УКЛАДЫВАЕМЫЙ В СТОПУ ДИСКОВИДНЫЙ СПУТНИК
STACKABLE DISC-SHAPED SATELLITE

Область техники
[0001] Настоящее изобретение относится к спутникам, в частности, к укладываемым в стопу дисковидным спутникам.
Уровень техники
[0002] Спутники и другие космические летательные аппараты используются для множества различных целей, включая связь, навигацию, наблюдение и исследование. Однако, выведение спутников в космос является дорогостоящим.
[0003] Существует множество факторов, которые вносят склад в высокую стоимость выведения спутников. Более того, данные факторы вносят ограничения в конструктивные решения спутников. Двумя самыми фундаментальными ограничениями в конструктивных решениях спутников являются количество спутников, выдерживаемое средством выведения, и геометрическая форма обтекателя полезной нагрузки средства выведения, которая накладывает ограничения на геометрическую форму спутников.
[0004] Следовательно, необходимо, чтобы конструкция спутника обеспечивала хранение более, чем одного спутника на средстве выведения. Также необходимо иметь конструкцию спутника, которая оптимизирует геометрическую форму спутников для использования в пределах геометрической формы обтекателя полезной нагрузки.
[0005] Таким образом, существует необходимость в усовершенствованной конструкции спутников. Настоящим изобретением решается указанная задача.
РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0006] Для преодоления ограничений уровня техники, описанных выше, и для преодоления других ограничений, которые будут очевидны после ознакомления и понимания настоящего раскрытия, в настоящем изобретении раскрыта система уложенных в стопу спутников, способ выведения системы уложенных в стопу спутников и способ производства спутника для использования в системе уложенных в стопу спутников.
[0007] Система уложенных в стопу спутников содержит множество спутников, выполненных с возможностью укладки в стопу в обтекателе полезной нагрузки средства выведения. Спутники располагают в обтекателе полезной нагрузки средства выведения в конфигурации с укладкой в стопу столбцом до выведения. Множество спутников включает по меньшей мере один верхний спутник, расположенный вертикально сверху по меньшей мере одного нижнего спутника в обтекателе полезной нагрузки средства выведения, причем конструкция несет пусковые нагрузки для верхнего и нижнего спутников. Спутники пассивно высвобождаются из обтекателя полезной нагрузки средства выведения после достижения орбиты.
[0008] Каждый из спутников содержит множество секций, которые шарнирно скреплены друг с другом, сложены или повернуты вместе перед выведением и разложены или повернуты друг от друга при нахождении в развернутом состоянии после достижения орбиты. Внешний контур указанных секций, сложенных вместе, имеет овальную, эллиптическую, круглую или многоугольную форму. Секции, когда сложены вместе, сохраняют по существу плоский профиль.
[0009] Первая из указанных секций представляет собой корпус спутника, имеющий первую сторону, которая служит в качестве теплового излучателя, и вторую сторону, противоположную первой стороне, которая содержит по меньшей мере одну антенну, которая в одном варианте реализации содержит многолучевую антенну. Первая из указанных секций также содержит блок шины и блок полезной нагрузки, установленные на тепловом излучателе или которыми оснащен тепловой излучатель.
[0010] Вторая из указанных секций содержит по меньшей мере одну солнечную панель, а возможно две или более солнечных панели, прикрепленную смежно с первой стороной корпуса спутника, причем обеспечена возможность преобразования света от Солнца в электричество при помощи солнечной панели. В одном варианте реализации солнечная панель содержит набор из множества участков, который выполнен с возможностью по меньшей мере частичного складывания на себя.
[0011] Третья из указанных секций содержит по меньшей мере один пассивный рефлектор (splash plate reflector), прикрепленный смежно со второй стороной корпуса спутника, причем обеспечена возможность отражения радиочастотных сигналов между Землей и антенной спутника посредством пассивного рефлектора.
[0012] Корпус спутника имеет полость на первой стороне и углубленную область на второй стороне, так что в сложенном состоянии солнечные панели сложены и уложены в углубленную область, антенна расположена в полости, а пассивный рефлектор расположен смежно с антенной в полости.
[0013] В одном варианте реализации тепловой излучатель и солнечная панель расположены в углубленной области, и солнечная панель содержит множество складных наборов солнечных батарей, которые в сложенном состоянии расположены в углубленной области. В другом варианте реализации солнечная панель содержит множество элементов панели, имеющих по существу одинаковую форму, и которые сложены друг на друга для размещения в углубленной области.
[0014] В развернутом состоянии солнечная панель повернута по направлению от первой стороны корпуса спутника так, что солнечная панель направлена в сторону Солнца, а пассивный рефлектор повернут от второй стороны корпуса спутника для направления сигналов между Землей и антенной. Один или более механизмов используют для поддержания направления солнечной панели в сторону Солнца, пассивного рефлектора в сторону Земли и теплового излучателя в сторону космического пространства.
[0015] Способ выведения системы уложенных в стопу спутников включает укладывание множества спутников в стопу в обтекателе полезной нагрузки средства выведения, причем каждый из спутников выполнен так, как описано выше, выведение указанного множества спутников на орбиту с использованием средства выведения, и последовательное высвобождение каждого спутника из указанного множества спутников из обтекателя полезной нагрузки средства выведения после достижения орбиты. В одном варианте реализации спутники пассивно высвобождаются из обтекателя полезной нагрузки средства выведения после достижения орбиты.
[0016] Фазирование орбиты выполняют посредством по меньшей мере одного двигателя малой тяги, расположенного на корпусе спутника, посредством поворота корпуса спутника с достижением необходимого угла тяги двигателя малой тяги, запуском двигателя малой тяги и последующим возвращением первоначального положения корпуса спутника после запуска двигателя малой тяги.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[0017] Обращаясь к чертежам, на которых на всех чертежах подобная терминология и ссылочные номера представляют соответствующие части:
на фиг. 1 показан вид сбоку укладываемого в стопу дисковидного спутника, предназначенного для укладки в стопу в обтекателе полезной нагрузки средства выведения, в соответствии с одним вариантом реализации;
на фиг. 2А показан вид сбоку множества спутников в соответствии с одним вариантом реализации;
на фиг. 2В показан вид сверху стопы спутников в соответствии с одним вариантом реализации;
на фиг. 3 показаны три вида сверху стоп спутников, показывающих различные возможные сечения;
на фиг. 4А показан другой пример укладываемого в стопу дисковидного спутника в соответствии с одним вариантом реализации;
на фиг. 4В показан вид сбоку спутника по фиг. 4А в соответствии с одним вариантом реализации;
на фиг. 4С показан вид сверху спутника по фиг. 4А в соответствии с одним вариантом реализации;
на фиг. 4D показано множество спутников в конфигурации с укладкой в стопу столбцом, расположенных в обтекателе полезной нагрузки средства выведения, в соответствии с одним вариантом реализации;
на фиг. 5 показан спутник в развернутом состоянии на орбите, в соответствии с одним вариантом реализации;
на фиг. 6 показан вид в разрезе одного варианта реализации спутника, на котором различные встроенные системы расположены в отдельных частях в корпусе спутника;
на фиг. 7 показана блок-схема способа изготовления спутника или космического аппарата в соответствии с одним вариантом реализации;
на фиг. 8 показано изображение компонентов спутника или космического аппарата, изготовленного в соответствии с фиг. 7, в соответствии с одним вариантом реализации.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0018] В нижеследующем описании предпочтительного варианта реализации приведены ссылки на сопутствующие чертежи, которые образуют часть описания и на которых в иллюстративных целях показан конкретный вариант реализации, в виде которого может быть выполнено настоящее изобретение. Следует понимать, что могут быть использованы другие варианты реализации и могут быть выполнены конструктивные изменения без выхода за пределы объема настоящего изобретения.
Краткое описание
[0019] Укладываемый в стопу дисковидный спутник содержит множество секций, которые сложены или повернуты вместе в плоскую конфигурацию для выведения и разложены или повернуты друг от друга при нахождении в развернутое состояние на орбите. Указанные части включают корпус спутника с тепловым излучателем и антенной, панель солнечных элементов и пассивный рефлектор для сигналов, передаваемых и принимаемых антенной. Когда сложены в плоскую конфигурацию, множество спутников уложено в стопу в обтекателе полезной нагрузки средства выведения.
Технические подробности
[0020] На фиг. 1 показан вид сбоку укладываемого в стопу дисковидного спутника 100, выполненного с возможностью укладки в стопу в обтекателе полезной нагрузки средства выведения, в соответствии с одним вариантом реализации. В данном варианте реализации спутник 100 представляет собой платформу, которая содержит множество по существу плоских секций, участков или панелей 102, 104, 106, которые шарнирно скреплены друг с другом, причем секции 102, 104, 106 сложены или повернуты вместе для выведения и разложены или повернуты друг от друга при нахождении в развернутом состоянии после достижения орбиты. В данном варианте реализации спутник 100 представляет собой космический летательный аппарат с тремя панелями.
[0021] Первая 102 из указанных секций спутника 100 представляет собой корпус 102 спутника, имеющий первую (верхнюю) плоскую сторону, которая служит в качестве теплового излучателя 108, и вторую (нижнюю) сторону, противоположную первой стороне, которая содержит по меньшей мере одну антенну 110. Первая секция 102 может также содержать блок шины и блок полезной нагрузки (не показаны), установленные на тепловом излучателе 108 или которыми оснащен тепловой излучатель 108. Антенна 110 может содержать многолучевую антенну 110 или антенну 110 в виде фазированной антенной решетки, включая решетки (не показаны) для обслуживания и для служебного канала связи.
[0022] Вторая 104 из указанных секций спутника 100 содержит по меньшей мере одну солнечную панель 104, прикрепленную смежно с первой стороной корпуса 102 спутника, так что активная в отношении Солнца поверхность солнечной панели 104 направлена от корпуса 102 спутника в сторону Солнца, причем солнечный свет преобразуется в электричество посредством одного или более солнечных элементов солнечной панели 104.
[0023] Третья 106 из указанных секций спутника 100 содержит по меньшей мере один пассивный рефлектор 106, прикрепленный смежно со второй стороной корпуса 102 спутника, причем радиочастотные (РЧ) сигналы 112 между Землей и антенной 110 отражаются пассивным рефлектором 106.
[0024] В развернутом состоянии солнечная панель 104 повернута по направлению от первой (верхней) стороны корпуса 102 спутника, так что солнечная панель 104 направлена в сторону Солнца, а пассивный рефлектор 106 повернут от второй (нижней) стороны корпуса 102 спутника для направления сигналов 112 между Землей и антенной 110.
[0025] Термины верхний/нижний, верх/низ и левый/правый, используемые в настоящем документе, являются относительными терминами, которые описывают относительное положение описываемых элементов. Следует понимать, что спутник 100 может находиться в любой ориентации в пространстве относительно наблюдателя, так что данные термины могут принимать соответственно разные значения.
[0026] Один или более механизмов могут быть использованы для поддержания направления солнечной панели 104 в сторону Солнца, пассивного рефлектора 106 в сторону Земли и теплового излучателя 108 в сторону космического пространства. Предпочтительно, все это имеет место, пока спутник 100 следует по круговой траектории на орбите для поддержания направления сигналов 112 в сторону Земли.
[0027] На фиг. 2А показан вид сбоку множества спутников 200а, 200b, 200с, 200d, 200е и 200f, каждый из которых содержит корпус 202 спутника, по меньшей мере одну солнечную панель 204 и по меньшей мере один пассивный рефлектор 206. Множество спутников 200а, 200b, 200с, 200d, 200е и 200f сложены и расположены в стопе 208, так что они могут быть уложены для выведения в обтекателе полезной нагрузки средства выведения (не показано). Хотя на фиг. 2А показано шесть спутников 200а, 200b, 200с, 200d, 200е и 200f, расположенных в стопе 208, это не является ограничением и таким образом может быть расположено любое количество спутников 200.
[0028] На фиг. 2В показан вид сверху стопы 208, изображающий, что внешний контур секций спутников 200а, 200b, 200с, 200d, 200е и 200f в сложенном состоянии имеет по существу овальную или эллиптическую форму.
[0029] На фиг. 3 показаны три вида сверху стоп 300, 302 и 304 спутников, показывающих различные возможные сечения спутников, включая по существу круглое 300, шестигранное 302 и восьмигранное 304 сечения. В различных вариантах реализации внешний контур секций каждого спутника, в сложенном состоянии и уложенного в стопу, имеет круглую 300 или многоугольную (например, шестигранную 302, восьмигранную 304 и т.д.) форму. Также могут быть использованы другие сечения.
[0030] На фиг. 4А показан другой пример укладываемого в стопу дисковидного спутника 400 в соответствии с одним вариантом реализации. В данном варианте реализации спутник 400 содержит корпус 402 спутника, две или более солнечных панелей 404а, 404b, антенну 406, содержащую решетку С- и Ка-диапазона, и пассивный рефлектор 408. Корпус 402 спутника имеет полость на первой стороне и углубленную область на второй стороне, так что в сложенном состоянии вторая из указанных секций, содержащая две солнечных панели 404а, 404b, сложена и уложена в углубленную область. Тепловой излучатель (не показан) также расположен в углубленной области. На противоположной стороне корпуса 402 спутника в полости корпуса 402 спутника расположена антенна 406. Третья из указанных секций, содержащая пассивный рефлектор 408, расположена смежно с антенной 406 в полости.
[0031] В одном варианте реализации каждая из солнечных панелей 404а, 404b содержит множество элементов панели, имеющих по существу одинаковую форму, причем каждый из множества элементов панели сложен друг на друга для соответствия углубленной области. В другом варианте реализации каждая из солнечных панелей 404а, 404b содержит набор из множества участков, который выполнен с возможностью по меньшей мере частичного складывания на себя перед укладкой в углубленную область.
[0032] Также показан двигатель 410 малой тяги, прикрепленный к внешней панели корпуса 402 спутника. В одном варианте реализации спутник 400 может использовать «полностью электрическую двигательную систему» с одним двигателем 410 малой тяги или любым количеством независимых двигателей 410 малой тяги.
[0033] На фиг. 4В показан вид сбоку спутника 400 по фиг. 4А в соответствии с одним вариантом реализации. Показаны относительные положения корпуса 402 спутника, двух солнечных панелей 404а, 404b и пассивного рефлектора 406 в сложенном состоянии. Многоугольный закрывающий элемент 412 закрывает первую сторону корпуса 402 спутника, окружающую полость.
[0034] На фиг. 4С показан вид сверху спутника 400 по фиг. 4А в соответствии с одним вариантом реализации. Вид сверху показывает шестигранную ячеистую конструкцию 414 корпуса 402 спутника.
[0035] На фиг. 4D показано множество спутников 400 в конфигурации 416 с укладкой в стопу столбцом, расположенных в обтекателе 418 полезной нагрузки средства 420 выведения до выведения, в соответствии с одним вариантом реализации. Множество спутников 400 включает по меньшей мере один верхний спутник 400, расположенный вертикально сверху по меньшей мере одного нижнего спутника 400 в обтекателе 418 полезной нагрузки средства 420 выведения, причем конструкция несет пусковые нагрузки для верхнего и нижнего спутников 400. По достижении орбиты каждый из спутников 400 в стопе 416 пассивно и последовательно высвобождают из обтекателя 418 полезной нагрузки средства 420 выведения без использования специально предназначенного высвобождающего устройства, хотя также может быть использовано активное высвобождение.
[0036] На фиг. 5 показан спутник 500 в развернутом состоянии на орбите в соответствии с одним вариантом реализации. В данном варианте реализации спутник 500 содержит корпус 502 спутника, солнечную панель 504 и пассивный рефлектор 506, причем солнечная панель 504 и пассивный рефлектор 506 прикреплены в различных местах на корпусе 502 спутника. Корпус 502 спутника имеет первую (правую) сторону, которая служит в качестве теплового излучателя 508, и вторую (левую) сторону, противоположную первой стороне, которая содержит интегрированную антенну 510.
[0037] Солнечная панель 504 и пассивный рефлектор 506 показаны в развернутом состоянии. В развернутом состоянии солнечная панель 504 повернута от корпуса 502 спутника, так что солнечная панель 504 направлена в сторону Солнца. Аналогичным образом, в развернутом состоянии пассивный рефлектор 506 повернут от корпуса 502 спутника для направления сигналов 512 между Землей и антенной 510.
[0038] Стрелки 514 в верхней части корпуса 502 спутника указывают на ориентацию по курсу относительно центральной оси (оси надир) корпуса 502 спутника для поддержания направления солнечной панели 504 в сторону Солнца (т.е. по нормали к Солнцу на обеих осях), пассивного рефлектора 506 в сторону Земли и теплового излучателя 508 в сторону от солнца в космическое пространство.
[0039] В дополнение, по меньшей мере один двигатель 516 малой тяги прикреплен к одному концу корпуса 502 спутника или в другом подходящем местоположении на корпусе 502 спутника для фазирования орбиты. В одном варианте реализации двигатель 516 малой тяги представляет собой один зафиксированный двигатель малой тяги, хотя в других вариантах реализации используются множество двигателей малой тяги меньшего размера при таком же направлении тяги. Фазирование орбиты выполняют посредством периодического поворота корпуса 502 спутника (например, при помощи маховиков) с достижением необходимого угла тяги двигателя 516 малой тяги, запуском двигателя 516 малой тяги, и последующим возвращением первоначального положения корпуса 502 спутника после запуска двигателя 516 малой тяги. Данный процесс может быть выполнен во время окон, или периодов, для поддержания орбиты, когда отсутствуют запросы на трафик (например, когда спутник 500 на низкой околоземной орбите находится над океаном и/или другой спутник в группе временно может принять на себя дополнительный объем).
[0040] На фиг. 6 показан вид в разрезе одного варианта реализации спутника 600, на котором корпус 602 спутника имеет шестигранную ячеистую конструкцию 604, которая является несущей нагрузку конструкцией для укладки в стопу. Корпус 602 содержит множество радиально разделенных секций, определенных посредством множества промежуточных элементов 608, каждый из которых окружен внешней граничной панелью 610, причем промежуточные элементы 608 и смежные внешние граничные панели 610 соединены посредством множества вытянутых угловых вставок 612. Различные встроенные системы, расположенные в радиально разделенных частях, включают в себя электронное оборудование (авионику) 616, устройство для управления питанием и аккумуляторы 618, другую электронику 620 полезной нагрузки, приводы 622 солнечных панелей, предназначенные для наклона маховики 624, двигатель 626 малой тяги, узел 628 двигателя малой тяги, содержащий резервуары, и приспособление 630 для установки пассивного рефлектора. Когда спутник 600 уложен в стопу, так что верхний спутник 600 расположен вертикально на нижнем спутнике 600, множество вытянутых угловых вставок 612 нижнего спутника 600 несут нагрузки как от верхнего, так и от нижнего спутников 600.
Изготовление спутника
[0041] Варианты реализации настоящего раскрытия могут быть описаны в контексте способа 700 изготовления спутника или космического летательного аппарата, как показано на фиг. 7, при этом полученный в результате спутник или космический аппарат показан на фиг. 8.
[0042] Как показано на фиг. 7, во время предпроизводственного этапа, приведенный в качестве примера способ 700 может включать разработку спецификации и проектирование 702 спутника 800, а также снабжение 704 материалами. Во время изготовления, выполняют производство 706 компонентов и подузлов и системную интеграцию 708 спутника 800, которые включают изготовление спутника 800, корпуса 802, солнечных панелей 804, пассивного рефлектора 806 и различных систем 808, описанных в настоящем документе. Затем, спутник 800 может пройти сертификацию и доставку 710 для его ввода в эксплуатацию 712. Спутник 800 также может проходить плановое техническое и сервисное обслуживание 714 (которое включает модификацию, реконфигурацию, восстановление и так далее) перед его выведением.
[0043] Каждый из процессов способа 700 может быть выполнен или проведен системным интегратором, третьими лицами и/или оператором (например, заказчиком). В целях данного описания, системный интегратор может включать без ограничения любое количество производителей космических летательных аппаратов и субподрядчиков основных систем; третьи лица могут включать без ограничения любое количество продавцов, субподрядчиков и поставщиков; а оператор может представлять собой спутниковую компанию, военную организацию, сервисную организацию и так далее.
[0044] Как показано на фиг. 8, спутник 800, изготовленный в соответствии с приведенным в качестве примера способом 700, может содержать корпус 802, солнечные панели 804 и пассивный рефлектор 806, как более подробно описано выше, со множеством систем 808. Примеры таких систем 808 включают, без ограничения, одну или более из двигательной системы 810, электрической системы 812, системы 814 связи и системы 816 питания. Может быть добавлено любое количество других систем.
Преимущества
[0045] Благодаря укладываемому в стопу дисковидному спутнику можно получить множество преимуществ. Более того, данные преимущества соответствуют требованиям к конструкции для изготовления, сборки и испытаний (DFMAT), касающимся укладываемого в стопу дисковидного спутника.
[0046] Например, некоторые из указанных преимущества включают то, что:
Системы, подсистемы, секции, панели, блоки и компоненты изготавливают и испытывают в больших объемах для снижения стоимости.
Тепловой излучатель обеспечивает прямой путь для излучения избыточного тепла в космическое пространство без необходимости использования сложных и массивных тяжелых тепловых труб.
Секции или панели могут быть построены и испытаны на лучших соответствующих предприятиях на производственных линиях:
Функциональные испытания и испытания характеристик сведены к минимуму (возможно приблизительно до 1 часа на космический летательный аппарат); и
Климатические испытания и испытания на отказ проводят при необходимости.
Секции или панели собирают и укладывают в стопу для выведения:
Потенциально в месте выведения; и
Минимальные установки уровня космического летательного аппарата, за исключением утверждения (валидации) взаимосвязей и механизмов (возможно приблизительно до 1 часа на космический летательный аппарат).
Множество спутников может быть выведено единовременно, таким образом снижая стоимость выведения одного спутника.
[0047] Благодаря укладываемому в стопу дисковидному спутнику решено множество проблем. Например, укладываемый в стопу дисковидный спутник обеспечивает загрузку максимального количества космических летательных аппаратов в обтекатель наиболее простым образом (т.е. сводит к минимуму количество развертываемых секций, изгибов, поверхностей теплового взаимодействия, устраняет необходимость в тепловых трубах и т.д.) для обеспечения наиболее низкой стоимости и наиболее высокой надежности.
[0048] Это особенно верно, когда характеристики космического летательного аппарата зависят от площади трех существенных элементов: площади проема полезной нагрузки, площади теплового излучателя для рассеивания излишков тепла и площади солнечных панелей для выработки энергии.
[0049] Хотя двигательная система является важной, она не так значительна, как эти три существенных элемента. Конфигурация укладываемого в стопу дисковидного спутника обеспечена, частично, очень малой двигательной системой, обеспечивающей малую глубину (т.е. высоту в стопе) космического летательного аппарата. Это возможно в основном вследствие малых требований к ускорению.
[0050] Конфигурация укладываемого в стопу дисковидного спутника улучшена выбранной конфигурацией малых двигателей малой тяги с электрическим питанием, но она также могла бы быть реализована при помощи других технологий двигателей малой тяги, включая традиционные химические двигатели малой тяги. Конкретная технология двигателей малой тяги была выбрана в целях экономии, с ее использованием можно более легко изготавливать двигатели малой тяги в большом объеме, а также в целях легкости изготовления при конечной интеграции.
[0051] Другие конфигурации могут не обеспечивать такой же эффективной загрузки в обтекатель и/или могут в итоге иметь сложные развертываемые части для достижения необходимых площадей; таким образом предпочтительной является конфигурация дисковидного спутника.
[0052] В процессе разработки в центре внимания находилась оптимизация для низкой околоземной орбиты с высотами от приблизительно 500 км до 1500 км. Однако, укладываемый в стопу дисковидный спутник может быть размещен во всех наклонениях практически из любого места выведения и может быть использовано любое средство выведения.
Иллюстративные неисключающие примеры сущности изобретения в соответствии с настоящим изобретением раскрыты в пунктах А1-С25, приведенных ниже:
А1. Согласно аспекту настоящего раскрытия предложена система укладываемых в стопу спутников, содержащая:
множество спутников 100, выполненных с возможностью укладки в стопу в обтекателе 418 полезной нагрузки средства 420 выведения; при этом
каждый из спутников 100 содержит множество секций 102, 104, 106, которые шарнирно скреплены друг с другом, сложены или повернуты вместе перед выведением и разложены или повернуты друг от друга при нахождении в развернутом состоянии после достижения орбиты;
первая 102 из указанных секций представляет собой корпус 102 спутника, имеющий первую сторону, которая служит в качестве теплового излучателя 108, и вторую сторону, противоположную первой стороне, которая содержит по меньшей мере одну антенну 110;
вторая 104 из указанных секций содержит по меньшей мере одну солнечную панель 104, прикрепленную смежно с первой стороной корпуса 102 спутника и выполненную с возможностью преобразования света от Солнца в электричество; а
третья 106 из указанных секций содержит по меньшей мере один пассивный рефлектор 106, прикрепленный смежно со второй стороной корпуса 102 спутника и выполненный с возможностью отражения радиочастотных сигналов между Землей и антенной 110 спутника 100; причем
в развернутом состоянии солнечная панель 104 повернута от первой стороны корпуса 102 спутника, так что солнечная панель 104 направлена в сторону Солнца, а пассивный рефлектор 106 повернут от второй стороны корпуса 102 спутника для направления сигналов между Землей и антенной 110.
А2. Предпочтительно обеспечена система по пункту А1, в которой внешний контур секций 102, 104, 106, сложенных вместе, имеет овальную, эллиптическую, круглую или многоугольную форму.
A3. Предпочтительно обеспечена система по пунктам А1 или А2, в которой секции 102, 104, 106, когда сложены вместе, сохраняют по существу плоский профиль.
А4. Предпочтительно обеспечена система по любому из пунктов А1-A3, в которой корпус 402 спутника имеет полость на первой стороне и углубленную область на второй стороне, так что в сложенном состоянии по меньшей мере одна солнечная панель 404а сложена и уложена в углубленную область, антенна 406 расположена в полости, а пассивный рефлектор 408 расположен смежно с антенной в полости.
А5. Предпочтительно обеспечена система по пункту А4, в которой:
первая сторона корпуса 402 спутника, окружающая полость, закрыта многоугольным закрывающим элементом 412; причем
тепловой излучатель 108 и по меньшей мере одна солнечная панель 404а расположены в углубленной области, а
солнечная панель 404а содержит множество складных наборов солнечных батарей, которые в сложенном состоянии расположены в углубленной области.
А6. Предпочтительно обеспечена система по пунктам А4 или А5, в которой по меньшей мере одна солнечная панель 404а содержит множество элементов панели, имеющих по существу одинаковую форму, и которые сложены друг на друга для размещения в углубленной области.
А7. Предпочтительно обеспечена система по любому из пунктов A1-А6, в которой по меньшей мере одна солнечная панель содержит две или более солнечных панели 404а, 404b.
А8. Предпочтительно обеспечена система по любому из пунктов A1-А7, в которой по меньшей мере одна солнечная панель 404а содержит набор из множества участков, который выполнен с возможностью по меньшей мере частичного складывания на себя.
А9. Предпочтительно обеспечена система по любому из пунктов A1-А8, в которой спутники расположены в обтекателе 418 полезной нагрузки средства 420 выведения в конфигурации с укладкой в стопу столбцом до выведения.
А10. Предпочтительно обеспечена система по любому из пунктов A1-А9, в которой множество спутников 400 включает по меньшей мере один верхний спутник 400, расположенный вертикально сверху по меньшей мере одного нижнего спутника 400 в обтекателе 418 полезной нагрузки средства 420 выведения, причем конструкция несет пусковые нагрузки для верхнего и нижнего спутников 400.
А11. Предпочтительно обеспечена система по любому из пунктов A1-A10, в которой обеспечено пассивное высвобождение спутников 400 из обтекателя 418 полезной нагрузки средства 420 выведения после достижения орбиты.
А12. Предпочтительно обеспечена система по любому из пунктов A1-А11, в которой первая из указанных секций содержит блок шины и блок полезной нагрузки, установленные на тепловом излучателе 108 или которыми оснащен тепловой излучатель 108.
А13. Предпочтительно обеспечена система по любому из пунктов A1-А12, в которой антенна 110 содержит многолучевую антенну.
А14. Предпочтительно обеспечена система по любому из пунктов A1-А13, в которой для поддержания фазирования орбиты к корпусу 402 спутника прикреплен по меньшей мере один двигатель 410 малой тяги.
А15. Предпочтительно обеспечена система по любому из пунктов A1-А14, в которой для поддержания направления солнечной панели 104 в сторону Солнца, пассивного рефлектора 106 в сторону Земли и теплового излучателя 108 в сторону космического пространства использованы один или более механизмов.
В16. Согласно еще одному аспекту настоящего раскрытия предложен способ выведения системы уложенных в стопу спутников, включающий:
- укладку множества спутников 100 в стопу в обтекателе 418 полезной нагрузки средства 420 выведения, при этом:
каждый из спутников 100 содержит множество секций 102, 104, 106, которые шарнирно скреплены друг с другом, сложены или повернуты вместе перед выведением и разложены или повернуты друг от друга в развернутое состояние после достижения орбиты; причем
первая 102 из указанных секций представляет собой корпус 102 спутника, имеющий первую сторону, которая служит в качестве теплового излучателя 108, и вторую сторону, противоположную первой стороне, которая содержит по меньшей мере одну антенну 110;
вторая 104 из указанных секций содержит по меньшей мере одну солнечную панель 104, прикрепленную смежно с первой стороной корпуса 102 спутника и выполненную с возможностью преобразования света от Солнца в электричество при помощи солнечной панели 104; а
третья 106 из указанных секций содержит по меньшей мере один пассивный рефлектор 106, прикрепленный смежно со второй стороной корпуса 102 спутника и выполненный с возможностью отражения радиочастотных сигналов между Землей и антенной 110 спутника;
- выведение указанного множества спутников 100 на орбиту с использованием средства 420 выведения; и
- последовательное высвобождение каждого из указанного множества спутников 100 из обтекателя 418 полезной нагрузки средства 420 выведения после достижения орбиты таким образом, что когда каждый из спутников 100 развернут, вторая секция 104 повернута от первой стороны корпуса 102 спутника, так что солнечная панель 104 направлена в сторону Солнца, а третья секция 106 повернута от второй стороны корпуса 102 спутника, так что пассивный рефлектор 106 направляет радиочастотные сигналы между Землей и антенной 110.
B17. Предпочтительно обеспечен способ по пункту В16, согласно которому внешний контур секций 102, 104, 106, сложенных вместе, имеет овальную, эллиптическую, круглую или многоугольную форму.
B18. Предпочтительно обеспечен способ по пунктам В16 или В17, согласно которому секции 102, 104, 106, когда сложены вместе, сохраняют по существу плоский профиль.
B19. Предпочтительно обеспечен способ по любому из пунктов В16-В18, согласно которому корпус 402 спутника имеет полость на первой стороне и углубленную область на второй стороне, так что в сложенном состоянии по меньшей мере одна солнечная панель 404а сложена и уложена в углубленную область, антенна 406 расположена в полости, а пассивный рефлектор 408 расположен смежно с антенной 406 в полости.
B20. Предпочтительно обеспечен способ по пункту В19, согласно которому:
первая сторона корпуса 402 спутника, окружающая полость, закрыта многоугольным закрывающим элементом 412;
тепловой излучатель 108 и по меньшей мере одна солнечная панель 404а расположены в углубленной области, а
солнечная панель 404а содержит множество складных наборов солнечных батарей, которые, когда сложены, расположены в углубленной области.
B21. Предпочтительно обеспечен способ по любому из пунктов В16-В20, согласно которому множество спутников 400 включает по меньшей мере один верхний спутник 400, расположенный вертикально сверху по меньшей мере одного нижнего спутника 400 в обтекателе 418 полезной нагрузки средства 420 выведения, причем конструкция несет пусковые нагрузки для верхнего и нижнего спутников 400.
B22. Предпочтительно обеспечен способ по любому из пунктов В16-В21, согласно которому спутники 400 пассивно высвобождают из обтекателя 418 полезной нагрузки средства 420 выведения после достижения орбиты.
B23. Предпочтительно обеспечен способ по любому из пунктов В16-В22, согласно которому для поддержания направления солнечной панели 104 в сторону Солнца, пассивного рефлектора 106 в сторону Земли и теплового излучателя 108 в сторону космического пространства после достижения орбиты используют один или более механизмов.
B24. Предпочтительно обеспечен способ по любому из пунктов В16-В23, согласно которому фазирование орбиты поддерживают посредством двигателя 410 малой тяги, расположенного на корпусе 402 спутника, посредством поворота корпуса 402 спутника с достижением необходимого угла тяги двигателя 410 малой тяги, запуском двигателя 410 малой тяги и последующим возвращением первоначального положения корпуса 402 спутника после запуска двигателя 410 малой тяги.
С25. Согласно еще одному аспекту настоящего раскрытия предложен способ изготовления спутника 100, выполненного с возможностью укладки в стопу с одним или более других спутников 100 такой же конфигурации в обтекателе 418 полезной нагрузки средства 420 выведения в соответствии с системой укладываемых в стопу спутников по пункту А1.
Альтернативные варианты реализации
Описание различных вариантов реализации, приведенное выше, представлено в иллюстративных и описательных целях, и не предусмотрено, чтобы оно исчерпывалось или было ограничено вариантами реализации в той форме, в которой они раскрыты. Специалисту в данной области техники будут очевидны множество модификаций и вариаций. Предполагается, что объем изобретения ограничен не данным подробным описанием, а прилагаемой формулой изобретения.