將各個功能芯34a、34b連接到數據和電力總線56。監視設備36的twu在這種情況下包括用于提供切換動作的邏輯門單元146、監視單元142和fpga單元144。這使得obdh可以監控其自身并在發生故障時自行恢復。

最后,圖12示出了小型衛星10的電源裝置60esp。電源裝置60包括光伏電源系統124、蓄電池電源126和能量控制子系統130。通過電源裝置60的分開架構,可以實現小型衛星10的各個功能部件的電源的高魯棒性。

光伏電源系統124包括能量源62、一個或多個光伏電池66。通過各種dc/dc電壓轉換器68,在不同的電壓電平上提供光伏電池66的能量。在這種情況下,能量監測裝置72,例如電流或電壓監測裝置72,可以確定由光伏電池66輸送的能量的量。電能被轉發到蓄電池電源126。這包括布置在esp插入板上的兩個或更多個蓄電池64,其通過光伏電池66的電力進行充電,以便提供能量,例如在地球陰影部分向電源裝置60提供能量。提供能量開關裝置74來接通和斷開蓄電池64。通過級聯的電壓轉換器68,可以提供不同水平的輸出電壓。在這種情況下,蓄電池電源126包括兩個并聯工作的蓄電池64,它們可以雙向、并聯和彼此獨立地提供能量。電力在三個電壓電平上傳遞到能量控制子系統130。其中有更多的能量開關裝置74給小型衛星的各個子系統供電。而且,從具有另外的dc/dc電壓轉換器68的單獨電壓電平中可以導出其他電壓電平。因此,提供了不同的獨立工作的電源電路,其中可以從光伏電池66以及從蓄電池64提取能量。提供不同的電壓電平,以使得可以通過獨立和不同的電壓電平提供不同的子系統。即使出現與一個電壓電平相關的缺陷,許多能量開關裝置74和電壓轉換器68也可通過受影響的能量電路的電壓轉換和斷開而橋接。因此,即使在一個或多個蓄電池64發生故障或者一個或多個光伏電池66發生故障的情況下,或者在小型衛星10的一個或多個功能元件短路的情況下,也能保證連續運行。

根據本發明的小型衛星可以在壽命期間實現有限的電力儲備。這尤其通過多級能量供應概念來實現。在冗余和容錯領域,可以忽略“多數表決”,因為先進的fdir技術只能利用兩個互補工作系統的冗余。例如,還可以校正數據庫中的存儲區域或者可以在其中檢測錯誤。在系統的運行時間期間,可以執行主系統和從系統之間的切換,已使得可以在沒有明顯延遲的情況下實現故障系統的切換,從而避免小型衛星的任何操作干擾。使用基于fdir的監視裝置,即使沒有小型衛星的常規屏蔽,也可以通過多個僅兩個冗余功能芯來確保高操作可靠性和耐輻射性,從而可以實現小的質量。

可以以小體積、小質量和低能量提供能夠以編隊飛行的強大的小型衛星系統。使用市場上可買到的電氣部件,其不是耐輻射的。通過基于電弧噴射的新型推進系統,推進系統可以最小化,在該新型推進系統中,燃料容納在殼體結構部件中。精密的姿態控制系統可以通過磁力計、太陽和星傳感器和陀螺儀檢測相對位置,結合推進系統,可以確保根據本發明的創造性防撞系統在其軌道上具有長壽命。

小型衛星被設計為模塊化系統,類似于汽車生產中的模塊化系統,并且可以通過基本配置以低成本且容易地為不同任務提供。通過高比例的相同部件,可以實現每個部件的低成本,以使得提出的衛星平臺在使用中表現出極高的耐用性、低成本和高靈活性。由于相對導航和防撞,可以實現多衛星系統,其可以不與地面聯系的情況下自主操作以完成期望的任務。對于輻射屏蔽,不需要鉛板,并且可以避免針對不同衛星任務的專門開發。

小型衛星系統的特征在于其自組織能力和高魯棒性。通過使用諸如能量和數據總線標準的工業標準,用于小型化系統和部件的工業上可用的標準部件可以用于具有高干擾水平的困難的地外環境中。每個部件的模塊化系統架構支持靈活的集成和生產。單個小型衛星可以例如借助機器人以自動方式生產。通過自動測試,可以保證小型衛星發射前的功能和性能。

因此,可以提供用于不同目的的低成本的分布式衛星系統。例如,這些可用于制圖,用于定位任務或用于it部門中的不同任務。此外,這種小型衛星編隊可用于商業企業,例如用于車隊管理或用于遠程維護系統或用于政府任務,例如早期預警系統、環境災難后的地球偵察或軍事應用。通過該衛星編隊,提供了高安全性和高度小型化的系統,其尤其可以應用于遠程信息處理系統和工業環境中,也用于移動和固定設備的遠程診斷和遠程維修。例如,可能的應用是汽車工業、車隊車輛的定位和自主駕駛中,在全球自動化和生產物流中,特別是用于移動系統、軍事領域的遠程控制和定位以及地球觀測中,在研究和空間探索方面,它為在極端條件下進行成本效益的創新測試提供了機會,例如,對于數據提供者來說,停車場、道路或交通系統的占有率分析被用作經濟趨勢的指標,或者氣象服務提供商可能是潛在客戶。

附圖標記列表

10能夠以編隊飛行的小型衛星

12殼體

14插入板

16推進系統

18防撞系統

20物體檢測裝置

22碰撞預測裝置

24規避裝置

26碰撞管

28穩定元件

30外來物體

32外來物體管

34功能芯

36監視裝置

38磁場線圈

40反作用輪

42殼

44框架桿

46殼體壁

48底板

50推進裝置,推進器

52殼體的角區域

54插座

56數據和電力總線

58殼體壁連接器

60電源裝置

62能量源

64蓄電池

66光伏電池

68電壓轉換器

70充電控制器

72能量監測裝置

74能量切換裝置

76能阱

78i/o板

80配合側

82接口端口

84物體檢測傳感器

86光學傳感器

88天線

100小型衛星的編隊

102單獨的檢測區域

104編隊的檢測區域

106地球的地平線

108地球的表面

110雙向信息交換

112殼體壁切口

114連接器條

116磁力矩裝置

118用于磁線圈的控制單元

120鋁芯

122反作用輪控制單元

124光伏電源系統

126蓄電池電源系統

128電壓控制

130能量控制子系統

132接口裝置

134存儲裝置

136時間和時鐘發生器裝置

138殼體面板后壁的接口

140傳感器或致動器

142監視單元

144fpga單元

146邏輯門單元

150軌道

152地極

154珍珠串

156插入式插座的插入接觸行

tk衛星k的軌跡

tkk軌跡校正

ts編隊軌跡

tsk編隊軌跡校正

comm通信板

obdh計算機板

eps電源板

adcs位置控制板

sens地球觀測傳感器板

再多了解一些
當前第1頁1 2 3 
網友詢問留言 已有0條留言
  • 還沒有人留言評論。精彩留言會獲得點贊!
1
快3高手投注技巧 武汉斗地主下载 历届意甲联赛冠军 最火的注册送分的捕鱼 广东好彩1最新开奖结果查询 09期的四不像特马图 贵州11选5大小走势图 姚记棋牌手机版 上海证券交易所股票 江西抚州优乐精麻将下载 捕鱼来了下载安装