УСТРОЙСТВО И СПОСОБ ДЛЯ РАЗРАБОТКИ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ СПУТНИКА
DEVICE AND METHOD FOR DEVELOPMENT OF SATELLITE PAYLOAD

Настоящее изобретение относится к разработке полезной нагрузки спутника. Более конкретно, настоящее изобретение позволяет осуществлять моделирование полета спутника и управление полезной нагрузкой.
Искусственные спутники обеспечивают широкий диапазон функциональных возможностей, включая, например, глобальную связь, навигацию и наблюдение из космоса.
Спутники могут получать данные и управляющие сигналы, передаваемые с Земли, и эти сигналы затем могут передаваться на другие спутники, через другие спутники и (или) назад на Землю. Таким образом, спутники позволяют передавать сигналы между и (или) над такими географическими районами Земли, добраться до которых иным образом было бы нелегко. С использованием спутников данные можно передавать на значительные расстояния, при этом без сложной инфраструктуры, необходимой для того, чтобы передавать ту же самую информацию на такие же расстояния с использованием эквивалентных наземных систем связи.
В зависимости от выбранной орбиты спутники обычно вращаются на орбитах вокруг Земли на высотах над землей от 160 до 36000 км. На этих высотах они свободны от препятствий, таких как высокие здания, и могут обеспечивать покрытие больших географических районов.
До настоящего времени было запущено примерно 6.600 искусственных спутников, и это число будет быстро возрастать. Спутники условно классифицируются по размерам, при этом к "небольшим спутникам" относятся спутники массой 500 кг или меньше. NASA называет малые спутники «смолсатами» (SmallSats), которые оно определяет как спутники с массой менее 180 килограммов и с размерами примерно с большой кухонный холодильник. Особой категорией малых спутников являются "наноспутники", которые определены по НАСА как спутники с полной массой от 1 до 10 кг.
«Кубсаты» (CubeSats) представляют собой особый класс "наноспутников", которые выполнены с возможностью несения полезной нагрузки. Стандартный «Кубсат» имеет форму куба (или "блока"), имеющего единичный объем 10×10×10 см, называемый "одной единицей" ("1U") и массу менее 1,33 кг. Размер «Кубсата» может быть увеличен, например, до 1,5U, 2U, 3U, 6U или 12U.
Как следствие своего размера, «Кубсаты» не могут нести большие полезные нагрузки. Однако их обычная полезная нагрузка включает в себя, например, фотокамеры, телескопы и различные типы датчиков. В последние годы эффективность таких относительно небольших спутников стала возможной, в частности, благодаря миниатюризации электронных компонентов.
В настоящее время для таких "наноспутников" имеются лишь ограниченные двигательные установки. Тем не менее, еще можно запускать множества «Кубсатов» таким образом, чтобы они образовывали орбитальные группировки, в которых эти «Кубсаты» могут, например, сообщаться между собой.
Более "мелкие" спутники, являются чрезвычайно экономически эффективным средством как для того, чтобы исследовать космическое пространство, так и для того, чтобы контролировать Землю, поскольку они могут снизить стоимость и (или) повысить эффективность запускаемых спутников. Более тяжелые спутники, для того чтобы выводить их на их целевую орбиту, например, требуют  ракет с большей тягой. Меньшие спутники, такие как «Кубсаты», могут дополнительно размещаться на этих более крупных ракетах, которые уже запланированы для запуска основного контрактного спутника (или спутников), но которые еще имеют свободную грузоподъемность.
Маловероятно, что добавление небольшого спутника к такой полезной нагрузке ракеты сильно повлияет на требования по топливу для этой ракеты, поскольку требования по заправке ракеты топливом в значительной степени определены максимальной полезной нагрузкой. Таким образом, большие ракеты могут также обеспечивать запуск нескольких меньших спутников и, таким образом, исключают необходимость в нескольких запусках и (или) обеспечивают более низкую стоимость запуска на каждый спутник.
Так что небольшие спутники, такие как «Кубсаты», могут запускаться либо в качестве основной полезной нагрузки ракеты, либо в качестве вторичных полезных нагрузок. Возможно также, чтобы такие небольшие спутники запускались с Международной космической станции (МКС), если сначала они были доставлены на МКС как часть другой полезной нагрузки. В результате разрабатывать и запускать спутники в космос стремится все большее число компаний и частных лиц, а поэтому в сфере услуг по ракетному оборудованию возрастают конкуренция и новаторство.
Однако, хотя стоимость запуска небольшого спутника может стать более привлекательной, разработка  этого небольшого спутника остается очень дорогостоящей. Каждый малый спутник должен быть отдельно разработан, изготовлен на заказ и испытан, имея в виду стратегии по уменьшению рисков, связанных с эффективностью его полезной нагрузки на орбите во время предполагаемого полета, который обычно осуществляется с использованием непроверенной, изготовленной на заказ электроники, закупленных подсистем, и при этом разработчик должен научиться управлять ими и заставить их работать как систему, и (или) как дорогую электронику с наследием "опыта" космических полетов. В результате разработка и использование спутников сохраняется, главным образом, за хорошо капитализированными компаниями, правительствами, крупными конгломератами, университетами и очень богатыми личностями.
Описанное здесь представляет собой устройство для разработки и (или) испытания полезной нагрузки для спутника, содержащим: интерфейс полезной нагрузки, выполненный с возможностью подсоединения к полезной нагрузке; и линию связи, выполненную с возможностью соединения устройства с компьютером; причем устройство выполнено с возможностью имитации одной или более подсистем спутника, таким образом, что поведение полезной нагрузки, когда она соединена с устройством через интерфейс полезной нагрузки и линию связи, - такое же, что и когда она установлена на спутнике.
Устройство позволяет разрабатывать и испытывать полезную нагрузку с нуля и (или) проверять конфигурацию существующей полезной нагрузки на предмет ее интегрирования со спутником. Устройство может имитировать подсистемы спутника (например, электроэнергетическую систему, бортовую систему обработки данных, систему определения и управления ориентацией, приемопередатчик и т.д.), таким образом, что поведение полезной нагрузки при подключении ее к устройству является таким же, что и тогда, когда она подсоединена к (реальному) спутнику.
По меньшей мере в одном варианте осуществления устройство может допускать, чтобы некоторое количество элементов (например, интерфейсы полезной нагрузки) при разработке или испытаниях полезной нагрузки для спутника оставалось неизменным. При разработке обычного спутника требуется создание значительного числа элементов, включая полезную нагрузку, что вносит свой вклад в относительно высокую стоимость его разработки. При сохранении в спутнике для следующего запуска некоторого количества "старых" элементов повторения процесса испытания не потребуется, раз уж эти элементы разработаны и испытаны (по крайней мере, в той же степени, если он вообще необходим).
Если такие элементы остаются неизменными, то разработка и  часть испытательных операций потребуется только по отношению к полезной нагрузке, когда она будет подключена к шине полезной нагрузки (то есть, к "интерфейсу полезной нагрузки"), реакции которой во время одной или более (например, "орбитальных") имитациях можно будет контролировать, а затем анализировать с использованием устройства, как вариант, поддерживаемого имитатором, таким как имитатор космического аппарата, который может работать с подсоединенным к устройству компьютером.
Огромное большинство спутников оснащено полезной нагрузкой, которая может изменяться в зависимости от предполагаемой функции спутника. Полезные нагрузки значительно изменяются по размерам, весу и по требованиям к ним, и поэтому при разработке спутника это должно приниматься во внимание.
Как вариант, устройство дополнительно содержит модуль интерфейса данных, выполненный с возможностью подключения к полезной нагрузке через интерфейс полезной нагрузки, так что данные могут передаваться между компьютером и полезной нагрузкой через этот модуль интерфейса данных.
Как вариант, устройство дополнительно содержит модуль интерфейса питания, выполненный с возможностью подсоединения к источнику питания и тем самым - для подачи электропитания на полезную нагрузку, например, через интерфейс питания полезной нагрузки. Как вариант, модуль интерфейса питания обеспечивает источник питания для модуля интерфейса данных. Как вариант, модуль интерфейса питания выполнен с возможностью приема электропитания от источника питания, причем источник питания может включать в себя по меньшей мере одно из: сетевого питания (например, переменного тока), генератора, аккумулятора и компьютера. Как вариант, подаваемое на полезную нагрузку электропитание имеет электрическое напряжение между 1 и 24 вольтами, например, одно из: 3,3 вольта; 5 вольт; 12 вольт; или 24 вольта (конечно, могут использоваться и другие напряжения). Как вариант, модуль интерфейса данных выполнен с возможностью передачи в полезную нагрузку как данных, так и электропитания.
Как вариант, устройство может дополнительно содержать несколько интерфейсов полезной нагрузки, выполненных с возможностью раздельной передачи в полезную нагрузку данных и электропитания. Как вариант, для обмена данными с полезной нагрузкой может быть предусмотрено несколько интерфейсов (то есть два или более).
Как вариант, линия связи может быть организована с возможностью обеспечения беспроводного соединения с компьютером, такого как по технологии Bluetooth, или проводного соединения, такого как, например, по USB-кабелю. Линия связи может содержать интерфейс связи, который может быть физическим интерфейсом или может быть интерфейсом, реализованным посредством программного обеспечения.
Как вариант модуль интерфейса данных установлен внутри контейнера, который может содержать одно или более из: печатной платы спутника; множества печатных плат спутника, как вариант уложенных в стопку, в виде системы с "мезонинной конфигурацией" или соединительной платой; или защитного экранирования, как это потребовалось бы для защиты спутника, находящегося на орбите.
Как вариант, устройство дополнительно содержит корпус для интерфейса полезной нагрузки и (или) линии связи, а также, предпочтительно, для модуля интерфейса данных и (или) модуля интерфейса питания. Корпус может быть выполнен так, чтобы он имел по существу те же самые размеры и (или) объем, что и одна или более подсистем спутника, предназначенные для использования с полезной нагрузкой.
Корпус может содержать, по меньшей мере, один механический интерфейс для крепления устройства к другой конструкции, каркасу и (или) панели.
Как вариант, устройство выполнено с возможностью разработки и (или) испытания полезной нагрузки для спутника, который имеет полную массу меньше, чем 500 кг. Предпочтительно устройство выполнено с возможностью разработки и (или) испытания полезной нагрузки для спутника, который имеет полную массу между 1 кг и 25 кг, а предпочтительно, - имеет полную массу между 1 кг и 10 кг, например, "наноспутник", такой как Кубсат (Cubesat). Малые спутники с полной массой менее 500 кг или, как вариант, с полной массой между 1 кг и 25 кг, могут быть выведены на орбиту в больших количествах с помощью одной ракеты и с более низкой стоимостью для одного спутника. Поэтому они обладают рядом преимуществ перед более крупными и (или) более тяжелыми спутниками.
Как вариант, модуль интерфейса данных подсоединен к одному или более из: полезной нагрузки; компьютера; модуля интерфейса питания; модуля подачи питания. Для того чтобы извлечь из устройства во время разработки полезной нагрузки как можно больше полезных даных, в некоторых вариантах осуществления модуль интерфейса данных подсоединен к одному или более из нескольких различных модулей. Поэтому данные от каждого модуля, к которому подсоединен модуль интерфейса данных, можно записывать и анализировать. Такие данные могут дать представление относительно поведения спутника, когда он запущен или выявить проблемы, требующие решения, прежде чем будет возможен его запуск.
Как вариант, устройство может быть выполнено с возможностью управления им посредством компьютера с целью имитации условий, в которых полезная нагрузка может оказаться на спутнике, что может обеспечить аппаратно-программную разработку и испытания, например, когда компьютер запрограммирован с возможностью работы как имитатор космического аппарата.
Как вариант, компьютер может быть выполнен с возможностью работы в качестве имитатора космического аппарата, обеспечивая данные по одному или более из следующего: положения; параметров подсистемы управления ориентацией и орбитой; параметров подсистемы электропитания; режима работы; состояния развертываемых элементов; конфигурации электронных систем; параметров конфигурации подсистемы бортового компьютера (OBC); микропрограммного управления и управления файлами; настроек перезагрузки; параметров подсистемы терморегулирования и управления ею или резервных настроек.
Как вариант, модуль интерфейса данных и (или) модуль интерфейса питания выполнены с возможностью управления им(и) посредством компьютера с целью имитации условий, в которых полезная нагрузка может оказаться на спутнике, например, когда этот спутник находится на орбите, так чтобы можно было контролировать поведение полезной нагрузки в таких условиях и (или) управлять ее работой.
В некоторых вариантах осуществления имитация (например, имитация космического аппарата) может использоваться для того, чтобы предсказывать поведение полезной нагрузки в одном или более полетах, например, во время ее полета на солнечной синхронной орбите. При этом вместо источника питания спутника, такого как аккумулятор и (или) солнечные панели, такое электропитание для полезной нагрузки, которое требуется при имитации, может быть обеспечено посредством локального источника питания. Модуль интерфейса питания может допускать регулирование подачи электропитания на устройство в зависимости от имитируемого источника питания, например, чтобы учитывать подаваемую от солнечных панелей изменяющуюся мощность и (или) изменяющиеся во времени характеристики электропитания, обеспечиваемого от аккумулятора.
Для того чтобы подача электропитания могла изменяться в соответствии с потребностями и реакцией полезной нагрузки и (или) в соответствии с имитируемыми характеристиками спутника, может использоваться механизм обратной связи. Электропитание может требоваться и ряду других модулей, например модулям, которые выключают в себя линию связи и (или) интерфейс полезной нагрузки, так что и они через модуль интерфейса питания могут быть подключены к источнику питания.
Как вариант, характеристики (или поведение) полезной нагрузки можно проверять при изменяющихся условиях окружающей среды. Как вариант, условия окружающей среды могут включать в себя одно или более из: уменьшения воздушного давления; вибрации устройства; уменьшения или увеличения окружающей температуры или изменения уровня космического излучения. Для того чтобы проверить поведение полезной нагрузки при изменяющихся условиях окружающей среды, можно использовать барокамеру (или камеру для моделирования других условий окружающей среды) или же другое соответствующее испытательное устройство, в которое может быть помещена полезная нагрузка.
Для имитации предсказанного поведения спутника может быть полезным как можно более точно моделировать реальное будущее поведение спутника и полезной нагрузки, чтобы любые возникающие проблемы с полезной нагрузкой могли бы быть разрешены до запуска реального спутника. Поэтому в некоторых вариантах осуществления воздействию изменяющихся условий окружающей среды может подвергаться все устройство для разработки и (или) испытаний, что может способствовать более точному воссозданию тех условий окружающей среды, куда в конечном итоге будет запущен этот спутник.
Успешный запуск и непрерывное использование спутника могут сопровождаться большим объемом связанных с этим данных. В некоторых вариантах осуществления данные по результатам имитации, полученные от устройства для разработки и (или) испытаний, могут обеспечить полезную информацию относительно спутника и полезной нагрузки после того, как он будет запущен, например данные, относящиеся к связи полезной нагрузки с остальной частью спутника. Если имитация показывает, что полезная нагрузка имеет некоторую несовместимость с остальной частью спутника, то проблема может быть решена гораздо менее дорогостоящим образом, пока полезная нагрузка еще находится в разработке, чем попытка какого-либо ремонта или изменений, когда спутник уже запущен. Для обеспечения проверки всех режимов ожидаемых функций спутника могут имитироваться важные спутниковые системы, такие как система определения и управления ориентацией (Attitude Determination and Control System, ADCS), бортовой компьютер (on-board computer, OBC) и система электропитания.
Как вариант, компьютер может быть выполнен с возможностью одновременной имитации нескольких спутников и (или) связи между спутниками. Спутники могут осуществлять действия, согласованные между собой в группах, группировках или скоплениях. Поэтому полезно, чтобы в некоторых вариантах осуществления многочисленные спутники можно было имитировать, таким образом, чтобы собирать данные относительно работы спутника в связи с находящимися рядом другими спутниками.
Как вариант, обеспечен каркас (для установки полезной нагрузки), при этом каркас определяет объем полезной нагрузки, например, в котором должна быть установлена полезная нагрузка. Полезная нагрузка может быть размещена внутри объема полезной нагрузки, как вариант, прикрепленная к каркасу (или закрепленная и (или) зафиксированная иным образом).
Кроме того, здесь описана также система для разработки и (или) испытания полезной нагрузки для спутника, содержащая: каркас для удержания полезной нагрузки в требуемой ориентации; и устройство, выполненное с возможностью подсоединения к полезной нагрузке; при этом устройство выполнено с возможностью имитации одной или более подсистем спутника.
Как описано выше, устройство может быть выполнено с возможностью имитации одной или более подсистем спутника таким образом, что при этом поведение полезной нагрузки, будучи установленной в этот каркас и подключенной к устройству, - является таким же, что и (когда она встроена или установлена) в (реальный) спутник.
Для управления устройством и подключенной к нему полезной нагрузкой может быть приспособлен контроллер, при этом, контроллер, например, является компьютером. Для подачи питания на это устройство может использоваться модуль подачи питания.
Каркас (устройства и (или) системы) может быть модульным, и при этом размер каркаса, предпочтительно, можно переконфигурировать, например, каркас при этом может содержать соединенные между собой два или более отдельных каркасных модулей. Два или более смежных каркасных модуля могут быть соединены вместе посредством соединительных элементов. Каркас может быть выполнен с возможностью соответствия конструкции и (или) размерам спутника, причем спутник может быть, например, «Кубсатом». Как вариант, каркас имеет размер (или конфигурацию) между 1U и 12U, где U - единичный объем, имеющий размер 10×10×10 см в соответствии со стандартом CubeSat. Каркас может быть выполнен с возможностью определения объема полезной нагрузки, который является по существу тем же самым объемом, что и объем полезной нагрузки спутника.
Каркас (устройства и (или) системы) может включать в себя одну или более перегородок для разделения каркаса на отсеки, и при этом перегородки обеспечены, например, одним или более реброобразными элементами. Каркас может быть выполнен таким образом, что по меньшей мере участок каркаса может быть замещен полезной нагрузкой или же макетом полезной нагрузки, тем самым - с целью сохранения конструктивной целостности каркаса. Одна или более панелей могут быть установлены таким образом, чтобы по меньшей мере частично заключить в себя по меньшей мере часть или участок каркаса.
В каркасе может быть размещен (или установлен) макетный модуль, чтобы имитировать объемные и (или) массовые характеристики одной или более подсистем на спутнике, при этом, например, макетный модуль выполнен с возможностью посадки внутрь каркаса, если макетный модуль выполнен с возможностью встраивания в виде части конструкции каркаса.
Кроме того, здесь описана система для разработки и (или) испытаний полезной нагрузки для спутника, содержащая: аппаратное обеспечение, способное подсоединять полезную нагрузку к компьютеру, включающее в себя по меньшей мере одно из механического интерфейса (конструкции) и электрического интерфейса (шину электропитания и данных); и программное обеспечение, созданное с возможностью выполнения имитации полета спутника и (или) аппаратно-программных операций с полезной нагрузкой.
В соответствии с дополнительным объектом обеспечена машиночитаемая "карта" или машиночитаемые командные инструкции, выполненные с возможностью обеспечения 3D-принтеру (или любому принтеру или производящему устройству и (или) системе) возможности изготовления каркаса и (или) соединительных элементов.
Каркас и (или) соединительные элементы обычно могут изготавливаться из металла или с использованием процесса литья под давлением, использующего одну или более пластмасс, таких как полиуретан, а также теплопроводящее связующее вещество.
Кроме того, здесь описан способ испытания полезной нагрузки для спутника, при этом способ включает в себя этап: подсоединения полезной нагрузки к устройству для испытаний и (или) разработки полезной нагрузки для спутника; и при этом устройство выполнено с возможностью подсоединения к компьютеру, а относительно полезной нагрузки могут выполняться одна или более имитаций.
Кроме того, здесь описан способ разработки и (или) испытания полезной нагрузки для спутника, при этом способ включает в себя этапы: обеспечения устройства, выполненного с возможностью имитации одной или более подсистем спутника; подсоединения полезной нагрузки к упомянутому устройству; и выполнения одной или более имитаций полезной нагрузки для определения вероятного поведения полезной нагрузки на орбите. Как описано выше, устройство может быть выполнено с возможностью имитации одной или более подсистем спутника, таким образом, что при этом поведение полезной нагрузки, будучи подключенной к устройству, - является таким же, что и (когда оно встроено и (или) установлено) в (реальном) спутнике.
Как вариант, полезная нагрузка может быть установлена в требуемой ориентации внутри каркаса, который соответствует конструкции спутника. Одна или более имитаций полезной нагрузки могут выполняться при ее нескольких различных ориентациях, например, для того чтобы определить наилучшую ориентацию и (или) конфигурацию полезной нагрузки на спутнике.
Как вариант, одна или более имитаций выполняются на компьютере, который подсоединен к полезной нагрузкой через модуль интерфейса данных и (или) устройство.
Как вариант, поведение полезной нагрузки может быть определено (или испытано) при переменных условиях окружающей среды, при этом, например, полезную нагрузку и устройство помещают в соответствующую испытательную камеру. Условия окружающей среды могут представлять собой одно или более из: уменьшения воздушного давления, вибрации устройства; уменьшения или увеличения окружающей температуры; и изменения уровней радиации.
Способ, как вариант, может включать в себя использование описанных здесь устройства или системы.
Кроме того, здесь описан также способ разработки и (или) испытания полезной нагрузки для спутника, при этом способ включает в себя: имитацию одного или более условий космического полета на компьютере; управление полезной нагрузкой таким образом, чтобы она подвергалась воздействию одного или более из упомянутых сымитированных условий; и контроль полезной нагрузки для определения ее поведения при воздействии на нее одного или более из упомянутых сымитированных условий.
Как вариант, компьютер может быть выполнен с возможностью работы в качестве имитатора космического аппарата, обеспечивающего данные по одному или более из следующего: положение; характеристики подсистемы управления ориентацией и орбитой; параметры подсистемы электропитания; режим работы; управление электропитанием; состояние развертываемых элементов; конфигурация электронных систем; микропрограммное управления; настройки перезагрузки; параметры подсистемы терморегулирования; и управление ими или резервные настройки.
Как вариант, имитация может осуществляться с использованием данных реального космического полета, например, полученных в результате предыдущих полетов. Как вариант, компьютер дополнительно может быть выполнен с возможностью одновременной имитации множества спутников и (или) связи между спутниками. Как вариант, полезная нагрузка может быть подсоединена к устройству в соответствии с вышеописанным по тексту.
В соответствии с другим объектом обеспечен компьютерный программный продукт, выполненный с возможностью осуществления способа, вышеописанного по тексту. Этот компьютерный программный продукт может быть дополнительно выполнен с возможностью и (или) предназначен для управления полезной нагрузкой на спутнике (а также во время испытаний и (или) разработки), например, посредством использования одного и того же пользовательского интерфейса как для имитации, так и для реального управления.
В описанном здесь устройстве, системе и (или) способе полезная нагрузка может быть предназначена для спутника, имеющего полную массу меньше, чем 500 кг, предпочтительно, для спутника, имеющего полную массу между 1 кг и 25 кг, а более предпочтительно, - для "наноспутника", имеющего полную массу между 1 кг и 10 кг, например, «Кубсата».
Кроме того, здесь описан спутник для использования с полезной нагрузкой, разработанной и (или) испытанной с использованием описанного выше по тексту устройства, системы и (или) способа, причем спутник, предпочтительно, является малым спутником, а более предпочтительно, - "наноспутником", например, «Кубсатом».
Изобретение распространяется на комплект частей, содержащий один или более объектов описанной здесь системы или устройства.
Изобретение распространяется также на устройство или систему, по существу такую, как описана здесь или проиллюстрирована на сопроводительных чертежах.
В том смысле, как он здесь используется, термин "компьютер" включает в себя переносные вычислительные устройства, такие как смартфоны, планшетные устройства и им подобные устройства, а также ноутбуки и настольные компьютеры.
Теперь будет описан по меньшей мере один вариант осуществления настоящего изобретения - в качестве примера и со ссылкой на сопроводительные чертежи, имеющие одинаковые ссылочные позиции, при этом:
фиг. 1 показывает устройство, имеющее каркас для установки полезной нагрузки для спутника;
фиг. 2 представляет собой блок-схему системы, включающей в себя устройство по фиг. 1;
фиг. 3а и 3b показывают еще одно устройство без каркаса в двух различных ориентациях;
фиг. 4а, 4b и 4с показывают устройство, установленное внутри модульного каркаса, поэлементный вид каркаса и, соответственно, дополнительно размещенную в каркасе полезную нагрузку;
фиг. 5а и 5b показывают устройство, установленное в модульном каркасе, соответственно, в двух различных конфигурациях;
фиг. 6а и 6b показывают дополнительную конфигурацию устройства, установленного в модульном каркасе, и, соответственно, ту же самую конфигурацию с добавлением полезной нагрузки;
фиг. 7а и 7b показывают две различные конфигурации каркаса, имеющие установленные в нем устройство и полезную нагрузку;
фиг. с 8a по 8d показывают примеры возможных конфигураций модульного каркаса;
фиг. с 9a по 9с показывают соединительные элементы для соединения смежных каркасов, каким образом соединительный элемент может быть прикреплен к каркасу и, соответственно, каким образом к каркасу может быть прикреплено устройство; и
фиг. 10 показывает спутник на орбите, несущий полезную нагрузку, испытанную с использованием устройства, и (или) системы, и (или) способа, в том виде, как они здесь описаны.
Носитель спутника может быть выполнен с возможностью запуска на орбиту нескольких малых спутников, таких как "наноспутники" - либо в качестве первичной, либо вторичной полезной нагрузки, размещенной на этом носителе (то есть, на ракете). Поэтому разработчику малого спутника может потребоваться конфигурировать и (или) проверять его полезную нагрузку на совместимость с платформой спутника, на которой он будет запущен. Это может включать в себя разработку и (или) проверку полезной нагрузки в различных конфигурациях и (или) ориентациях, в которых она может оказаться на орбите, и (или) проверку совместимости полезной нагрузки со спутниковой платформой. Такая совместимость может включать в себя совместимость с электрическими и (или) механическими системами спутника и со связанными с ними интерфейсами.
Фиг.1 показывает примерный вариант осуществления устройства 10 для конфигурирования полезной нагрузки для спутниковой платформы (не показана) в соответствии с первым вариантом осуществления. В других вариантах осуществления это устройство может использоваться только для испытаний или для разработки полезной нагрузки спутника.
Устройство 10 включает в себя множество конструктивных опор 1, выполненных таким образом, что они определяют каркас, имеющий некоторую степень конструктивной жесткости и прочности, для определения объема полезной нагрузки, в котором может быть размещена, установлена и (или) закреплена эта полезная нагрузка 6. Этот каркас 1 может быть выполнен с возможностью соответствия конструкции реальной платформы спутника. Полезная нагрузка 6, как это показано на фигуре 1, соответствует фактической полезной нагрузке, которая может быть установлена в каркасе 1.
Для того чтобы подавать питание на устройство 10 через предусмотренный на устройстве 10 порт 7 (или интерфейс) питания, обеспечен модуль 9 подачи питания, который выполнен с возможностью подключения к внешнему источнику питания, такому как источник электропитания (переменного тока), генератор, аккумулятор или компьютерное оборудование, способное обеспечивать питание. Этот модуль 9 подачи питания выполнен с возможностью, когда он подключен к полезной нагрузке 6 через предусмотренный на устройстве 10 модуль 2 интерфейса питания полезной нагрузки, подачи электропитания на полезную нагрузку 6 в объеме полезной нагрузки.
Кроме того, устройство 10 обеспечено также модулем 3 интерфейса данных, который через внешнюю линию передачи данных (или линию связи) подсоединен к компьютеру общего назначения (или к другому вычислительному устройству) или же посредством компьютера и (или) сети данных находится в сообщении с удаленной вычислительной системой через предусмотренный в устройстве 10 интерфейс 8 связи. Модуль 3 интерфейса данных - при подключении к полезной нагрузке 6 через предусмотренный в устройстве 10 интерфейс 4 полезной нагрузки - может обеспечивать линию передачи данных между внешней линией передачи данных (или линией связи) и полезной нагрузкой 6 в объеме полезной нагрузки. Устройство 10 может быть выполнено с возможностью связи с компьютером или с системой на основе "облака", например, посредством использования проводного или беспроводного соединения.
В другом варианте осуществления модуль 3 интерфейса данных может быть обеспечен вместе с модулем 2 интерфейса питания и (или) с интерфейсом 4 полезной нагрузки в интегрированном исполнении, например, когда используется только один провод и (или) разъем, идущий на полезную нагрузку, и (или) когда для связи с компьютером и для передачи электропитания от модуля 9 подачи питания используется один и тот же (например, один) физический соединитель. Далее такое интегрированное исполнение будет рассмотрено более подробно.
В устройстве или в системе 10 по фигуре 1 полезная нагрузка 6 показана установленной в этом устройстве или в системе 10 в объеме полезной нагрузки, определенном конструктивными опорами 1, и закрепленной в объеме полезной нагрузки с использованием механического интерфейса 5. Питание подается на полезную нагрузку 6 от внешнего модуля 9 подачи питания через модуль 2 интерфейса питания. Подсоединением полезной нагрузки 6 к модулю 3 интерфейса данных, который затем может быть подключен к внешнему компьютеру, образован "коммуникационный мост".
Для содействия проектированию и интегрированию полезной нагрузки 6, а также для имитации рабочих операций спутников может использоваться имитационное программное обеспечение. Это имитационное программное обеспечение, работающее на удаленном или локально подключенном компьютере (через модуль 3 интерфейса данных), может имитировать поведение спутника, несущего полезную нагрузку 6, как если бы он был на орбите. Таким образом, устройство 10 может использоваться для имитации орбитальной механики (положения и ориентации), различных режимов управления ориентацией, проходов над Землей (включая передачу телеметрии и данных по полезной нагрузке и прием команд) и имитации циклов зарядки и разрядки. Имитация может воспроизводить ряд различных параметров космического аппарата, включая те из них, которые относятся к размерам, к возможностям по управления ориентацией, к орбитам, к солнечным панелям и к относительному расположению наземных станций. Программное обеспечение, способствующее реализации одной или нескольких из этих функций, может храниться на компьютере, локальном по отношению к устройству 10, или же полностью или частично храниться сторонним образом как часть приложения с облачными вычислениями. Это программное обеспечение может быть дополнительно разработано для объединения множественных моделей космического аппарата, например, при их групповом расположении.
В другом варианте осуществления обеспечен спутник, содержащий ту же конструкцию, что и устройство 10 для разработки и испытаний в соответствии с первым или другим вариантами осуществления. Как вариант, в некоторых вариантах осуществления спутник может быть "наноспутником", таким как «Кубсат», но в других вариантах осуществления возможны спутники других размеров.
Если устройство 10 выполнено с возможностью использования такого же модуля 9 подачи питания и модуля 3 интерфейса данных, что и спутник, имеющий такой же конструктивный каркас 1, то характеристики полезной нагрузки могут имитироваться и оцениваться до полета без доступа к реальному спутнику, чтобы выполнить это. После вывода спутника на орбиту использование тех же самых интерфейсов и рабочих функций имитационного программного обеспечения обуславливает поведение полезной нагрузки 6 на спутнике, такое же, что и ее поведение, когда она находилась в устройстве или системе 10 для разработки и испытаний. Пользователь может отслеживать состояние спутника, посылать команды в его полезную нагрузку 6 и получать данные полезной нагрузки, следуя тем же самым процедурам, что и использовались при осуществлении имитаций полезной нагрузки и использованием устройства или системы 10 для разработки и испытаний.
Таким образом, разработчик малого спутника - прежде чем отправлять каркас 1 и встроенную полезную нагрузку 6 на носитель спутника, чтобы состыковать его с малым спутником для запуска в качестве вторичной полезной нагрузки ракеты или аналогичного пускового устройства - может сначала встроить свою полезную нагрузку 6 в каркас 1 и проверить, достигнув требуемой конфигурации полезной нагрузки, при которой ее ожидаемые характеристики будут соответствовать требованиям их полета,
Фигура 2 приводит блок-схему показанного на фигуре 1 устройства 10 в соответствии с первым вариантом осуществления.
Компьютер 20 подсоединен к модулю 3 интерфейса данных через интерфейс 8 связи. Модуль 3 интерфейса данных подсоединен к полезной нагрузке 6 через интерфейс 4 полезной нагрузки. Как уже здесь упоминалось, термин "модуль интерфейса данных" может использоваться взаимозаменяемо с термином "модуль связи полезной нагрузки", хотя обычно используется термин "модуль 3 интерфейса данных".
Модуль 9 подачи питания подключен как к модулю 24 связи полезной нагрузки (например, к модулю 3 интерфейса данных), так и к модулю 2 интерфейса питания. В этом примере модуль 24 связи полезной нагрузки посредством модуля 26 управления питанием подсоединен также к модулю 2 интерфейса питания. Модуль 26 управления питанием служит для контроля питания, подаваемого в модуль 24 связи полезной нагрузки, и может передавать данные относительно потребления электроэнергии и корректировать его, если существует риск повреждения полезной нагрузки 6. Питание от модуля 9 подачи питания подается на полезную нагрузку 6 через интерфейс 4 полезной нагрузки. Как пояснялось выше, в то время как интерфейс 4 полезной нагрузки может быть выполнен с возможностью передачи как данных, так и электропитания, он может также содержать множество отдельных интерфейсов 4 полезной нагрузки, таким образом, что данные и мощность могут передаваться раздельно.
Модуль 2 интерфейса питания, модуль 3 интерфейса данных, интерфейс 4 полезной нагрузки, полезная нагрузка 6 и модуль 26 управления питанием вместе составляют модель 35 спутника в соответствии с первым вариантом осуществления.
Фигуры 3а и 3b показывают устройство 100 согласно второму варианту осуществления. Устройство 100 имеет два интерфейса 102 данных полезной нагрузки для передачи данных между устройством 100 и связанной с ним полезной нагрузкой и интерфейс 104 питания полезной нагрузки для подачи электропитания на подключенную полезную нагрузку. Обеспечен дополнительный интерфейс 106, который работает в качестве объединенного интерфейса компьютерных данных и интерфейса подачи питания для приема данных как от подключенного компьютера (не показан), так и от источника питания (не показан), в данном примере - через один и тот же физический разъем. Для крепления устройства 100 к каркасу (описано ниже) обеспечены механические интерфейсы 108. Дополнительные механические интерфейсы 110 предусмотрены для крепления (внешних) закрывающих панелей (не показаны), так чтобы по меньшей мере частично заключить устройство 100 внутри каркаса.
Поэтому устройство 100 может обеспечить компактную центральную сборку (корпус) электроники для малого спутника, включающую в себя:
- высокоинтегрированную и модульную сборку подсистем, со стороны полезной нагрузки имеющую вид черного ящика;
- вторичную центральную электронную конструкцию, обеспечивающую экранирование от излучения, а также теплопроводящие каналы от электронных систем к первичной конструкции.
Преимущества устройства 100 заключаются в следующем:
- корпус (механическая конструкция), обеспеченный вокруг центральной электроники, может позволить, чтобы расположенные внутри его подсистемы и компоненты имели теплопроводящие или теплоизолирующие каналы, проложенные в соответствии с их потребностями. Эта конструкция имеет присущую ей гибкость с целью сокращения единовременных расходов для полетов, которые требуют индивидуальный подход. Это принципиальное новшество по сравнению с существующими подсистемами, предназначенными для малых спутников или "наноспутников", обеспечивающее более высокие характеристики конфигурациям, составленным из готовых элементов, и гибкость для адаптации к конкретной задаче при очень низкой стоимости и минимальном влиянии на остальные компоненты;
- механическая конструкция устройства 100 может также обеспечивать более высокий уровень защиты от излучения по сравнению с существующими сборками подсистем "Кубсатов". Это может снизить общую ионизационную дозу, тем самым увеличивая срок службы и уменьшая радиационную восприимчивость электронных компонентов.
- механическая конструкция устройства 100, кроме того, может выступать в качестве несущей конструкции, обеспечивая интерфейсы для внешних панелей или компонентов. Это может привнести объемную и массовую эффективность в результате использования вторичной конструкции для нескольких целей.
Устройство 10, 100 может быть (дополнительно) выполнено с возможностью выполнения следующих функций:
(1) Управление интерфейсом данных: Скорость передачи данных ограничена в соответствии с характеристиками контроллера (например, обусловленными программным приложением), в результате ограничения пропускной способности передачи данных в полезную нагрузку по каналам данных. Например, можно смоделировать линию передачи реальных данных от полезной нагрузки до наземного сегмента. Если конфигурация спутника и выбранный наземный сегмент разрешают линию передачи данных только со скоростью в 2 мегабита в секунду, то устройство может соответствующим образом ограничить данные. Если, например, полезная нагрузка просто передает на шину спутниковой платформы данные, которые будут сохранены и позже будут скачаны на землю, то скорость линии передачи данных может быть выше, например, в сотни Мбит/с. При этом возможные интерфейсы данных включают в себя: шину сети CAN, I2C, SPI, LVDS, GPIO.
(2) Управление интерфейсом питания: Аналогичным образом, устройство может управлять каналами подачи питания для подачи различных напряжений и токов. При этом одновременно можно использовать и конфигурировать несколько шин питания.
В зависимости от смоделированной конфигурации полета каждый канал питания мог бы ограничивать ток, так например, для определенной части орбиты 3,3-вольтовый канал при этом будет подавать только 1 A, так как спутник, возможно, находится в затмении, и электропитание должно быть ограничено, чтобы избежать истощения мощности аккумуляторов. Альтернативно, может, например, применяться тепловое ограничение, так что при этом большая мощность подаваться может, но только в течение короткого времени.
Фигура 4 показывает устройство 100, установленное в модульном каркасе 120. Для имитации объема, занимаемого на спутнике какой-либо конкретной подсистемой, используется дополнительный макетный модуль 112. Для конкретных целей, таких как физическая активизация устройства 100, для того чтобы имитировать ориентацию спутника, могут использоваться реальные подсистемы. Например, разработчик спутника мог бы выбрать конфигурацию, которая имеет дополнительные аккумуляторы, а макетный модуль при этом мог бы имитировать требуемый для него объем. Фигура 4b показывает поэлементный вид фигуры 4а. Фигура 4 с показывает конфигурацию фигуры 4а с добавлением полезной нагрузки 6.
Каркас 120 может содержать конструкцию, выполненную из основных частей со стандартизованными интерфейсами, включающих в себя:
- основные вертикальные конструктивные элементы: направляющие 114 с равноразнесенной картиной отверстий для обеспечения ясного стандартизованного механического интерфейса. Все части спутника могут быть подсоединены к направляющим 114. Различные конструкции направляющих учитывают разные размеры и конфигурации спутниковых платформ;
- соединительные элементы: ребра 116, ребра жесткости, горизонтальные направляющие, (макетные) полезные нагрузки, панели. Все эти детали для обеспечения структурной целостности могут быть подсоединены к направляющим, а любые электронные модули, полезные нагрузки, концевые пластины, вставные панели, наружных панели, внешние компонентов и т.д. - к интерфейсам.
Направляющие (или элементы), которые образуют каркас 120, могут использоваться повторно для создания конфигураций другой ширины, длины и (или) глубины. При использовании направляющих переменной и (или) различной длины для каркаса 120 возможны различные конфигурации по ширине, длине и (или) глубине, которые можно легко переконфигурировать. Внутри каркаса 120 обеспечено множество ребер 116 для формирования объемов или отсеков каркаса 120.
Преимущества модульной конструкции 120 каркаса включают в себя следующие:
- она может обусловить  гибкость для полезной нагрузки с точки зрения объема, формы и механических интерфейсов, которые в наибольшей степени соответствуют требованиям полета. Полезную нагрузку нет необходимости располагать вокруг каркаса 120 - этот каркас 120 обладает достаточной гибкостью, допускающей большее количество вариантов компоновки по сравнению с готовыми каркасами существующих "наноспутников". Кроме того, имеются возможности для того, чтобы полезные нагрузки заменяли каркаса (спутника);
- она может обусловить  гибкость для ориентации и монтажных конфигураций базовой шины "наноспутника" по сравнению с существующими концепциями "наноспутников". Она может обеспечить  гибкость и для полезной нагрузки;
- внешние солнечные панели, как правило, являются специфичными для конкретного полета, следовательно, представленная конструктивная концепция может обеспечить более высокую гибкость при адаптации солнечных (внешних) панелей к полету;
- общность частей "наноспутников" различных размеров может обусловить сокращение затрат и времени из-за большего количества таких произведенных единиц;
- стандартный интерфейс и совместимость конструктивных деталей в "наноспутниках" различных размеров в качестве другого варианта модульной конструкции 120 каркаса могут допускать возможность локальных модификаций, проводимых для конкретных полетов.
Фигуры 5а и 5b показывают устройство 100, установленное в модульном каркасе 120 в двух разных положениях и ориентациях (или "конфигурациях"). Каркас 120 может иметь отверстия с фиксированным шагом, которые позволяют легко монтировать новые механические модули. Как упомянуто выше, каркас 120 предпочтительно является модульным. Показанный на чертежах объем 118, будет занят подсистемами спутника и потенциально заполнен либо габаритными макетами, либо реальными подсистемами.
Фигуры 6а и 6b показывают дополнительную конфигурацию устройства 100, смонтированного в модульном каркасе 120, и, соответственно, - ту же конфигурацию с добавлением полезной нагрузки 6. Как показано на фигуре 6b, сама полезная нагрузка 6 может иметь внешнюю конструкцию, которая может заменить часть каркаса 120, например, когда более короткие направляющие каркаса 120 позволяют встраивать в него внешние полезные нагрузки.
Фигуры 7а и 7b показывают две разные конфигурации каркаса 120, имеющие устройство 100 и макетный модуль 112, аналогично показанному на фигуре 4, с установленными внутри каркаса 120 полезными нагрузками 6. На обеих фигурах 7а и 7b несколько ребер каркаса 120 удалены, чтобы уместилась полезная нагрузка 6 со своими размерами. Фигуры 7а и 7b отличаются тем, что они имеют разные концевые пластины 122-1, 122-2, причем концевые пластины 122-2 на фигуре 7b предназначены для того, чтобы способствовать предотвращению перемещения полезной нагрузки 6.
Фигуры 8а-8d показывают примеры возможных конфигураций модульного каркаса 120, иллюстрирующие то преимущество, что, используя одни и те же элементы, можно создавать различные каркасные конструкции и, таким образом, смешивать и подбирать эти элементы между собой. Такой подход обуславливает пошаговое изменение гибкости и снижение производственных затрат, например, при масштабировании каркасных конструкций для малых спутников.
Фигура 9а показывает множество соединительных элементов 124 и направляющих 114 для крепления между собой смежных каркасов 120. Фигура 9b показывает, каким образом соединительный элемент 124 может быть прикреплен на практике к каркасу 120 с использованием крепежных элементов 126 (например, винтовых креплений). Фигура 9c показывает, каким образом устройство 100 может быть прикреплено к каркасу посредством предусмотренного для этой цели на устройстве 100 механического интерфейса 108 и с использованием крепежных элементов (например, винтовых креплений) для закрепления его на вертикальной направляющей 114 (или элементе) каркаса 120. Показаны также интерфейсы 110 закрывающейся панели, обеспеченные на устройстве 100 для крепления закрывающейся панели (не показана). Разумеется, закрывающаяся панель - альтернативно или дополнительно может быть выполнена с возможностью крепления к самому каркасу 120.
Фигура 10 показывает спутник 40 при его использовании на орбите 45 вокруг Земли 50. В соответствующее время после запуска - обычно с помощью ракеты - спутник 40 отсоединяется от этой ракеты и выводится на свою орбиту 45. Орбиты 45 спутников в зависимости от назначения спутника 40 могут значительно различаться между собой. Обычными орбитами для малых спутников являются низкие околоземные орбиты (НЗО). Спутники с низкими околоземными орбитами обычно находятся на расстоянии между 200 и 2000 км над поверхностью Земли. Спутник 40 может использовать многие из одинаковых или подобных между собой модулей и элементов, как это описано в отношении вышеупомянутых вариантов осуществления устройства для разработки и проверки. Спутник 40 может содержать полезную нагрузку, которая была разработана и испытана с использованием этого устройства для разработки и испытания.
В некоторых вариантах осуществления имитационное программное обеспечение может обеспечивать некоторые или все из нижеследующих функций: Полное моделирование орбиты; Покрытие при моделировании операций; Моделирование работы подсистемы управления режимами; Включение системы управления ориентацией, ее выключение и перезагрузка; Установка времени операционной системы Unix; Режим работы системы управления ориентацией; Установка режима оценки ориентации; Установка настроек режима управления ориентацией; Ввод углов ориентации; Получение характеристик целеуказания; Ввод режима запуска; Имитация углов и ориентации на трехмерном дисплее; Моделирование положения спутника; Моделирование скорости спутника; Моделирование орбиты SGP4; Настройка и моделирование бюджета линии связи; Бюджет линии данных; Радиовидимость наземной станции и планирование связи; Протокол связи и настройка формата пакета; Интерфейс связи в реальном времени между полезной нагрузкой и системой спутника; Имитация режима работы приемопередатчика; Имитация сеанса связи приемопередатчика; Имитация контроля бортовых систем (например, уровень заряда аккумулятора, ток интерфейса питания полезной нагрузки, напряжение интерфейса питания полезной нагрузки, имитация токовой защиты); Задание выхода интерфейса питания; Имитация напряжения и тока солнечных панелей; Имитация температуры системы подачи питания; Исходные настройки интерфейса питания полезной нагрузки; Имитация режимов аварийного источника питания; Температура различных компонентов спутника, например, солнечных панелей, конструкции, отсека полезной нагрузки; а также Тепловые потоки к полезной нагрузке и от нее.
Описанные здесь устройство и система могут обеспечивать аппаратно-программное моделирование, в соответствии с чем программное приложение может учитывать характеристики реальных подсистем на спутнике и обеспечивать режимы имитаций на основе этой информации. Например, если разработчик спутника выбирает некий аккумуляторный блок, то программное обеспечение может принять во внимание энергию, доступную для данного полета, и оценить пригодность выбранной конфигурации.
Кроме того, программное приложение может быть также загружено с учетом реальной работы подсистем при орбитальных и наземных испытаниях, что делает режимы имитаций более точными. Программное приложение может также информировать разработчика о доступных возможностях наземного и пускового сегментов. Так что если разработчики выбирают заданную орбиту, то программное приложение может информировать их о характеристиках запуска, предоставить пусковую циклограмму и условия. Могут быть также показаны готовность и характеристики наземного сегмента и введены результаты моделирования. Например, на объем посылаемых на Землю данных для конкретной конфигурации могут влиять характеристики наземной станции, и имитация может рекомендовать более подходящий вариант.
Таким образом, программное приложение может обеспечить такое моделировании полета, при котором разработчики могут выбирать те параметры полета, которые они хотят имитировать, например: орбиту, конфигурацию спутника (например, заряд аккумулятора, более грубые или более точные системы ориентации, различные частоты и скорости передачи данных приемопередатчиков) и т.д.
Кроме того, разработчик может использовать одно и то же программное приложение для обеспечения работы и (или) для управления полезной нагрузкой, когда спутник находится на орбите, используя тот же самый интерфейс (или интерфейсы), который использовался при разработке полезной нагрузки. Программное приложение может принимать во внимание границы безопасности, для того чтобы дать возможность разработчикам спутников управлять полезной нагрузкой в пределах границ безопасности спутника, например, исключая неблагоприятное управление ориентацией спутника, которое опасно влияет на потребление энергии.
Для изготовления любого из компонентов, упомянутых в отношении этого устройства, в частности каркаса и (или) соединительных элементов, можно использовать множество различных способов. Например, компоненты одного или более описанных здесь вариантов осуществления могут изготовляться посредством "трехмерной печати", при которой трехмерную модель одного из различных вариантов ручных объектов посылают в машиночитаемой форме 3D-принтер, выполненный с возможностью изготовления упомянутого одного или нескольких компонентов. Это могут быть аддитивные технологии, такие как экструзионное осаждение, "свободное производство электронным лучом" (EBF), связывание гранулированных материалов, ламинирование, фотополимеризация или стереолитография или их комбинации. Машиночитаемая модель содержит пространственную "карту" предназначенного для печати объекта или шаблона, обычно в декартовой системе координат, определяющую поверхности объекта или шаблона. Эта пространственная "карта" может составлять компьютерный файл, который может быть предоставлен в любом из ряда общепринятых форматов файлов.
Одним из примеров общепринятого формата файлов является формат STL-файла (от STereoLithography - стереолитография), который может быть в форме ASCII-файла (Американский стандартный код для обмена информацией) или файла в двоичном формате, и устанавливает области посредством триангулированных поверхностей с определенными нормалями и вершинами.
Альтернативным форматом является формат AMF-файла (Additive Manufacturing File - "файл аддитивного производства"), который обеспечивает возможность указания материала и текстуры каждой поверхности, а также допускает криволинейные триангулированные поверхности. Затем "картографическое" отображение объекта может быть преобразовано в командные инструкции, предназначенные для выполнения 3D-принтером в соответствии с используемым методом печати. Он может включать в себя "расщепление" модели по срезам (например, каждый срез соответствует некоторой плоскости x-y, при этом последовательные слои нарастают в измерении по z) и кодирование каждого среза в совокупность командных инструкций. Эти инструкции, отправленные на 3D-принтер, могут содержать команды цифрового или компьютерного управления, предпочтительно в виде G-кода (также называемого кодом RS-274), который содержит ряд инструкций относительно того, каким образом должен работать 3D-принтер. Инструкции изменыяются в зависимости от типа используемого 3D-принтера, но в примере движущейся печатающей головки эти инструкции включают в себя: указания, каким образом должна перемещаться печатающая головка, когда и куда следует загружать материал, тип наносимого материала и скорость выдачи наносимого материала.
Любая часть устройства, в том виде, как оно здесь описано, может быть воплощена в одной такой машиночитаемой модели (например, в машиночитаемой карте или в машиночитаемых командных инструкциях), выполненной с возможностью обеспечения физического представления упомянутой части устройства, которое должно быть изготовлено посредством трехмерной печати. Она может быть в виде программного кода картографического отображения одного или более компонентов и (или) инструкций, предназначенных для посылки в 3D-принтер (например, цифрового кода).
Любой признак системы, в том виде, как он здесь описан, может быть представлен как признак способа, и наоборот. В том виде, как они здесь используются, средства плюс функциональные признаки альтернативно могут быть выражены в терминах их соответствующей конструкции.
Любой признак в одном объекте изобретения может быть приложен к другим объектам изобретения, в любой подходящей комбинации. В частности, объекты способа могут прилагаться к объектам системы и наоборот. Кроме того, любые, некоторые и (или) все признаки в одном объекте могут быть приложены к любым, некоторым и (или) всем признакам в любом другом объекте, в любой подходящей комбинации.
Следует также понимать, что конкретные комбинации различных признаков, описанных и определенных в любых объектах изобретения, могут быть реализованы, обеспечены и (или) использованы независимо от других.