DE10259638B4 - Servicefahrzeug zur Ausführung von Handlungen an einem Ziel-Raumfahrzeug, Wartungssystem und Verfahren zur Nutzung eines Servicefahrzeugs - Google Patents

Servicefahrzeug zur Ausführung von Handlungen an einem Ziel-Raumfahrzeug, Wartungssystem und Verfahren zur Nutzung eines Servicefahrzeugs Download PDF

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Abstract

Servicefahrzeug (6) zur Ausführung von Handlungen an einem ausgewählten Ziel-Raumfahrzeug (2) im Weltraum, umfassend ein Kommunikationsmodul (60), das im Hinblick auf seine Übertragungscharakteristik an vorgegebene Empfangsparameter des ausgewählten Ziel-Raumfahrzeugs (2) anpassbar ist.

Description

  • Die Erfindung bezieht sich auf ein Servicefahrzeug zur Ausführung von Handlungen an einem ausgewählten Ziel-Raumfahrzeug im Weltraum. Sie betrifft weiter ein Wartungssystem und ein Verfahren zur Wartung eines ausgewählten Ziel-Raumfahrzeugs im Weltraum.
  • Raumfahrzeuge müssen im Allgemeinen ordnungsgemäß in einem vorgegebenen Orbit im Weltraum positioniert und ordnungsgemäß im dreidimensionalen Raum in Bezug auf ihre Einsatzgebiete orientiert werden, um ihre jeweilige Mission ausführen zu können. Mit anderen Worten: Sie sind üblicherweise dafür ausgelegt, ihre Telekommunikationseinrichtungen auf das Einsatzgebiet hin auszurichten. Verschiedene Kräfte wie beispielsweise die Schwerkraft des Mondes, die Schwerkraft der Sonne, Abweichungen im Gravitätspotential der Erde, solarer Druck und atmosphärisches Beiträge in niedrigen Höhen sowie möglicherweise sogar Gravitation der Venus, zuzüglich einer Vielzahl weiterer weniger wichtiger Kraftbeiträge Wechselwirken mit den Raumfahrzeugen und neigen dazu, deren optimierte Position und Orientierung zu verändern. Diese Quellen ändern somit die Orbitelemente des jeweiligen Raumfahrzeugs, wobei so genannte Orbitstörungen erzeugt werden. Um diesen Störungen entgegenzuwirken, sind Raumfahrzeuge üblicherweise mit Impulstriebwerken ausgerüstet, die im Dauerbetrieb, im Impulsbetrieb oder gelegentlich, d. h. von Zeit zu Zeit (in Abständen einiger Tage, Wochen, Monate) genutzt werden können. Diese Impulstriebwerke verbrauchen Treibstoff, um die notwendigen Gegenkräfte zu erzeugen.
  • Künstliche Satelliten sind ein besonderer Fall von Raumfahrzeugen, da ihre Mission für eine ordnungsgemäße Erfüllung der Aufgaben üblicherweise einen Umlauf um einen spezifischen Himmelskörper bedingt. Andere Raumfahrzeuge haben Trajektorien, die für einen Teil der jeweiligen Mission von der klassischen De finition eines Satellitenorbits abweichen, aber nichts desto trotz ein Einsatzgebiet haben, auf das sie ausgerichtet sein müssen, so dass sie durch ähnliche Störungen negativ beeinflussbar sind. Üblicherweise werden sie zu Satelliten eines anderen Himmelskörpers oder schweben einfach im Raum an einem so genannten Lagrange-Punkt oder an einem anderen Raumpunkt. Die selbe Art von Problemen betrifft alle Typen von Raumfahrzeugen im Hinblick auf Aspekte ihres Orbits oder Betriebszustands. Zum Zwecke der Klarheit ist die folgende Beschreibung auf einen Satelliten in Erdnähe und insbesondere in einer Nähe ausgerichtet, bei der Fernbedienbarkeit nicht durch lange elektromagnetische Wellen-Ausbreitungszeiten behindert wird, obwohl die folgenden Konzepte auch für andere Typen von Raumfahrzeugen relevant sein können.
  • Ein Raumfahrzeug, das unter Nutzung seiner Impulstriebwerke in einer vorgegebenen Zielposition und -höhe gehalten werden kann, wird im Folgenden als „unter Kontrolle" oder „kontrollierbar" angesehen, wobei ein „nicht kontrollierbares" Raumfahrzeug außer Kontrolle im Hinblick auf seine Position und Höhe ist. Ein kontrollierbares Raumfahrzeug kann einfacher und sicherer gewartet werden und wird als „kooperativ" bezeichnet, wohingegen ein Raumfahrzeug, das seine Höhenkontrolle verloren hat, als „nicht kooperativ" bezeichnet wird.
  • Typische Raumfahrzeuge sind für eine so genannte „Auslegungs-Lebensdauer" ausgelegt. Die „Auslegungs-Lebensdauer" eines Raumfahrzeugs basiert auf einer statistischen Definition. Raumfahrzeuge sind üblicherweise für eine operative Lebensdauer von beispielsweise mindestens zehn Jahren ausgelegt, mit einer entsprechenden Erfolgswahrscheinlichkeit von 98 % (basierend auf der statistischen Lebensdauer der eingesetzten Komponenten). Dies bedeutet, dass in der Zeitspanne von zehn Jahren ein Anteil von 2 % der Raumfahrzeuge der jeweiligen Auslegung bei gleicher Material- und Prozesswahl ausfallen würden, wobei der Rest weiter funktionieren würde. Die mittlere Lebensdauer der Materialien eines Raumfahrzeugs ist wesentlich länger, manchmal bis zum Dreifachen der „Auslegungs-Lebensdauer". Beispielsweise ist die Voyager-Raumsonde nach 25 Be triebsjahren immer noch operativ, wohingegen die meisten Telekommunikations-Satelliten eine Auslegungs-Lebensdauer von sechs bis 15 Jahren aufweisen.
  • Raumfahrzeuge sind dafür ausgelegt, eine vorgegebene Menge an Treibstoff mitzuführen, wobei die Treibstoffmenge in Abhängigkeit von dem erwarteten Verbrauch während der Auslegungs-Lebensdauer errechnet wird. Daher führt ein Raumfahrzeug lediglich den in der Auslegungs-Lebensdauer (beispielsweise zehn Jahre) für die Ausführung aller Arten von Manövern notwendigen Treibstoff mit. Zu einem bestimmten Zeitpunkt, wenn die Treibstoffreserven ausgehen, kann ein Raumfahrzeug nicht einmal mehr seine Höhe korrekt einhalten und wird daher unbrauchbar.
  • Wenn die Treibstoffreserven sehr begrenzt sind, kann ein Raumfahrzeug nicht länger diejenigen Operationen ausführen, für die es ausgelegt wurde, oder möglicherweise nicht einmal mehr irgendwelche nützlichen Operationen. In diesem Fall wird das betroffene Raumfahrzeug völlig nutzlos und wird im Weltraum aufgegeben, wodurch das zusätzliche Problem potentieller Kollisionen mit zukünftigen, operativen Raumfahrzeugen geschaffen wird. Es wird somit zu so genanntem „Weltraumschrott".
  • Treibstoffverbrauch, der das Raumfahrzeug unkontrollierbar und daher unbrauchbar macht, kann sich sogar früher als am Ende der Auslegungs-Lebensdauer des Raumfahrzeugs aus mehreren Gründen ereignen (beispielsweise schlichtweg falsche Berechnung des benötigten Treibstoffkontingents, fehlerhafte Positionierung aufgrund eines Irrtums, Fehlfunktionen beim Start, andere Phänomene, Unfälle oder anderes während der Startphase, falsche Positionierung des Raumschiffs während der so genannten „launch-and-early-orbit-phase" aufgrund von Irrtum, Fehlfunktionen, Unfällen oder anderen Gründen, Missionswechsel, Irrtum, Fehlfunktionen, Unfällen oder anderen Gründen während der verbleibenden tatsächlichen Lebensdauer).
  • Im Allgemeinen kann jede beliebige Komponente, Einheit oder Untereinheit eines Raumfahrzeugs, wie beispielsweise Sensoren, Stellglieder, Rechnereinheiten, Trägheits-Untersysteme, Energie-Untersysteme, Software, Kommunikations-Nutzlast, aufgrund von Irrtümern bei der Bedienung, Fehlfunktionen oder anderen Gründen ausfallen und somit das Raumfahrzeug teilweise oder insgesamt, zeitweise oder permanent unkontrollierbar und daher unfähig zur Ausführung seiner Funktionen und somit zur Erzeugung des erwarteten oder irgendeines Nutzens machen. Das fehlerhafte Raumfahrzeug kann sogar ein signifikantes Risiko für andere Raumfahrzeuge in Folge seines Status als Weltraumschrott erzeugen. Bei dieser Definition von Weltraumschrott sollte zusätzlich zur traditionellen Sichtweise, bei der Weltraumschrott als passive Objekte angesehen wird, berücksichtigt werden, dass potentiell aktive Objekte sogar noch gefährlicher als passiver Schrott sein können, da aktive und unvorhersehbare bewegliche Objekte sein können.
  • Aus den genannten Gründen, d. h. Lebensdauer-Begrenzung wegen begrenzter Treibstoffvorräte sowie Systemausfälle wegen unerwarteter Irrtümer, sind Wartungsfähigkeiten für Raumfahrzeuge mit dem generellen Ziel, die Lebensdauer eines Raumfahrzeugs künstlich zu verlängern, höchst wünschenswert, insbesondere im Hinblick auf die typischerweise sehr hohen Kosten, die mit dem Ersatz eines existierenden Raumfahrzeugs durch ein Austausch-Raumfahrzeug verbunden sind.
  • Mehrere Erfindungen wurden entwickelt, um das Problem der Bereitstellung von Wartungsmöglichkeiten für Raumfahrzeuge, insbesondere im Hinblick auf Ausfall von Satelliten und Treibstoffmangel, zu lösen ( US 5,410,731 , US 5,813,634 , WO 0103310), offenbaren Konzepte, Satelliten im Orbit zu inspizieren ( US 6,296,205 , US 6,384,860 ), offenbaren Konzepte, Wartungs- oder Servicemaßnahmen im Orbit anzubieten (WO 9731822, US 4,896,848 , US 4,273,305 , US 5,299,764 , US 4,349,837 ) oder Wartungsmaßnahmen vorzubereiten ( US 4,946,596 , EP 1 101 699 , US 4,657,221 ). Einige andere haben Konzepte für Werkzeuge entwickelt, um die Wartungsarbeiten auszuführen ( US 4,177,964 , WO 0208059) oder Methoden zur Bereitstellung neuer Services entwickelt ( EP 1 245 967 ), für die die vorliegende Erfindung Verbesserungen bereitstellt.
  • Verschiedene Systeme sind untersucht worden, bei denen ein Verfahren zur Durchführung des Rendezvous- oder Andockmanövers typischerweise durch manuelle Fernbedienung durchgeführt wird. In anderen Druckschriften werden autonome Rendezvous- und Dockingsysteme vorgeschlagen.
  • Im Falle autonomer Dockingmechanismen beinhalten die vorgeschlagenen Konzepte einen Roboterarm, der seinerseits hohe Trockenmassen und Leistungsbudgets voraussetzt.
  • In der US 5,299,764 ist ein System zur Durchführung von Wartungsmaßnahmen an einem Raumschiff im Weltraum offenbart, in dem künstlich belebte Robotersysteme eingesetzt werden.
  • In der US 6,296,205 ist ein Konzept zur Überprüfung der RF-Funktionsfähigkeit eines Satelliten in dessen Nähe und zur Emission von Kontrollsignalen und Diagnosesignalen zur Bodenkontrolle offenbart.
  • In der US 6,384,860 ist ein Video basiertes Telemetrie-System zur Überwachung beim Aussetzen eines an einen Satelliten gekoppelten Apparates offenbart. Dieses System erlaubt es, die Sonnenkollektoren oder Sonnensegel während des Aussetzens und sogar vor der Installation dieser Kollektoren zu beobachten, allerdings mit einer sehr niedrigen Taktfrequenz (etwa ein Bild alle 27 Sekunden), wobei aufgrund dieser Taktfrequenz echte Fernsteuerung oder andere Wartungsarbeiten nicht möglich sind.
  • In der EP 0 541 052 B1 ist ein Raumfahrtsystem mit einer Vielzahl von Raumfahrzeugen offenbart, wobei die Raumfahrzeuge untereinander durch Kommunikationseinrichtungen auf der Basis eines Befehls der zentralen Steuervorrichtung kommunizieren und jeweils mindestens eine Antriebsvorrichtung betätigen, sowie kooperative Operationen mit einem in den Weltraum gesandten und darin bewegten Missionsobjekt durchführen.
  • In der DE 694 25 730 T2 ist ein Verfahren zum Justieren der Lebensdauer eines orbitalen Zielsatelliten, d.h. um seine Lebensdauer zu verlängern oder die Umlaufaktivität eines verbrauchten oder überalterten Satelliten geplant zu beenden oder zu modifizieren, bereitgestellt unter Beteiligung eines zur Annäherung an den Zielsatelliten ferngesteuerten Verlängerungsraumschiffs. Das Verlängerungsraumschiff umfasst unter anderem ein Befehlsmodul und ein Servicemodul, wobei das Servicemodul als „Weltraumbus" für das Befehlsmodul arbeitet und u.a. für den Antrieb, die Energie und die Kommunikationsunterstützung sorgt.
  • In den Fällen, in denen ferngesteuerte Konzepte mit Servicefahrzeugen vorgeschlagen werden, besteht üblicherweise der Nachteil, der hohen Bandbreite, die zur Fernsteuerung der Servicefahrzeuge bereitgestellt werden muss. Um eine Inspektion oder ein Rendezvous- und Andockmanöver an einen Satelliten auszufüh ren, muss eine Verbindung hoher Bandbreite über eine Zeitdauer von Minuten oder Stunden eingerichtet werden, um ausreichende und zeitnahe visuelle Informationen an das Bedienpersonal und die Bodenkontrollsysteme für die Durchführung der Wartungsarbeiten (Inspektion, Rendezvous, Andocken) bereitzustellen. Die derartigen vorgeschlagenen Konzepte resultierten im Konzept des Geostationary-Service-Vehicle-(GSV)-Raumfahrzeugs.
  • Die Nachteile dieser Kategorie des Standes der Technik sind:
    • – hohe elektrische Leistungsbudgets, um der erforderlichen hohen Bandbreite bei der zeitnahen Übermittlung der Ausgangswerte der Rendezvous-Sensoren (Radar, optische Bilder) an die Bodenkontrollstationen Rechnung zu tragen,
    • – hohes Massenbudget für die Missions-Kommunikationsnutzlast, Batterien, Solarzellen zuzüglich Infrastrukturelementen und Höhenkontrollsystem (Schwungräder, Impulstriebwerke...),
    • – hohe Volumenanforderungen als Resultat der erwähnten erhöhten Budgetanforderungen (Massen, Infrastruktur, hervorstehende Antennen, hervorstehende Sonnensegel),
    • – hohe Komplexität aufgrund der erforderlichen Redundanz,
    • – hohe Empfindlichkeit im Hinblick auf Strahlenschäden und Schrott (größere Querschnitte),
    • – geringer Betriebsbereich im Hinblick auf Differenzgeschwindigkeitspotential,
    • – hoher Verbrauch an Verbrauchsgütern (Treibstoff, Druckgas),
    • – geringe Manövrierfähigkeit aufgrund hoher Volumen- und Massenanforderungen,
    • – erhöhtes Risiko für das Ziel-Raumfahrzeug aufgrund hoher Massen- und Volumenanforderungen und geringerer Manövrierfähigkeit,
    • – erhöhtes Schrottproblem am Ende der Lebensdauer.
  • Die Komplexität von Wartungsmissionen für Satelliten im Orbit und die hohen damit verbundenen Kosten (die Kosten für den Flug eines Space-Shuttles betragen etwa 500 Million Dollar) haben die Idee, angeschlagene oder beschädigte Satelliten zu warten, um die Betriebsfähigkeit wieder herzustellen oder zu verlängern, unattraktiv erscheinen lassen. Als eine Alternative wird statt dessen in Erwägung gezogen, universelle oder speziell ausgelegte individualisierte Ersatzsatelliten im Orbit zu installieren.
  • Geostationäre Satelliten benötigen irgendeine Art eines Startsystems, um ihre Position im Orbit zu erreichen. Von diesem Startsystem ist entweder die letzte Stufe (obere Stufe) oder der Anschubmotor im Weltraum in der Nähe des geostationären Rings abgesprengt, wodurch Weltraumschrott entsteht. Dieser Schrott erzeugt ein hohes Gefährdungspotential für zukünftige Missionen. Einige jüngere Satelliten nutzen ein so genanntes vereinheitlichtes Antriebssystem („Unified Propulsion System"), um den geo-synchronen Orbit von ihrem Eintrittspunkt aus zu erreichen und zum Einhalten des Orbits. Diese Lösung erspart zwar ein Stück Schrott, resultiert aber in höheren Massenanforderungen für die gesamte Lebensdauer des Satelliten. Am Ende der Lebensdauer des Satellits wird er in seiner Gesamtheit zu Weltraumschrott.
  • Bisher wurde annähernd kein Raumfahrzeug dafür ausgelegt, im Weltraum mit Treibstoff wiederbetankt oder gewartet zu werden. Als ein Resultat dieser Auslegungsphilosophie besteht der Weltraumschrott zum großen Teil aus verbrauchten Raumfahrzeugen, Anschubmotoren und oberen Raketenstufen.
    •
  • Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, ein besonders nützliches und flexibles Servicefahrzeug zur Ausführung von Handlungen oder Wartungsarbeiten an einem ausgewählten Ziel-Raumfahrzeug im Weltraum anzugeben. Weiterhin sollen ein Wartungssystem und ein Verfahren zur Wartung eines ausgewählten Ziel-Raumfahrzeugs im Weltraum angegeben werden.
  • Im Hinblick auf das Servicefahrzeug wird diese Aufgabe erfindungsgemäß gelöst mit einem Kommunikationsmodul, das im Hinblick auf seine Übertragungscharakteristik an vorgegebene Empfangsparameter des ausgewählten Ziel-Raumfahrzeugs anpassbar ist.
  • Die vom Servicefahrzeug angebotenen Handlungen können alle Arten von Service- oder Wartungsarbeiten umfassen, wie beispielsweise Wiederbetankung mit Treibstoff, Anlieferung aller Arten von Material, Reparatur- oder Wartungsarbeiten oder andere Arten geeigneter Aktivitäten. Diese Arbeiten können in ihrer Gesamtheit als ACR (Assembly, Convert and Repair) bezeichnet werden. Die Mehrheit dieser ACR-Arbeiten sollte über Fernbedienung unterstützt durch stereoskopische Mittel, Beleuchtungsmittel und Bandwerkzeuge zur Unterstützung beim Einfangen oder Ablegen von Werkzeugen und Einfangen oder Ablegen von Austauschteilen und Einfangen oder Ablegen abmontierter Komponenten durchgeführt werden.
  • Die Erfindung geht von der Überlegung aus, das für eine flexible und wirkungsvolle Wartung eines Ziel-Raumfahrzeugs das Servicefahrzeug für ein besonders niedrig gehaltenes Massenenergie- und/oder Treibstoff-Budget ausgelegt werden sollte. Allerdings besteht ein erheblicher Bedarf sowohl im Hinblick auf die erforderlichen Massen als auch auf die erforderlichen Energien/Treibstoffe, um konstant eine zuverlässige Kommunikation zwischen dem Servicefahrzeug und einer Bodenkontrollstation sicherzustellen, insbesondere im Hinblick auf die vergleichsweise großen Entfernungen, die zwischen der Bodenkontrolle und dem Servicefahrzeug in den erwarteten Wartungsmissionen überwunden werden müssen. Um den Energieverbrauch an Bord des Servicefahrzeugs, der für die Aufrechterhaltung eines zuverlässigen Kommunikationskanals mit der Bodenkontrolle erforderlich ist, signifikant zu verringern, ist das Servicefahrzeug dazu ausgelegt, Signale an die Bodenkontrolle zu übermitteln, indem das zu wartende Ziel-Raumfahrzeug als eine Relais-Station genutzt wird. In diesem Konzept kann der Energiebedarf des Servicefahrzeugs darauf beschränkt werden, einen Kommunikationskanal mit dem Ziel-Raumfahrzeug aufrechtzuerhalten, und dementsprechend kann die zur Bereitstellung dieser vergleichsweise niedrigen Energiemengen erforderliche Masse – beispielsweise Akkumulatorenmasse – vergleichsweise gering gehalten werden. Der größte Teil der zur Aufrechterhaltung einer ordnungsgemäßen Kommunikation erforderlichen Energie wird in diesem Konzept vom Ziel-Raumfahrzeug bereitgestellt, das ohnehin zur Aufrechterhaltung eines Kommunikationskanals mit der Bodenkontrolle ausgelegt ist. Um das Ziel-Raumfahrzeug zu diesem Zweck nutzbar zu machen, ist das Servicefahrzeug derart konfigurierbar ausgelegt, dass ein Kommunikationskontakt mit dem Ziel-Raumfahrzeug hergestellt werden kann.
  • Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen wiedergegeben.
  • In einer bevorzugten Ausführungsform ist das Servicefahrzeug mit besonderer Betonung darauf ausgelegt, das Ziel-Raumfahrzeug von übermäßiger oder potentiell destruktiver Energiezufuhr vom Servicefahrzeug sicher zu halten, wobei zusätzlich ein vergleichsweise großer Bereich an Entfernungen zum Ziel-Raumfahrzeug bereitgestellt wird, innerhalb dessen zuverlässige Kommunikation aufgebaut werden kann. Um diese kombinierten Ziele zu erreichen, die sich im Hinblick auf die vom Servicefahrzeug abgestrahlte Energie eigentlich widersprechen, ist das Servicefahrzeug vorzugsweise für eine variable oder einstellbare Ausgangsleistung seines Kommunikationsmoduls ausgelegt. Zu diesem Zweck ist das Servicefahrzeug vorzugsweise mit einem Kontrollmodul zur Vorgabe eines Sollwerts für eine Ausgangsleistung des Kommunikationsmoduls ausgerüstet. In weiteren vorteilhaften Ausgestaltungen wird der Sollwert für die Ausgangsleistung in Abhängigkeit der aktuellen Entfernung zwischen Servicefahrzeug und Ziel-Raumfahrzeug und/oder der relativen Orientierung des Ziel-Raumfahrzeugs im Hinblick auf das Servicefahrzeug gewählt. Dementsprechend ist das Kontrollmodul vorteilhafterweise eingangsseitig mit einem ersten Positionssensor verbunden, wobei der erste Positionssensor einen für die aktuelle Position des Servicefahrzeugs charakteristischen Datensatz liefert, mit einem zweiten Positionssensor, wobei der zweite Positionssensor einen für die aktuelle Position des Ziel-Raumfahrzeugs charakteristischen Datensatz liefert, und/oder mit einem Orientierungssensor, der einen für die aktuelle Orientierung des Ziel-Raumfahrzeugs in Bezug auf das Servicefahrzeug charakteristischen Datensatz liefert, verbunden.
  • In einer besonders bevorzugten Ausführungsform, die auch unabhängig vom vorliegend angegebenen Kommunikationskonzept genutzt werden kann, ist das Servicefahrzeug für ein zuverlässiges und leicht handhabbares Andocken am Ziel- Raumfahrzeug ausgelegt. Zu diesem Zweck umfasst das Servicefahrzeug vorteilhafterweise ein Andocksystem, das eine erste Hohlwelle aufweist, innerhalb derer eine zweite Welle verschiebbar angeordnet ist, wobei die zweite Welle mit einer ansteuerbaren Pfeilspitze versehen ist. Zum Zweck des Andockens wird die ansteuerbare Pfeilspitze in das Abgassystem der Triebwerke des Ziel-Raumfahrzeugs über das Wellensystem eingebracht. Sobald die Pfeilspitze in den Innenbereich des Abgassystems eingebracht ist, wird die Pfeilspitze, vorzugsweise eine Doppelpfeilspitze, angesteuert, um die Pfeilfinger voneinander abzuspreizen. Durch eine Rückzugsbewegung der Pfeilspitze über das Wellensystem wird dann ein Verhaken der Pfeilspitze mit den Seitenwänden des Abgaskanals des Triebwerks bewirkt, so dass ein zuverlässiges Andocken am Ziel-Raumfahrzeug gewährleistet ist.
  • Im Hinblick auf das Wartungssystem wird die oben genannte Aufgabe gelöst mit einem Servicefahrzeug der oben beschriebenen Art, weiter ergänzt durch eine Bodenkontrolleinheit zur Abgabe von Bedienbefehlen an das Servicefahrzeug. Um das Ziel-Raumfahrzeug konsequent zur Weiterleitung von Kommunikationssignalen vom Servicefahrzeug zur Bodenkontrolle in diesem Wartungssystem nutzen zu können, ist die Bodenkontrolleinheit vorteilhafterweise dafür ausgelegt, Daten vom Servicefahrzeug unter Nutzung des Ziel-Raumfahrzeugs als eine Relais-Station für vom Servicefahrzeug emittierte Signale zu nutzen.
  • Das Wartungssystem kann weiter ergänzt sein durch eine Orbit basierte Versorgungsbasis für das Servicefahrzeug und/oder durch ein Antriebsmodul, das an das Servicefahrzeug anbringbar ist.
  • Im Hinblick auf das Verfahren zur Wartung eines ausgewählten Ziel-Raumfahrzeugs im Weltraum wird die oben genannte Aufgabe gelöst, indem ein Servicefahrzeug der genannten Art zur Ausführung ausgewählter Handlungen am Ziel-Raumfahrzeug genutzt wird, wobei Bediensignale vom Servicefahrzeug unter Nutzung des Ziel-Raumfahrzeugs als Relais-Station für die Bediensignale an ein Bodenkontrollmodul übertragen werden.
  • Die mit der Erfindung erzielten Vorteile bestehen insbesondere darin, dass besonders preisgünstige Vorrichtungen und Verfahren zur Ausführung besonders preisgünstiger wissenschaftlicher Missionen vom Weltraum aus, die Verbrauchsgüter und/oder robotische Einrichtungen erfordern, bereitgestellt werden. Weiterhin werden besonders preisgünstige Vorrichtungen und Methoden zur Änderung der Orbits passive oder aktive Objekte im Weltraum aus beliebigen Gründen (Kollisionsvermeidung, betrieblich) oder zur Beibehaltung der jeweiligen Position gegenüber Störkräften ebenso ermöglicht werden wie preisgünstige Vorrichtungen und Verfahren zur Ausführung von Rekonfigurationen, Wartungen und/oder Montageoperationen. Weiterhin betrifft die Erfindung wiederverwendbare synergetische Vorrichtungen und Verfahren, um auf preisgünstige Weise eine Mehrzahl an objektnahen Operationen auszuführen wie beispielsweise Inspektion eines operativen oder nicht operativen Satelliten, Feststellung seines Status (seines Gewichts, seines Temperaturprofils, der Status seiner Subsysteme) und/oder die preisgünstige Anlieferung oder Wiederauffüllung von Verbrauchsgütern zu Raumfahrzeugen im Orbit oder zu Komplexen wie der internationalen Raumstation.
  • Weiterhin wird, ausgehend von einem einfachen, preisgünstigen, mit niedriger Antriebsleistung versehenen Servicefahrzeug aus, eine Telekommunikationsverbindung hoher Bandbreite zur Bodenkontrolle oder einem sonstigen Empfänger bereitgestellt, optional gemeinsam mit einer einfachen Methode, ein Raumschiff unter Nutzung von Teilen der von einem anderen Raumschiff bereitgestellten Telemetrie zu kontrollieren, und/oder eine kostengünstige Vorrichtung und ein Verfahren zur Ausnutzung von Telemetrieinformationen eines Raumfahrzeugs, dessen Telemetriemittel auf sehr geringem Leistungsniveau senden. Weiterhin stellt die Erfindung eine Vorrichtung und ein Verfahren zur Ausnutzung von Telemetrieinformationen eines Raumfahrzeugs bereit, dessen Telemetriemittel auf niedrigem Leistungsniveau senden, wobei zusätzlich eine Verschlüsselung vorgesehen sein kann, bevor eine Weiterleitung über Bordmittel oder über Mittel des zu wartenden Raumfahrzeugs erfolgt, und/oder einen kostengünstigen, einfach gehaltenen mechanischen Zugriff zum Einfangen eines Satelliten vom Inneren seiner Brennkammer her, und ein Verfahren zur Sicherung dieser Halterung, resultierend in einem Paar von Fahrzeugen (Satellit und Servicefahrzeug) von hoher Stabilität.
  • Ein Weltraum basiertes Servicefahrzeug sollte, um zumindest ein Minimum an Wartungsarbeiten wie beispielsweise Inspektionen bereitstellen zu können, mit einer oder mehreren Kameras und mit Mitteln zur Einrichtung einer zugeordneten Kommunikationsverbindung hoher Bandbreite („High Bandwidth Communication Link", HBCL) zur Bodenkontrolle ausgerüstet sein. Durch diese Verbindung stellt das Servicefahrzeug in Echtzeit visuelle, infrarote oder andere Informationen hoher Bandbreite dem Bedienpersonal in der Bodenstation zur Fernbedienung bereit. Die besagte Verbindung erfordert umfangreiche Ressourcen (Leistung, Telekommunikationsmittel), insbesondere wenn die Wartungsarbeiten im geostationären Ringbereich vorgenommen werden sollen.
  • Das erfindungsgemäße Verfahren umfasst die Nutzung von Telekommunikationsmitteln des Zielsatelliten zur Übermittlung besagter Bilder an Fernbedienungs-Kontroller im Bodensegment, wobei von dem üblicherweise vorgeschlagenen Konzept einer direkten Verbindung zur Bodenstation in autonomer Weise abgewichen wird. Das vorgeschlagene Servicefahrzeug umfasst Sendemittel für eine Signalübertragung bei niedriger Sendeleistung und bei einer Frequenz eines operationsfähigen so genannten „Up-Link-Transponders" des Ziel-Raumfahrzeugs, wobei insbesondere das Videosignal angemessen moduliert wird. Der Satellit soll dabei das konvertierte und verstärkte Signal durch den entsprechenden so genannten „Down-Link-Transponder" weitersenden. Vorzugsweise soll der „Up-Link-Transponder" des operativen Transponders, der für die genannte Verbindung ausgewählt wurde, seine sonstige Operation während der Wartungsmission einstellen, um eine ungehinderte Bildübertragung zur Bodenkontrolle zu ermöglichen.
  • Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird anhand einer Zeichnung näher erläutert. Darin zeigen:
  • 1 eine erste Version eines Wartungssystems zur Ausführung von Handlungen an einem ausgewählten Ziel-Raumfahrzeug im Weltraum,
  • 2 eine zweite Version eines Wartungssystems zur Ausführung von Handlungen an einem ausgewählten Ziel-Raumfahrzeug im Weltraum,
  • 3 ein Servicefahrzeug des Wartungssystems nach 1 oder 2, angedockt an das Ziel-Raumfahrzeug,
  • 4 eine schematische Struktur des Kommunikationssystems des Servicefahrzeugs nach 3,
  • 5 eine Versorgungsbasis des Wartungssystems nach 1 oder 2,
  • 6a, 6b eine flexible Speichereinheit der Versorgungsbasis nach 5 in expandiertem (6a) und kontrahiertem (6b) Zustand,
  • 7 eine schematische Ansicht eines Ausrüstungs- und Stauraums der Versorgungsbasis nach 5,
  • 8a–8c einen Roboter-Manipulator zur Verwendung im Innenraum des Ausrüstungs- und Stauraums gemäß 7 in Seitenansicht (8a) in Aufsicht (8b) sowie einen Querschnitt eines Schienensystems für den Roboter-Manipulator (8c),
  • 9 ein Andock- und Wiederbetankungsgestell der Versorgungsbasis nach 5,
  • 10a, 10b ein seitliches Anschlussbrett (10a) und ein oberes Anschlussbrett (10b) des Andock- und Wiederbetankungsgestells gemäß 9,
  • 11 ein Einfangsystem, insbesondere zur Verwendung in der Versorgungsbasis gemäß 5, und
  • 12 eine Aktionsspitze für das Einfangsystem gemäß 11.
  • Gleiche Teile sind in allen Figuren mit den selben Bezugszeichen versehen.
  • Die folgenden Bezeichnungen bedeuten:
    Raumfahrzeug: jede Art eines künstlich erzeugten Apparats, der im Ganzen in den Weltraum gebracht wird oder im Weltraum durch Montage hergestellt wird.
    Satellit: ein Raumfahrzeug, das einen grob vorherbestimmten Orbit um einen Himmelskörper (Planet, natürlicher Satellit oder Sonne) eingenommen hat. Als „orbitale Elemente" werden diejenigen Parameter bezeichnet, die den genannten Orbit definieren.
    Delta-Geschwindigkeit: die Zunahme oder Abnahme der Geschwindigkeit eines Raumfahrzeugs im Hinblick auf seinen Bewegungsvektor, insbesondere durch die Einwirkung einer Kraft, die Schub genannt wird, und die durch die Triebwerke des Raumfahrzeugs bereitgestellt wird.
    Totales Delta-Geschwindigkeits-Potential: die kumulative Summe der Delta-Geschwindigkeiten, die ein Raumfahrzeug während seiner operativen Betriebsdauer erzeugen kann.
    Geostationäres Objekt: ein Objekt, das einen ostwärts gerichteten zirkulären Orbit um die Erde in einer Höhe von etwa 35.786,4 km einnimmt. Die erhebliche Be deutung dieses Orbits ergibt sich aus der Tatsache, dass das Objekt mit derselben Winkelgeschwindigkeit rotiert wie die Erde und so in einer gewissen Länge oberhalb des Äquators stabil sichtbar bleibt, so dass eine kontinuierliche Kommunikation mit dem Objekt durch eine einzige, stabil ausgerichtete Antenne möglich ist. Der Satelliten-Bezugspunkt ist stabil und befindet sich auf einer bestimmten Länge am Äquator.
    Positionserhaltende Manöver: diejenigen Manöver, die erforderlich sind, um ein Raumfahrzeug auf seine vorgegebene Position (oder Trajektorie für Missionen, die keinen stabilen Satelliten-Bezugspunkt aufweisen wie beispielsweise Molniya) zu bringen oder dorthin zurückzumanövrieren.
    Ausfallsicher: eine technische Charakteristik einer Vorrichtung, die derart ausgelegt ist, dass bei einem Ausfall aus irgendwelchen Gründen kein Risiko außer dem Verlust der auslegungsgemäß vorgesehenen Funktionen hervorruft.
  • Das Wartungssystem 1 gemäß den 1 und 2 ist dafür ausgelegt, Handlungen an einem ausgewählten Ziel-Raumfahrzeug 2, insbesondere einem Ziel-Satelliten, sowohl bei hoher Zuverlässigkeit als auch bei geringen Treibstoff-Kostenanforderungen im Weltraum vorzunehmen. In diesem Zusammenhang ist das Wartungssystem 1 dafür ausgelegt, die Handlungen sowohl an so genannten kooperativen (oder kontrollierbaren) Zielen wie in 1 gezeigt oder an nicht kooperativen (oder nicht kontrollierbaren) Zielen wie in 2 gezeigt vorzunehmen.
  • Um Handlungen oder Wartungsarbeiten in einer großen Vielzahl möglicher Emissionen vornehmen zu können, werden typischerweise in jedem Missionstyp Einheiten verschiedener, insbesondere dreier, Sorten verwendet. Diese verschiedenen Sorten von Raumfahrzeugen in verschiedenartiger Anzahl, abhängig von der jeweiligen Mission, kooperieren in synergetischer Weise, um die Handlungen oder Wartungsarbeiten am Ziel-Raumfahrzeug 2, entweder kooperativ oder nicht kooperativ, vorzunehmen.
  • Als erstes Element umfasst das Wartungssystem 1 einen als Versorgungsbasis 4 dienendes Modul in der Art eines Mutterschiffs für weitere Elemente. Das zweite Element, ein Servicefahrzeug 6, hat die Aufgabe des eigentlichen Handlungsanbieters zum Ziel-Raumfahrzeug 2 und kann ebenfalls als „Utility Agent Service Vehicle" bezeichnet werden. Ein drittes Element ist ein Antriebsmodul 8, möglicherweise eine Untereinheit des Servicefahrzeugs 6, das für permanente Orbit-Wartungsmaßnahmen an einem kooperativen Ziel geeignet ist. Als viertes Element kann ein spezialisiertes Raumfahrzeug 10 für Missionen mit nicht kooperativen Zielen oder zur Ausführung spezialisierter Reparatur- oder Telekommunikations-Vermittlungsdienste, auch als „Escort Agent" bezeichnet, vorgesehen sein.
  • Durch die Verwendung des Wartungssystems 1 kann die bereits vorhandene Flotte an Raumfahrzeugen adäquat gewartet und verbessert werden und zukünftige Raumfahrzeuge können zu wesentlich geringeren Kosten, mit wesentlich geringeren Massen und in wesentlich geringerer Bauzeit, produziert werden, wobei die fortschrittlichen Reparatur- und Aufwertungsfähigkeiten der Wartungsflotte des Wartungssystems 1 genutzt werden. Dadurch wird die Betriebs-Lebensdauer eines Raumfahrzeugs vergrößert, dessen Fähigkeiten ausgeweitet und das Problem des Weltraumschrotts verringert. In diesem Zusammenhang ist das Wartungssystem 1 dafür ausgelegt, eine Vielzahl von ihrer Natur und Komplexität nach einander unähnlichen Operationen vorzunehmen. Im Allgemeinen wäre ein einziges Wartungsfahrzeug, das alle potentiellen Eigenschaften aufweisen würde, viel zu aufwendig zu konstruieren, wie eine Vielzahl von Studien gezeigt hat. Weiterhin würden Größe und Gewicht eines derartigen allumfassenden Wartungsfahrzeugs das Risiko und die Betriebskosten erheblich steigern. Unter Berücksichtigung der vergleichsweise großen Vielzahl an Missionstypen, und dass hochgradige und oftmalige Wechsel in der Geschwindigkeit erforderlich sein können, würde sich jede Einsparung im erforderlichen Gesamtgewicht vielfach rentieren.
  • Aus diesem Grund ist das Servicefahrzeug 6 für eine besondere Gewichtsersparnis und Flexibilität ausgelegt. Dieses Hauptziel wird durch die fundamentale Auslegungsphilosophie erreicht, dass es spezifisch für eine Fernsteuerung durch eine Verbindung hoher Bandbreite über das eigentliche Ziel-Raumfahrzeug selbst ausgelegt ist. In dieser Hinsicht bleibt es trotz seiner kleinen Abmessungen für eine vergleichsweise lange Zeitspanne autonom von der Versorgungsbasis 4, und es erhält Wiederverwendungspotential durch die Mittel der Versorgungsbasis 4. Um dementsprechend niedrigen Energieverbrauch und die korrespondierenden Einsparungen im Gewicht (insbesondere für Energiespeichereinheiten wie beispielsweise Batterien) zu ermöglichen, ist das Servicefahrzeug 6 dafür ausgelegt, mit einem Bodenkontrollmodul 12 über eine Relais-Station zu kommunizieren. Im operativen Modus, wie in 1 gezeigt, wird das Ziel-Raumfahrzeug 2 an sich für Relais-Aufgaben verwendet. Wie durch die Pfeile 14, 16 angedeutet, werden die vom Servicefahrzeug 6 emittierten Signale zum Ziel-Raumfahrzeug 2 übertragen, so dass aufgrund der vergleichsweise großen räumlichen Nähe nur geringe Übertragungsleistungen erforderlich sind. Das Servicefahrzeug 6 emittiert die Signale zum Ziel-Raumfahrzeug 2 in einer Weise, dass das Ziel-Raumfahrzeug 2 dazu verwendet wird, die Signale zum Bodenkontrollmodul 12 weiterzuleiten, wobei die für diesen Zweck erforderlichen (vergleichsweise hohen) Übertragungsleistungen über seine bordeigenen Energiequellen bereitgestellt werden.
  • Für den Fall, dass ein nicht kooperatives Ziel-Raumfahrzeug gewartet werden soll, wie es beispielsweise in 2 gezeigt ist, kann das Servicefahrzeug 6 von einem spezialisierten Raumfahrzeug 10 begleitet werden, das in diesem Zusammenhang die erforderliche Übertragungsleistung bereitstellt.
  • Um die beabsichtigte Verwendung des Ziel-Raumfahrzeugs 2 als Relais-Station zu ermöglichen, ist das Servicefahrzeug 6 mit einem Kommunikationsmodul ausgerüstet, das so konfiguriert werden kann, dass es mit einem beliebigen Ziel-Raumfahrzeug 2 kommunizieren kann, um es derart anzusteuern, dass es eintreffende Signale zum Bodenkontrollmodul 12 weiterleitet.
  • Das Servicefahrzeug 6 ist im Detail in 3 in einer Position angedockt an das Ziel-Raumfahrzeug 2 gezeigt. Innerhalb eines Außengehäuses 20 ist eine Mehrzahl von Service-Einheiten (nicht im Detail gezeigt, aber geeignet ausgewählt, um die vorgesehenen Handlungen ausführen zu können) angeordnet. Am Außengehäuse 20 ist ein lösbares Antriebssystem 22, hauptsächlich basierend auf der Verwendung von konventionellen Triebwerken, angebracht. Um in eine feste Verbindung mit dem Ziel-Raumfahrzeug 2 nach der endgültigen Annäherungsphase eingehen zu können, ist das Servicefahrzeug 6 mit einem Andocksystem 24 ausgerüstet, das für ein Zusammenwirken mit dem Abgassystem 25 des Ziel-Raumfahrzeugs 2 ausgelegt ist. Um visuelle Informationen für die endgültige Annäherung bereitzustellen, oder um das Ziel-Raumfahrzeug 2 inspizieren zu können, ist eine Anzahl von Kameras am Außengehäuse 20 angeordnet.
  • Das Servicefahrzeug 6 ist mit einem eingebauten Kommunikationssystem 28 ausgerüstet, das datenseitig mit einem Höhen- und Orbitkontrollsystem 30 des Servicefahrzeugs 6 verbunden ist. Das Kommunikationssystem 28 ist dafür ausgelegt, bei einer ausreichenden Annäherung einen Kommunikationskanal mit dem so genannten „Up-Link-Kommunikationskanal" des Ziel-Raumfahrzeugs 2 aufzubauen. Zu diesem Zweck richtet das Kommunikationssystem 28, wie durch die gestrichelte Linie 32 angedeutet, einen Kommunikationskanal mit einem Empfänger 34 des Up-Link-Kanals des Ziel-Raumfahrzeugs 2 ein. Über diesen Kommunikationskanal übermittelt das Kommunikationssystem 28 Kommandos oder Signale auf einem vergleichsweise geringen Ausgangsleistungsniveau, die innerhalb des Ziel-Raumfahrzeugs 2 zu dessen Sender 36 des so genannten „Down-Link-Kanals" des Ziel-Raumfahrzeugs 2 weitergeleitet werden. Wie durch den Pfeil 38 angedeutet, werden die Signale sodann durch den „Down-Link-Kanal" zum Bodenkontrollmodul 12 mit vergleichsweise hoher Übertragungsleistung weitergeleitet, wobei die erforderliche Energie von den worteigenen Energiequellen des Ziel-Raumfahrzeugs 2 entnommen wird. Für eine erleichterte Manövrierung relativ zum Ziel-Raumfahrzeug 2 ist das Servicefahrzeug 6 mit einer Lasereinheit 39 ausgerüstet, die zur Ermittlung der Entfernung des Servicefahrzeugs 6 vom Ziel-Raumfahrzeug 2 ausgelegt ist.
  • Das Andocksystem 24 des Servicefahrzeugs 6 umfasst im Wesentlichen eine Hohlwelle 40 und eine als Manipulatoreinheit vorgesehene Welle 42 innerhalb der Hohlwelle 40, die angetrieben durch einen ausfallsicheren Mechanismus 44, der ein Ausfahren, ein Zurückziehen oder eine Rotation der Hohlwelle 40 ermöglicht. Am freien Ende der Welle 42 ist eine doppelte aufklappbare Pfeilspitze 46 (wobei ein Pfeil kleiner als der andere ist) angeordnet. Die doppelte, aufklappbare Pfeilspitze 46 öffnet durch Zurückziehen der Welle 42 und eine ebene Oberfläche um die Welle 42 herum, um gleichmäßigen Kontakt der Frontfläche 48 des Servicefahrzeugs 6 mit dem Düsenring 50 des Auslasskanals 52 des Ziel-Raumfahrzeugs 2 zu ermöglichen, so dass im eingehakten Zustand eine hohe Stabilität gewährleistet ist.
  • Die Andockmethode besteht im Wesentlichen aus den folgenden Phasen: Ausrichten der Hohlwelle 40 auf den Düsenring 50, Einbringen der Welle 42 in die Brennkammer 54 des Ziel-Raumfahrzeugs 2, Öffnen der Pfeilspitzen, falls erforderlich Rotation mit schrittweisem Zurückziehen, endgültiges Zurückziehen der Hohlwelle 40 und ausfallsicheres Verhaken der doppelten Pfeilspitze 46 mit dem Inneren der Brennkammer 54.
  • Beim Annähern an das Ziel-Raumfahrzeug 2 sollten die Seiten der Pfeile im Wesentlichen parallel zur Hohlwelle 40 ausgerichtet sein. Die Hohlwelle 40 wird auf das Zentrum der Brennkammer 54 durch den Düsenring 50 hindurch hinzubewegt, und wenn der Rand der Brennkammer 54 durchlaufen wird, werden die Seiten der Pfeilspitzen weit bis hin zum Maximum geöffnet, wobei durch ein Zurückziehen der Welle 42 ein Einrasten innerhalb der Brennkammer 54 erreicht wird. Wenn die Ausrichtung zwischen Servicefahrzeug 6 und Ziel-Raumfahrzeug 2 als ausreichend angesehen wird, wird die Sicherungsphase gestartet. Falls nicht, zieht der Mechanismus 44 die Hohlwelle 40 zurück und rotiert die Welle 42 in sukzessiven Schritten so lange, bis die gewünschte Ausrichtung erreicht ist. Anschließend zieht der Mechanismus 44 langsam und sicher die Hohlwelle 40 zurück, so lange, bis die Oberfläche des Servicefahrzeugs 6 den Düsenendring des Ziel-Raumfahrzeugs 2 erreicht und sich dort anpresst. Die Welle 42 wird in dieser Position ausfallsicher gesichert und wird lediglich auf ausdrückliches Kommando oder bei einem generellen Systemausfall gelöst. Im Fall eines Energieausfalls oder eines mechanischen Fehlers oder eines Ablauffehlers wird die Welle 42 in ihrer natürlichen Position über eine Feder gehalten, die die Pfeilspitzen zum Schließen zwingt. Ein unabhängig mit Energie bespeister Zeitnehmer kontrolliert den Sicherungsmechanismus. So lange wie ein Anomalitätsdetektor keine das Ziel-Raumfahrzeug 2 bedrohende Anomalie entdeckt, hält die Welle 42 die Pfeilspitzen offen. Falls eine bedrohliche Anomalie detektiert wird, wird die Welle 42 frei gelassen und, erzwungen durch die Feder, lässt die Pfeilspitzen schließen. Jede beliebige Vorwärtsbewegung des Ziel-Raumfahrzeugs 2 lässt das Servicefahrzeug 6 dann frei im Weltraum schweben.
  • Die Struktur des Kommunikationssystems 28 des Servicefahrzeugs 6 ist schematisch in 4 gezeigt. Als Schlüsselkomponente umfasst das Kommunikationssystem 28 ein Kommunikationsmodul 60, das derart ausgelegt ist, dass es im Hinblick auf seine Übertragungscharakteristik an vorgegebene Empfangsparameter des ausgewählten Ziel-Raumfahrzeugs 2 anpassbar ist. Dementsprechend kann durch geeignete Konfigurierung des Kommunikationsmoduls 60 eine Kommunikation mit jeder beliebigen Art von Ziel-Raumfahrzeugen 2 aufgebaut werden, so dass das Servicefahrzeug 6 unter Nutzung des Ziel-Raumfahrzeugs 2 zur Weiterleitung von Signalen ferngesteuert werden kann.
  • Das Kommunikationsmodul 60 umfasst einen Multiplexer 62, der mit einem Signalmodulator 64 verbunden ist. Der Multiplexer 62 generiert gemeinsam mit dem Modulator 64 die zu übermittelnden Signale. Zu Übertragungszwecken umfasst das Kommunikationsmodul 60 weiterhin einen Sender 66 in Verbindung mit dem Modulator 64. Zur Konfigurierbarkeit ist der Sender 66 mit einem Kontrollmodul 68 versehen, das, sobald es mit dem erforderlichen Datenformat versehen wird, die Übertragungscharakteristik des Senders 66 auf Softwarebasis rekonfigurieren kann. Weiterhin ist der Sender 66 des Kommunikationsmoduls 60 austauschbar. Dementsprechend kann die Konfigurierung oder Anpassung des Kommunikationsmoduls 60 alternativ auch hardwareseitig erfolgen, indem ein alternativer Sender 66 bereitgestellt wird. Da es eine Vielzahl von Satellitentypen oder Kategorien gibt, wird die Konfigurierung vorzugsweise auf Hardwarebasis ausgeführt, d. h. durch Ersetzen des Senders 66, falls eine Rekonfigurierung zwischen verschiedenen Ziel-Raumfahrzeug-Kategorien erforderlich ist, wohingegen die Rekonfigurierung vorzugsweise auf Softwarebasis ausgeführt wird, d. h. durch Reprogrammierung des Kontrollmoduls 68, wenn die Rekonfigurierung zwischen verschiedenen individuellen Ziel-Raumfahrzeugen derselben Kategorie gewünscht wird.
  • Eingangsseitig ist der Multiplexer 62 mit einem Verschlüsseler 70 verbunden, der seinerseits seine Eingangsdaten von einer Kamera 72 und/oder einem Entfernungssensor 74 erhält. Weiterhin ist der Multiplexer 62 eingangsseitig auch mit einem Telemetrie-System, angedeutet durch den Pfeil 76, verbunden.
  • Im Hinblick auf seine Ausgangsleistung ist der Sender 66 einstellbar, so dass sichergestellt werden kann, dass die abgestrahlte Leistung das Ziel-Raumfahrzeug 2 aufgrund großer räumlicher Nähe nicht gefährdet oder sogar zerstört. Dementsprechend ist der Sender 66 mit einem Kontrollmodul 78 ausgerüstet, das zur Vorgabe eines geeigneten Sollwerts für die Ausgangsleistung ausgelegt ist. Das Kontrollmodul generiert den Sollwert für die Ausgangsleistung vorzugsweise auf der Grundlage einer Signalstärke, empfangen vom Ziel-Raumfahrzeug 2, die für die relative Entfernung des Servicefahrzeugs 6 vom Ziel-Raumfahrzeug 2 charakteristisch ist. Dementsprechend ist das Kontrollmodul 78 eingangsseitig mit einem Empfänger 80 des Kommunikationssystems 28 verbunden. Der Empfänger 80, der eingangsseitig Signale vom Ziel-Raumfahrzeug 2 – wie durch den Pfeil 82 angedeutet – empfängt, ist ausgangsseitig mit dem allgemeinen Datenverwaltungssystem des Servicefahrzeugs 6 über einen Demodulator 84 verbunden. Weitere Komponenten, wie ein Andocksystem 86, der Entfernungssensor 74 direkt über eine Zweigleitung 88, Rückstrahler 90, die hauptsächlich für das Andocken anderer Raumfahrzeuge genutzt werden, oder ein optionales Wiederbetankungsmodul 92 sind ebenfalls mit einem Befehls-Bus- oder generellen Datenverarbeitungssystem des Servicefahrzeugs 6 verbunden.
  • Darüber hinaus umfasst die funktionelle Zusammensetzung des Bus-Systems des Servicefahrzeugs 6 folgende Untersysteme: ein Strukturuntersystem, das Daten verwaltungssystem („Data Handling Subsystem", DHSS), ein Energie-Untersystem („Electric Power Subsystem", EPS), ein thermisches Kontroll-Untersystem („Thermal Control Subsystem", TCS), ein Höhen- und Orbitkontroll-Untersystem („Attitude Orbit Control Subsystem", AOCS), ein Telemetrie-Nachverfolgungs- und -Kontroll-Untersystem („Telemetry Tracking and Control Subsystem", TT&C) und ein Antriebs-Untersystem („Proportion Subsystem", PSS), wobei diese Systeme unter Verzicht auf Redundanzen ausgelegt sind.
  • Trotz der Tatsache, dass diese Untersysteme in der Mehrzahl aller Raumfahrzeuge grundsätzlich vorhanden sind, ist das Bus-System des Servicefahrzeugs 6 insbesondere durch einen vergleichsweise niedrigen Auslegungsbedarf hinsichtlich der respektiven Untersysteme gekennzeichnet, insbesondere durch Fokussierung auf die Mission und den Verzicht auf Redundanz. Der Verzicht auf Redundanz ist insbesondere durch die Fähigkeit gerechtfertigt, dass für den Fall des Ausfalls einer beliebigen Flotteneinheit diese mittels eines weiteren Servicefahrzeugs 6 oder eines spezialisierten Raumfahrzeugs 10 wieder aufgegriffen und anschließend in der Versorgungsbasis 4 repariert werden kann.
  • Insbesondere besteht das Energieversorgungsuntersystem aus kleinen Solarzellengittern, die in der Lage sind, zumindest einen Teil der für die Mission erforderlichen Energie zu produzieren. Eine Aufladung der Energiespeicher beim Start der Mission wird vor deren Start an der Versorgungsbasis 4 durchgeführt. Dementsprechend sind die Batterien des Servicefahrzeugs 6 unterdimensioniert, da bei ausreichender Nähe zur Versorgungsbasis 4 die Telemetrie über die Versorgungsbasis 4 weitervermittelt werden kann, wobei in der Flugphase – falls notwendig – eine direkte Kommunikation mit der Erde erfolgen kann, und wobei in der Annäherungsphase an das Ziel-Raumfahrzeug 2 die Weiterleitung durch das Ziel-Raumfahrzeug 2 erfolgen kann. Bei ausreichender Nähe zum Ziel-Raumfahrzeug 2 wird dieses als Relais-Station sowohl für das Telemetrie-System als auch für die Ausgangsdaten genutzt. Das Energieversorgungsuntersystem wird im Gegensatz zu den üblichen Konzepten nicht für die Verbindung hoher Bandbreite zur Unterstützung der Fernbedienbarkeit oder für robotische Einheiten genutzt. Im Hinblick darauf, dass das Energieversorgungsuntersystem eines typischen Raumfahrzeugs ungefähr 30 % von dessen Massenerfordernissen ausmacht, ist diese Einsparung von besonderer Bedeutung.
  • Der TT&C-Sender ist mit niedriger Bit-Rate ausgelegt und durch die Verwendung einer anpassbaren Leistungskontrolle ( „Adaptive Power Control", APC) gekennzeichnet. Die TT&C-Sender können in ausreichender Nähe zum Ziel-Raumfahrzeug 2 ausgeschaltet werden. In diesem Fall werden die Telemetrie und die Fernsteuerung durch die Nutzlast weitergeleitet.
  • Um Andockmanöver und sonstige Operationen vorzunehmen, richtet das Servicefahrzeug 6 eine Vorwärtsverbindung mit den Fernbedienungseinheiten, vorzugsweise bei dem Bodenkontrollmodul 12, und eine Rückwärtsverbindung ein, die beide über das Ziel-Raumfahrzeug 2 geleitet werden. Die Vorwärtsverbindung wird dabei wie folgt aufgebaut: Der Verschlüsseler 70 des Servicefahrzeugs 6 empfängt zwei Eingangssignale, eines für das Signal der Kamera 72 und eines für den Entfernungssensor 74, und erzeugt zwei verschlüsselte Signale für das Kamerasignal bzw. das Entfernungssignal. Der Multiplexer 62 empfängt diese beiden Signale und zusätzlich das verschlüsselte Telemetriesignal vom Datenverwaltungssystem des Buses und multiplext die drei, wodurch ein zusammengesetztes Signal erzeugt wird. Der Modulator 64 empfängt das zusammengesetzte Signal, erzeugt daraus ein moduliertes Signal und speist dieses in den Sender 66, der das eingespeiste Signal verstärkt und an den Up-Link-Empfänger eines Kanals des Ziel-Raumfahrzeugs 2 übermittelt. Das Ziel-Raumfahrzeug 2 empfängt das Signal und leitet es an die Bodenkontrolle weiter. Das übermittelte Signal trifft über das Bodenkontrollmodul 12 in einem Missions-Kontroll-Zentrum zur weiteren Analyse und zielgerichteten Weiternutzung ein.
  • Die Fernbediener im Missions-Kontroll-Zentrum erzeugen Fernbefehle für das Servicefahrzeug 6, die in die Fernbefehle für das Ziel-Raumfahrzeug 2 eingebettet werden. Die Fernbefehle für das Service-Raumfahrzeug 6 werden dabei mit einer Kennung versehen, sie lediglich zu reflektieren und nicht im Ziel-Raumfahrzeug 2 auszuführen. Nach dem Empfang der Fernbefehle reflektiert das Ziel-Raumfahrzeug sie aus dem Telemetriekanal. Dieses reflektierte Signal kann leicht durch den Telemetrie-Empfänger des Service-Raumfahrzeugs 6 abgefangen werden.
  • Der Empfang der Fernbedienbefehle wird wie folgt durchgeführt: Der Telemetrie-Empfänger empfängt die Gesamtheit der Telemetriedaten des Ziel-Raumfahrzeugs 2 und erzeugt ein Signal, das zur Demodulation an den Demodulator 84 weitergegeben wird. Nach der Demodulation wird das verbleibende Signal zum allgemeinen Datenverarbeitungssystem des Busses und insbesondere an die Anwendungssoftware weitergegeben, wo die Analyse der Telemetriedaten durchgeführt wird, um diejenige Information herauszufiltern, die aus Kommandobefehlen für das Service-Raumfahrzeug 6 besteht.
  • Die wesentlichen Betriebsarten des Service-Raumfahrzeugs 6 im Hinblick auf eine Mission sind der Reisemodus von der Versorgungsbasis 4, die als Startplattform für jede Mission dient, Annäherung an das Ziel-Raumfahrzeug 2 (Rendezvous und Fernbedienung), Rückkehr vom Ziel-Raumfahrzeug 2 zur Versorgungseinheit 4, und Verbleib an der Versorgungsbasis 4 so lange, bis die nächste Mission für das jeweilige Service-Raumfahrzeug 6 gestartet wird.
  • Auf der Reise von der Versorgungsbasis 4 zum Ziel-Raumfahrzeug 2 („Cruise Mode") bewegt sich das Servicefahrzeug 6 von der Versorgungsbasis 4 zum Ziel-Raumfahrzeug 2 allein und autonom unter Verwendung eines Sternennavigators. Die Ausgangsleistung des Telemetriesystems des Busses wird dabei derart eingestellt, dass eine Telemetrieverbindung vom TT&C entweder durch die Versorgungsbasis 4 oder durch das Ziel-Raumfahrzeug 2 eingerichtet werden kann. Falls beides aufgrund großer Entfernungen nicht möglich sein sollte, kann das Service-Raumfahrzeug 6 im notwendigen Bereich seiner Reise von einem spezialisierten Raumfahrzeug 10 eskortiert werden, das als Relais-Station zur Weiterleitung von Telemetriedaten und Fernkommandos von einem Bodenkontrollmodul 12 zum Servicefahrzeug 6 und umgekehrt genutzt werden kann, so dass das Ser vicefahrzeug 6 in jeder Phase der Reise trotz seiner begrenzten bordeigenen Sende- und Treibstoffkapazitäten operativ bleibt.
  • Zum Rendezvous und für die Fernbedienung während der Reisephase von der Versorgungsbasis 4 in die Nähe des Ziel-Raumfahrzeugs 2 werden die Sternbilder der Kameras 26 für eine autonome Navigation genutzt. Während der Annäherungs- und Rendezvousphasen wird das Servicefahrzeug 6 mittels sukzessiver Kommandozyklen gesteuert, bis ein sicheres Andocken gewährleistet ist.
  • In jedem Kommandozyklus wird in Echtzeit das Ausgangssignal der Kameras 26 verschlüsselt, gemultiplext und gemeinsam mit Telemetrieinformation des Servicefahrzeugs 6 moduliert (und optional mit dem Ausgang des Entfernungssensors 74). Das resultierende Signal wird über den Sender 66 niedriger Leistung an einen Up-Link-Kanal des Ziel-Raumfahrzeugs 2 durch dessen Up-Link-Antenne übertragen. Das Ziel-Raumfahrzeug 2 leitet dieses Signal durch seinen jeweiligen Down-Link-Kanal zur Bodenkontrolleinheit 12 weiter, die insbesondere Teil einer Bodenstation oder eines Missionskontrollzentrums sein kann. Der Empfänger der Bodenkontrolleinheit 12 empfängt das zusammengesetzte Signal, demoduliert und demultiplext es und entschlüsselt anschließend die Bild-, Telemetrie- und Entfernungssensorsignale und leitet sie zum Missionskontrollzentrum weiter. Die Telemetrieinformationen und die Entfernungssensorinformationen werden im Missionskontrollzentrum aufgezeichnet, analysiert und zur Ermittlung verschiedener abgeleiteter verwendet, um die Bewegungsbefehle des Fernbediensystems zu optimieren. Diese Optimierung kompensiert insbesondere Änderungen in der Treibstoffmasse, Triebwerkeffizienz, Treibstofftemperatur, Brennkammertemperatur und andere wesentliche Faktoren, die durch Bedienpersonal in Echtzeit nur schwierig gehandhabt werden können. Das Echtzeitbild zusammen mit der zusammengefassten Entfernungsinformation und anderen rendezvousspezifischen Informationen (relative Winkel, zeitfensterkritische Schritte, Treibstoffreserven, etc.) werden auf Virtual-Reality-Überkopf-Anzeige-Systemen einer Mehrzahl von Bedienern angezeigt.
  • Diese Bediener haben die Kontrolle über Stellglieder, die geeignete Kommandos erzeugen und der besagten Optimierung unterwerfen. Die optimierten Fernbedienbefehle werden in spezielle Telekommandos des Ziel-Raumfahrzeugs 2 gepackt und vom Missionskontrollzentrum an die Sendeeinheit der Bodenkontrolleinheit 12 weitergeleitet, verschlüsselt, moduliert und als Teil des Datenstroms zum Ziel-Raumfahrzeug 2 mit geeigneter Identifizierung gesendet.
  • Die Telekommandos, die an das Servicefahrzeug 6 adressiert sind, werden vom Down-Link-Kanal des TT&C des Ziel-Raumfahrzeugs 2 reflektiert und vom TT&C-Empfänger des Servicefahrzeugs 6 aufgefangen. Die aufgefangenen Telemetriesignale werden demoduliert und entschlüsselt und ein Telekommando-Filter überprüft die Telemetriedaten und wählt die an das Service-Raumfahrzeug 6 adressierten Telekommandos aus. Diese Telekommandos werden sodann ausgeführt, wobei neue Telemetrie erzeugt wird, die ihrerseits verschlüsselt, mit den Ausgängen der Kamera 26 und dem Entfernungssensor 74 gemultiplext, moduliert und anschließend zum ausgewählten Up-Link-Kanal des Ziel-Raumfahrzeugs 2 gesendet wird.
  • Diese Kommandozyklus wird solange wiederholt, bis das Andocksystem 24 sicher innerhalb der Brennkammer 54 des Ziel-Raumfahrzeugs 2 befestigt ist.
  • Nach Beendigung der Mission oder bei Treibstoffmangel kehrt das Servicefahrzeug 6 zur Versorgungsbasis 4 zum Verbleib dort bzw. zum Wiederbetanken zurück.
  • In der Nähe der Versorgungsbasis 4 werden die Manöver des Servicefahrzeugs 6 durch die Überwachungseinrichtungen der Versorgungsbasis 4 unterstützt. Das Servicefahrzeug 6, das durch die Sensoren der Versorgungsbasis 4 unterstützt wird, vollzieht vorzugsweise ein automatisches Andocken an der Versorgungsbasis 4. Allerdings kann auch ein manuell fernbedientes Andocken vorgesehen sein.
  • Im „Ausruh-Modus", also im abrufbereiten Wartestatus, verbleibt das Servicefahrzeug 6 vorzugsweise in der Versorgungsbasis 4, vorzugsweise in einem Speichermodul, das nur sehr geringe Ressourcen verbraucht. Es ist vorgesehen, dass bei voller Installation eine Vielzahl von Servicefahrzeugen 6 in einer einzigen Versorgungsbasis 4 stationiert sind, wobei einige Variationen in Größe und Schnittstellen vorgesehen sind, die spezifischen Arten oder Kategorien von Ziel-Raumfahrzeugen 2 entsprechen, oder um einem vorgegebenen Typ- oder Service-Level für das Ziel-Raumfahrzeug 2 besser zu entsprechen.
  • Für den Fall, dass das Ziel-Raumfahrzeug 2 spezielle Wartungsarbeiten von Untersystemen der Versorgungsbasis 4 erfordert (z. B. robotische Fähigkeiten), kann das Servicefahrzeug 6 genutzt werden, um das Ziel-Raumfahrzeug 2 zur Versorgungsbasis 4 für die Wartungsarbeiten zu verbringen und es anschließend zurück zur vorgesehenen Position zu schaffen.
  • Das Servicefahrzeug 6 kann in Abhängigkeit von der geplanten Missionsdauer mit zusätzlichen Treibstoffreserven und einem Treibstoffversorgungssystem ausgerüstet sein. In einer anderen Abwandlung kann das Servicefahrzeug 6 dazu vorgesehen sein, eine Vielzahl von Missionen mit Zusatzkomponenten auszuführen. Beispielsweise könnte ein Servicefahrzeug 6 mit Bohrmitteln und Endoskopen ausgerüstet sein, um in Kombination mit einem spezialisierten Raumfahrzeug 10 Diagnose- oder Nachforschungsarbeiten an anderen Raumfahrzeugen vorzunehmen.
  • Das Antriebsmodul 8 des Servicefahrzeugs 6 wird hauptsächlich zur Einhaltung des Orbits eines Ziel-Raumfahrzeugs 2 und potentiell zur Bereitstellung von Treibstoff für ein Ziel-Raumfahrzeug 2 genutzt. Das Antriebsmodul 8 umfasst eine Anzahl von Elementen des Servicefahrzeugs 6. Insbesondere kann das Bus-System des Antriebsmoduls 8 Teil des Höhen- und Orbitkontrollsystems sein, wenn es sich ausschließlich um eine Antriebsmission handelt. Die Nutzlast besteht dabei aus einem ausfallsicheren Andockmechanismus, identisch mit dem des Servicefahrzeugs 6, und aus einem TT&C, das mit demjenigen des Ziel-Raumfahrzeugs 2 auf eine Weise ähnlich zum Konzept des Service-Raumfahrzeugs 6 kommuniziert. Dieses TT&C umfasst einen Telemetrie-Empfangs-Demodulator-Decodier-Kommando-Auswahleinheit und einen Verschlüsselungs-Modulator-Sender, der an den Up-Link-Kanal des TT&C-Kanals oder eines anderen Kanals, vorzugsweise des Ziel-Raumfahrzeugs 2, übermittelt.
  • Das Antriebsmodul 8 weist elektrische und Datenschnittstellen zum Ankoppeln an entsprechende Einheiten des Servicefahrzeugs 6 und optional einen Treibstoffeinlass auf. Es ist an allen Seiten mit Rückstrahlern versehen, die automatisches Andocken eines Servicefahrzeugs 6 erleichtern. Das Antriebsmodul 8 kann genutzt werden, um weitergeleitet und an einem Ziel-Raumfahrzeug 2 mittels des Servicefahrzeugs 6 angebracht zu werden. Falls der für die Mission vorgesehene Treibstoff ausgeht, kann es zusätzlichen Treibstoff über ein Betankungs-Servicefahrzeug 6 erhalten. Die Rückkehr zur Versorgungsbasis 4 könnte dann ein weiteres Servicefahrzeug 6 zur Begleitung erfordern. Im Falle eines kritischen Ausfalls wird der ausfallsichere Mechanismus automatisch gelöst.
  • Der Grad der Redundanz im Antriebsmodul 8 ist an die Anforderungen der Missionen anpassbar. Ein Antriebsmodul 8 für ein Ziel-Raumfahrzeug 2 ohne Treibstoffreserven ist vorzugsweise voll redundant ausgestattet. Ein Antriebsmodul 8 für ein Ziel-Raumfahrzeug 2 mit ausreichenden Treibstoffreserven für einige Monate Betriebsdauer kann hingegen ohne jegliche Redundanz ausgelegt sein.
  • Im vollumfänglichen Einsatz des Wartungssystems 1 kann eine Mehrzahl von Versorgungsbasen 4 verfügbar gehalten werden. Die bevorzugte Positionierung als Anfangspunkt ist der geostationäre Ring, wobei in weniger bevorzugten Varianten auch ein niedriger, sonnensynchroner Polar-Orbit vorgesehen sein kann. Auch jede weitere mögliche Orbital-Ebene kann für die Stationierung einer Versorgungsbasis 4 geeignet sein, aber Märkte außerhalb des geostationären Rings und des sonnensynchronen Polar-Orbits müssen noch entwickelt werden.
  • Die Versorgungsbasis 4, die in 5 im Detail gezeigt ist, stellt das Mutterschiff für Servicefahrzeuge 6 oder andere Fahrzeuge 10 des Wartungssystems 1 dar. Als Hauptkomponenten umfasst die Versorgungsbasis 4 einen Hauptkörper 100, der hauptsächlich die Kontrollsysteme und ähnliches beinhaltet, und das Bus-System der Versorgungsbasis 4 umfasst, einen Ausrüstungs-/Stauraum 102, ein Andock-/Wiederbetankungsgestell 104 und ein flexibles Speichermodul 106. Die Schnittstellen zwischen diesen Segmenten umfassen Energie, Daten und eine Vielzahl von Videosignalanschlüssen.
  • Am Hauptkörper 100 sind Hauptsonnensegel 108 als Energie-Lieferanten angeordnet. Zu Redundanz-Zwecken sind sekundäre Sonnensegel 110 am Ausrüstungs-/Stauraum 102 befestigt. Der Ausrüstungs-/Stauraum 102 trägt weiterhin ein Tragegitter 112 zum Sichern und Speichern von Gegenständen soweit erforderlich. Um Gegenstände möglicherweise herumbewegen zu können, ist am Hauptkörper 100 ein sich vorzugsweise über das Tragegitter 112 hinaus erstrkckender Roboterarm 114 montiert. Um Kommunikationskanäle einrichten zu können, ist eine Anzahl von Antennen-Reflektoren 116 am Ausrüstungs-/Stauraum 102 angebracht. Die primäre und redundante Parabolantenne großer Brennweite ist an der unteren Auswärtsseite des Ausrüstungs-/Stauraums 102 befestigt.
  • Um das Andocken einer Vielzahl von Servicefahrzeugen oder spezialisierten Fahrzeugen 10 zu ermöglichen, insbesondere im Hinblick auf eine Zwischenlagerung ohne das Erfordernis, das jeweilige Fahrzeug weiter zu versorgen, ist die Versorgungsbasis 4 mit einer Anzahl von Andockstationen 118 ausgerüstet. Obwohl in 5 lediglich eine Andockstation 118 ausdrücklich dargestellt ist, sind noch weitere Andockstationen (vorteilhafterweise mindestens insgesamt vier) vorgesehen, vorzugsweise zumindest eine in jeder Hauptrichtung der Versorgungsbasis 4.
  • Im Allgemeinen zeichnet sich die Versorgungsbasis 4 durch eine so genannte „heiße redundante" Architektur aus, bei der sämtliche lebenswichtigen Funktionen zweifach gegen Systemausfall abgesichert sind (Verbindung zur Bodenkontrolle, robotische Funktionen, Andockstationen). Dies betrifft auch die lebenswichtigen Mechanismen (beispielsweise Energie-Untersystem, Höhenkontrollsystem), so dass die Überlebensfähigkeit der Versorgungsbasis selbst und der Lastflotte doppelt fehlergesichert ist.
  • Die Versorgungsbasis 4 umfasst Mittel zur aktiven und passiven Überwachung des umgebenden Raums (Lasersysteme, Radarsysteme) und hat aktive Mittel (möglicherweise basierend auf angedockten oder anderweitig verfügbaren Servicefahrzeugen 6) zur Vermeidung von Kollisionen mit anderen Elementen im offenen Raum (insbesondere Lasersystem). Im Hinblick auf die Wiederbefüllbarkeit seiner Ressourcen durch oftmalige Auffrischungsmissionen und die hohe Redundanz seiner vitalen Funktionen kann die Versorgungsbasis 4, einmal installiert am geostationären Ring, als erste Weltraumplattform mit unbegrenzter Lebensdauer angesehen werden.
  • Sie wird genutzt für Überwachungs-, Schutz-, Positionierungs-, Wartungs-, Lagerungs-, Rekonfigurierungs-, Reparier-, Konvertierungs-, Montage- und Wissenschaftsmissionen.
  • Ausgehend von der Position der Versorgungsbasis 4 am geostationären Ring zu Mittag ist ein Koordinatensystem ausgehend von seinem geometrischen Zentrum seines Zentralsegments wie folgt definiert: Die X-Achse verläuft von West nach Ost, die Y-Achse verläuft von Erde zu Sonne und die Z-Achse verläuft von Süd nach Nord. Für die X-Achse kann darüber hinaus die Links-Rechts-Notation genutzt werden, wobei X nach links ansteigt. Für die Y-Achse werden Nah-Weit-Notationen genutzt, wobei Y zur Ferne hin ansteigt. Für die Z-Achse wird eine Oben-Unten-Notation genutzt, wobei Z nach oben hin ansteigt. Wenn ein relativer Bezug auf ein Segment der Versorgungsbasis 4 außer der Zentraleinheit genommen wird, können in Relation zum Zentrum der Versorgungsbasis 4 die Begriffe 'innenseitig' und 'außenseitig' ebenso genutzt werden. 'Innenseitig' beschreibt dabei die Seite zum Zentrum hin, wobei 'außenseitig' die Seite des fraglichen Segments entgegensetzt zur Innenseite in einer Richtung wegführend vom Zentralbereich meint.
  • Das Bus-System der Versorgungsbasis 4 besteht im Wesentlichen aus einem doppelt redundanten TT&C-Untersystem, einem redundanten Höhen- und Orbit-Kontrollsystem (AOCS), einem redundanten Energieversorgungssystem (EPS), einem redundanten Datenverarbeitungssystem und einem redundanten thermischen Kontrollsystem (TCS). Alle Untersysteme sind durch warme Redundanz gekennzeichnet. Die Versorgungsbasis 4 erhält die Energie hauptsächlich von den Sonnensegeln 108 (vorzugsweise drei oder mehr) die auf Trägern an einem axialen Vorsprung über Mechanismen mit drei Freiheitsgraden angeordnet sind. Der Vorsprung ist dabei gekennzeichnet, dadurch dass er ausgehend vom geometrischen und Impulszentrum des Hauptkörpers 100 durch die selbe Achse verläuft wie der Roboterarm 114. Die Stellglieder der Halteeinrichtung für die Sonnensegel des primären und redundanten Sonnensegels 108, 110 sind Teil des AOCS.
  • Der Roboterarm 114 ist ausgelegt für fünf Freiheitsgrade für den eigentlichen Arm 120 und drei Freiheitsgrade für sein Gelenkelement 122. Der Roboterarm 114 ist dabei derart dimensioniert, dass er alle oberen, seitlichen und unteren Flächen der Versorgungsbasis 4 erreichen kann, die einen Wartungseingriff benötigen könnten. Das Kommunikationssystem oder die Nutzlast des Hauptkörpers 100 weist darüber hinaus ein redundantes Nahbereichs-Missions-Kommunikationssystem auf, vorzugsweise zum zehnkanaligen RF-Video-Empfang, ein Video-Schaltsystem, und eine redundante Kommunikationsnutzlast, um vier unkomprimierte und zwölf komprimierte digitale Videosignale zur Bodenstation zu übermitteln, die von den verschiedenen Überwachungs- und Fernbedienungskameras erzeugt werden. Die Redundanz des Missions-Kommunikationssystems zum Boden kann über ein spezialisiertes Raumfahrzeug 10 bereitgestellt werden, das am äußeren Ende des Ausrüstungs-/Stauraums 102 andocken kann. Die Versorgungsbasis 4 weist nicht notwendigerweise ein eigenes Vortriebssystem auf. Statt dessen können Flotteneinheiten (Servicefahrzeuge 6/spezialisierte Fahrzeuge 10) an den vier Seiten angebracht und entsprechend angesteuert werden, falls Positionierung im Orbit erforderlich sein sollte. Die Höhenstabilität der Versorgungsbasis 4 wird mit kurzer Antwortzeit erreicht durch Steuermechanismen der Sonnensegel 108, 110. Die Versorgungsbasis 4 ist axial-symmetrisch momentenstabilisiert.
  • Das flexible Speichermodul 106 besteht hauptsächlich aus einer flexiblen, aufblasbaren, leichtgewichtigen ballonartigen Oberflächenfolie, deren Größe und Form durch Rückzugsmittel 124 modifiziert werden kann. In der dargestellten Ausführungsform sind als Rückzugsmittel 124 hauptsächlich einziehbare Bänder vorgesehen, die beim Zusammenziehen das Volumen des Innenraums des Moduls 106 vermindern, wohingegen sie dessen Volumen bei einer Expansion vergrößern. Ausführungsbeispiele für das Modul 106 in aufgeblasenem und im kontrahierten Status sind in 6a bzw. 6b dargestellt. Dementsprechend entspricht das flexible Speichermodul 106 einer sackartigen flexiblen Speicherbucht, die eine Mehrzahl ringförmiger, maßbandartiger Bandeinsteller aufweist, die extern über kleine elliptische Halteelemente am Sack befestigt sind. Das Band wird dabei über einen Auf-Ab-Wickel-Mechanismus mit zweifachen Wickelrädern mit jeweils unabhängigem Motorantrieb angetrieben. Durch Aufwickeln des Bandes wird der Sack geschlossen, wobei die frei schwebenden Objekte im Innenraum des Sacks gesichert werden. Beim Abwickeln des Bandes öffnet der Sack, so dass der Roboterarm 114 oder andere Mittel die Objekte erfassen können. Ein anderes, senkrecht zu einem Sicherungsring angeordnetes Band auf der äußeren Oberfläche des Sacks vergrößert oder verkleinert den Sack, so dass dessen Volumen vergrößert oder verkleinert werden kann.
  • Der Ausrüstungs-/Stauraum 102, dessen Innenraum schematisch in 7 dargestellt ist, und der ebenso als geschlossene Ausrüstungslagerbucht (CESB) bezeichnet werden kann, wird hauptsächlich zur Unterbringung von Ausrüstung und Material verwendet, das empfindlich gegenüber Strahlung, Temperaturänderungen, Sonnenbestrahlung oder kleinen Meteoriten sein könnte. An diesem Ort finden auch Montage, Demontage und Tests für kleine mechanische, elektromechanische oder elektronische Untersystem statt. Die Behandlung des Materials kann dabei bedarfsweise Verpacken oder Auspacken in Schutzfächern umfassen.
  • Die westliche Seite des Ausrüstungs-/Stauraums 102 umfasst eine Druck geregelte Schleuse 130 mit fünf äußeren Türen 132 und einer einzigen internen Tür 134. Die westliche Tür und die innere Tür 134 sind einander gegenüberliegend angeordnet, so dass lang ausgedehnte Objekte entlang der Längsachse der Kammer in drucklosen Bedingungen in die Bucht eingebracht werden können.
  • Der Ausrüstungs-/Stauraum 102 umfasst Konditioniermittel, um Druck, Temperatur und Sauberkeit beeinflussen und einstellen zu können, wobei beispielsweise Stickstoffgas oder andere inerte nicht explosive Gase verwendet werden können. Er umfasst permanente Kamera-Sichtpunkte, eine Ausrüstungsbucht zur Bearbeitung kleiner Mechanismen, elektronische Schaltplatinen und Komponenten.
  • Die Oberseite und die Unterseite der Schleuse 130 werden für die weitere Beschreibung im Hinblick auf die Position der Horizontalachse definiert, wobei Oberseite Lichtquellen und Gaseinlässe montiert sind und wobei an der Unterseite Gasauslässe montiert sind. Die Gasdüsen sind über den Himmel und die Gasauslässe über den Boden verteilt. Der Gasfluss von oben nach unten erzeugt einen geringen Druckabfall. Der auf die freischwebenden Objekte in einer Art ähnlich zur Schwerkraft wirkt.
  • Die Manipulation oder Bearbeitung verschiebbarer Ausrüstungsgegenstände innerhalb des Ausrüstungs-/Stauraums 102 wird mittels einer Anzahl von dreiarmigen Kleinrobotern 140 ausgeführt, die verschiebbar und rotierbar auf zwei horizontal befestigten Achsen 142 montiert sind. Die Längsachse des Ausrüstungs-/Stauraums 102 definiert die horizontale Dimension. Eine dritte Achse 144 mit H-Profil, deren Profit in 8c gezeigt ist, ist zwischen den beiden oben genannten Achsen angeordnet und weist an seiner Innenseite zwei leitfähige Oberflächen 146 auf. Diese leitfähigen Oberflächen 146 werden genutzt, um einerseits den Robotern 140 Gleitbewegungen in Längsrichtung zu ermöglichen, wobei gleichzeitig elektrische Leistung zugeführt wird.
  • Wie in den 8a, 8b im Detail gezeigt ist, besteht jeder Roboter 140 aus einem Paar von zwei kooperativen menschenartigen Manipulatorarmen, von denen jeder sechs Freiheitsgrade aufweist, und einem dritten Arm 150 mit drei Freiheitsgraden, der mit einem zweifingrigen Greifer 152 ausgelegt zum Eingriff in die Achse 144, zur Stabilisierung genutzt wird. Alternativ kann auch ein dreifingriger Greifer zum Halten von Objekten vorgesehen sein. Die Arme 148 der Roboter 140 haben jeweils zehnfingrige Greifer. Die Roboter 140 können in einer gegenüberliegenden Konfigurierung für kooperative Manipulationen positioniert sein. Die menschenartigen Arme 148 der Roboter 140 können in der Art einer geschlossenen Kette bei der Manipulation von Objekten zusammenwirken. Dies bedeutet, dass ein arm 148 tandemartige den Bewegungen des anderen (Treib)Arms 148 folgt.
  • Die Roboter 140 können von einer Mehrzahl (Minimum 2) von Miniatur(Maßstab 1:3 der Roboter 140 oder mehr)-Robotern 149 unterstützt werden, die ähnlich aber unter Verzicht auf die Gleit-Rotationsoption der Roboter 140 ausgelegt sind. Mobilität wird hierbei durch einen Gleitmechanismus bereitgestellt, der im wesentlichen senkrecht zum ersten Element des Stabilitätsarms ausgerichtet ist. Mit kleinen Hüpfbewegungen, bei denen die zwei bzw. drei Arme genutzt werden, können die Roboter 149 in jedem Fall eine horizontale Achse erreichen, anschließend den Gleitmechanismus an den Stabilitätsarm anbringen und daran entlanggleiten. Die Roboter 149 arbeiten entweder von einer Achse aus oder erreichen ihre Arbeitsposition durch einen Sprung von der Gleitachse oder werden zu ihrer Arbeitsposition durch die Roboter 140 gebracht. Die Roboter 159 werden in ihrer Arbeitsposition gesichert unter Nutzung ihres Stabilitätsarms (mit drei Freiheitsgraden). Alternativ können sie auch vom Haltearm eines Roboters 140 in Position gehalten werden, um gemeinsam und parallel an einem Objekt zu arbeiten, wobei angenommen wird, dass das Objekt in seinem Platz durch andere Mittel gesichert ist. Die Roboter 149 sind in ihrer Arbeitsposition an eine Leistungs-/Daten-/Video-Ausgangsschnittstelle angeschlossen und im frei schwebenden Zustand nutzen sie bordeigene Energiequellen (Batterien). Nichtsdestotrotz ist die Schwebezeit begrenzt, so dass die entsprechende Batteriegröße geeignet gewählt ist. Die Ro boter 149 umfassen Beschleunigungsmesser und Kreisel zur Höhenregelung im frei schwebenden Zustand. Im Ausrüstungs-/Stauraum 102 sind die weiteren Elemente im wesentlichen in einem mittleren Level um eine Arbeitsplatte herum angeordnet, die durchgängig mit Bohrlöchern versehen ist, um einen Gasstrom durchzulassen und dementsprechend ein geringes virtuelles Schwerkraftfeld zu erzeugen und die eine versteifte Kante aufweist, um den angeflanschten Robotern 140 ausreichend Stabilität zu verleihen. Die Arbeitsplatte umfasst weiterhin eine Mehrzahl von Greifern, um zu bearbeitende Objekte am Platz zu fixieren. Sie umfasst weiterhin einen Tisch 154 für allgemeine Manipulationsarbeiten mit einer ähnlich versteiften Kante und eine Mehrzahl von Lagergestellen 156 zur Aufbewahrung von Werkzeugen, Zusatzteilen und Ersatzteilen. Die versteifte Kante und andere Stellen der Lagergestelle 156 sind mit Anschlüssen versehen. Um Schnittstellen für Energie/Daten/Video für die Roboter 149 bereitzustellen. Der Abstand der Lagergestelle 156 ermöglicht den Robotern 149 den Stabilitätsarm zu nutzen. Um sich selbst an eines der Lagergestelle 156 anzubringen, wohingegen andere zum Abholen oder Ablegen von Gegenständen genutzt werden können. Um von einem Gestell 156 zu einem anderen bewegt zu werden, muss sich der Roboter 149 durch die Verwendung der menschenartigen Arme stabilisieren, wobei ein horizontales Brett oder eine Anzahl vertikaler Streben oder eine Kombination davon gegriffen wird bevor der Griff am Stabilitätsarm gelöst wird. Der gemeinsame Tisch 154 ist von einer Werkzeug- und Teilezone für mechanische Arbeiten und einer Werkzeug- und Teilezone für elektrische Arbeiten umgeben.
  • Das Andock-/Wiederbetankungsgestell 104, das im Detail in 9 gezeigt ist, ist für einen semi-autonomen Betrieb ausgelegt und nutzbar für alle Typen der Flottenfahrzeuge 10, Servicefahrzeuge 6 und ähnliche. Es umfasst standardisierte Anschlüsse 160 für Energieleitungen, Daten, Video, Treibstoff, Oxidiermittel und Druckgas. Wenigstens zwei der Andockpositionen, die durch die Anschlüsse und ihre entsprechenden Feststellmittel definiert werden, umfassen ebenfalls Aufnahmeeinlässe, um verbliebene Ressourcen an Bord einer Flotteneinheit entleeren zu können. Diese Einlässe für Treibstoff, Druckgas und Oxidiermittel sind symmetrisch im Hinblick auf das Zentrum der Andockeinheit zu den Auslässen angeord net. Das Andock-/Wiederbetankungsgestell 104 weist eine Mehrzahl von Paaren von Andockschnittstellen für den Treibstoff, das Oxidiermittel und Gastanks 162 (mindestens zwei für jede Art) auf, die an der oberen und falls notwendig auch an der unteren Seite angeordnet sind. Jede Andockposition für eine Flotteneinheit ist mit einem Paar aktiver Sicherungsmechanismen versehen, die symmetrisch zu ihrem Zentrum angeordnet sind. Die Andockpositionen für Tanks weisen jeweils einen aktiven Dreipunktsicherungsmechanismus auf. Das Schema dieser Sicherungsmechanismen ist in den 10a, 10b gezeigt, wobei in 10a die Seitenfläche 166 und in 10b die obere Oberfläche 168 des Gestells 104 ohne die weiteren Komponenten gezeigt ist.
  • Alle Andockpositionen für Flotteneinheiten weisen Rückstrahler auf, um Annäherung und Andocken zu Unterstützen. Die Mitte jeder Andockposition ist hohl ausgeführt, um über den Pfeilspitzenmechanismus einen Eingriff in die Gestelloberfläche und ein anschließendes Fixieren der Position durch Öffnen der Pfeilspitzen zu ermöglichen.
  • Verteilte Paare von Andockpositionen, optional ohne Betankungsauslässe aber mit Daten und Stromverbindern können an allen vier Seiten der Versorgungsbasis 4 angeordnet sein.
  • Das Andock-/Wiederbetankungsggestell 104 ist semiautonom in dem Sinne, dass es ein begrenztes Energiespeichersystem, ein thermisches Kontrollsystem und ein Datenverarbeitungssystem umfasst, die zur Unterstützung von Andockvorgängen, Betankungsoperationen und Konditionierungen unabhängig vom Hauptkörper 100 ausgelegt sind. Das Andock-/Wiederbetankungsgestell 104 kann über eine Datenschnittstelle alle verfügbaren Daten an den Hauptkörper 100 der Versorgungsbasis 4 übermitteln.
  • Eine weitere Position auf dem Andock-/Woederbetankungsgestell 104 ist für ein spezialisiertes Raumfahrzeug 10 reserviert, das seine Kameras bei Bedarf aktivieren kann, um das Andock-/Wiederbetankungsgestell 104 und den Rest der Ver sorgungsbasis 4 zu überwachen. Das Videosignal der Kameras kann dem Videoschalter des Hauptkörpers zur Verfügung gestellt werden, wobei eine Videoschnittstelle oder eine RF-Übertragung zum RF-Empfänger des Hauptkörpers 100 vorgesehen sein kann. Das Andock-/Wiederbetankungsgestell 104 umfasst weiterhin ein redundantes Druckeinstellsystem für Heliumgas, das lediglich betrieben wird, wenn es über die Schnittstelle mit dem Hauptkörper 100 verbunden ist. Dieses Fähigkeit autonomer Operationen ermöglicht die Abkopplung des Andock-/Wiederbetankungsgestells 104 von der Versorgungsbasis 4, falls ein erhöhtes Risiko, beispielsweise verbunden mit der Ausführung gefährlicher Operationen, wie beispielsweise die Wiederbetankung, erwartet wird. In diesem Fall kann das Andock-/Wiederbetankungsgestell 104 durch entsprechende Operation von einer oder mehrerer Flotteneinheiten entfernt werden, wobei es zurückgebracht wird, wenn die gefährlichen Operationen vollendet sind.
  • Die mechanische Schnittstelle 170, die das Andock-/Wiederbetankungsgestell 104 mit dem Hauptkörper 100 verbindet, umfasst ebenfalls Verbinder zur Einrichtung von Verbindungen der verschiedenen Schnittstellen des Andock-/Wiederbetankungsgestell 104 mit dem Hauptkörper 100 (Energie, Daten, Video).
  • Das Andocken anderer Fahrzeuge oder Objekte wird über eine gezielte Anpassung von Adapterkonstrukten erreicht. Nachdem ein Ziel-Raumfahrzeug 2 oder ein anderes schwebendes Objekt im Schlepptau einer Flotteneinheit am Roboterarm 114 zur Stabilisierung angeliefert wird, werden Stabilisiergitter errichtet, insofern sie zur Sicherung des Objekts in seiner Position und zum Freisetzen des Roboterarms 114 für andere Aktivitäten erforderlich sind.
  • Diese Gitter sind aus einer Mehrzahl von Trägern konstruiert, die entlang der Oberseite des Ausrüstungs-/Stauraums 102 über Befestigungselemente gesichert sind.
  • Weiterhin kann die Versorgungsbasis 4 mit einer offenen Lagerbucht (OSB) ausgerüstet sein. Diese Bucht wird dazu verwendet, Ausrüstung, Werkzeuge, Mate rial, Produkte und Ersatzteile zu lagern, die nicht geschützt oder konditioniert oder verpackt werden müssen. Sie kann aus zwei symmetrischen Gestellen, Ost und West, bestehen, die an den Nahseiten des Hauptkörpers 100 über entsprechende mechanische, elektrische, Daten- und Videoschnittstellen angebracht sind. Beide Gestelle (für Redundanz-Zwecke) umfassen Schnittstellen um eine extern montierte, entfernbare Parabolantenne zur Kommunikation mit der Flotte bedienen zu können. Falls das Stabilisierungsgitter angebracht ist, wird die redundante Antenne am westlichsten Träger angebracht. Beide weisen auch zu Redundanz-Zwecken Schnittstellen zur Energiekontrolle und auch für Video auf, um ein Einfangsystem der nachfolgend beschriebenen Art zu betreiben. Die zwei Gestelle werden über eine Brücke 172 stabilisiert, die ihre Nahseiten verbindet. Die Brücke 172 umfasst in ihrer Mitte eine Andockstation 118 für eine Flotteneinheit, vorzugsweise ein Servicefahrzeug 6 oder ein spezialisiertes Fahrzeug 10, das einen Kameras und einen Schaft zum Anbringen des Einfangsystems aufweist. Die Kameras des Servicefahrzeugs 6 oder des spezialisierten Raumfahrzeugs 10 können bei Lageroperationen des Roboterarms 114 und des Einfangsystems assistieren. Die inneren Ecken der Lagergestelle, die untere nähere Ecke des Hauptkörpers 100 und der untere Teil der das Gestell verbindenden Brücke 172 umfassen Feststellpunkte.
  • Das Einfangsystem 180, das an verschiedenen Positionen an der Versorgungseinheit 4 angeordnet sein kann, ist in 11 gezeigt. Es ist als ein bandbasiertes Einfangwerkzeug (TCT) ausgelegt und besteht im wesentlichen aus einem doppelten Wickel-Abwickelmechanismus 182, der auf einem dreifreiheitsgradigen Mechanismus 184 angeordnet ist, zwei leitfähigen Bändern 186, die sich parallel zueinander erstrecken und einem Endstück 188. Das Endstück 188, das im Detail in 12 gezeigt ist, ist mit einer Kamera, einer Anzahl von Lichtquellen, einem Greifgelenk 190 mit drei Freiheitsgraden ausgerüstet, das als Einfangmechanismus dient. Das Einfangsystem kann auf einer Andockbasis montiert sein, die auf einem Schaft gleiten kann, der zentral an der Innenseite der das Gestell verbindenden Brücke 172 angebracht ist, so dass die Kameras der Flotteneinheit (Servicefahrzeug 6 oder spezialisiertes Raumfahrzeug 10), das auf der Brücke 172 angedockt ist, deren Aktivitäten überwachen kann. Das Einfangsystem 180 ist von der Andockbasis abmontierbar. Ähnlich Andockpositionen sind im Druckbereich des Ausrüstungs-/Stauraums 102 und auf der entfernten Seite der offenen Ausrüstungsbucht verfügbar. Der Roboterarm 114 kann ebenfalls das Einfangsystem 180 ergreifen und bedienen. Das Endstück 188 umfasst weiterhin Spannungs-Sensoren für jedes Band, Kreisel-Beschleunigungsmesser 192, null bis vier Impulsräder 194, zur Höhenkontrolle, RF-Mittel zur Übermittlung des Kamera-Video-Signals und einen Energieumwandler 196. Die Energie (Wechselstrom) gelangt zum Endstück 180 über die beiden leitfähigen Bänder 186. Die Energie wird auf angemessene Spannungsniveaus konvertiert und nach Bedarf verteilt. Bediensignale erreichen das Endstück 180 über eine Modulation des Wechselstroms, der durch die Bänder 186 fließt. Eine Videoverbindung wird vom Endstück 188 über eine RF-Transmission übermittelt. Die RF-Signale werden von einer zentralen RF-Empfangsbasis empfangen.
  • Kleine und mittlere zu lagernde Objekte können in Containern untergebracht sein, die in einer Anzahl Regale parallelogrammartiger Form in verschiedenen Größen und bestehend aus Aluminium oder Carbonfaser-Elementen oder anderem leichtgewichtigem Material gefertigt sind, gesichert werden. Diese Regale können eine Mehrzahl von zeitweise adhäsiven Punkten an ihrer Unterseite umfassen, die die Container in ihrer Position fixieren, sogar wenn eine Mehrzahl kleiner Container auf einem großen Regal gelagert wird. Das Einfangen und die Lagerung von Objekten wird mittels des Roboterarms 14, des Einfangsystems 180 oder anderen Mitteln ausgeführt. Die obere seitliche Tür 132 der Schleuse 130 (5) ist über den Roboterarm 114 und zwei entsprechend positionierte Einfangsystem 180 erreichbar. Alle fünf äußeren Türen 132 haben passende Schnittstellen für Erweiterungsmodule. Die Schleuse 130 beinhaltet eine runde rotierende Platte, die mit einem Einfangsystem 180 auf einer Seite ausgerüstet ist, wobei die Platte erhöht werden kann, wenn eine äußere Tür 132 der Schleuse 130 geöffnet ist, bis hin zu oberhalb der oberen Oberfläche des Ausrüstungs-/Stauraums 102. Auf diese Weise kann ein Objekt, das auf die Schleusenplatte mit der Hilfe des Einfangsystems 180 aufgebracht wurde, für den Außenraum und umgekehrt bereitgestellt werden. Das Einfangsystem 180 kann darüber hinaus auch Objekte für den Innenraum der Hauptschleuse des Ausrüstungs-/Stauraums 102 verfügbar machen, wenn die innere Tür der Schleuse 130 geöffnet ist.
  • Im allgemeinen sind die Flotteneinheiten des Wartungssystems 1, insbesondere des Servicefahrzeugs 6, nicht redundant ausgeführt und haben auch keine Mittel für eine signifikante Rekonfigurierung im Hinblick auf ihre Hardware. Rekonfigurierung, Reparatur, Montage und Verbesserung wird an der Versorgungsbasis 4 unter Nutzung spezialisierter Einrichtungen ausgeführt. Zusätzlich wird ein Aufwertungssystem zur Konvertierung eingefangener fremder Objekte (CFO) genutzt. Diese eingefangenen fremden Objekte, die für eine Konvertierung von wesentlichem Interesse sein können, können beispielsweise nicht mehr funktionierende Satelliten, Tanks, verbrauchte obere Raketenstufen oder ähnliches sein.
  • Das Aufwertungssystem umfasst wenigstens: eine offene Ausrüstungsbucht (OEB) und einen geschützten oder geschlossenen Ausrüstungs-/Stauraum (CESB). Die offene Bucht ist auf der fernen Seite des Hauptkörpers 100 über ein mechanisches, elektrisches und Daten-Schnittstelle angebracht. Die geschlossene Ausrüstungsbucht ist in einer mit Stickstoffgas Druck gefüllten Kammer an der Westseite des Hauptkörpers untergebracht.
  • Die offene Ausrüstungsbucht "OEB" wird für mechanische oder elektrische Arbeiten an der Flotte, am Ziel-Raumfahrzeug 2 oder an eingefangenen fremden Objekten genutzt. Konvertierungsoperationen, unter denen beispielsweise die Anbringung von Zusatzfenstern an Tanks, die Verbindung oder Lösung von Leitungen, die Montage von Gestellen oder anderes sein kann, können ebenfalls vorgesehen sein.
  • Die offene Bucht umfasst eine Mehrzahl (minimal 2) von dualen Roboterarmen annähernd menschlicher Größe (primär und redundant) zur Manipulation mit zehnfingrigen Greifern, und eine Armbauweise ähnlich zum menschlichen Arm (sechs Freiheitsgrade). Die dualen Roboterarme können auf die Oberseite des Hauptkörpers 100 verbracht werden über eine mobile Basis, die auf einem T-förmigen Schienensystem auf den jeweiligen Oberflächen gleiten kann. Das Schienensystem startet am nahen Ende der oberen Oberfläche des Hauptkörpers 100, kreuzt die oberer Oberfläche des Hauptkörpers 100 hin zur offenen Bucht. Es verläuft in einer ausreichenden Entfernung vom Zentrum des Hauptkörpers 100, wo der Roboterarm 114 angebracht ist. Das Schienensystem kreuzt dann die offene Bucht in parabolischer Form und führt weiter auf die Oberseite der geschlossenen Bucht, die einen Montagepunkt aufweist, und wird weiter fortgesetzt in einer Halbkreisform, bis die obere Seite des Lagergestells erreicht wird.
  • Jede Roboterunterseite wird von vier angetriebenen Rädern bewegt, die in der Achse parallel zum Schienenschaft angebracht sind und gegen den bezeichneten T-Schienenschaft drücken. Sie ist sowohl mit sechs Kugellagern, die am Schienenkopf entlanggleiten, als auch mit vier kurzen darunter angebrachten und zwei großen über dem T-förmigen Schienenkopf, die parallel zum bezeichneten T-förmigen Schienenkopf angebracht sind, ausgestattet.
  • OEB besitzt eine Vielzahl von Werkzeugen und Werkbänken deren besagte Leistungen jenen der Ausstattung zur Unterstützung des Grundmoduls ähnlich sind und vor allem jenen die dem offenen Weltraum mit begrenzter Abschirmung ausgesetzt werden können.
  • Die Versorgungsbasis 4 hat ein Lager mit Zusatzgeräten zum Reparieren und Verbessern der Flotte und deren Untersysteme.
  • Diese Zusatzgeräte schließen Austauschmodule für die heißen redundanten Elemente der Versorgungsbasis 4 (EPS, AOCS, MCP, RF, TT&C), Telekommunikationsmodule für UHF- und S-Band und Daten leitende Telekommunikationsmodule für C, Ku und Ka-Band mit verschiedenen Ausgangsleistungen ein. Sie beinhalten zudem Höhenmess-Sensoren (sonnen-, erd-, sternenbezogen), Kameras mit verschiedenen Blenden, Filtern, Linsen, Endoskop- und Teleskop-Prüfspitzen, Schleppseile, Seile/Kabel, ein vor-/zurückziehendes Zusatzmodul wie auch Sätze von Retroreflektoren, Laserdioden, Motoren, Kugellager sowie Schmiermittel. Haftende Materialien, Isolierleitungen, Solarzellenreserven und Schwungradreserven, Ventile und Rohre, Druckgeber und alle anderen möglicherweise vorgesehenen Zusatzgeräte bedürfen einer Bewertung auf der Grundlage statistischer Erhebungen im Hinblick auf die Gefahren von Komponentenausfällen und Ausfällen der Untersysteme des Ziel-Raumfahrzeugs 2.
  • Die bezeichneten Reparatur- und Verbesserungswerkzeuge umfassen einen Hardware-Werkzeugsatz (Drehbank, Aluminiumlöten usw.), einen elektrischen Werkzeugsatz (Stecker, Lötset usw.) sowie einen elektronischen Werkzeugsatz (Polymeter, Palmografen usw.).
  • Eine Vielzahl von mit Spannseilen ausgestatteten Auslegern unterstützen den Zerlegungsprozess indem sie die zerlegten Teile aus dem Kern des OEB entfernen. Um ein zerlegtes Teil an das Spannseil zu hängen, wird das Spannseil auf die Höhe des angehängten Teils befördert. Um ein abgelegtes, Element von dem mit Spannseilen ausgestatteten Ausleger zurückzuholen, wird das Spannseil dementsprechend vor- oder zurückgezogen.
  • Die Versorgungsbasis 4 ist zudem mit aktiven und passiven Überwachungsmitteln ausgestattet.
  • Diese Mittel werden zur genauen Positionierung von Objekten in den umgebenden Raum und zum Schutz vor Weltraumschrott benötigt wie auch um das Kreuzen und das automatische Andocken der Flotteneinheiten zu unterstützen. Das Nähe/Initiator-Radar bietet ein grobes aber weiträumiges Bild und der weitreichende Laser eine präzise Entfernungs- und Positionsmessung der Objekte im der Umgebung. Der entfernende Laser zerstört kleine Objekte oder ändert die Flugbahn größerer Objekte um das Kollidieren mit dem Ziel-Raumfahrzeug 2, der Versorgungsbasis 4 oder Floteneinheiten zu verhindern. Zudem zerstört oder steuert er die Partikel, die aus dem Herstellungsprozess austreten, zu einem vorgegebenen Sammelpunkt.
  • Die Versorgungsbasis 4 erfordert es zahlreiche Video- und Telemetrieverbindungen aufzubauen, um ihren vollständigen Betrieb zu gewährleisten. Ein stufenweiser Prozess ist beabsichtigt, um die erforderliche Spektrumsbreite auch für einen wiederhergestellten Satelliten bereitzustellen.
  • Das Spezialfahrzeug 10 kann so ausgebildet sein, dass es mehrere Funktionen eines so genannten Begleiters (EA) erfüllen kann. Im Wesentlichen besitzt es dieselben Funktionselemente wie ein typisches Servicefahrzeug 6, die jedoch hinsichtlich der Bedingungen/Vorgaben der EPS Kapazität und der EPS Größe verstärkt sind. Es wird vor allem für Missionen mit FCO und nicht kooperativen Ziel-Raumfahrzeugen 2 verwendet oder mit Ziel-Raumfahrzeugen 2, deren Kompatibilität mit ihrer Nutzlast nicht erreicht wurde.
  • Ihre Zuladung besteht aus zwei steuerbaren, hochverstärkenden Antennen, die das ankommende Signal empfangen und in verschiedene Richtungen weiterleiten, und Kameras. Es unterstützt das Andocken und andere Dienste eines Servicefahrzeugs 6, indem es die erforderlichen Überwachungs- und Videoverbindungen in Fernbetrieb mit einer Bodenkontrolleinheit direkt, über die Versorgungsbasis 4 oder ein drittes Raumfahrzeug aufbaut. Es empfängt RF Video- und TTC-Signale von einem Servicefahrzeug 6 oder direkt von seinen eigenen Kameras, verstärkt sie und meldet sie weiter.
  • Eine Art von Begleitern mit Nachtankmöglichkeit ist zu Rettungsmissionen oder anderen Missionen bestimmt, die einen hohen Energieverbrauch bedingen.
  • Das vornehmliche Konzept des Wartungssystems 1 ist die Wiederverwendung der Servicefahrzeuge 6 und anderer Teile des Systems in verschiedenen Missionen, die Instandhaltung von im Hinblick auf ihr Delta-Geschwindigkeitspotential weit entfernte Satelliten, die erreicht und transportiert werden müssen oder die in ihrer Umlaufbahn verbleiben sollen oder um deren Flugbahn zu optimieren, insbeson dere indem das Ziel-Raumfahrzeug 2 als Relais-Station zur Übermittlung von Signalen zur Bodenkontrolle genutzt wird.
  • Heutzutage arbeiten die meisten Satelliten im Bereich der C-, Ku- und Ka-Bänder. Kommunikation in einem weiten Bereich dieser Spektren mit sehr geringer Energie herzustellen um die Kompatibilität mit einer großen Anzahl an Satelliten zu ermöglichen stellt kein Problem dar. Zudem beinhaltet die Versorgungsbasis 4 Mittel um eine umfangreiche Neukonfiguration und den Austausch von Kommunikationsmodulen durchzuführen, so dass das Servicefahrzeug mit nahezu allen gegenwärtig vorhandenen Satelliten kompatibel ist. Da das Servicefahrzeug 6 auf kurzen Entfernungen von einigen Metern bis zu hundert Metern zum Ziel-Raumfahrzeug 2 auf die beschriebene Art funktioniert, ist die Ausrichtung der Antennen nicht so maßgeblich und zusätzlich können in diesem Fall auf der Rückseite angebrachte elektromagnetische Wellenempfänger genutzt werden.
  • Der Vorteil dieses Verfahren ist die Bereitstellung der benötigten Bandbreite mit extrem leistungsschwachen Mitteln. Gesetzt den Fall dass die leistungsstarken Kommunikationsmittel des Ziel-Raumfahrzeugs 2 als Relais genutzt werden, sind die Mittel, die am Boden für die Aufnahme des Servicefahrzeugs 6 benötigt werden so einfach wie ein einfacher Satellitenreceiver eines Fernsehgeräts.
  • Alternativ kann im Fall, dass das Ziel-Raumfahrzeug 2 die benötigten Übertragungsmittel nicht bereitstellen kann, ein anderes Spezial-Raumfahrzeug 10 die Aufgabe der Übermittlung des Signals zum Boden direkt oder über ein Relais übernehmen, indem es als Relais-Satellit in geringer Entfernung fungiert. In diesem Fall kann es auch die Wartung des Servicefahrzeugs und die Signalweiterleitung zu den Bodenkontrollen übernehmen.
  • Die Versorgungsbasis 4 oder ein dritter Satellit kann als Relais-Station dienen, aber dies ist die weniger wünschenswerte Möglichkeit.
  • Befindet sich das Servicefahrzeug 6 in unmittelbarer Nähe zum Ziel-Raumfahrzeug 2 kann sogar die Verbindung zur Telemetrie/Fernsteuerung mittels des Ziel-Raumfahrzeugs 2 hergestellt werden. Das Verfahren um die Befehle der Fernsteuerung am Servicefahrzeug zu empfangen wird in diesem Fall durch das Erfassen der Telemetrie des Ziel-Raumfahrzeugs 2 realisiert und die Datenpakete, die an das Servicefahrzeug 6 adressiert sind werden dabei genau erkannt. Dies dient auch zur Verminderung der Energieverluste und zur Erhöhung der Annehmlichkeiten derjeniger, die das Ziel-Raumfahrzeug 2 steuern.
  • Abgesehen von den Fällen, in denen das Servicefahrzeug 6 allein agiert oder mit der Hilfe eines (anderen) Servicefahrzeuges 6 wird eine Anlage oder ein Verhalten festgelegt, das aktiviert wird, wenn eine Mehrzahl von ihnen verfügbar ist. Ein Verfahren um ein Signal von einem entfernten Bereich zurück zur Versorgungsbasis 4 oder irgendwohin zu holen kann durch das Plazieren einer Vielzahl von Servicefahrzeugen in Abständen entsprechend ihrer jeweiligen Telekommunikationsmittel durchgeführt werden und bewirkt die Signalübertragung von einem zum nächsten bis es sein Ziel erreicht.
  • Durch Andocken kann ein Servicefahrzeug 6 auch andere Servicefahrzeuge nebeneinander befördern.
  • Ein Satz/Mehrere Servicefahrzeuge 6 können ihre Schubkräfte addieren und einen Auftrag zum Standortwechsel durchführen.
  • Ein Satz/Mehrere Servicefahrzeuge 6 können ihre Empfang-Sende-Einheiten zu einer großteiligen Antennenreihenformation zusammenfügen – entsprechend der vorgegebenen Signalquelle oder dem Signalziel und koordiniert von einem speziellen Begleiter der Versorgungsbasis 4.
  • Mehrere Funktionen können automatisiert werden. Diesbezüglich am wichtigsten ist das Andockverfahren an die Versorgungsbasis 4 und das Andockverfahren an das Antriebsmodul. Ein Vorteil beider ist die Reduzierung des Personals im Be reich der Fernbedienung und die Verringerung des Einsatzes von Betriebsmitteln um die Video- und Kontrollverbindung herzustellen.
  • Beim Andocken an das Antriebsmodul oder an ein anderes Servicefahrzeug 6 oder ein anderes spezielles Fahrzeug 10, das sich in großer Entfernung zur Versorgungsbasis 4 befindet, ist die erzielte Autonomie ein weiterer Vorteil. Ein niedriges Niveau der Betriebsmittel erfordert das Andocken, das dann mit optimaler Treibstoffnutzung durchgeführt wird und für großes Vertrauen der Eigentümer des Ziel-Raumfahrzeugs 2 sorgt.
  • Eine z.Zt. bevorzugte Ausführungsform des Servicefahrzeugs 6 ist eine konisch zulaufende (rechteckige, fünfeckige, sechseckige) stabförmige Struktur, die mit Sonnenkollektoren bedeckt ist. In einer weiteren Ausführungsform ist ein Sonnenkollektorenpaar aus- und einfahrbar. Wenn die Kollektoren auf der Oberfläche des Servicefahrzeugs 6 eingefahren und gesichert sind, kann das Servicefahrzeug 6 wie ein Raumfahrzeug navigiert werden, das auf einer Drehachse stabilisiert ist. Die Sonnenkollektoren werden hauptsächlich nach dem Andocken an ein Ziel-Raumfahrzeug 2 eingesetzt, da sie über den Schatten des zu wartenden Satelliten hinaus ausfahren. Das Servicefahrzeug 6 hat seine Haupthaltevorrichtung auf der Unterseite währenddessen es auf der Oberseite einen einfachen Greifmechanismus zum Ergreifen des Zielsatelliten durch das Innere des Rumpfs aufweist.
  • Eine Seite des Servicefahrzeugs 6 kann an die Versorgungsbasis 4 oder ein Begleitfahrzeug 10 zum Betanken andocken. Der Andock- und Betankmechanismus wird in der unteren Hälfte des Servicefahrzeugs 6 in Position gebracht, so dass das Betanken auch möglich ist, wenn das Servicefahrzeug 6 an einem Ziel-Raumfahrzeug 2 hängt.
  • Das Servicefahrzeug 6 nimmt bezüglich des Andockens zum Betanken eine passive Position ein, jedoch mit ausreichender passiver Steuer/Zielhilfe (Laser-Retroreflektoren) um die Annäherung und das halb- oder vollautomatisierte Andocken zu erleichtern. Die Stabilität des einfachen Andockplatzes wirkt sich positiv auf das Servicefahrzeug 6 aus. So sind sie in der Lage, die meisten Teile ihrer Ausstattung (Schwungmassen-Drehscheiben, Kommunikationsnutzlasten, Energieeinsparungen des Untersystems) auszuschalten, ihre Abnutzung zu reduzieren und ihre Lebensdauer entscheidend zu verlängern (von 100% auf 1000%). Der wirtschaftliche Umgang mit Ressourcen äußert sich dabei darin, dass der Treibstoffverbrauch auf null sinkt und der Energieverbrauch auf 2%. Die Nähe der Servicefahrzeuge 6 zueinander kann Wärmeverluste reduzieren. Auch kann die Nähe der Servicefahrzeuge 6 unter anderem Schutz gegen Weltraumtrümmer geben.
  • Die Servicefahrzeuge 6 können aus einem „Tiefschlaf/Ruhe"-Modus Nutzen ziehen, in dem einige Elemente ausgebaut, unter speziellen Bedingungen gelagert und so deren Lebensdauer verlängert werden kann. Die Batterie kann unter sachgerechten Bedingungen getrennt vom Servicefahrzeug 6 aufbewahrt werden. Um eine mögliche Korrosion und damit Leckstellen von Tanks, Rohren, Ventilen oder anderer Teile zu vermeiden, können die Treibstoffe abgelassen werden. Die Behälter können auf den normalen Luftdruck umgestellt werden um den mechanischen Druck zu verringern. Den Servicefahrzeugen 6 kommt die an der Versorgungsbasis 4 verfügbare Servicefahrzeug-Kunden-Schnittstellen-Neukonfiguration zu Gute. Das Servicefahrzeug 6 wird zu Konfigurationsänderungen gegenüber bereit sein. Es ist möglich, die Kommunikationsnutzlasten und den Greifmechanismus gemäß der Kunden-Charakteristika individuell anzupassen. Das Servicefahrzeug 6 kann zudem von der Neukonfiguration der Grundschnittstelle profitieren, die als Service an der Versorgungsbasis 4 verfügbar ist. Die Versorgungsbasis 4 besitzt die Fähigkeit die Konfigurationscharakteristika der Schnittstelle des Servicefahrzeugs 6 an der Versorgungsbasis 4 zu verändern. Die Kommunikationsnutzlast kann abhängig von der erforderlichen Verbindung nach unten, die über ein Begleitfahrzeug, die Versorgungsbasis 4 durch das Ziel-Raumfahrzeug 2 oder in anderer Weise erfolgt, justiert werden.
  • Das Servicefahrzeug 6 kann zudem von der missionsabhängigen Neukonfiguration profitieren. Die optimale Wiederverwendungsmöglichkeit und die Leistungsfähigkeit hängt von der Fähigkeit der Versorgungsbasis 4 ab, diese Art der Konfigu ration zur Verfügung zu stellen. Für jede Mission werden die Treibstoffreserven neu justiert, die Kommunikationsnutzlast wird neu konfiguriert. Sende-Empfänger-Transceiver entsprechender Stärke werden angebracht und andere Charakteristika werden eingestellt (Schwungkraft/Drehimpuls, Haltevorrichtungsposition).
  • Befindet sich ein so beschriebenes Raumfahrzeug in der Nähe eines anderen Raumfahrzeugs kann es die Telemetrie des letzteren durch einfache Mittel nutzen, da die Übertragung gewöhnlich durch eine einseitige Antenne erfolgt und auf einem Energieniveau, das ausreicht, die Erde zu erreichen.
  • Die Telemetrieinformation wird in Form standardisierter Datenpakete übertragen und besteht für gewöhnlich aus Bestätigungen von Befehlen, Parameterwerten, Speicherausgaben und einfachen Echonachrichten. Eine Anzahl dieser Telemetriedatenpakete und insbesondere jene, deren Inhalt Fernsteuerdaten (wie Echofernkommandos oder Speicherausgaben verschiedener Gebiete) eines bestimmten, veränderbaren Inhalts sind, können ausgewählt werden, Befehlsdaten, die für ein anderes Raumfahrzeug in der Art des ersten Raumfahrzeugs bestimmt sind, zu transportieren.
  • Das erfindungsgemäße Verfahren kann von jedem Raumfahrzeug, das die Telemetrie des ersten besagten Raumfahrzeugs empfangen kann, genutzt werden.
  • Das erfindungsgemäße Verfahren wird von der Mehrzahl der hier erfundenen Apparate genutzt und es ist beabsichtigt, diese Wartungstätigkeiten auch für das Ziel-Raumfahrzeug 2 zu nutzen.
  • Dieses Verfahren ist in technischer und wirtschaftlicher Hinsicht vorteilhaft. Die Mittel, die dazu benutzt werden, dass der erste Satellit die ferngesteuerte Verbindung durchführt, werden ohne weitere Kosten von der Mehrzahl anderer Satelliten durch die Hauptrechner-Neben-/Satellitenrechner-Konfiguration genutzt.
  • Ein zusätzlicher Vorteil dieses Verfahrens ist, dass dem Besitzer des Ziel-Raumfahrzeugs 2 die Sicherheit gegeben wird, dass keine gefährlichen Kommandos zur Mehrzahl der Servicefahrzeuge 6 gesandt werden. Er hat die volle Übersicht und Kontrolle über die Tätigkeiten der Servicefahrzeuge 6.
  • Dieses Verfahren dient dazu, die Mittel zur Aufnahme der Fernsteuerbefehle und den Energieverbrauch wirtschaftlich zu machen und um das Vertrauen der Ziel-Raumfahrzeug-Inhaber dahingehend zu stärken, dass sie die vollständige Kontrolle über den Prozess haben. Ein Verfahren Telemetriedaten eines Satelliten, der mit sehr geringer Ausgangs- oder Speicherleistung sendet, zu übertragen oder (zusätzlich) verschlüsselt abzuspeichern, wird benötigt. Unter bestimmten Umständen ist es wichtig, aus nächster Nähe die Telemetrieinformationen des Ziel-Raumfahrzeugs 2 mitzuempfangen, da die Telemetrieübertragungsmittel kein starkes Signal erzeugen können und auch aus Gründen der Energieerhaltung oder wegen Problemen bezüglich der Telemetrieübertragungsmittel.
  • Zusätzliche Gründe für das Empfangen kann die Notwendigkeit der Speicherung von Telemetriedaten sein um sie zu einem späteren Zeitpunkt zu übermitteln. Dies ist insbesondere nützlich bei Satelliten die sich in einer Erdumlaufbahn befinden und sich somit nicht stets im Sichtfeld der Bodenstation befinden.
  • Ein anderer Grund ist die eventuelle Notwendigkeit, die Telemetrieinformationen vor der Übertragung zu verschlüsseln, (eine Notwendigkeit, die nach der Konstruktionsphase des Ziel-Raumfahrzeugs 2 offensichtlich wurde.) In jeglichen der bisher genannten Umstände wird es förderlich sein, die Übertragungsmittel der Telemetrie eines Ziel-Raumfahrzeugs 2 durch eine andere Frequenz und mit größerer Energie oder eine Zeitverzögerung oder einen verschlüsselten Modus/Betrieb oder einer Kombination der genannten zu unterstützen.
  • Die Bereitstellung eines Servicefahrzeugs 6, das mit dem zugehörigen Empfangsteil, einem möglichen Speicher, einem möglichen Verschlüsselungsmittel und einem Rückübertragungsmittel ausgestattet ist, vorzugsweise zu einem höher leitenden Kanal oder direkt zum Boden, wird vorgeschlagen.
  • Die Wahl der Mittel um die Versorgungsverbindung aufzubauen hängt von der Verfügbarkeit der Verbindung nach oben ab. Wird die direkte Verbindung gewählt, sollte eine geeignete Veränderung der Standard-Servicefahrzeuge 6 erfolgen bevor die Mission zur Versorgungsbasis 4 beginnt. Die geeignete Modifizierung sollte neben den Standard-Energieerzeugungsmitteln auch Energie regulierende Mittel und Mittel zur Telemetrierückübertragung beinhalten.
  • Es ist sehr schwierig und gefährlich ein außer Kontrolle geratenes Ziel-Raumfahrzeug 2 einzufangen, da dabei das Raumfahrzeug, das den Einfangversuch unternimmt, beschädigt werden kann.
  • Ein neues Verfahren um ein außer Kontrolle geratenes Raumfahrzeug zu stabilisieren wird wie folgt vorgeschlagen:
    Ein Paar Servicefahrzeuge 6 werden mit einem zusätzlichen Doppelseilzugsystem (WDRS) ausgestattet, das auf einer ihrer Seiten im unteren Bereich gesichert wird. Jedes der WDRSs ist mit einer Kamera ausgestattet oder das Paar Servicefahrzeuge 6 wird von einem Begleitfahrzeug begleitet, das mit einer Kamera und Daten-Fernübertragungsmitteln ausgestattet ist. Die Länge des Seils/Kabels (im WDRS aufgerollt) sollte einige hundert Meter betragen um den Betrieb des Begleitfahrzeugs ohne das Risiko der Kontamination des Ziel-Raumfahrzeugs 2 zu gewährleisten. Die Mitte des Seils ist mit einer Mehrfach-Anker-Apparatur oder einem Netz oder einfach einer Schlaufe/Öse versehen, was auch immer als gutes Mittel zum Einfangen des SC geeignet ist (wenn es seinen Weg kreuzt).
  • Der Formationsflug des Servicefahrzeug-Paares in korrektem Winkel soll das Einfangen des außer Kontrolle geratenen Ziel-Raumfahrzeugs 2 ermöglichen. Abhängig vom Trägheitsmoment des Ziel-Raumfahrzeugs 2 sollen die Servicefahrzeuge 6 rechtzeitige, zielgerichtete und gewichtsbelastete Gegenkräfte gegen die Kraft ausüben, die das Seil erzeugt wenn es sich um das außer Kontrolle geratene Raumfahrzeug legt. Ein drittes Servicefahrzeug 6 soll den gesamten Arbeitsvorgang aus der Nähe überwachen. Es soll das geplante Einfangen mittels des Kabels erleichtern und das Risiko einer Beschädigung des Raumfahrzeugs nach dem Einfangen feststellen um den Vorgang zur Verminderung der unkontrollierten Bewegungen genau zu lenken.
  • In manchen Fällen erfordert der Transport des Ziel-Raumfahrzeugs 2 in höhere Umlaufbahnen, z. B. wenn sich das Ziel-Raumfahrzeug 2 unterhalb der erforderlichen Höhe befindet, es nötig ist weite Entfernungen zurückzulegen, eine große Neigungskorrektur durchzuführen oder aus anderen Gründen, große Beschleunigungs-Brems-Manöver.
  • Der Transport erfordert die Stabilität der Sonnenkollektoren um Formveränderungen oder Beschädigungen zu verhindern und um destabilisierende Bewegungen der Sonnenkollektoren während der Beschleunigungs-Brems-Phase der Transportmission zu verhindern.
  • Um die Sonnenkollektoren vor Formveränderungen und unerwünschten Bewegungen durch besagtes Beschleunigungen/Abbremsen der Transportmission zu bewahren, ist eine einfache, wenig Material erforderndes Verfahren vorgesehen.
  • Eine Mehrzahl der Servicefahrzeuge 6 (Minimum eines, möglichst zwei, vorzugsweise drei, besser fünf), jedes auf einer Seite mit einem Kabel-Einfahr-/Ausfahrsystem (182), seitlichen Greifern auf ihrer Vorderseite und eine Mehrzahl (null oder mehr) Antriebsmodulen ausgestattet, werden dazu eingesetzt. Die Antriebsmodule sichern sich selbst mit Hilfe der Mehrzahl an Servicefahrzeugen 6 am Rumpf des Ziel-Raumfahrzeugs 2. Dann sichert jedes Servicefahrzeug wiederum an den EMs das Ende einer Leitung, das aus dem Kabel-Einfahr-/Ausfahrsystem herausragt. Das Servicefahrzeug 6 fängt die Sonnenkollektoren an ihren Spitzen so ein, dass die Achse des Servicefahrzeugs 6 senkrecht zur Kollektorenoberfläche steht. Nach der Sicherung der Greifer fährt das Seil-Einfahrsystem die Seile ein und erzwingt so die Stabilisierung der Enden und presst den unteren Teil des Antriebsmoduls des Servicefahrzeugs 6 gegen das Ziel-Raumfahrzeug 2. In dieser Anordnung kann das Servicefahrzeug 6, das an die Kollektorenenden angehängt ist, Kräfte erzeugen, deren vertikaler Kraftvektorenergie hauptsächlich auf die Basis des Antriebsmoduls wirken und teilweise auf die versteiften Sonnenkollektoren. Vorteilhafterweise ermöglicht die Kraftverteilung in den drei äußeren Punkten des zu transportierten Körpers einen ausgezeichneten Trägheitsmoment und sehr gute Steuermöglichkeiten.
  • Die Steuerung der Kollektoren kann zur Manövrierfähigkeit des System hinzugezählt werden.
  • Der Lebenslauf aller Haltevorrichtungen des Systems wird zusammen mit Informationen über Lasten (nass oder trocken), Lage/Höhe und Kreiselbewegungen, interne Beschleunigungsmessungen und Beschleunigungsmessungen, die von der Versorgungsbasis 4 aus mittels Lasermessung überwacht werden, archiviert. Die Gesamtheit dieser Informationen wird nach jeder Mission analysiert und so neue Kalibrierungsparameter ermittelt. Dieselben Parameter abzüglich der Messdaten des Lasers (wenn sich das System entfernt von der Versorgungsbasis 4 befindet) werden von dem Objekt mit Haltevorrichtung in Echtzeit überwacht um die Effizienz der Haltevorrichtungsdaten zu verbessern.
  • Zur Massenberechnung wird das folgende Verfahren angewandt, wenn die Messungen entfernt von der Versorgungsbasis 4 stattfinden. Ein Servicefahrzeug 6 mit kürzlich justierten Haltevorrichtungen hängt sich an das Ziel-Raumfahrzeug 2. Die Sonnenkollektoren des Ziel-Raumfahrzeugs 2 werden bestmöglich gesichert. Eine Mehrzahl der EA mit Kameras und Messlasern bringen sich vor dem Ziel-Raumfahrzeug 2 ein wenig oberhalb und ein wenig unterhalb der erwarteten Flugbahn in geeignetem Abstand zum Einsatz der Laser in Stellung. Sie richten die Laserstrahlen auf den Körper des Ziel-Raumfahrzeugs 2 und führen Messungen während einer fließenden, schrittweisen Beschleunigungsphase bis wenige Sekunden nach dem Stoppen der Beschleunigung durch. Die Beschleunigung soll fließend und schrittweise sein um die Bewegungen der trockenen Masse möglichst gering zu halten. Die Analyse der Haltevorrichtungsdaten, die Messdaten des Lasers, die optischen Daten und eine Simulationsanalyse am Boden kann eine genaue Bewertung der Gesamtmasse und insbesondere der nassen Masse geben.
  • Es wird vorgeschlagen den Einsatz des Wartungssystems 1 mit dem Start eines einzelnen Servicefahrzeugs 6 zu beginnen, das das Ziel-Raumfahrzeug 2 als Relais benutzt und daher weder ein weiteres Begleitfahrzeug für das HBTL noch für die Versorgungsbasis 4 benötigt wird. Es können ein oder mehrere weitere Servicefahrzeuge mit oder ohne Begleitfahrzeuge mit Betankfunktion folgen. Das Begleitservicefahrzeug mit Betankfunktion wird die benötigten Treibstoffreserven für die gegenwärtige und die zukünftige Flotte bereitstellen. Ein mögliches weiteres Begleitfahrzeug mit Betankfunktion kann der Ankunft der Versorgungsbasis 4 vorangehen.
  • Die Vorteile dieses Entwicklungsplans sind zunächst die niedrigen Anschaffungskosten und die letztlich hohe Funktionalität.
  • Drei Entwicklungsbereiche sind zunächst vorgesehen:
    • – der geostationäre Ring
    • – Satelliten in niedrigen Umlaufbahnen
    • – mittlere Umlaufbahnen
  • Die Erfindung schlägt vor mit dem Wartungsservice im geostationären Ring zu beginnen, aber auch die gleichartige Anwendung auf niedrige Erdumlaufbahnen und auf weitere Missionen in bezug auf andere Himmelsobjekte oder auch die Flugbahnen zwischen Himmelsobjekten ist möglich.
  • Diese Aufteilung der Funktionalität zwischen der Versorgungsbasis 4 dem Servicefahrzeug 6, EM und EA sorgt für eine niedrige Masse, niedrige Kosten, ein günstiges Treibstoff-/Trockenmasse-Verhältnis, hohe Manövrierfähigkeit, große Reichweite und Betriebsdauer des Servicefahrzeugs 6, des EA- und des EM-Teils. Andererseits versorgt die Versorgungsbasis 4 das System mit einem hohen Grad an Wiederverwendbarkeit, Wartungsfähigkeit, verschiedenartigen Einsatzmöglichkeiten und gewährleistet die Beseitigung von Abfall(stoffen). Das gesamte System sorgt für effiziente, zuverlässige und mit niedrigen Kosten verbundene Arbeitsabläufe.
  • Der größte Vorteil dieser Bauweise besteht darin, dass das Servicefahrzeug 6 ein bewegliches Raumfahrzeug mit extrem niedriger Trockenmasse ist und niedrige Kosten zur Folge hat. Es kann das Ziel-Raumfahrzeug 2, das eine hohes Delta-Geschwindigkeit hat, warten. Schon jetzt ist der größte Vorzug dieses Konstruktionselements, dass auch eine Doppelarm-Roboter-Anlage im Zusammenhang mit dem System bereitgestellt werden kann und damit weitreichende Wartungsarbeiten möglich sind.
  • Ein besonderer Vorteil dieser Konfiguration ist, dass das Servicefahrzeug 6 von den hohen Leistungsunterbudgets entlastet wird (Leistungsmerkmale), denn nur einen kleinen Teil ihrer Lebenszeit werden diese benötigt um die Verbindung zur Erde herzustellen, hingegen stellen sie für den Rest ihrer Lebenszeit tote Masse dar (große Gemeinkosten bei Bewegungen/Manövern). Indem diese Funktionsanforderung bei einem anderen Element des Systems untergebracht wird, das keine Bewegungen durchführt (bei der Versorgungsbasis 4), wird dem Servicefahrzeugteil) große Flexibilität verliehen und die Konstruktions- und Arbeitskosten werden niedrig gehalten. Diese grundlegende Charakteristik der Konstruktion des Servicefahrzeugs 6 ist neu, einzigartig und nützlich.
  • Das Servicefahrzeug 6 benötigt bezüglich der meisten seiner Untersysteme (Energie, Solarzellen, Antrieb) keine Redundanz. Sein einziges Sicherheitsmerkmal ist die Ausfallsicherung des Greifmechanismus. Das Servicefahrzeug 6 wird aktiviert, wenn die Versorgungsbasis 4 verhältnismäßig nah ist und auch das ent sprechende Servicefahrzeug 6, das fähig ist eine Rettungsaktion, die das defekte Servicefahrzeug 6 zum Ziel hat, durchzuführen.
  • Ein spezielles Begleit-Servicefahrzeug hat die Fähigkeit andere Servicefahrzeuge 6 zu betanken.
  • Vorteile sind: Ein Servicefahrzeug 6 kann eine schwierige Mission (hohe Delta-Geschwindigkeit) erfüllen ohne zum Betanken zur Versorgungsbasis 4 zurückkehren und nochmals das Treffen mit dem Ziel-Raumfahrzeug 2 durchführen zu müssen (größtenteils manuelle und schwierige Aufgabe). Statt dessen kann es seine Mission angedockt weiterverfolgen und auf die Betankung durch ein Betankungs-Servicefahrzeug 6 warten (abhängig von der Verfügbarkeit). Auf diese Art kann die benötigte Feuchtmasse am Beginn der Mission begrenzt werden; dies erleichtert das Treffen und das Andocken und reduziert die Kosten der Instandhaltung in der Umlaufbahn. Erfordert die Mission bei jener Gelegenheit letztlich das Auftanken so wird dies von dem speziellen Begleitfahrzeug durchgeführt.
  • Wenn ein Servicefahrzeug 6 Treibstoff benötigt, kann ein Begleitfahrzeug den Treibstoffvorrat wieder auffüllen und dann entweder einzeln oder, um das Risiko einer Störung zu vermeiden, angedockt an ein anderes den Flug fortsetzen. Das spezielle Servicefahrzeug kann zu Beginn des Einsatzes des Systems die Versorgungsbasis 4 ersetzen.
  • Im Hinblick auf eine Neukonfiguration der Arbeitsabläufe profitiert das Servicefahrzeug 6 von den Fähigkeiten der Versorgungsbasis 4. Es ist dadurch fähig die Kommunikationsnutzlast und die Greifmerkmale zur Wartung einer Vielzahl in Frage kommender Ziel-Raumfahrzeuge 2 zu verändern.
  • Das Servicefahrzeug 6 sollte einen Leerlauf/Ruhezustand erlangen können wenn es an die Versorgungsbasis 4 oder ein anderes Servicefahrzeug 6 angedockt ist. Dies wird die Lebensdauer der meisten Untersysteme und der Struktur (von thermischen Zyklen) verlängern und den Energieverbrauch senken. Dies ist möglich durch die Anwesenheit der Versorgungsbasis 4 oder eines Begleit-Servicefahrzeugs.
  • Eine vereinfachte Version des Servicefahrzeugs 6 ist das Antriebsmodul, das keine Kameras besitzt und weder navigieren noch andocken kann. Es wird mit Hilfe eines Servicefahrzeugs 6 in ein Ziel-Raumfahrzeug 2 eingesetzt und bleibt dort um es instandzuhalten und Neigungsmanöver durchzuführen bis es betankt werden muss. In diesem Fall wird ein Servicefahrzeug 6 mit automatischer Andockfähigkeit an das Antriebsmodul andocken und es mit Treibstoff versorgen.
    •
    • 1
    Wartungssystem
    2
    Ziel-Raumfahrzeug
    4
    Versorgungsbasis
    6
    Servicefahrzeug
    8
    Antriebsmodul
    10
    spezialisiertes Raumfahrzeug
    12
    Bodenkontrollmodul
    14, 16
    Pfeil
    20
    Hauptteil
    22
    Antriebssystem
    24
    Andocksystem
    25
    Ausblassystem
    26
    Kameras
    28
    eingebautes Kommunikationssystem
    30
    Kontrollsystem
    32
    strichlierte Linie
    34
    Empfänger
    36
    Sender
    38
    Pfeil
    40
    Hohlwelle
    42
    Welle
    44
    Sicherungsvorrichtung
    46
    Pfeilspitze
    48
    Oberfläche
    50
    Düsenring
    52
    Ausblaskanal
    54
    Brennkammer
    60
    Kommunikationsmodul
    62
    Multiplexer
    64
    Modulator
    66
    Sender
    68
    Kontrollmodul
    70
    Verschlüsseler
    72
    Kamera
    74
    Annäherungssensor oder Entfernungssensor
    76
    Pfeil
    78
    Kontrollmodul
    80
    Empfänger
    82
    Pfeil
    84
    Entmodulierer
    86
    Andocksystem
    88
    Zweigleitung
    90
    Rückstrahler
    92
    Wiederbetankungsmodul
    100
    Hauptkörper
    102
    Ausrüstungs-/Stauraum
    104
    Anlieferungs-/Wiederbetankungsgestell
    106
    Speichereinheit
    108
    Haupt-Sonnensegel
    110
    sekundäres Sonnensegel
    112
    Tragegitter
    114
    Roboterarm
    116
    Reflektoren
    118
    Andockstation
    120
    Bedienarm
    122
    Gelenk
    130
    druckgeregelte Schleuse
    132
    Außentüren
    134
    Innentüren
    140
    dreiarmige Kleinroboter
    142
    horizontal gesicherte Achse
    144
    Achse
    146
    leitende Oberflächen
    148
    dem menschlichen Arm nachempfundener Manipulatorarm
    150
    Arm
    152
    zweifingriger Greifer
    154
    Tisch
    156
    Lagergestelle
    160
    Werkzeugöffnungen
    162
    Tanks
    166
    seitliche Oberfläche
    168
    obere Oberfläche
    170
    mechanische Schnittstelle
    172
    Brücke
    180
    Einfangssystem
    182
    doppelter Einfahr-Ausfahrmechanismus
    184
    Loslösemechanismus
    186
    leitende Klebestreifen
    188
    Endstück
    190
    Greifgelenk
    192
    kreiselgestützter Beschleunigungssensor
    194
    Impulsräder
    196
    Leistungsumwandler/Transformator

Claims (13)

  1. Servicefahrzeug (6) zur Ausführung von Handlungen an einem ausgewählten Ziel-Raumfahrzeug (2) im Weltraum, umfassend ein Kommunikationsmodul (60), das im Hinblick auf seine Übertragungscharakteristik an vorgegebene Empfangsparameter des ausgewählten Ziel-Raumfahrzeugs (2) anpassbar ist.
  2. Servicefahrzeug (6) nach Anspruch 1, dessen Kommunikationsmodul (60) einen Sender (66) umfasst.
  3. Servicefahrzeug (6) nach Anspruch 1 oder 2, bei dem ein Kontrollmodul (68) zur Vorgabe eines Sollwerts für eine Ausgangsleistung des Kommunikationsmoduls (60) vorgesehen ist.
  4. Servicefahrzeug (6) nach Anspruch 3, bei dem das Kontrollmodul (68) eingangsseitig mit einem ersten Positionssensor verbunden ist, wobei der erste Positionssensor einen für die aktuelle Position des Servicefahrzeugs (6) charakteristischen Datensatz liefert.
  5. Servicefahrzeug (6) nach Anspruch 4, bei dem das Kontrollmodul (68) eingangsseitig mit einem zweiten Positionssensor verbunden ist, der einen für die aktuelle Position des Ziel-Raumfahrzeugs (2) charakteristischen Datensatz liefert.
  6. Servicefahrzeug (6) nach einem der Ansprüche 3 bis 5, bei dem das Kontrollmodul (68) eingangsseitig mit einem Orientierungssensor verbunden ist, der einen für die aktuelle Orientierung des Ziel-Raumfahrzeugs (2) in Bezug auf das Servicefahrzeug (6) charakteristischen Datensatz liefert.
  7. Servicefahrzeug (6) nach einem der Ansprüche 1 bis 6, weiter umfassend ein Andocksystem (24), das eine erste Hohlwelle (40) aufweist, innerhalb derer eine zweite Welle (42) verschiebbar angeordnet ist, wobei die zweite Welle (42) mit einer ansteuerbaren Pfeilspitze (46) versehen ist.
  8. Servicefahrzeug (6) nach einem der Ansprüche 1 bis 7, weiter umfassend Mittel zur Identifizierung des Ziel-Raumfahrzeugs (2).
  9. Wartungssystem (1) zur Ausführung von Handlungen an einem ausgewählten Ziel-Raumfahrzeug (2) im Weltraum, umfassend ein Servicefahrzeug (6) nach einem der Ansprüche 1 bis 8, und weiter umfassend ein Bodenkontrollmodul (12) zur Abgabe von Bedienbefehlen an das Servicefahrzeug (6).
  10. Wartungssystem (1) nach Anspruch 9, bei dem das Bodenkontrollmodul (12) zum Datenempfang vom Servicefahrzeug (6) unter Nutzung des Ziel-Raumfahrzeugs (2) als Relais-Station für vom Servicefahrzeug (6) emittierte Signale ausgelegt ist.
  11. Wartungssystem (1) nach Anspruch 9 oder 10, weiter umfassend eine weltraumstationierte Versorgungsbasis (4) für das Servicefahrzeug (6).
  12. Wartungssystem (1) nach einem der Ansprüche 9 bis 11, weiter umfassend ein Relaismodul zur Weiterleitung zu übertragender Signale an das Servicefahrzeug (6).
  13. Verfahren zur Wartung eines ausgewählten Ziel-Raumfahrzeugs (2) im Weltraum, bei dem ein Servicefahrzeug (6) nach einem der Ansprüche 1 bis 8 zur Ausführung ausgewählter Handlungen am Ziel-Raumfahrzeug (2) genutzt wird, und bei dem Bediensignale vom Servicefahrzeug (6) unter Nutzung des Ziel-Raumfahrzeugs (2) als Relais-Station für die Bediensignale an ein Bodenkontrollmodul (12) übertragen werden.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2005118394A1 (en) * 2004-06-04 2005-12-15 Intersecure Logic Limited Propulsion unit for spacecraft, servicing system for providing in-space service operations, and modular spacecraft
US7988096B2 (en) * 2004-09-01 2011-08-02 Humphries Peter J Space manufacturing module system and method
US20060145023A1 (en) * 2004-12-20 2006-07-06 Honeywell International, Inc. Geometrically encoded magnetic latch intercontact face
EP1731424A1 (de) 2005-06-09 2006-12-13 Intersecure Logic Limited Triebwerksmodul zur Befestigung zu einem Zielraumfahrzeug, Wartungssystem im Weltraum und Verfahren zum Betrieb eines Triebwerksmoduls
US7575200B2 (en) 2005-09-07 2009-08-18 The Boeing Company Space depot for spacecraft resupply
US7270303B1 (en) * 2005-09-21 2007-09-18 The United States of America as repesented by the Secretary of the Air Force Pincer apparatus for nanosat transport across a satellite
US7861975B2 (en) 2006-03-31 2011-01-04 The Boeing Company Two part spacecraft servicing vehicle system with universal docking adaptor
US7823837B2 (en) * 2006-03-31 2010-11-02 The Boeing Company Two part spacecraft servicing vehicle system with adaptors, tools, and attachment mechanisms
US7846087B2 (en) 2006-05-01 2010-12-07 Ethicon Endo-Surgery, Inc. Endoscopic rotation
US8074935B2 (en) * 2007-03-09 2011-12-13 Macdonald Dettwiler & Associates Inc. Satellite refuelling system and method
CA2831692C (en) * 2007-03-09 2015-01-27 Macdonald, Dettwiler And Associates Inc. Satellite refuelling system and method
US7780691B2 (en) 2007-03-21 2010-08-24 Ethicon Endo-Surgery, Inc. Endoscopic tissue resection device
ATE472472T1 (de) * 2008-05-29 2010-07-15 Thales Alenia Space Italia S P Aufblasbare einfangeinrichtung
FR2933671B1 (fr) * 2008-07-08 2010-12-17 Thales Sa Procede pour alleger la masse de carburant embarquee lors d'une mission interplanetaire
US9016635B2 (en) * 2009-04-30 2015-04-28 Tethers Unlimited Inc Terminator tape satellite deorbit module
WO2010135421A2 (en) * 2009-05-19 2010-11-25 University Of Florida Research Foundation, Inc. Attitude control system for small satellites
US20130181809A1 (en) * 2011-07-27 2013-07-18 Michael R. Lin SpaceCube MINI
JP5951026B2 (ja) 2011-10-13 2016-07-13 マクドナルド デットワイラー アンド アソシエイツ インコーポレーテッド ロボット修理多機能ツール
EP2791009B1 (de) 2011-11-15 2022-09-21 MacDonald, Dettwiler and Associates Inc. Treibmittelübertragungssystem und verfahren zum auftanken eines raumfahrzeugs in der umlaubfbahn mit flüssigtreibstoff
EP3822175A1 (de) 2011-12-05 2021-05-19 MacDonald, Dettwiler and Associates Inc. System und werkzeug für den zugriff auf füll-/ablaufventile eines satelliten während einer treibmittelnachfüllung
RU2481248C1 (ru) * 2011-12-27 2013-05-10 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Космический аппарат с эталонными отражателями
RU2510526C2 (ru) * 2012-07-04 2014-03-27 Закрытое акционерное общество "Компания Безопасность" Система охраны периметра и центральный контроллер для нее
RU2521082C2 (ru) * 2012-08-21 2014-06-27 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" Способ стыковки космических аппаратов
US9187189B2 (en) * 2012-10-12 2015-11-17 The Aerospace Corporation System, apparatus, and method for active debris removal
US20140306066A1 (en) * 2013-01-19 2014-10-16 Matthew Hal Burch Methods of Delivering Items in Space
US9269242B2 (en) * 2013-04-05 2016-02-23 Peter Lust, Jr. ASVVMS=Autonomous Space Vehicle Video Monitoring System
US9260204B2 (en) * 2013-08-09 2016-02-16 The Aerospace Corporation Kinetic energy storage and transfer (KEST) space launch system
US10696425B2 (en) 2013-08-09 2020-06-30 The Aerospace Corporation System for imparting linear momentum transfer for higher orbital insertion
RU2536417C1 (ru) * 2013-09-26 2014-12-20 Закрытое акционерное общество "Технологии ГЕОСКАН" Защитный контейнер для автономной научной аппаратуры
US9944412B2 (en) 2013-10-04 2018-04-17 Busek Co., Inc. Spacecraft system for debris disposal and other operations and methods pertaining to the same
EP2866047B1 (de) * 2013-10-23 2020-12-23 Ladar Limited Detektionssystem zur Detektion eines Objekts auf einer Wasseroberfläche
US9409644B2 (en) * 2014-07-16 2016-08-09 Ford Global Technologies, Llc Automotive drone deployment system
CN107108047A (zh) 2014-08-26 2017-08-29 有效空间解决方案有限公司 用于卫星的对接系统和方法
US9371133B2 (en) * 2014-11-07 2016-06-21 Paccar Inc Drone systems for pre-trip inspection and assisted backing
US11198524B2 (en) 2015-03-02 2021-12-14 Technion Research & Development Foundation Limited Terrestrially observable displays from space
RU2581791C1 (ru) * 2015-03-17 2016-04-20 Межрегиональное общественное учреждение "Институт инженерной физики" Способ формирования управляющих сигналов включения двигательной установки космического беспилотного летательного аппарата при выполнении им пространственного маневра на баллистическом участке траектории полета
RU2603301C1 (ru) * 2015-07-20 2016-11-27 Михаил Викторович Яковлев Способ синхронизации угловых скоростей движения активного космического аппарата с пассивным космическим аппаратом
RU2620540C1 (ru) * 2015-12-16 2017-05-26 Федеральное государственное автономное научное учреждение "Центральный научно-исследовательский и опытно-конструкторский институт робототехники и технической кибернетики" (ЦНИИ РТК) Робототехническая система сервисного космического аппарата с силомоментной обратной связью
RU2643744C2 (ru) * 2016-03-14 2018-02-05 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Ракетно-космический комплекс и способ функционирования ракетно-космического комплекса
CN107689828B (zh) 2016-08-04 2019-12-24 柯莉娟 以无人机复原飞行器内通信传输功能的方法
TWI672014B (zh) * 2016-08-04 2019-09-11 柯莉娟 以無人機作為電磁波傳輸中繼站以強化電波或啟動飛行器內電子設備達到自我復原通訊傳輸功能之方法
RU2626077C1 (ru) * 2016-10-17 2017-07-21 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский государственный электротехнический университет "ЛЭТИ" им. В.И. Ульянова (Ленина) Способ измерения сверхмалых угловых скоростей
US9714101B1 (en) * 2016-10-25 2017-07-25 Marshall H. Kaplan Apparatus and methods for orbital debris removal
CN106556827B (zh) * 2016-11-18 2018-10-19 西北工业大学 基于前向声散射的双发双收组网式目标探测系统及方法
US10625882B2 (en) 2017-03-06 2020-04-21 Effective Space Solutions Ltd. Service satellite for providing in-orbit services using variable thruster control
US11104459B2 (en) 2017-04-13 2021-08-31 Northrop Grumman Systems Corporation Systems for capturing a client vehicle
CN111356641B (zh) 2017-07-21 2023-10-27 诺思路·格鲁曼系统公司 航天器服务装置及相关组件、系统和方法
WO2019051423A1 (en) * 2017-09-10 2019-03-14 Orbit Fab, Inc. SYSTEMS AND METHODS FOR DISTRIBUTING, STORING AND PROCESSING MATERIALS IN SPACE
US10543939B2 (en) 2018-02-09 2020-01-28 Launchspace Technologies Corporation Apparatus and methods for creating artificial near-earth orbits
US10059470B1 (en) 2018-02-09 2018-08-28 Launchspace Technologies Corporation Apparatus and methods for creating artificial geosynchronous orbits
EA201800525A1 (ru) * 2018-08-01 2020-02-28 Анатолий Эдуардович Юницкий Общепланетарный геокосмический транспортный комплекс юницкого (варианты) и способ выведения полезной нагрузки с поверхности планеты на круговую орбиту
RU2714475C1 (ru) * 2019-01-10 2020-02-17 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственный центр "Малые космические аппараты" Способ управления движением сервисного космического аппарата
CA3126086A1 (en) * 2019-01-15 2020-07-23 James Garret NICHOLSON Spacecraft servicing devices and related assemblies, systems, and methods
US11194054B2 (en) * 2019-05-29 2021-12-07 Macdonald, Dettwiler And Associates Corporation High-power flexible-polarization in-orbit-calibration satellite payload
CA3161013A1 (en) * 2019-12-20 2021-06-24 Macdonald, Dettwiler & Associates Inc. Refueling tool and system incorporating the refueling tool
US20210339893A1 (en) 2020-05-04 2021-11-04 Northrop Grumman Systems Corporation Vehicle capture assemblies and related devices, systems, and methods
US11827386B2 (en) 2020-05-04 2023-11-28 Northrop Grumman Systems Corporation Vehicle capture assemblies and related devices, systems, and methods
US11807404B2 (en) 2020-06-28 2023-11-07 Mitsubishi Electric Research Laboratories Inc. Abort-safe vehicle rendezvous in case of partial control failure
RU2735874C1 (ru) * 2020-07-07 2020-11-09 Владимир Федорович Петрищев Космический аппарат, осуществляющий информационное обеспечение массовой доставки туристов с окололунной орбиты на обратную сторону луны и последующего возвращения на землю
CN112265656B (zh) * 2020-09-23 2021-12-07 北京空间飞行器总体设计部 面向大长度天线的集装收纳式在轨组装装置及方法
CN113247318B (zh) * 2021-06-28 2022-05-31 哈尔滨工业大学 一种非合作目标翻滚运动起旋模拟系统及方法
US11689509B2 (en) * 2021-09-14 2023-06-27 The Boeing Company Satellite operations with secure enclave for secure hosted payload operations
WO2023113654A1 (ru) * 2021-12-19 2023-06-22 Хальдун Саид Аль-Зубейди Конструкция устройств для работы с информацией из космоса
US20230257137A1 (en) * 2022-02-14 2023-08-17 Maxar Space Llc Satellite boom end effector
JP7325681B1 (ja) 2022-08-19 2023-08-14 三菱電機株式会社 宇宙ロボット制御装置、宇宙ロボット、宇宙ロボット制御方法およびプログラム
CN115258199B (zh) * 2022-09-26 2022-12-20 哈尔滨工业大学 基于ftsm的异轨交会的跟踪控制方法、装置及介质
CN116198749B (zh) * 2023-05-06 2023-07-25 中国科学院空间应用工程与技术中心 空间材料暴露实验控制系统及方法

Citations (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4177964A (en) * 1978-09-08 1979-12-11 General Dynamics Corporation Docking system for space structures
US4273305A (en) * 1979-07-03 1981-06-16 Spar Aerospace Limited Satellite servicing
US4349837A (en) * 1979-07-03 1982-09-14 Spar Aerospace Limited Satellite servicing
US4657221A (en) * 1986-04-22 1987-04-14 Aluminum Company Of America Male core for forming vent slots in a thermoplastic closure
US4896848A (en) * 1984-08-29 1990-01-30 Scott Science And Technology Satelite transfer vehicle
US4946596A (en) * 1988-08-10 1990-08-07 Jgc Corporation Method for removing mercury from a liquid hydrocarbon
US5299764A (en) * 1991-10-23 1994-04-05 Scott David R In-space servicing of spacecraft employing artificial life robotics
US5410731A (en) * 1991-03-22 1995-04-25 Alcatel Espace Satellite telecommunications facility capable of covering a plurality of coverage areas
EP0541052B1 (de) * 1991-11-05 1996-02-07 Hitachi, Ltd. System von Raumfahrzeugen
WO1997031822A2 (en) * 1993-11-12 1997-09-04 Scott David R Apparatus and methods for in-space satellite operations
US5813634A (en) * 1995-10-23 1998-09-29 Motorola, Inc. Method for replacing failing satellites in a satellite communication system
WO2001003310A1 (en) * 1999-07-01 2001-01-11 Assuresat, Inc. Universal replacement communications satellite
DE69425730T2 (de) * 1993-11-12 2001-04-19 David R Scott Verfahren für das arbeiten von satelliten im weltraum
EP1101699A2 (de) * 1999-11-16 2001-05-23 The Boeing Company Modulare Konstruktion von Raumfahrzeugen
US6296205B1 (en) * 1999-03-11 2001-10-02 Aeroastro, Inc. RF inspection satellite
WO2002008059A1 (en) * 1998-12-04 2002-01-31 Honeybee Robotics, Ltd. Spacecraft capture and docking system
US6384860B1 (en) * 1999-02-22 2002-05-07 Hughes Electronics Corp. Video telemetry system for a satellite
EP1245967A1 (de) * 2001-03-29 2002-10-02 Société Européenne des Satellites S.A. Abstandsmesseinrichtung zur Bestimmung des Abstandes zu einem Raumfahrzeug

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3144215A (en) * 1961-01-19 1964-08-11 Dehavilland Aircraft Canada Coilable extensible apparatus
US3268091A (en) * 1961-06-01 1966-08-23 Gen Mills Inc Reaction thrust operated manipulator
US3199626A (en) * 1964-06-03 1965-08-10 Peter N Van Schaik Instant bonding attachment mechanism
US4030102A (en) * 1975-10-23 1977-06-14 Grumman Aerospace Corporation Deployable reflector structure
DE3215229A1 (de) * 1982-04-23 1983-10-27 Erno Raumfahrttechnik Gmbh, 2800 Bremen Ankoppelvorrichtung fuer raumflugkoerper
GB8526723D0 (en) * 1985-10-30 1985-12-04 Rca Corp Spacecraft structure
JPH0749280B2 (ja) * 1989-10-02 1995-05-31 宇宙開発事業団 構造物のアラインメント装置
DE4041167A1 (de) * 1990-12-21 1992-07-02 Fraunhofer Ges Forschung Vorrichtung zur durchfuehrung von handhabungsaufgaben
JPH04232196A (ja) * 1990-12-28 1992-08-20 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 大型宇宙構造物の荷物運搬装置
US5429328A (en) * 1992-11-16 1995-07-04 Environmental Research Institute Of Michigan Spacecraft payload exchange system
JP2565087B2 (ja) * 1993-06-23 1996-12-18 日本電気株式会社 ランデブ・ドッキング制御装置
US6017000A (en) * 1998-08-02 2000-01-25 Scott; David R. Apparatus and methods for in-space satellite operations
US5806802A (en) * 1993-11-12 1998-09-15 Scott; David D. Apparatus and methods for in-space satellite operations
US5857648A (en) * 1997-01-28 1999-01-12 Trw Inc. Precision deployable boom assembly
DE19819858A1 (de) * 1998-05-04 1999-11-11 Oskar Bschorr Flexibler Tether-Manipulator
US6447351B1 (en) * 1999-06-17 2002-09-10 Yamaha Hatsudoki Kabushiki Kaisha Vapor system arrangement for marine engine
RU2003129651A (ru) * 2001-03-07 2005-04-10 Констеллэйшн Сервисиз Интернэшнл, Инк. (Us) Способ и устройство снабжения орбитальных космических платформ с использованием грузовых контейнеров через промежуточное орбитальное сближение и стыковку
US20020179775A1 (en) * 2001-04-30 2002-12-05 Turner Andrew E. Spacecraft dependent on non-intrusive servicing
US6742745B2 (en) * 2001-11-01 2004-06-01 Michigan Aerospace Corporation Autonomous satellite docking system
US20030183726A1 (en) * 2002-03-27 2003-10-02 Lounge John M. Space cargo delivery apparatus
DE10342953B4 (de) * 2003-09-17 2007-11-22 Astrium Gmbh Vorrichtung zum Greifen von Objekten im All

Patent Citations (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4177964A (en) * 1978-09-08 1979-12-11 General Dynamics Corporation Docking system for space structures
US4273305A (en) * 1979-07-03 1981-06-16 Spar Aerospace Limited Satellite servicing
US4349837A (en) * 1979-07-03 1982-09-14 Spar Aerospace Limited Satellite servicing
US4896848A (en) * 1984-08-29 1990-01-30 Scott Science And Technology Satelite transfer vehicle
US4657221A (en) * 1986-04-22 1987-04-14 Aluminum Company Of America Male core for forming vent slots in a thermoplastic closure
US4946596A (en) * 1988-08-10 1990-08-07 Jgc Corporation Method for removing mercury from a liquid hydrocarbon
US5410731A (en) * 1991-03-22 1995-04-25 Alcatel Espace Satellite telecommunications facility capable of covering a plurality of coverage areas
US5299764A (en) * 1991-10-23 1994-04-05 Scott David R In-space servicing of spacecraft employing artificial life robotics
EP0541052B1 (de) * 1991-11-05 1996-02-07 Hitachi, Ltd. System von Raumfahrzeugen
WO1997031822A2 (en) * 1993-11-12 1997-09-04 Scott David R Apparatus and methods for in-space satellite operations
DE69425730T2 (de) * 1993-11-12 2001-04-19 David R Scott Verfahren für das arbeiten von satelliten im weltraum
US5813634A (en) * 1995-10-23 1998-09-29 Motorola, Inc. Method for replacing failing satellites in a satellite communication system
WO2002008059A1 (en) * 1998-12-04 2002-01-31 Honeybee Robotics, Ltd. Spacecraft capture and docking system
US6384860B1 (en) * 1999-02-22 2002-05-07 Hughes Electronics Corp. Video telemetry system for a satellite
US6296205B1 (en) * 1999-03-11 2001-10-02 Aeroastro, Inc. RF inspection satellite
WO2001003310A1 (en) * 1999-07-01 2001-01-11 Assuresat, Inc. Universal replacement communications satellite
EP1101699A2 (de) * 1999-11-16 2001-05-23 The Boeing Company Modulare Konstruktion von Raumfahrzeugen
EP1245967A1 (de) * 2001-03-29 2002-10-02 Société Européenne des Satellites S.A. Abstandsmesseinrichtung zur Bestimmung des Abstandes zu einem Raumfahrzeug

Also Published As

Publication number Publication date
EP1578666A1 (de) 2005-09-28
EP1578665A1 (de) 2005-09-28
US20060151671A1 (en) 2006-07-13
AU2003290097A1 (en) 2004-07-09
WO2004054878A1 (en) 2004-07-01
RU2005122499A (ru) 2006-02-10
RU2005122498A (ru) 2006-01-27
DE10259638A1 (de) 2004-07-15
AU2003293918A1 (en) 2004-07-09
WO2004054877A1 (en) 2004-07-01
US20060145024A1 (en) 2006-07-06

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Ticker et al. NASA’s in-space robotic servicing
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Dubanchet et al. EROSS Project–Coordinated control architecture of a space robot for capture and servicing operations
Eberle et al. On-orbit servicing mission operations at GSOC
Akin et al. Enabling Dexterous Manipulation and Servicing by SmallSats
Jacquemin et al. Development of assembly and joint concepts for erectable space structures
Evanyo et al. Mars Sample Return a robust mission approach for" getting the right sample"
Bandecchi et al. The TEAMSAT Experience
Belyaev et al. From the First Manned Mission into Space to the Permanently Manned Orbital Station
JPH05201395A (ja) 宇宙機システム

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