CN108367815B - 小型人造卫星的推进*** - Google Patents

Abstract

一种推进***，其用于小型人造卫星，所述推进***包括：多个发动机(2)，其能够固定至卫星(100)的框架(101)；控制单元(3)，其功能性地连接至所述发动机(2)，用于发送至少一个启动信号(AS)，以启动至少一个发动机(2)；所述***至少能够在第一配置和第二配置之间选择性地配置，其中在所述第一配置中，至少一个所述发动机(2)被启动，用于校正所述卫星(100)的轨道，在所述第二配置中，至少一个所述发动机(2)被启动，用于将所述卫星(100)相对其他相邻的卫星分散。

Description

小型人造卫星的推进***

技术领域

本发明涉及用于小型人造卫星的推进***、包含该推进***的卫星和用于管理该推进***的方法。

背景技术

在本文的上下文中，“小型人造卫星”是指由一个或多个立方体形状的模块形成的人造卫星，该人造卫星的总质量小于或等于100kg。这种形状的人造卫星也被称为立方体卫星(CubeSat)。

实际上，就小尺寸卫星而言，其区别在于，质量在10kg和100kg之间的卫星被称为微卫星(microsatellite)，质量在1kg和10kg之间的卫星被称为纳卫星(nanosatellite)，质量在100g到1kg之间卫星被称为皮卫星(picosatellite)。

优选地，本发明有利于纳卫星中的应用。在这种情况下，卫星包括一个或多个立方体模块，该立方体模块具有大致上等于10cm的边。

还应该注意的是，本发明也可以应用于其他类型的小尺寸卫星。

近年来，小尺寸卫星的使用大幅增加。

实际上，它们几乎完全是作为没有其他功能的技术展示器。然而，随着时间的推移，并且由于星载部件的不断小型化，它们在例如地面或大气观测、雷达测绘等方面得到了广泛的应用。

诸如立方体卫星(CubeSat)的小型卫星通常包括立方体形状的框架，该框架围绕用于仪器和控制***的中央区域。能够用于仪器和控制***的空间是非常有限的。典型的推进***可以占用相当大比例的可用容积，而为仪器装置留下非常小的空间。例如，每个卫星通常只容纳一个发动机。这可能会限制卫星的性能，或者可能需要卫星由多个卫星模块组成，以便为所需的仪器装置提供足够的空间。

小型卫星通常具有圆柱形状的有效载荷。这种卫星的一个例子是鸽子(Dove)卫星，该卫星包括圆柱形状的相机。这种圆柱形有效载荷占据了卫星的大部分容积。这样为推进***留下的空间就非常小了。

较低的发射成本使得相似卫星的星群能够以合理的成本进入轨道。星群中多个卫星的发射使得如果使用单独的卫星，任务不可能或非常难以被完成。例如，卫星的星群允许从不同位置同时收集数据，这在地面观测的背景下是非常重要的可能性。

因此，已知类型的小型卫星通常(但不唯一地)以组群(也称为“星群”(“constellations”)或“蜂群”(“swarms”))的方式由运载火箭发射到低轨道(LEO，低地球轨道(Low Earth Orbit))中。实际上，这样的卫星也可以定位在MEO(中地球轨道)和GEO(地球同步轨道)中。

一旦到达轨道，运载火箭释放卫星，这些卫星趋于因惯性而分散。这种分散使得卫星可以适当地分开移动，以便能够达到必要的运行准备状态。举例来说，达到必要的分散可能需要两周时间。

在卫星星群的轨道运行期间，主要由于和地球大气上层的流体动力学的相互作用以及和重力的相互作用，卫星会受到它们的轨道衰变的影响。

换句话说，卫星与地球的距离会逐渐减小，直到与大气的流体动力学相互作用导致它们毁坏。

因此，已知类型的小型卫星的寿命通常在几个月到几年之间。举例来说，通常为大约一年。

最后应该注意的是，如果失效发生在卫星的寿命终结之前，它们将一直会无用地处于轨道上，直到它们的生命周期终结。

然后，不利地，小型人造卫星的管理有着明显的局限性。

首先，已知的卫星的平均寿命是有限的，不能延长。

此外，卫星的平均寿命还受限于需要等待的卫星发生分散的时间。

在这种情况下，构成本发明基础的技术问题是提出克服了上述现有技术中的缺点的用于小型人造卫星的推进***、包含该推进***的卫星和管理该推进***的方法。

发明内容

具体而言，本发明的目的是提供一种用于小型人造卫星的推进***、一种包含该推进***的卫星和一种用于管理该推进***的方法，所提供的这些能够显著增加安装有该***的人造卫星的工作寿命。

本发明的另一个目的是提供一种用于小型人造卫星的推进***、一种包含有该推进***的卫星和一种用于管理推进***的方法，所提供的这些能够显着减少发射后校正飞行中的分散所需的时间，以及显着减少安装有该***的卫星开始运行阶段所需的时间，和/或减少在重新进入大气期间的卫星占用空间。

通过用于小型人造卫星的推进***、包含该推进***的卫星和用于管理该推进***的方法，大致上解决了上述技术问题和实现了特定目的，所述推进***包括在一个或多个所附权利要求中公开的技术特征。

根据本发明的一个方面，提供了一种用于小型人造卫星的推进***，包括：多个发动机，其能够固定至卫星的框架；控制单元，其功能性地连接至发动机，用于发送至少一个启动信号，以启动至少一个发动机；其特征在于，该推进***能够在第一配置和第二配置之间选择性地配置，其中在第一配置中，至少一个发动机被启动，用于校正卫星轨道，在第二配置中，至少一个发动机被启动，用于将所述卫星相对其他相邻的卫星分散。

这样具有的优点是，轨道校正可以延长卫星的任务寿命。

可选地，推进***能够在第一配置、第二配置和第三配置之间选择性地配置，在第三配置中，至少一个发动机被启动，用于使卫星离开轨道，优选地，朝向行星。

可选地，推进***包括四个发动机，这四个发动机彼此独立，并且可固定至卫星的框架；所述发动机能够根据所采用的配置选择性地启动。

可选地，控制单元能够连接到卫星的处理单元，用于接收表示所需配置的配置信号。

可选地，控制单元连接到至少一个第一发动机和/或第二发动机，用于当控制单元接收到表示第一配置、第二配置或第三配置的配置信号时，向第一发动机和/或第二发动机发送启动信号。

可选地，控制单元连接到第三发动机，用于当控制单元接收到表示第一配置、第二配置或第三配置的信号时，向第三发动机发送启动信号。

可选地，控制单元连接到第四发动机，用于当控制单元接收到表示第一配置、第二配置或第三配置的信号时，向第四发动机发送启动信号。

可选地，推进***包括至少一个支撑元件，发动机固定在该支撑元件上；所述支撑元件为大致的四边形形状，发动机布置为与顶点相对应。

可选地，发动机包括填充有压缩气体的对应的密封喷嘴。

可选地，推进***包括惯性轮，该惯性轮连接到处理单元，所述惯性轮为环形形状。

根据本发明的另一方面，提供了一种小尺寸的人造卫星，该人造卫星包括：框架，其为大致的平行六面体形状，并且限定了容器隔室；处理单元，其容纳在容器隔室中；推进***，其如本文所述；发动机，其固定至框架；***的控制单元，其功能性地连接到处理单元。

根据本发明的另一方面，提供了一种用于管理小型人造卫星的推进***的方法，该方法包括以下步骤：制备人造卫星，该人造卫星包括如本文所述的推进***；将卫星的处理单元连接到***的控制单元；至少在用于校正卫星轨道的第一配置和用于分散卫星的第二配置之间确定运行配置；生成表示所确定的配置的配置信号；根据配置信号生成启动信号；启动信号表示至少一个发动机的启动。

可选地，当配置信号表示第一配置时，启动信号表示第一发动机和第二发动机的启动。

可选地，当配置信号表示第二配置时，启动信号表示第三发动机的启动。

根据本发明的一个方面，提供了一种用于小型人造卫星的推进***，该推进***包括：多个发动机，其能够固定至卫星；控制单元，其配置为通过向所述多个发动机发送启动信号来控制多个发动机的启动；其中控制单元配置为在多个不同模式下控制所述多个发动机的启动，每个不同模式对应于控制单元发送不同的启动信号。

可选地，每个不同的模式对应于不同的发动机组合的启动。

可选地，每个不同的模式对应于不同发动机的启动。

可选地，不同的模式被预先预存储在控制单元中。

可选地，控制单元配置为从卫星接收配置信号，以确定不同的模式中的哪一个模式要被控制单元执行。

一种人造卫星，其包括：人造卫星，其为大致的平行六面体形状，并且具有限定容器隔室的框架；和至少一个发动机，其位于容器隔室的外周部分。

可选地，卫星包括多个发动机，其布置在大致的平行六面体形状的多个平行边缘处。

可选地，人造卫星是立方体形状的。

可选地，人造卫星包括至少一个支撑元件，该支撑元件固定至卫星的框架，并且至少一个发动机固定在该支撑元件上。

可选地，人造卫星包括支撑元件，该支撑元件为大致的四边形形状。

可选地，支撑元件具有中央开口，该中央开口为圆形形状，用于容纳卫星的运行装置。

可选地，人造卫星包括多个独立的支撑元件，该支撑元件具有以下轮廓：从平行六面体形状的一面观察，其中两个边彼此大致成直角。

可选地，每个支撑元件都包括凹入部分，一起形成开口的各部分，该开口用于容纳卫星的运行装置。

可选地，至少一个支撑元件布置为大致平行于平行六面体形状的一面。

可选地，至少一个支撑元件布置为大致垂直于至少一个发动机的伸长方向。

可选地，推进***和/或人造卫星包括四个发动机。在一个实施例中，推进***和/或人造卫星仅包括四个发动机。

附图说明

通过用于小型人造卫星的推进***、包含该推进***的卫星和用于管理该推进***的方法的优选的但非排他性的实施例的代表性的并且因而非限制性的描述，本发明的其他特征和优点将变得更加清楚，如附图所示，其中：

图1是根据本发明的用于小型卫星的推进***的示意图；

图2和图3是图1所示的***的第一细节的两个可选实施例的相应透视图；

图4和图5是图1所示的***的第二细节的两个可选实施例的相应透视图；

图6展示了图1所示的***的另一个实施例；

图7展示了图1所示的***的又一个实施例；

具体实施方式

参考附图，根据本发明的用于小型人造卫星的推进***始终标识为1。

***1旨在组装在人造卫星100上。***1独立于卫星，但可以被包含在卫星100中，例如改装至卫星100。

卫星100由组装在一起的一个或多个立方体形状的模块形成。每个模块具有长度介于9cm至11cm的边缘，优选地，大致等于10cm。

卫星100可以包括以任何有用的构造布置的任何数量的立方体模块。例如，三个模块可以线性地布置，以形成长方体形状的卫星100。

总体上，卫星100的质量不大于100kg，优选地，不大于10kg。

应该注意的是，卫星100可以被设计、建造和发射，以独立执行任务。或者，卫星100可以与多个其他类似的卫星100一起发射，用于在星群或蜂群中进行轨道运行。

这些卫星100执行它们自己的相互协同的任务。

卫星100包括框架101，该框架101具有结构功能，并在其内部限定了用于容纳仪器装置的隔室。

框架101具有大致的平行六面体形状。框架101由立方体模块的框架形成，该立方体模块组成卫星100。

仪器装置可以包括任何运行装置102，该运行装置102执行与待执行任务相关联的一个或多个功能。例如，仪器装置可以是大致圆柱形的。

仪器装置还包括处理单元103，该处理单元103功能性地连接到运行装置102，以用于控制该运行装置102，并调节该运行装置102的功能。

卫星100还包括能量发生器(未图示)，该能量发生器向仪器装置提供电能。作为例子，能量发生器包括太阳能电池板，该太阳能电池板布置在框架101的外部。

卫星100还包括通信装置104，用于向远程控制站和/或在轨道中列队运行的类似卫星100收发无线电信号。

***1容纳在隔室中，该隔室由卫星100的框架101限定。

***1包括多个发动机2，当***1装载在卫星100上时，发动机2固定至框架101。

***1包括控制单元3，该控制单元3功能性地连接至发动机2，用于向所述发动机2发送启动信号“AS”，以根据所选择的运行配置或运行模式启动一个或多个发动机2。每个配置表示不同的运行模式。这些配置不是物理配置(如部件的物理布置)，而是卫星控制配置，即控制单元的运行模式。术语“模式”和“配置”在下文中可以交换使用。可以预先将不同的模式预存储在控制单元3中。

***1还包括至少一个点火装置4，该点火装置4可操作地定位在控制单元3和发动机2之间，用于接收启动信号“AS”，并执行相应发动机2的点火。

作为例子，***1包括多个点火装置4，每个点火装置4都与相应的发动机2相关联。

点火装置4构成了安全***，该安全***用于防止发动机2无意地和意外地点火。为此目的，点火装置4包括多个“屏障”或安全机构，这些“屏障”或安全机构必须被克服以能够有效地启动所讨论的发动机2。作为例子，安全机构可以是机械的和/或电子的和/或电气的和/或软件的。

根据本发明，***1能够在第一配置或用于轨道校正(重新轨道运行)的配置与第二配置或分散配置之间配置。换句话说，控制单元3可以以至少两种不同的模式运行。在第一模式中，控制单元3控制发动机2，以校正卫星100的轨道。在第二模式中，控制单元3控制发动机2，以将卫星相对于星群中的其他卫星100分散。

在第一配置中，控制单元3命令一个或多个发动机2启动，以允许卫星100校正其轨道并将其带到更高的高度。当卫星100长时间运行后，它遭受了显着的轨道衰变并接近自然损毁，此时这种配置将被采用。在这种配置中，卫星100增加了轨道的高度，从而延长了它的工作寿命。换句话说，在第一模式中，控制单元3以实现卫星100的轨道校正的方式控制发动机2。

在第二配置中，控制单元3命令一个或多个发动机2启动，以便在一群卫星100发射进入轨道的情况下，允许卫星100远离其他相同或相似的卫星100移动合适的距离。在这群卫星100的轨道定位期间采用这种配置，以在足够短的时间内获得所述卫星100的正确分散。换句话说，在第一模式中，控制单元3以实现星群中的卫星100的分散的方式控制发动机2。

优选但不唯一地，***1能够在第一配置、第二配置和/或第三配置(或用于离开轨道(脱离轨道运行)的配置)之间配置。

在第三配置中，控制单元3命令一个或多个发动机2启动，以允许卫星100离开它的轨道，优选地，朝向其轨道运行所环绕的行星。当(由于例如，危害卫星100的功能的故障)需要使卫星100在其工作寿命结束之前重新进入大气时，这种配置将被启动。换句话说，在第三模式中，控制单元3以引起卫星100脱离轨道的方式控制发动机2。

有利地，为了避免将不可用的卫星留在轨道上，可以选择这种配置，不可用的卫星对于轨道上的其他物体可能是障碍，或者甚至可能对其他轨道运行的物体的安全构成危险。

优选但不唯一地，***1能够在第一配置、第二配置和/或第三配置(或用于偏离轨道(脱离轨道运行)的配置)和第四配置(或用于防止碰撞的配置)之间配置。

有利地，当需要紧急改变轨道以避免与任何其他卫星的碰撞时，第四配置或用于防止碰撞的配置被启动。换句话说，在第三模式中，控制单元3以避免碰撞的方式控制发动机2。

在仅能够在第一配置和/或第二配置中配置***1的情况下，***1可能包括两个，优选地，三个发动机2。在这种情况下，一个或两个发动机2被保留用于第一配置，另一发动机2被保留用于第二配置。

在也能够在第三配置中配置***1的情况下，***1包括为该配置保留的合适的发动机2。

典型地，至少一个发动机2被保留用于控制单元3的每个运行模式。

在优选实施例中，***1包括四个发动机2，这四个发动机2彼此分开且彼此独立，在使用中，每个发动机2都固定至卫星100的框架102。

如前所述，四个发动机2可以根据所选择的配置选择性地启动。

通常，***1包括多个发动机2，并且控制单元3以多种配置或运行模式运行。控制单元3的每种配置或运行模式都与发动机2的特定组合相关联。在每种模式中，启动不同的发动机2组合。在一些例子中，在每个模式中，启动不同的发动机2。例如，该***可以包括四个发动机，并且控制单元3可以能够以三种模式中的一种模式运行。在这种情况下，第一模式可以启动两个发动机2，第二模式可以启动另外的发动机2，并且第三模式可以启动另外的最后的发动机2。

为此，控制单元3经由相应的点火装置4连接到第一发动机2a和第二发动机2b，用于在选择第一配置(即用于轨道校正的配置)时，向第一发动机2a和第二发动机2b发送各自的启动信号“AS”以使它们点火。

将第一发动机2a和第二发动机2b两者都点火对于校正轨道是优选的，但不是必不可少的。实际上，即使只启动一个发动机(第一发动机2a或第二发动机2b)，也可能足以实现必要的校正。

此外，控制单元3经由相应的点火装置4连接到第三发动机2c，用于在选择第二配置时，向第三发动机2c发送启动信号“AS”以使第三发动机2c点火。

在第三配置也是能够选择的情况下，控制单元3经由相应的点火装置4连接到第四发动机2d，用于在选择第三配置时，发送启动信号“AS”使第四发动机2d点火。

在每个不同的运行模式中，控制单元3向不同的发动机3组合发送启动信号。

有利地，控制单元3功能性地连接到卫星100的处理单元103。

实际上，卫星100的处理单元103处理表示所选择的配置的配置信号“CS”，并将该配置信号“CS”发送到***1的控制单元3。换句话说，控制单元3的运行模式基于来自卫星100的配置信号而确定。

卫星100的处理单元103基于从通信装置104接收的和从控制站发送的信号和信息产生配置信号“CS”。

应该指出，推进***1的控制单元3和卫星100的处理单元103是两个分开的硬件元件。或者，推进***1的控制单元3和卫星100的处理单元103可以集成在单独的硬件元件中。

发动机2可以是固体推进剂类型(图4)。

在那种情况下，发动机2包括：圆柱形中心体5，其含有推进剂药柱6；和喷嘴7，其用于排出和加速由燃烧产生的气体。

推进剂药柱6可以是中空的。在那种情况下，药柱具有圆柱形空腔6a(图4)，该圆柱形空腔6a与中心体5同轴。一旦点火，燃烧表面将是圆柱形空腔的表面。

或者，在未图示的实施例中，推进剂药柱6是实心的，并且具有圆形基部表面，一旦点火，该圆形基部表面将限定燃烧表面。这被称为“香烟式燃烧(cigarette-burning)”。

在这两种情况下，所使用的推进剂都是HTPB(端羟基聚丁二烯，hydroxyl-terminated polybutadiene)、高氯酸铵(ammonium perchlorate)和非附聚陶瓷(non-agglomerating ceramics)的混合物。

仅仅作为例子，固体推进剂发动机2具有介于70mm至90mm之间的长度，优选地，大致等于80mm，并且具有介于17mm至21mm的直径，优选地，大致等于19mm。

有利地，这种类型的发动机2具有高度的可靠性和紧凑性。这种类型的发动机2只能点火一次。点火后，固体燃料将燃烧直至燃料完全耗尽。这提供了能够使得推进***简单而可靠的优点。在这种情况下，发动机3的控制是只能二者择其一的，即不燃烧或完全燃烧，因此具有鲁棒性。

在图5所示的实施例中，发动机2是具有压缩气体(例如空气)的类型。在这种情况下，发动机2也包括：中心体5，其容纳压缩气体；和膨胀喷嘴7。在那种情况下，发动机2包括：阀8，其定位在中心体5和喷嘴7之间，用于控制气体通过喷嘴7的通道。

有利地，这种类型的发动机2具有较低的成本。但是，它的可靠性较低。

仅仅作为例子，压缩气体发动机2具有介于70mm至90mm之间的长度，优选地，大致等于80mm，并且具有介于17mm至21mm的直径，优选地，大致等于19mm。

在未图示的替代实施例中，发动机2可以是混合型或凝胶型。有利地，这些类型的发动机是可重新点火的，并且还允许部分和/或间歇地启动。

还应该注意的是，***1可以包括一些具有固体推进剂的发动机2和一些其他压缩气体发动机或混合型或凝胶型发动机。

优选地，***1的所有发动机2是相同类型的。

在可选的变型例中，发动机2的喷嘴7被密封并填充有压缩气体。

在那种情况下，每个喷嘴7的出口部分被膜11封闭，以将压缩气体保持在所述喷嘴7内。

刺穿装置12布置在喷嘴7的外部，并且被启动以刺穿膜11，使得压缩气体逸出。

以这种方式产生的小推力可用于执行分散配置(或第二配置)。

作为例子，刺穿装置12可以包括烟火填料。

应该注意的是，膜11、刺穿装置12和受压的喷嘴7是有利的但非必需的特征。

不管发动机2或喷嘴7的类型如何，喷嘴7都可以对准卫星100的质量中心，以在发动机2启动时避免卫星100上的过度扭矩。这可以通过例如在卫星100的发射之前设置喷嘴相对于发动机2的其余部分的角度来实现。

***1还包括至少一个支撑元件9，发动机2固定在该支撑元件9上，并且在使用中，将该支撑元件9固定至卫星100的框架101。在图2和图3中用虚线示意性地展示了框架101。

在图2所示的实施例中，***1包括大致四边形形状的单独的支撑元件9。例如，支撑元件9可具有正方形轮廓(如沿平行于发动机2的方向或垂直于立方体形状的卫星100的一面的方向所看到的)。这种布置允许支撑元件9与卫星100的立方体形状的框架101共形地配合，以最小化发动机占据的空间。

为了可以将支撑元件9***到构成卫星100的模块中，支撑元件9具有长度大致等于10cm的边。精确的长度取决于卫星100的尺寸，但是支撑元件的边长度通常与卫星100的框架101的边长度大致相同。

在这种情况下，发动机2布置为与支撑元件9的四个顶点相对应。如图所示，发动机2正交于支撑元件9延伸并从支撑元件9松开。因此发动机2彼此平行。发动机2布置在立方体形状的框架的边缘。

支撑元件9具有圆形的中央开口10，该中央开口10用于容纳卫星100的运行装置102。发动机2可以位于正方形支撑元件9的某些部分中，这些部分介于支撑元件9的正方形外周和支撑元件9内的中央开口10之间，典型地，位于正方形支撑元件9的角落部分。图6示意性地展示了卫星(100)内的这种布置。

在图3所示的实施例中，***1包括大致有角的形状的四个独立支撑元件9。在这个例子的情况下，有角的形状是指具有两条边相对彼此成直角的轮廓的形状(如在平行于发动机2的伸长轴线的方向上或垂直于立方体形状的卫星100的表面的方向上所观察的)。这种布置允许支撑元件9与卫星100的立方体形状的框架101的角共形地配合，以最小化发动机占据的空间。

介于成直角的边之间的支撑元件9的部分可以是大致笔直的，或者如图3所示，可以包括弯曲部分。弯曲部分优选是凹入的，以容纳卫星100的运行装置102。凹入部分的轮廓(如在平行于发动机2的伸长轴线的方向上或垂直于立方体形状的卫星100的表面的方向上所观察的)优选为圆弧。优选地，四个支撑元件9中的每一个支撑元件的弧形凹入部分都位于相同的圆的圆周上，即形成圆的各部分。所形成的圆形可以容纳卫星100的运行装置102。

每个发动机2都固定到相应的支撑元件9，然后该支撑元件9将被固定在卫星100的框架101(由虚线示出)的相应有角的形状的部分中。

发动机2可以布置在支撑元件9上，使得发动机2位于由卫星100的框架101限定的隔室的外周部分。发动机2可以布置在大致为平行六面体的框架101的平行的边缘，即在立方体形状的框架101的角落部分。例如，可以设置四个发动机2。本文所描述的发动机2的位置和取向允许所述发动机2的质量对称地分布，并且使为仪器装置留下自由的隔室的中央空间成为可能。

支撑元件9可以配置为使得发动机2位于立方体形状的卫星100内的内切的圆柱体和立方体形状的卫星100的框架之间的容积中。这种布置使得运行装置102的可用空间最大化。

在任何情况下，取决于需求并且取决于例如，待安装在卫星100上的仪器装置的质量管理，可以基于相当的自由度来确定发动机2的位置和布置。

在图7所示的实施例中，该***包括大致平面的单独的支撑元件9。在这种布置中，发动机2布置在大致平面的配置中。发动机2可以大致彼此平行地设置在支撑元件9上。

通常，在卫星100的生命期中，发动机2被永久地固定在卫星100上的适当位置中。也就是说，一旦将发动机2固定到卫星100，发动机2就不会被设计为能在卫星100的生命期中重新定位。在这样的布置中，每个发动机2提供的相对于卫星100的推力的方向也是固定的，即预定的。这导致了鲁棒的推进***。

***1还包括惯性轮(未图示)，该惯性轮是控制卫星100的姿态所需的。

惯性轮功能性地连接到控制单元3。

有利地，惯性轮具有环形形状。

这使得惯性轮可以更加灵活地定位。实际上，环形形状意味着惯性轮可以布置成使得卫星100的其他部件可以位于所述轮内。换句话说，轮的环形形状使得利用限定在所述轮内的空间成为可能。

在发动机3的推力方向相对于卫星100固定的情况下，惯性轮向卫星100提供用于控制来自发动机2的推力的方向的装置。

本发明还涉及如上所述的小型卫星。

此外，本发明涉及一种用于管理小型人造卫星的推进***的方法。

该方法包括制备包括推进***1的卫星100的预备步骤。

如上所述，***1的控制单元3连接到卫星100的处理单元103。

一旦已经发射卫星100或星群的多个卫星100，则确定***1的配置。

该配置选自第一配置(用于轨道校正)、第二配置(用于分散)和设想的实施例中的第三配置(用于脱离轨道)。

该配置由负责任务控制的操作者选择，并通过无线电通传达到卫星100或多个卫星100。

要采用的配置选择取决于运行阶段。

在发射程序结束时，当卫星100已经进入轨道时，启动第二配置，以在星群情况下，允许卫星100快速和有效地分散。

经过长时间的操作阶段后，当轨道衰减达到预定阈值(基于任务的性质)时，启动第一配置，以再次将轨道提升为运行值，并允许继续执行任务。

最后，在设想的情况下，如果有必要将卫星100从其轨道上移除(例如由于故障导致卫星100不能使用)，可以启动第三配置，以使卫星100朝向地球脱离轨道，并且摧毁卫星100。

通过卫星100的处理单元103接收到的由控制站发送的控制信号来确定配置。处理单元解释控制信号，产生配置信号“CS”并将该配置信号“CS”发送到***1的控制单元3。

然后控制单元3产生启动信号“AS”(或多个启动信号“AS”)并将该启动信号“AS”发送到发动机2(或多个发动机2)以执行所确定的配置。

具体地，当配置信号“CS”表示第一配置时，控制单元3可以产生表示第一发动机2a和/或第二发动机2b的启动的启动信号“AS”。

当配置信号“CS”表示第二配置时，控制单元3可以产生表示第三发动机2c的启动的启动信号“AS”。

当配置信号“CS”表示第三配置时，控制单元3可以产生表示第四发动机2d的启动的启动信号“AS”。

因此所描述的本发明实现了所要求的目的。

实际上，使用用于小型人造卫星的推进***可以提高安装有该推进***的卫星的总体使用寿命。

具体地，首先，使用所描述的***明显地缩短了达到最佳分散所需的时间。在这个阶段节省的时间反映在更长的工作寿命中。

此外，通过允许校正由于衰减而劣化的轨道，可以延迟工作寿命的终结。

最后，该***允许从轨道上快速移除卫星。考虑到发射小型卫星(根据本文中给出的定义)正处于指数级增长，并且越来越有必要移除那些无用和具有潜在危险的轨道运行的物体，上述优点更为显著。

Claims (18)

1.一种推进***，其用于质量小于或等于100kg的小型人造卫星，所述推进***包括：

多个发动机(2)，其能够固定至卫星(100)的框架(101)；

控制单元(3)，其功能性地连接至所述多个发动机(2)，用于发送至少一个启动信号(AS)，以启动至少一个发动机(2)；

其中，所述控制单元(3)至少能够在第一配置和第二配置之间选择性地配置，所述第一配置用于校正所述卫星(100)的轨道，所述第二配置用于将所述卫星(100)相对其他相邻的卫星分散，并且所述第一配置和所述第二配置中的每个配置对应于所述多个发动机(2)中相应的至少一个发动机的启动，使得所述相应的至少一个发动机根据所选择的配置被选择性地启动。

2.根据权利要求1所述的***，其特征在于，所述控制单元(3)能够在所述第一配置、所述第二配置和第三配置之间选择性地配置，在所述第三配置中，所述发动机(2)中的至少一个发动机被启动，用于使所述卫星(100)离开轨道。

3.根据权利要求2所述的***，其特征在于，所述***包括四个发动机(2)，所述四个发动机(2)彼此独立，并且能够固定至所述卫星(100)的所述框架(101)；所述发动机(2)能够根据所采用的配置选择性地启动。

4.根据权利要求3所述的***，其特征在于，所述控制单元(3)能够连接到所述卫星(100)的处理单元(103)，用于接收表示所需配置的配置信号(CS)。

5.根据权利要求4所述的***，其特征在于，所述控制单元(3)连接至至少一个第一发动机(2a)和/或第二发动机(2b)，用于当所述控制单元(3)接收到表示所述第一配置、第二配置或第三配置的配置信号(CS)时，向所述第一发动机(2a)和/或第二发动机(2b)发送启动信号(AS)。

6.根据权利要求4所述的***，其特征在于，所述控制单元(3)连接到第三发动机(2c)，用于当所述控制单元(3)接收到表示所述第一配置、第二配置或第三配置的信号时，向所述第三发动机(2c)发送启动信号(AS)。

7.根据权利要求4所述的***，其特征在于，所述控制单元(3)连接到第四发动机(2d)，用于当所述控制单元(3)接收到表示所述第一配置、第二配置或第三配置的信号时，向所述第四发动机(2d)发送启动信号(AS)。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的***，其特征在于，所述推进***包括至少一个支撑元件(9)，所述发动机(2)固定在所述支撑元件(9)上；所述支撑元件(9)为大致的四边形形状，所述发动机(2)被布置为与顶点相对应。

9.根据权利要求1至7中任一项所述的***，其特征在于，所述发动机(2)包括填充有压缩气体的对应的密封喷嘴(7)。

10.根据权利要求1至7中任一项所述的***，其特征在于，所述***包括惯性轮，所述惯性轮连接到处理单元(103)，所述惯性轮为环形形状。

11.根据权利要求1至7中任一项所述的***，其特征在于，所述***附接至所述人造卫星，所述人造卫星包括：

框架(101)，其为大致的平行六面体形状，并且限定了容器隔室；以及

处理单元(103)，其容纳在所述容器隔室中；

其中，所述发动机(2)固定至所述框架(101)，所述控制单元(3)功能性地连接到所述处理单元(103)。

12.根据权利要求11所述的***，其特征在于，所述多个发动机(2)布置在所述大致的平行六面体形状的多个平行边缘处。

13.根据权利要求11所述的***，其特征在于，所述人造卫星(100)由一个或多个立方体形状的模块形成。

14.根据权利要求11所述的***，其特征在于，所述***包括至少一个支撑元件(9)，所述支撑元件(9)固定至所述卫星(100)的框架(101)，并且所述多个发动机(2)固定在所述支撑元件(9)上。

15.根据权利要求11所述的***，其特征在于，所述卫星包括支撑元件(9)，所述支撑元件(9)为大致的四边形形状。

16.一种控制根据权利要求1至7中任一项所述的推进***(1)的方法，所述方法包括以下步骤：

将所述***的所述控制单元(3)连接至所述卫星(100)的处理单元；

至少在用于校正所述卫星(100)的轨道的第一配置和用于分散所述卫星(100)的第二配置之间确定运行配置；

生成表示所确定的所述配置的配置信号(CS)；

根据所述配置信号(CS)生成启动信号(AS)；启动信号(AS)表示启动至少一个发动机(2)。

17.根据权利要求16所述的方法，其特征在于，当所述配置信号(CS)表示所述第一配置时，所述启动信号(AS)表示第一发动机(2a)和第二发动机(2b)的启动。

18.根据权利要求16所述的方法，其特征在于，当所述配置信号(CS)表示所述第二配置时，所述启动信号(AS)表示第三发动机(2c)的启动。

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