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1. (WO2018146220) FORMATIONSFÄHIGER KLEINSTSATELLIT UND FORMATION AUS MEHREREN KLEINSTSATELLITEN
Anmerkung: Text basiert auf automatischer optischer Zeichenerkennung (OCR). Verwenden Sie bitte aus rechtlichen Gründen die PDF-Version.

Patentansprüche

1 . Formationsfähiger Kleinstsatellit (10), insbesondere Nano- oder Picosatellit mit einem Massengewicht von 10kg oder weniger, für LEO-Anwendungen, umfassend ein Gehäuse (12) und zumindest eine im Gehäuse (12) angeordnete Einschubplatine (14) mit einer vorbestimmbaren Funktionalität und einem Antriebssystem (16) zur Erzeugung eines gerichteten Impulses im Orbit in Richtung einer Flugtrajektorie Tk, dadurch gekennzeichnet, dass der Kleinstsatellit (10) eine selbstständig und autark arbeitende Kollisions- vermeidungsvorrichtung (18) umfasst, die eingerichtet ist, eine Trajektorien- korrektur Tkk der Flugtrajektorie Tk mittels des Antriebssystems (16) vorzunehmen, sofern eine Kollision mit einem Flugkörper (30) erwartbar ist.

2. Formationsfähiger Kleinstsatellit (10) nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die selbstständige und autarke Kollisionsvermeidungsvor- richtung (18) eine Körperortungseinrichtung (20) mit zumindest einem oder mehreren optischen oder funkbasierten Körpererkennungssensoren (84) zur Erfassung einer Relativlage und Relativgeschwindigkeit eines Flugkörpers (30) in Richtung eines kegelförmigen, die Flugtrajektorie Tk umfassenden Kollisionsschlauchs (26), eine Kollisionsprädiktionseinrichtung (22) zur Bestimmung eines möglichen Kollisionsrisikos im Kollisionsschlauch (26), und eine Ausweicheinrichtung (24) zur Steuerung des Antriebssystems (16) hinsichtlich einer Trajektorienkorrektur Tkk umfasst.

3. Formationsfähiger Kleinstsatellit (10) nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Körperortungseinrichtung (20) einen minimalen Durchmesser dk des Kollisionsschlauchs (26) autonom so wählt, dass darin mindestens der Kleinstsatellit (10) umfasst ist, insbesondere so wählt, dass zumindest ein Mehrfaches des Durchmessers des Kleinstsatelliten (10) umfasst ist, und die Kollisionsprädiktionseinrichtung (22) dem Flugkörper (30) ein Fremdkörperschlauch (32) zuordnet, und einen minimalen Durchmesser df des Fremdkörperschlauchs (32) so wählt, dass darin mindestens der Flugkörper (30) umfasst ist, insbesondere so wählt, dass zumindest ein Mehrfaches des Durchmessers des Flugkörpers (30) umfasst ist, wobei bevorzugt ein Öffnungswinkel des Kollisionsschlauchs (26) und/oder des Fremdkörperschlauchs (32) in Abhängigkeit einer Relativgeschwindigkeit zwischen Kleinstsatellit (10) und Flugkörper (30) gewählt wird, und die Ausweicheinrichtung (24) bei Überlappung des Kollisionsschlauchs (26) mit dem Fremdkörperschlauch (32) in einem Überlappungsbereich Akf eine Trajektorienkorrektur Tkk bestimmt, insbesondere mehrere Trajektorienkor- rekturen mit einer Kostenfunktion simuliert und hieraus eine kostenminimale Trajektorienkorrektur Tkk bestimmt und das Antriebssystem zur Erreichung der Trajektorienkorrektur Tkk steuert.

4. Formationsfähiger Kleinstsatellit (10) nach einem der vorgenannten Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Einschubplatine (14) eine Mehrzahl von Funktionskernen (34) zur Bereitstellung einer vorbestimmbaren Funktionalität umfasst, insbesondere eine gerade Anzahl von zumindest zwei oder mehreren vergleichbaren Funktionskernen (34) zur redundanten Bereitstellung der Funktionalität umfasst, wobei eine Watchdogeinrichtung (36) eine korrekte Arbeitsweise der Funktionskerne (34) überwacht, wobei bevorzugt die Watchdogeinrichtung (36) die Funktionalität eines Funktionskerns (34) durch einen Testfunktionsablauf überwacht, und die Watchdogeinrichtung (36) bei Detektion eines Fehlers eine Fehlerbehebungsmaßnahme des einen oder einer Gruppe der Funktionskerne (34) zur kontinuierlichen, unterbrechungsfreien Bereitstellung der Funktionalität auswählt.

5. Formationsfähiger Kleinstsatellit (10) nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Watchdogeinrichtung (36) einem FDIR-Algorithmus (Fault-Detection, Fault-Isolation and Recovery Techniques) implementiert, und im Fehlerfall einen Powerreset, eine Umschaltung zwischen den bevorzugt zwei Funktionskernen (34) und/oder einen Softwarereset zumindest eines der Funktionskern (34) durchführt.

6. Formationsfähiger Kleinstsatellit (10) nach einem der vorgenannten Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Antriebssystem (16) zumindest ein Reaktionsrad (40) und zumindest zwei Magnetfeldspule (38), bevorzugt ein Reaktionsrad (40) und zumindest drei, insbesondere sechs Magnetfeldspulen (38) einer Magnettorquer-Einrichtung(1 16) zur kombinierten Lageregelung in eine beliebige Richtung umfasst.

7. Formationsfähiger Kleinstsatellit (10) nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest zwei aus einer Gruppe von zumindest einem Sternensensor, zumindest einem Sonnensensor, zumindest ein Gyroskop, bevorzugt ein MEMS-Gyroskop und/oder zumindest ein Magnetometer, insbesondere zumindest ein 3D-Magnetometer, ein 3D-Gykroskop, sechs 2-achsige Sonnensensoren und sechs 2-achsige Sternensensoren auf einer Rückseite einer Einschubplatine (14) und/oder auf einer oder mehreren Gehäusewänden (46) angeordnet sind, wobei weiterhin bevorzugt das Reaktionsrad (40) als miniaturisiertes Reaktionsrad zur Korrekturlageregelung auf einer Einsteckplatine (14) angeordnet ist.

8. Formationsfähiger Kleinstsatellit (10) nach einem der vorgenannten Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Antriebssystem (16) zumindest einen elektrischen Antrieb, insbesondere einen Lichtbogenantrieb, bevorzugt zumindest einen FEEP-Antrieb (Feld Effekt-Emissionstriebwerk) (50), und insbesondere vier FEEP-Antriebe (50) umfasst, die weiterhin bevorzugt im Kantenbereich oder Eckbereich (52) des bevorzugt kubischen Gehäuses (12), bevorzugt in einem Gehäuserahmen (44) angeordnet ist.

9. Formationsfähiger Kleinstsatellit (10) nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass der Kantenbereich des Gehäuserahmens (44) ein Hohlprofil oder ein Profil mit einer porösen Innenstruktur umfasst, in dem Treibstoff, insbesondere Gallium, Ammoniak oder Hydrazin, für den elektrischen Lichtbogenantrieb gelagert ist.

10. Formationsfähiger Kleinstsatellit (10) nach einem der vorgenannten Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass im Gehäuse (12) ein Gehäuserahmen (44), mehrere Gehäusewände (12) und eine Grundplatine (48) mit zumindest zwei Stecksockeln (54) umfasst sind, wobei in der Grundplatine (48) die Einschubplatine (14) eingesteckt ist und die Einschubplatine (14) in Kommunikation über einen Daten- und Energiebus (56), der zumindest ein, insbesondere mehrere der Kommunikationsprotokollstandards UART, SPI, CAN, Spacewire und / oder l2C unterstützt, mit weiteren Einschubplatinen (14) und / oder dem Antriebssystem (16) und / oder zumindest einer Sensor- und / oder Aktuatoreinrichtung (140) und einer Stromversorgungseinrichtung (60) steht.

1 1 . Formationsfähiger Kleinstsatellit (10) nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Grundplatine (48) eine mehrstufige und skalierbare Stromversorgungseinrichtung (60) umfasst, die Energie zumindest einer Photovoltaikzelle (66) und / oder zumindest eines Akkumulators (64) als Stromquelle (62) bereitstellt, wobei eine Mehrzahl von Spannungswandlern (68), Ladereglern (70) und Energieüberwachungs- und Energieschalteinrichtungen (72, 74) umfasst sind, um sowohl eine Energieabgabe der Stromquellen (62) als auch Energieaufnahme von Energiesenken (76), insbesondere von Einschubplatinen (14) oder Antriebssystem (16) zu erfassen, zu verteilen und zu regeln.

12. Formationsfähiger Kleinstsatellit (10) nach Anspruch 10 oder 1 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die Grundplatine (48) planar ist und eine I/O-Platine (78) mit zumindest einem analogen und/oder digitalen Interfaceanschluss (82) in die Steckseite (80) der Grundplatine (48) mit einer Mehrzahl von Stecksockeln (54) einsteckbar ist, wobei bevorzugt die Steckseite (80) den Daten- und Energiebus (56) und die Stecksockel (54) umfasst und die Grundplatine seitwärts ausgerichtet zumindest einen Gehäusewandkonnek- tor (58) zur elektrischen Verbindung mit einer Gehäusewand (46) umfasst.

13. Formationsfähiger Kleinstsatellit (10) nach einem der Ansprüche 10 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Einschubplatine (14) zumindest eine Kommunikationsplatine (COMM), eine Rechnerplatine (OBDH), eine Energieversorgungsplatine (EPS), und/oder eine Lageregelungsplatine (ADCS) ist und dass zumindest eine Gehäusewand (46) zumindest eine Photovolta- ikzelle (66) und / oder zumindest eine Magnetfeldspule (38) und oder zumindest einen optischen Sensor (86) und / oder eine Antenne (88) umfasst, und dass der Gehäuserahmen (44) zumindest Teile des Antriebssystems (16), insbesondere zumindest einen FEEP-Antrieb (50) umfasst.

14. Formation (100) aus mehreren Kleinstsatelliten (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass Relativposition und Flugtrajektorie Tk jedes Kleinstsatelliten (10) durch die selbstständig und autark arbeitende Kollisionsvermeidungsvorrichtung (18) veränderbar ist.

15. Formation (100) nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, dass bei Überschreitung einer vorbestimmbaren Abweichung der Flugtrajektorie Tk eines Kleinstsatelliten (10) durch eine Trajektorienkorrektur Tkk von einer Formationstrajektorie Ts eine Einzeltrajektorienkorrektur Tkk des Kleinstsatelliten (10) oder eine Formationstrajektorienkorrektur TSk der weiteren im Formation (100) befindlichen Kleinstsatelliten (10) zur Beibehaltung oder Neuausrichtung der Formationstrajektorie Ts vornehmbar ist, wobei bevorzugt die Kleinsatelliten (10) im bidirektionalen Austausch ihrer Relativlage und/oder ihrer Flugtrajektorie Tk stehen.