[0001] 本发明涉及一种将人造卫星从太空移除或使人造卫星运动至不同的太空轨道的设备。具体地，本发明涉及一种用于以受控制且安全的方式将卫星移除的设备，即，用于将人造卫星或太空交通工具脱离轨道的设备，其中，术语“脱离轨道”的意思是所述人造卫星或太空交通工具从地球大气中的低轨道受控制地且快速地返回至到地球上预先建立的地点。根据另一方面，本发明涉及这样一种设备：该设备能够实现人造卫星或太空交通工具的重新入轨，其中重新入轨指的是所述人造卫星或太空交通工具从它们的轨道受控制地且安全地转移至驻留轨道。

[0002] 更具体地，本发明涉及这样一种设备：该设备用于使人造卫星或太空交通工具运动，和/或在人造卫星或太空交通工具的使用寿命的末尾当人造卫星或太空交通工具出现故障时将人造卫星或太空交通工具从任务轨道移除。

[0003] 另一方面，本发明涉及这样一种设备：该设备能够用作用于改变人造卫星或太空交通工具的轨道位置的后备推进系统。

[0004] 另一方面，本发明涉及一种将太空卫星从其太空轨道移除或使所述卫星运动至不同的太空轨道的方法。更具体地，本发明涉及这样一种方法：该方法通过设置在所述太空卫星或太空交通工具上的独立的运动/移除设备来操作太空卫星或太空交通工具的脱离轨道或重新入轨。

[0005] 出于本发明的目的，术语“人造卫星”、“太空卫星”或“太空交通工具”指的是能够绕轨道运行或从地球大气中的低轨道运动至太空中的人造卫星或交通工具。

[0006] 出于本发明的目的，术语“任务轨道”指的是为了在卫星或太空交通工具停留于太空期间进行所需的操作而对卫星或太空交通工具指定的轨道。

[0007] 出于本发明的目的，术语“低轨道”指的是近地轨道(LEO)，即，距地球表面200千米至2000千米的介于大气与范艾伦辐射带之间的高度处的圆形轨道。

[0008] 出于本发明的目的，术语“高轨道”指的是中度地球轨道(MEO)或地球同步轨道(GSO)或对地静止轨道(GEO)。MEO是距地球表面约10000千米的介于LEO与GEO之间的轨道。GSO是以与地球自转相同周期的轨道周期而围绕地球的轨道。GEO是特定类型的GSO并且是在赤道上方约36000千米的距离处的赤道圆形轨道。

[0009] 出于本发明的目的，术语“驻留轨道”指的是如下轨道：在该轨道处人造卫星或太空交通工具可以停留而不会导致损坏或是占据了对其它人造卫星或太空交通工具来说有用的空间。

[0010] 在1957年发射了第一颗人造卫星。从那以后，已经发射了多于6000颗卫星，这些卫星中目前仅使用800颗。大多数卫星不再继续操作性地围绕地球而绕轨道运行，并且不可能控制这些卫星的轨迹。

[0011] 随着发射的卫星数量的增加，用于将新的卫星定位于轨道中的有效空间随之减少。另外，非操作的和/或不受控制的卫星具有彼此碰撞并且爆炸的较高可能性。

[0012] 这带来了大量问题，这是因为在轨道中大约50％的能够追踪到的物体是由太空中的爆炸或碰撞而产生的。因此，当前存在大约五十万件空间碎片以超过30000千米每小时的速度围绕地球运动，进而污染从科学、技术和商业角度来看最合适的轨道空间。发射至轨道中的每个新的卫星不仅增加太空中的物体的数量，还增加由连续碰撞和爆炸——废气的碎片对碰撞和爆炸负有责任——引起的不受控制的碎片的数量。

[0013] 对于低轨道(LEO)类型，数量快速增长的碎片构成威胁，并且构成了不可轻视的污染源。该轨道区域相对较小并且近于饱和，同时具有碎片与仍然在使用中的太空物体之间的碰撞的极大风险。存在人造卫星严重损坏或甚至人造卫星彻底报废的风险，使得相对应的空间任务的随之失败。这种空间碎片的不受控制的增加能够导致已知的凯斯勒现象，即，当轨道中的碎片达到一定密度时，可能会产生一连串碰撞，这会防止若干代的任何空间有效性或卫星的使用。另外，在卫星上有效的任何轨道控制系统已经用尽其推进剂之后的若干月或若干年中，或是当卫星由于故障而失控时，较低轨道中留下的太空物体返回至地球大气并且落至行星的表面上，这意味着这些太空物体的重新进入是不受控制的，并且因此使任何物体或人类置于风险中。

[0014] 事实上，如果这种碎片在其运动穿过大气时没有完全损毁——可能是个案，这取决于航天器结构中所使用的材料和航天器重新进入的动态——则碎片可能以极大的速度落至地球，这成为了对人类、建筑物或基础设施(例如，储气罐、电力线、核反应堆等)的灾难。即使忽视与物体和人类的任何直接撞击，碎片的不受控制的重新进入也可能是高风险的。事实上，一些卫星可能载有放射性或剧毒性材料(如包含联氨的推进剂)，这会在人口稠密的区域上方散布于大气中。现今，从太空落至地球的物体的数量已经平均为一天一个，且没有人可以预测何时或何地将发生撞击。总而言之，撞击的速度的范围从对于轻重量的物体的30km/h到对于较重的项目的大于300km/h。

[0015] 布置在中度轨道或高轨道(MEO和GEO)中的太空物体没有通过地球大气的上层(外大气层)而减速，所以这些太空物体没有落向地球表面。因此，人造卫星将商业上有用的轨道段占用了非常长的时间。在这些人造卫星的工作寿命的末端——这通常是15年，它们成为了废品并且被不受控制地丢弃，并且这防止了任何其它太空物体在这些人造卫星附近进行定位。考虑到所讨论的轨道的重要性以及有限的有效空间，卫星在其到达其工作寿命的末端之前必须被重新定位到弃用轨道或驻留轨道。这通常是出于太空任务的目而未使用的高轨道。通过使用与轨道机动相同的推进系统——如果这些推进系统载于卫星上——而实现所述卫星重新定位。出于该目的而可以将储存在罐中的推进剂的一部分留出，因此限制了卫星的工作寿命并且牺牲了装载于卫星上的推进剂的一部分以使得能够完成驻留机动。人造远程通讯卫星的重新入轨涉及将该卫星的商业操作中断约6个月。对于具有约一千千克的初始质量和七年任务的卫星来说，这意味着大约10,000,000美元的经济损失。在出现任何问题——例如所使用的推力器出故障、推进剂短缺、缺少适当的推进系统、或是机械故障——的情况下，卫星实际上会永远保持在其位置中，这防止了用新的技术上更先进的卫星来替换该卫星。若干仿真已经估算出：对地静止轨道中的每个人造卫星每年在另一太空物体的约50米的范围内通过，这带来相关的撞击的较高风险。

[0016] “关于由太空物体导致的损害的国际责任的公约”(Convention on International Liability for Damage Caused by Space Objects)建立了以下规则：将物体发射至太空中的任何人均对该物体在太空中以及在地球上造成的任何损坏负有责任。IADC(国际机构太空碎片协调委员会)建立了以下规则：普通的太空交通工具在其工作寿命的末端必须被机动，以便防止其干扰轨道中的其它太空系统，并且在人造卫星于低轨道中运行情况下，必须保证在这些人造卫星的工作寿命的末端的25年内重新进入大气中。

[0017] 一般而言，GEO轨道中的人造卫星为遵守IADC要求而产生的成本总计为人造卫星的总体成本的大约10％至15％。因此，太空碎片对轨道中的科学和商业开发呈现出越来越大的威胁。因此有用的是制造这样一种设备，该设备能够以可靠且受控制的方式将在轨道中的意境达到了其工作寿命的末端的通常的人造卫星和太空物体安全脱离轨道或运动(重新入轨)。

[0018] 存在用于将太空物体脱离轨道或使太空物体运动至驻留轨道的其它已知的设备。这些设备通常包括被动式设备，即，这些设备没有对要运动的物体的正时、轨迹以及最终目的地的控制。

[0019] US 6,655,637描述了一种发射至太空中的设备，该设备可以抓取已经在轨道中的物体并且通过可充气的重新进入模块使这些物体朝向地球而脱离轨道。这通常是具有相当大的尺寸的球形物体，以便确保该物体由于其与大气的残余层的相互作用而被地球吸引。然而，该设备具有以下缺点：必须将要移除的物体携带至大气中而不能够确保该设备在重新进入阶段期间的控制或是确保相关的重新进入次数的任何实质减少。因此，该设备甚至不能确保在“下落”阶段期间所运行的轨道不会将该设备置于与其它卫星碰撞的风险。此外，该设备不能将位于高轨道中的物体移动至驻留轨道中。另一缺点在于：恢复操作要求对每个要移除的物体完成灵敏轨道机动和专用的发射，这使得恢复过程成本高且风险大。

[0020] US 5,120,008描述了一种利用通过透镜的太阳辐射以分解空间碎片的设备。该设备具有以下缺点：该设备仅对以任何方式自发地重新进入大气的小块碎片使用相对较短的时间。另外，该设备必须配备有推力器，推力器可以重新点火以使各块碎片到达轨道中。另一缺点在于：需要布置专用的发射，以到达所确认的碎片必须分解的轨道，在此，再次地使得清理过程成本高且风险大。

[0021] US 4,991,799描述了这样一种设备：该设备包括围绕其自身轴线旋转的航天器，航天器具有多个面板，所述多个面板具有充足的表面区域，当清扫机设备向前运动时，空间碎片应撞向这些表面区域并且保持附接。类似于前述设备，该设备具有以下缺点：需要能够重新点火的推力器以使各块碎片到达轨道中。另一缺点在于：该设备仅对以任何方式自发地重新进入大气的小块碎片使用相对较短的时间。另一缺点在于：需要布置专用的发射，以到达所确认的碎片必须清除的轨道，此处，再次使得清理过程昂贵且危险。

[0022] US 5,082,211描述了一种用于将太空碎片脱离轨道的“拴系的”设备。该设备包括长的缠绕的缆线，该缆线可以在脱离轨道阶段开始时解除缠绕。该方法仅能够应用于位于低轨道中的碎片，并且该方法使用在这些高度处的残余大气以使碎片逐渐减速并且使碎片重新进入大气。然而，该解决方案的主要缺点在于：不可能确保对轨迹或在地球上的撞击的地点的任何控制。另外，用于将电缆解除缠绕和使电缆稳定的操作是极为复杂且成本较高的。

[0023] US 7,093,800描述了这样一种方法：该方法用于通过使用出于脱离轨道目的而装载在卫星上的推进剂的一部分以在卫星工作寿命的末端对卫星进行处理。该方法的主要缺点在于：当到了进行脱离轨道的时间时需要卫星仍然处于良好的工作状态下。该方法也仅对于将配备有燃烧固态推进剂的能够重新点火的推力器的卫星脱离轨道才是可行的。另一缺点源于需要具有大量的推进剂以及燃料罐的内部的额外的体积以用于脱离轨道的机动，从而减小卫星的有用寿命。该系统的可靠性必要地取决于也太推进剂发动机和控制系统的可靠性。

[0024] US 6,629,673描述了一种用于通过乘载的人而使搬运交通工具运动的混合固态燃料推力器。该设备是能够重新点火的，并且通过与设备连接的航天器进行控制。该推力器使得能够实现紧急位移，但推力器的控制需要使要运动的交通工具及其控制系统具有适当的功能性。

[0025] CN 201165916U描述了一种通过使用一组四个固态推进剂发动机以进行轨道转换的方法。这些设备的主要缺点在于：这些设备缺乏自主性，这是由于这些设备必须由与其相关联的太空交通工具控制，因此这些设备的可靠性取决于太空交通工具。

[0026] US 6,024,328描述了一种通过液态二元推进剂推力器来控制卫星的方法。该系统需要推进剂的罐、以及阀和其它部件，其中罐优选为用于加压气体——加压气体用于将燃料和氧化剂驱动至燃烧室——的密封罐。系统中的部件的数量导致其整体可靠性的降低，并且进一步增加了必须发射的质量，并且因此增加了所涉及的成本。另一缺点在于必须脱离轨道的航天器内部所占用的空间增加。

[0027] 在用于将太空物体脱离轨道的非专利文献中描述了其它已知的设备和方法。

[0028] Janosky R. 等 人 的“End-Of-Life De-Orbiting Strategies forSatellites”(用于卫星的寿命末端脱离轨道技术)，DGLR Jahrbuch 2002，1-10,Deutscher Luft und Raumfahrtkongress，Stuttgart，23-26Dept.2002描述了一种用于将卫星脱离轨道的方法。该文献提供了适于将卫星脱离轨道的不同类型的推进装置的综述。具体地，该文献指出：对脱离轨道进行操作的最适合的推进系统是固态推进剂推进装置。然而，该文献没有描述系统工作的方式或系统应当构造的方式。此外，该方法被描述成仅对在LEO轨道中工作的卫星的脱离轨道进行操作。将推进装置描述成卫星的一部分或描述成与卫星自身的推进装置相同的推进装置，因此没有将该推进装置描述成相对于卫星自主的脱离轨道设备。

[0029] Schonenborg R. 的“Solid Propellant De-orbiting for Constellation thSatellites”(用于将星座卫星脱离轨道的固态推进剂)，Proceedings of the4 International Spacecraft Propulsion Conference(ESA SP-55)(第四届国际航天器推进会议(ESA SP-55)的会议录)，2004年6月2日至9日，Chia Laguna(Cagliari)描述了对设置有固态推进剂推进装置的脱离轨道系统的使用。该论文描述了在铱星卫星中的固态推进剂推进装置的使用和定位。该系统的最相关的缺点涉及与卫星的连接，该连接不允许在推进器点火时对脱离轨道过程进行控制。

[0030] 因此，尽管已知的设备采用包括能够用于脱离轨道目的的推进系统的解决方案，但是这些设备不能确保具有成本效益且真实可靠的操作，或是当起动这些设备时这些设备不能控制脱离轨道/重新入轨操作。事实上，所描述的设备和方法没有真正地涉及自主的脱离轨道/重新入轨设备，并且因此，没有公开所述设备与要重新入轨/脱离轨道的卫星之间的相互作用。此外，这些设备需要特别的发射以确认要脱离轨道的物体，这增加了这些操作中所涉及的成本。另外，这些设备包括大量部件，在这些部件之间进行复杂的相互作用，这意味着系统的实际整体可靠性急剧降低。

[0031] 因此，需要一种用于将在太空中绕轨道运行的物体移除的设备和方法，其中该设备相对于所述物体是自主的但是与所述物体联接。

[0032] 还需要一种能够保证所述的移除所涉及的操作具有经济性的设备和方法。

[0033] 所期望的是，所述设备和方法能够在要移除的太空物体的整个任务期间保持高度的可靠性。

[0034] 还期望的是，所述设备和方法能够独立地操作、同时不需要与要移除的太空物体相互作用。

[0035] 还期望的是，所述设备和方法能够确保要移除的物体以安全且受控制的方式从该物体的轨道移除。

[0036] 在以上技术目标的背景下，本发明的一个目的是提供一种自主设备“该自主设备能够将由不再使用的诸如人造卫星之类的物体在太空中绕轨道运行而产生的缺点最小化或消除。

[0037] 本发明的另一目的是提供一种自主设备：该自主设备能够贯穿其生命周期而确保具有高度可可靠性，从而确保其在任何时刻具有合适的操作。

[0038] 形成了上述目标的一部分的另一目的是提供一种自主设备：该自主设备包括最小量的部件，并且因此带来了有限的制造成本和组装成本。此外，本发明的另一目的是提供一种设备：该设备能够以安全且受控制的方式完成将物体从该物体的轨道移除的过程。

[0039] 出于本发明的目的，术语“自主”指的是一种设备：该设备与要运动或移除的卫星联接但是该设备自主工作而不需要使用卫星的任何系统以进行卫星的脱离轨道/重新入轨操作。

[0040] 此外，本发明的另一目的涉及一种方法：该方法用于通过与卫星本身联接的独立的运动/移除设备以远程的方式将太空卫星从卫星的太空轨道移除或使所述卫星运动至不同的太空轨道。

[0041] 通过根据本发明的设备来实现以上目的。具体地，通过下述设备实现以上目标：该设备在发射之前联接至太空卫星，以通过远程控制装置或通过所述设备将所述卫星从太空移除或使所述卫星运动至不同的太空轨道中，其特征在于，所述设备相对于所述卫星和所述远程控制装置独立，所述设备包括：

[0042] -所述设备的星载控制装置；

[0043] -与星载控制装置操作性地连接的、用于接收来自所述远程控制装置或来自用于发出控制信号的装置的控制信号从而起动运动/移除次序的装置；

[0044] -推进装置，推进装置与星载控制装置操作性地连接，当接收到所述控制信号时，通过所述星载控制装置将所述推进装置起动，以将所述卫星从太空移除至预先限定的地球区域中，或使所述卫星运动至预先限定的不同太空轨道中；

[0045] -用于所述设备的电能供给装置，电能供给装置使所述设备独立于所述卫星；

[0046] -所述设备的发射前机械联接装置，发射前机械联接装置将所述设备在发射前机械地联接至所述卫星；

[0047] -与所述星载控制装置操作性地连接的用于减轻推力矢量的偏差的装置。

[0048] 出于本发明的目的，术语“远程控制装置”指的是能够将控制信号发送至设备的软件和/或硬件装置。所述软件和硬件应当是另一航天器或轨道空间站或是位于地球上的控制站的一部分。

[0049] 通过上述特性，根据本发明的设备可以相对于与该设备相关联的卫星及该卫星的寿命状态以独立的方式实现与该设备相关联卫星的脱离轨道或重新入轨。还可以通过从另一航天器或轨道空间站或是从位于地球上的控制站传送的远程控制装置来对所述脱离轨道或重新入轨进行远程控制。设备的星载控制装置以几个简单的步骤来实现脱离轨道或重新入轨过程。

[0050] 设备与卫星的同步移位使得设备在与该设备联接的卫星的任务的末尾能够适当地处理该卫星。具体地，通过将卫星从卫星的操作轨道移除或通过使卫星朝向地球脱离轨道来实现所述处理过程。当接收到必要的控制信号时，根据本发明的设备能够清理由与设备相关联的卫星先前占据的轨道的空间，并且从而防止与在附近绕轨道运行的其它卫星或航天器进行干扰。具体地，通过确认卫星将会撞击的预先限定的安全地球区域，以安全且受控制的方式实现了重新进入过程，从而避免由于与地球上的人或财产或与在附近绕轨道运行的其它太空物体碰撞和撞击而导致的任何损害。

[0051] 减轻推力矢量的偏差的装置允许了在推进器点火时在不使用属于卫星的系统的情况下对脱离轨道/重新入轨的轨迹进行控制。具体地，通过减轻偏差，可以仅将设备点火一次同时不需要将推进器重新点火，以控制设备和卫星的轨迹。

[0052] 优选地，该设备包括与用于减轻偏差的装置操作性地联接的用于检测和/或控制卫星的姿态的装置。更优选地，用于减轻偏差的装置包括用于主动和/或被动控制推力矢量的装置，这种主动控制和/或被动控制实现所述推力矢量的对准。

[0053] 以这种方式，在该设备的推进期间，该设备控制卫星的姿态和/或推力矢量和/或偏差，以允许卫星按所计算地在地球上的预先限定的轨迹上或新的轨道上运动。具体地，所述控制和对准允许了将必要的推进剂最小化。

[0054] 优选地，用于对推力矢量进行主动和/或被动控制的装置实现卫星与设备之间的可调节的和/或移动的连接，从而实现推力矢量的对准。以这种方式，偏差的控制不涉及推进装置，并且能够简单地且经济地完成推力矢量的对准。

[0055] 优选地，用于检测和/或控制卫星的姿态的装置与星载控制装置操作性地连接，并且在起动推进装置时实现设备的和卫星的方向控制。以这种方式，设备具有对轨迹的主动控制，以允许设备安全地且以少量的步骤来完成脱离轨道/重新入轨操作。

[0056] 优选地，设备包括安全点火装置，安全点火装置与星载控制装置操作性地连接，以接收点火控制信号并且操作推进装置的点火。以这种方式，只有在设备接收到安全信号时，才能够进行设备的点火，因此防止了设备系统中的自发点火或未授权的侵入。

[0057] 优选地，设备包括与星载控制装置操作性地连接的远程通讯装置，以用于接收来自设备的数据和/或将来自设备的数据发送至远程控制装置；远程通讯装置包括至少用于接收控制信号的装置和/或至少用于传送数据的装置。

[0058] 优选地，星载控制装置包括用于发出预先编程的控制信号的装置和/或用于计算要发送至用于接收控制信号的装置的所述控制信号的装置。以这种方式，能够将该设备设定在通过设备自身而开始点火次序的自主操作中。

[0059] 优选地，设备包括与星载控制装置操作性地连接的第一传感器装置，以用于检测位于围绕设备和/或卫星而限定的安全区域内的其它物体。

[0060] 更优选地，设备包括与星载控制装置操作性地连接的第二传感器装置，以用于检测设备和/或卫星上的撞击损害。更优选地，该设备包括与星载控制装置操作性地连接的第三传感器装置，以用于检测卫星的故障。

[0061] 更优选地，设备包括与星载控制装置操作性地连接的第四传感器装置以用于检测设备随着时间的定向和/或用于检测设备的轨道和/或用于检测设备的空间位置。

[0062] 优选地，设备包括与星载控制装置操作性地连接的与卫星通讯的装置；通讯装置向设备通讯卫星故障和/或通讯控制信号。

[0063] 更优选地，设备包括与星载控制装置操作性地连接的、用于监测设备自身的状态并且用于将所述状态发送至远程控制装置的装置。以这种方式，设备包括能够检测设备自身的或与设备相关联的人造卫星的操作中的任何异常的装置和传感器，这有利地使得设备能够处理再无可能重新进入的故障卫星。

[0064] 在卫星于其工作寿命期间严重受损的情况下，根据本发明的设备使得受损卫星能够运动至驻留轨道中，或使得重新进入地球大气，从而极大地降低了与其它卫星碰撞的风险。

[0065] 如果任何其它(甚至是之前未知的)物体进入距卫星的给定的安全距离内，则接近传感器避免与任何其它(甚至先前未知的)物体的碰撞。因此，根据本发明的设备消除了卫星在其寿命周期期间在轨道中与其它未知物体意外碰撞的风险。

[0066] 优选地，电能供应装置包括至少可重复充电的电源。以这种方式，即使在卫星出现故障或设备的动力供应装置的电源出现故障情况下，设备仍然具有相对于卫星独立的能量。

[0067] 优选地，联接装置实现卫星与设备之间的可调节的连接。更优选地，联接装置包括对推力矢量的主动和/或被动控制，以实现卫星与设备之间的所述可调节和/或移动的连接，以用于使推力矢量对准。以这种方式，还能够使用被动式控制装置来处理偏差，同时不需要使用任何辅助发动机来在运动期间对设备进行控制并使设备对准。

[0068] 优选地，推进装置包括至少固态推进剂发动机和至少用于固态推进剂发动机的点火器；所述点火器与星载控制装置操作性地连接以用于接收点火时刻。更优选地，推进装置包括设置有固态推进剂的一个或更多个独立的燃料箱或填料。

[0069] 可替代地，推进装置包括混合推进装置或胶态推进剂推进装置。

[0070] 通过根据本发明的方法也能够实现上述目的。具体地，通过以下方法来实现以上目的：该方法通过远程控制装置或通过独立的运动/移除设备将设置有该独立的运动/移除设备的太空卫星从该卫星的空间轨道移除或使所述卫星运动到不同的太空轨道，该方法的特征在于包括至少以下步骤：

[0071] -通过所述远程控制装置或通过所述设备分别计算导致撞击地球区域的所期望的新的太空轨道或所期望的轨迹；

[0072] -通过远程控制装置或通过所述设备基于卫星的实际轨道来计算起动运动/移除设备以获得所期望的新轨道或轨迹的时刻；

[0073] -将控制信号从所述远程控制装置发送至所述运动/移除设备，或通过所述设备开始脱离轨道/重新入轨过程，以使卫星在所计算出的新轨道或轨迹中运动；以及[0074] -当运动/移除设备接收到控制信号时，在所计算出的时刻将运动/移除设备的推进装置点火。

[0075] 通过上述特性，根据本发明的方法允许了通过相关联的自主设备来实施将卫星脱离轨道/重新入轨的行为。所述方法通过“事先”计算地球上的安全撞击区域或计算新的空间轨道以允许对卫星进行简单且受控制的脱离轨道/重新入轨。

[0076] 优选地，该方法还包括以下步骤：将安全信号从所述远程控制装置的安全信号发送至所述运动/移除设备的所述用于接收控制信号的装置，以在发送所述控制信号从而使所述卫星运动至所述经计算的新轨道或轨迹之前起动操作状态。

[0077] 以这种方式，仅当安全信号发送至设备时，才能够开始脱离轨道/重新入轨操作，从而防止设备上的自发点火或未授权的侵入。

[0078] 本发明的另外的特征和优点将通过对优选实施方式的以下描述而变得清楚，在附图中示出了优选实施方式的非限制性示例，在附图中：

[0079] 图1是用于卫星的轨道的类型和由根据本发明的设备所采用的脱离轨道方法的示意性表示；

[0080] 图2是根据本发明的设备的第一实施方式的示意性横截面图；

[0081] 图3是根据本发明的包括可调节的机械联接装置的设备的第二实施方式的示意性横截面图；

[0082] 图4是图3中的设备的可调节的机械联接装置的示意性横截面图；

[0083] 图5是根据本发明的设备的另一实施方式的可调节的机械界面的主动控制的版本的示意图；

[0084] 图6是根据本发明的设备的另一实施方式的可调节的机械界面的主动控制的版本的示意图；

[0085] 图7是根据本发明的设备的另一实施方式的可调节的机械界面的主动控制的版本的示意图；

[0086] 图8是根据本发明的设备的另一实施方式的可调节的机械界面的主动控制的版本的示意图；

[0087] 图9是根据本发明的设备的另一实施方式的可调节的机械界面的主动控制的版本的示意图；

[0088] 图10是图9的可调节的机械界面中所使用的细节的示意图；

[0089] 图11是图10中示出的装置中所使用的当在闭合位置时阻止流体的任何流出的阀的示意图；

[0090] 图12是图10中示出的装置中所使用的当在打开位置时使得流体能够横向流出的阀的示意图；

[0091] 图13是根据本发明的包括用于减轻推力矢量的任何偏差的装置的设备的又一实施方式的示意性横截面图；

[0092] 图14是图13中的设备的示意性俯视图；

[0093] 图15是根据本发明的包括用于减轻推力矢量的任何偏差的装置的设备的又一实施方式的示意性横截面图；

[0094] 图16是地球上的站与根据本发明的用于其远程控制的设备之间的控制信号和/或信息的交换的示意性表示；

[0095] 图17示出了根据本发明的设备的基本操作的控制的流程图；

[0096] 图18示出了关于图17中的表示的控制的扩展流程图；

[0097] 图19示出了关于图18中的表示的控制的扩展流程图；

[0098] 图20示出了关于图19中的表示的控制的扩展流程图；

[0099] 图21示出了混合推进发动机；以及

[0100] 图22示出了胶态推进剂发动机。

[0101] 在下面的描述中详细描述了根据本发明的设备。

[0102] 图1示意性地示出了根据本发明的、与围绕诸如地球之类的天体1绕行的两个不同类型的卫星20’、20”相关联的设备。具体地，卫星20’在低轨道(LEO)2中操作，并且必须在给定的空间和时间脱离轨道窗口内朝向地球表面脱离轨道。在脱离轨道过程期间，设备-卫星系统的位置和定向必须确保当启动根据本发明的设备时系统安全且受控制地重新进入。相反地，第二卫星20”在高轨道(MEO或GEO)3中操作。这例如是具有高附加价值的卫星的情况，例如地球同步通讯卫星或科学卫星。该卫星相反地将朝向设置成比该卫星的任务轨道更远的驻留轨道4脱离轨道，并且以避免干扰其它卫星或航天器的方式来实施该过程。

[0103] 下面参照上面提到的图2来描述根据本发明的设备10的第一实施方式。

[0104] 设备10包括容器壳体110，容器壳体110优选为圆筒形成形并且由金属材料或复合材料制成。用于该目的的金属材料优选为铝或钢，但是其它金属材料也可以是合适的。壳体110优选为由三部分制成，这三部分包括：凸面形或半球形的头部部分112、圆筒形的中心部分114、以及平坦的端子部分116，其中端子部分116也可以制成为凸面形的形状。这些部分可以通过铣削、车削和/或剪切旋压工艺而独立地制造，然后优选地通过焊接——例如环缝激光焊接或电子束焊接——而结合在一起。还可能的是，通过诸如螺栓凸缘、螺钉结合件或粘性结合件之类的机械结合件或是任何其它联接方法将这三部分结合在一起。如果用于推进装置的推进剂填料胶合至壳体110，则倒入中心部分114中的推进剂固化，从而如下所述地将头部部分112和端子部分116结合到中心部分114。优选地通过相同的焊接结合件或借助于弹性衬垫(lining)而确保各部段的紧密性。可替代地，可以以单个球形容器(未示出)的形式制造头部部分和中心部分。复合材料的使用使得能够配备重量较轻的壳体110，但是由于例如辐射，这些材料通常在真空条件下以及在太空中具有较短的工作寿命，因此这些材料应受到保护。

[0105] 设备10还包括推进装置，该推进装置的形式为一个或更多个固态推进剂发动机，固态推进剂引擎各自优选为配备了设置有固态推进剂的一个或更多个独立的燃料箱。这些发动机包括固态推进剂的至少一个适当成形的填料212、至少一个燃烧室214、以及用于所述固态推进剂的至少一个点火器216。这些推进装置还包括用于排放燃烧气体的至少一个排气喷嘴218，该排气喷嘴218优选为安装成面向与轨道速度矢量相反的方向。推进装置的上述部件封闭在总体呈圆筒形的容器中，该圆筒形容器还容纳有推进剂的填料212，如下面更详细地说明的，由一层衬垫将推进剂的填料212与圆筒形容器分隔开。在所述实施方式中，所述容器与用于设备本身的壳体110一致。可替代地，设备的推进装置可以是如图21所示的一个或更多个混合推进装置的形式。

[0106] 混合推进装置包括火箭发动机，该火箭发动机使用不同形式——例如固态和气态形式、固态和液态形式、或是固态和胶态形式——的推进剂的混合物。发动机包括与独立的燃烧室214’连接的箱体213’，其中箱体213’容纳气态或液态或胶态的推进剂，燃烧室214’容纳固态推进剂并且设置有点火器216’。箱体213’与燃烧室214’之间的连接通过一个或更多个阀111’来完成，其中一个或更多个阀111’控制推进剂从箱体213’的喷射器112’至燃烧室214’的流动。此外，发动机包括收敛-扩散地成形的用于排放燃烧气体的排气喷嘴218’，该排气喷嘴218’优选为安装成面向轨道速度矢量的相反方向，从而将所述热气体转换成推力。可以将用于非固态推进剂的箱体213’增压以便于流动运动。

[0107] 与固态推进剂发动机相比，混合发动机具有优异的性能、更为安全，这是由于燃料和氧化剂存储在不同的箱体中并且可以在停止后多次地重新点燃，从而调节推力。借助于该发动机，设备通过实现一个或更多个轨道机动从而将推力偏差或轨迹误差最小化。可替代地，如图22所示，设备的推进装置可以是一个或更多个胶态推进剂推进装置的形式。

[0108] 胶态推进剂推进装置包括使用液态二元推进剂的火箭发动机，在该火箭发动机中燃料和氧化剂呈胶态。发动机包括容纳胶态燃料的第一箱体212”和容纳胶态氧化剂的第二箱体213”。如图22所示，第二箱体213”容置在设备的中心部分中，并且第一箱体212”包围第二箱体213”。还能够将燃料和氧化剂作为胶态混合物在单个容器中一起存储。发动机包括独立的燃烧室214”，燃烧室214”通过一个或更多个阀110”、111”与箱体212”、213”连接，其中一个或更多个阀110”、111”控制胶态推进剂从箱体212”、213”的喷射器112”至燃烧室214”的流动。另外，发动机包括用于排放燃烧气体的收敛-扩散地成形的排气喷嘴218”，该排气喷嘴218”优选为安装成面向轨道速度矢量的相反方向，从而将所述热气体转换成推力。可以将用于胶态推进剂的箱体212”、213”增压以便于流动运动。

[0109] 相对于固态推进剂发动机，混合发动机可以在停止之后多次重新点火，从而调解推力。借助于该发动机，设备通过实现一个或更多个轨道机动将推力偏差或轨迹误差最小化。

[0110] 设备还可以包括安全点火装置，该安全点火装置与星载控制装置操作性地连接，以接收点火控制信号并且操作推进装置的点火。具体地，所述安全点火装置可以是推进装置的一部分，该部分作为结合在点火器中的安全和点火单元(SIU)。

[0111] 在该实施方式中，点火器216以及由此任何安全和点火单元与下文描述的星载控制装置操作性地连接，以接收点火信号。所述信号可以处于加密模式以确保传输并且防止反入侵和未授权的点火。点火器216将高能材料的填料容纳于合适形状(优选为圆筒形)的容器内部。在该实施方式——该实施方式包括固态推进剂推进装置——中，该容器在固态推进剂的主要填料的方向上具有开口。在此处所述的实施方式中，点火器216插入到推进剂的填料212中的圆筒形孔中。当启动点火器216时，该开口使得燃烧产物能够与推进剂212的主要填料接触并且因此点火。该开口优选为呈圆形、通过普通的金属箔密封、并且被设计成一旦已经启动点火器216则迅速扩大。点火器216内部的填料可以包括不同类型的已知的混合物，以用于产生热气体和大量的炽热金属氧化物颗粒，大量的炽热金属氧化物颗粒相应地能够在其落在主填充量的固态推进剂212上时将主填充量的固态推进剂212点燃。通常可以使用硼-钾硝酸盐或硝酸钾的混合物或是烟火填料，可选地添加有一定填充量的常规的固态推进剂以作为后备填料。该填料可以是具有中心穿孔的圆筒，或简单地是推进剂的圆筒件，或该填料可以包括多个小的推进剂件，使得这些小的推进剂件所带来的更大的燃烧表面面积降低了点火器的总的燃烧时间。如果点火器216仅容纳烟火混合物，则烟火混合物是容纳于点火器内部的全部物质。另一方面，如果还存在备用的填料，则该填料和烟火混合物通过较薄的膜而在点火器216内部保持分离。当烟火混合物被点燃时，该膜破裂，以促进备用填料的点火且促进将点火器216的开口覆盖的箔的破裂。这将燃烧产物从点火器216朝向主填充量的推进剂212释放。烟火混合物可以是粒状的或小片状的，这取决于设备10的尺寸。用于点火器216的容器与主填料的轴线对准，并且设计成使得当启动点火器216时点火器216不能爆炸。点火器优选为通过诸如螺钉连接件之类的结合件与联接壳体110的头部部分112联接，结合部通过弹性O形圈类型的衬垫或是例如借助于粘合剂来密封。可替代地，根据以上描述的点火器216还可以直接插入于填料212中的中心孔中。

[0112] 通过与安全和点火单元(未示出)操作性地连接的星载控制装置所产生的电气信号将安全和点火单元(未示出)启动，并且安全和点火单元(未示出)用于启动点火器216。SIU单元可以包括在线式高电压点火器、离线式低电压点火器、或是在线式低电压点火器。在装配有在线式高电压点火器的SIU中，用于点火的冲量通过爆炸箔起爆器或冲击片雷管而直接传递至点火器216的填料，其中爆炸箔起爆器或冲击片雷管结合在点火器216中的烟火填料中或定位在烟火填料附近。这些机构在文献中已被熟知。具有离线低电压点火器的单元包括浸置于少量的烟火混合物中的电缆，该烟火混合物等同于或类似于点火器
216的烟火混合物。该混合物被封装和密封。点火器通过电气过滤器而不受任何电磁干扰的影响。点火器的电子器件还可以包括用于测试爆炸箔起爆器或低电压点火器的状态的集成测试电路。可替代地，如果离线低电压点火器所容置的活塞运动并且例如通过将动程端部盘打碎或通过挤压按钮而改变电路的状态，则通过离线低电压点火器可以检测到意外引爆的状态。通过添加一个或更多个晶体管，能够使SIU甚至更安全。具体地，仅在通过由电气断开且完全独立的电子板产生的独立信号而启动晶体管的情况下，由星载控制装置发送的引爆和点火信号是真正地传送到了点火器216的活性部件(电容器或爆炸箔起爆器或是低电压点火器的电气填料)。

[0113] 如前所述，第一实施方式中的推进剂填料212(图2中示出)优选为附接至壳体110。可替代地，推进装置包括设置有固态推进剂的一个或更多个独立的燃料箱。所述独立的燃料箱优选为也附接至壳体110。所述推进剂填料212还可以通过膜而分隔成两个不同的部段，以便传递双冲量。因此，由第一填料产生的气体直接穿过喷嘴218释放，而由第二填料产生的气体穿过导管(未示出)到达喷嘴218，其中导管由诸如二氧化硅增强酚醛树脂之类的一层烧蚀材料来保护。两份填料的燃烧空间由防止其同时点火的膜分隔开。因此，第二填料由另外的点火器(未示出)点燃。固态推进剂的构成和颗粒的形状必须具有如下特性，该特性确保固态推进剂填充有效空间并且使具体的冲量最大化，而同时几乎不受压力影响。具体地，填料的形状和所使用的推进剂的构成必须使其性能最大化并且使其质量和体积最小化，同时满足必要的可靠性要求。固态推进剂填料212还可以具有减面燃烧特征，从而在点火之后立即消耗大部分推进剂并且之后尽可能少地消耗推进剂。受到来自卫星20’、20”和装置10与卫星20’、20”之间的稍后要描述的机械联接界面的最大推力需求的影响，燃烧率必须尽可能地高。如果填料插入在燃料箱中，则将推进剂倾入至橡胶容器中，橡胶容器又附接至壳体110。如果如图2中的第一实施方式所述地将推进剂直接倾入至壳体110中，则之后推进剂212的填料通过一层衬垫附接至壳体110，其中衬垫也就是由于推进剂212相同的粘合剂制成的弹性体并且包括诸如炭黑之类的填充物。衬垫通过过量的网状媒质和联接媒质而粘合至推进剂填料212。推进剂填料212的长度与直径的比率通常很小，以使设备10的总长度最小化。

[0114] 如前所述，燃烧产物穿过作为壳体110的整体部分的排气喷嘴218而释放，从而获得必要的推力。在图2中示出的第一实施方式中，该喷嘴具有收敛-扩散的形状并且由金属或陶器材料制成，这取决于制造喷嘴所附接至的壳体110所使用的材料。喷嘴218可以至少部分地嵌入在壳体110中，以减小设备10的尺寸。由金属材料(例如，铝、钢等)制成的喷嘴可以通过适当的烧蚀材料层——例如二氧化硅增强酚醛树脂或其它已知的组合物——而受保护以免受由燃烧过程产生的热气的损害。如果燃烧时间有限，则这种保护可以是不必要的。陶器喷嘴可以由整体式的陶器材料制成，或是由经包括长纤维的或短纤维的复合材料增强的陶器材料制成。优选的是，陶器喷嘴由“碳-碳”(含碳基质中的碳纤维)或C-SiC(碳化硅基质中的碳纤维)或者甚至由C-C/SiC(碳-碳/碳化硅)陶器材料制成。喷嘴218中的通道的直径足够宽以产生强大推力，并且驱散相当大的气流，从而使总的燃烧时间最小化。在第一实施方式中，喷嘴218通过螺栓218’、218”附接至壳体110的端子部分116。可替代地，喷嘴218布置在特设容器的内部，该特设容器以某种方式螺接或附接至推进装置的壳体110。或者，喷嘴218可以直接附接至壳体110，或通过结合于喷嘴218的形状中的凸缘来安装。在所述实施方式中，收敛-扩散喷嘴218连接至用作燃烧室的壳体110。

[0115] 喷嘴218还配有环境密封部(未示出)，环境密封部包括将喷嘴覆盖的膜，环境密封部使固态推进剂填料212与外部环境分离。这避免了由湿度而对位于从制造区域至发射区域的过度区域中的固态推进剂进行的任何污染，或是避免了诸如推进剂的增塑剂之类的挥发性物质的任何损失。膜优选为由金属或塑料制成，并且使用螺钉焊接至金属环或粘在金属环上。该环通过诸如O形环之类的弹性衬垫密封，或者焊接或粘接至喷嘴218。密封部具有热防护层，以避免在外部环境与设备10的内部之间的任何过余的热能传递。膜优选为刻有十字成形的图案，使得当设备10点火时该膜能够打开。这使得膜的开口能够具有四个相等尺寸的部段，然而同时膜保持与环联接，且因此与喷嘴218，从而避免通过另外的碎片对太空的任何进一步污染。可替代地，在环的圆周附近可以使膜变弱，并且膜通过链条或线附接至喷嘴218的外部。在这两种情况下，环境密封部的部件被释放到太空中的风险得以避免或最小化，从而防止进一步的轨道污染。

[0116] 推进装置与对设备10进行服务的星载控制装置(图中未示出)操作性地连接，星载控制装置优选为包括电子控制器，该电子控制器设计成不受太空中出现的电磁干扰或辐射的影响的电子控制器。在此处所述的实施方式中，星载控制装置具体包括装配有微控制器的电子板、用于与其它装置——包括与设备10操作性地连接的装置——连接的电子和/或电气界面。具体地，星载控制装置将指令发送至设备10中的所述装置和/或接收来自设备10中的所述装置的信息。这些星载控制装置还允许设备10独立于要脱离轨道/重新入轨的卫星20’、20”。本实施方式中的星载控制装置的另一功能是管理并处理与地球上或其它太空交通工具上的站点处的接收-传递设备交换的控制和信号。与推进装置相关联地，星载控制装置实现设备10的待爆和点火，从而能够起动SIU，并且因此还起动推进装置或更具体地起动点火器216。

[0117] 如下文详细说明的，星载控制装置的另一目的是：在已经通过合适的传感器记录数据的情况下，通过远程通讯单元将关于设备10和/或卫星20’、20”的操作状态的所述数据发送至地球或发送至另一太空交通工具，或发送至与设备10联接的卫星20’、20”。

[0118] 用于接收控制信号的装置(未示出)包括一个或更多个低增益或高增益天线以及位于天线与同天线操作性地连接的星载控制装置之间的电气和/或电子界面。用于接收控制信号的这些装置优选为是与星载控制装置操作性地连接的远程通讯装置(未示出)的部件。具体地，在所述实施方式中，远程通讯装置还包括用于传递数据的另外的装置，所述另外的装置包括用于发送信号的至少一个发送器天线和用于接收信号的适当的设备。通讯结果优选为通过使用适当的通讯带宽而与地球上的接收器站或与位于太空中的另一交通工具直接交换。如下所述，该通讯使得设备10和/或相关联的卫星20’、20”的状态能够被验证。通讯通道还使得能够对要发送的信号——该信号例如涉及设备的有效待爆或点火——进行确认。发送至远程通讯装置的信号以及从远程通讯装置发送的信号——该信号来自地球或来自太空——具有如下传递特性：该传递特性设计成使远程通讯装置的质量和体积最小化。远程通讯装置还被设计成不受存在于太空中的电磁干扰和辐射的影响。

[0119] 用于设备10的电能供应装置(未示出)优选为包括连接在一起的一个或更多个可再充电或不可再充电的主电池，从而提供足够的动力以在必要时将设备10点火。所传递的动力还必须能够在其整个工作寿命中维持设备10的其它部件。如果电池是可再充电式，那么电池可以由与设备10连接的卫星20’、20”直接再充电，只要电池与卫星20’、20”之间存在电气连接即可。在优选实施方式中，通过使用适于在太空中操作的任何形式的发电技术——例如光电池技术——能够将这些电池再充电。还可以通过利用行星的磁场或利用能量采集设备——该能量采集设备依赖于例如设备10上的两点之间(例如，暴露于太阳的点与背光处的一点之间)的温差——将这些电池再充电。这些电能供应装置还被设计成不受存在于太空中的电磁干扰和辐射的影响。电能供应装置与星载控制装置操作性地连接并受星载控制装置控制，电能供应装置还向星载控制装置传递电力供应。

[0120] 机械联接装置310在卫星20’、20”发射之前将所述设备10联接至卫星20’、20”。在该实施方式中，通过机械界面平台实现了所述的至卫星的联接。该机械联接在发射之前完成，也就是在卫星处于服务状态之前完成。因此当出于使设备-卫星系统脱离轨道/重新入轨的目的而起动设备10时，机械联接装置310使得卫星20’、20”和设备10能够同时移位。

[0121] 在图2中示出的第一实施方式中，机械联接装置310包括位于设备10与卫星20’、20”之间的、相对于设备10的头部部分112中央定位的单个固定结合部。

[0122] 设备10还配备有热保护装置。在所述实施方式中，这些热保护装置包括被动热绝缘部以限制设备10的最关键的部件中的温度变化，并且确保较低的温度梯度。这是因为例如高温会加速推进剂和衬垫的化学老化。另一方面，低温热循环导致推进剂中产生应力和张力，从而对推进剂所占的空间产生负面影响，并且因此还对其性能产生负面影响。因此，对推进剂填料在轨道中可以达到的最低温度进行的限制会带来推进剂填料的性能的改进。对于推进剂，最低可容许温度与推进剂的玻璃软化温度大体一致(对于羟基封端的聚丁二烯[HTPB]推进剂，最低温度不应当下降到﹣60℃或﹣80℃以下，这取决于冷却速率)。最高可容许温度是推进剂开始过快地化学劣化或甚至点燃的温度(最高温度不应当超过70℃或80℃)。也需要热绝缘的其它部件是电子单元以及包括电能供应装置的元件。热绝缘系统优选为包括多层绝缘体(MLI)，即包含于金属箔、特别着色的涂层、或是其它被动式或主动式系统的内部的绝缘材料层。如稍后要描述的，被动式热绝缘对于确保推进剂填料和任何较小的辅助性不可重复使用的火箭中的均匀温度是至关重要的。更优选的是，可以通过将一层高导电材料插入于若干绝缘层下方而进行绝缘。在本实施方式中，当被动式绝缘不足以控制设备10的电子器件以及设备10的电能供给装置中的温度差时，优选为使用进一步的主动式热绝缘来保护设备10的电子器件以及设备10的电能供给装置。可替代地，如果对于设备10的部件的热保护来说被动式系统变得不必要，则可能的是单独使用这种主动式系统。另外，如果卫星20’、20”配备有热保护，则能够利用设备10来实施动作及配合，以遏制设备10中的温度变化。

[0123] 在将设备10组装于卫星20’、20”上期间，在将推力矢量相对于主惯性轴线——主惯性轴线通过设备-卫星系统的质量中心——对准的过程中可能会出现较小的误差。系统的重心还可能在卫星20’、20”的工作寿命期间不受控制地变化(例如，由于卫星20’、20”的故障)，从而造成对于设备10的有效操作的过大的推力矢量对准误差。为了防止该情形，设备配备有与星载控制装置操作性连接的装置，以减轻推力矢量的偏差。具体地，如下文在另外的实施方式中所描述的，所述用于减轻偏差的装置可以包括用于主动控制和/或被动控制推力矢量的装置，其中这种主动控制/被动控制会实现推力矢量的对准。

[0124] 设备还可以包括用于检测和/控制与设备联接的卫星的姿态的装置，该装置与用于减轻偏差的装置操作性地连接。另外，所述用于检测和/控制卫星的装置与星载控制装置操作性地连接，并且在启动推进装置时实现设备和卫星的方向控制。

[0125] 在下述实施方式中使用了用于主动式/被动式控制推力矢量的、带来卫星与设备之间的可调节和/或移动的连接的装置。在该实施方式中，被动式或主动式可调节机械界面实现推力矢量的对准。

[0126] 在图3中示出的第二实施方式中，设备20同上文对第一实施方式描述一样，但是设备20还包括用于与卫星20’、20”机械联接的可调节装置320。这些机械联接装置320带来卫星20’、20”与设备20之间的可调节和/或移动的连接。这使得在系统的组装和/或被动式控制期间能够进行设备20的定向的调节，以将推力方向与卫星20’、20”的质量中心的方向对准，可能的是当所述对准结束时进行锁定。

[0127] 根据用于图3中的设备20的实施方式而给出的描述的可调节机械联接装置320在图4中更详细地示出。通过被动式可调节机械界面而实现了该可调节机械联接装置320，其中被动式可调节机械界面包括与设备20接触的第一部分322和与卫星20’、20”接触的第二部分324。可调节的机械联接装置320还包括球形结合部，在球形结合部中，两个凸缘326’、326”——在一侧具有半球形腔室并且在另一侧(与第一部分接触)具有固定的平坦界面——容纳空心球体325。因此设备20可以通过第一部分322在球体325上的相对运动而相对于卫星20’、20”的中心轴线旋转。在球形结合部已经安装在凸缘326’、326”中之后，通过球体结合部的旋转获得了精确的调节。为了将推力矢量的误差减小到零，可以使设备旋转，直到推进装置中的喷嘴228的轴线通过设备-卫星系统的重心。然后，通过适当数量的螺栓328’、328”将结合部锁定在所需要的位置。如果球体325由比螺栓328’、328”更柔软的材料制成，那么之后将螺栓螺接至适当位置，直到螺栓穿透球体为止，从而将螺栓锁定就位。否则，装配较多数量的螺栓或较大的螺柱会例如因摩擦而干涉球体325的旋转。替代的解决方案是使用插入于非磁性材料的腔室中的磁性材料球体。向下旋拧磁极直到磁极足够接近球体，这会使得磁力能够防止球体的旋转。为了避免螺栓或螺钉的任何松开，所选择的材料必须不易于因卫星发射或卫星在轨道中运行时而产生的温度差而变形。螺钉还优选为借助于螺纹锁定型粘合剂被锁定。

[0128] 另一实施方式(未示出)包括通过柔性结合部与壳体110连接的喷嘴218。该解决方案在特定应用中是有用的，特定应用例如为在对地同步的轨道中操作的卫星。当采用该解决方案时，如果能够调节用于机械联接的界面(稍后进行描述)，那么在组装阶段期间是可以简化的，这需要仅在卫星发射之前进行调节。采用具有柔性结合部的最后一种联接方案使得对用于减轻推力矢量的任何偏差的系统——如稍后更详细地描述的系统——的采用是不必要的。

[0129] 然而在一些情况下，借助于可调节的界面对推力矢量的对准进行的主动式控制可能是充分利用本发明的潜力的最好方式。该主动式系统在如下情况下尤为有效：在卫星20’、20”的任务期间卫星20’、20”的重心改变，并且在启动设备10之前不能预先计算卫星
20’、20”位置(例如，由于卫星20’、20”的故障)。主动式对准控制在如下情况下同样有用：具有相对小的惯性矩、俯仰矩和偏航矩的较小的卫星20’、20”缺少用于减轻任何推力偏差的系统(下面所述的)，并且设备10花费相对长的时间来产生所需要的冲量。用于调节推力方向的主动式方法和相关联的主动式移动机械联接装置可以使用位于第二部分324与凸缘326’、326”之间的液压动力活塞、电动活塞或气动活塞。该调节取决于活塞的位置，并且可以通过惯性平台和标准的比例控制系统而容易地控制。控制一个轴线需要一个活塞，控制两个轴线需要两个活塞，依次类推，也就是说，随着受控制的轴线增加，活塞的数量增加。

[0130] 在图5中的另外的实施方式中示出了用于可调节的机械界面330的主动式控制的类型。通过一对铰接气缸332’、332”来控制相对于围绕轴线——例如俯仰轴线——的旋转角的位置，其中这对铰接气缸332’、332”相对于主铰接部334偏心地支承。当用于控制第二轴线336的主铰接部锁定并且气缸332’、332”操作时，这会产生可移动的联接装置330的第二部分324的旋转，并且因此使联接至第二部分324的卫星20’、20”旋转335。这使得设备和卫星能够围绕第一轴线——例如俯仰轴线——而共同旋转。结合部中的铰接部337(例如由位于孔中的杆构成)防止任何弯矩。例如对旋转角相对于其它轴线(例如偏航轴线)的位置的控制与上述控制相同，并且该控制通过位于俯仰控制装置下方或上方的旋转90°的相同机构来实施。通过使用十字成形的元件能够制造可移动机械联接装置的更紧凑的构型(未示出)。该元件包括两个杆，这两个干彼此分离并且在其中心处通过圆筒形元件结合。该圆柱形元件可以由经车削的圆筒形杆铣削成或制成，之后将这些圆筒形杆螺接、焊接或胶合在一起。上部杆使得凸缘能够面向卫星旋转，而下部杆使得凸缘能够与设备接触地旋转。

[0131] 图6和图7中示出了在主动式可控制、可调节的机械联接装置340’、340”方面不同的另一实施方式。通过两个气缸341、341’、342、342’——这两个气缸341、341’、342、342’在顶部处具有球形结合部，气缸同与卫星20’、20”接触的第二部分344、344’成直线地安装——的两个气缸来实现对倾转或滚动或是倾转和滚动两者的位置控制。具体地，该部分在图6中的实施方式中示出为具有圆顶形状，而在图7中的实施方式中示出为具有平面形状，但是该部分也可以具有任何其它形状。在该实施方式中，第二部分344、344’能够与卫星20’、20”联接，或是与设备联接。在所述第二部分344、344’的中心处，存在球形结合部346、346’，球形结合部346、346’允许旋转并且不需要轴向移位。上述两个气缸341、341’、
342、342’和球形结合部346、346’还相对于彼此呈大约120°角度地定位在第二部分344、
344’的表面上。如果气缸341、341’、342、342’中的一个气缸运动，则第二部分344、344’的表面相对于将其它气缸连接至球形结合部346、346’的轴线倾斜。因此，对两个气缸341、
341’、342、342’的活塞的控制能够带来推力矢量的任何必要的旋转。能够电气地、液压地、或是气动地控制这些活塞。

[0132] 图8中示出了主动式可控制、可调节的机械联接装置350的另一实施方式。类似于先前参照图6和图7而描述的那些实施方式，该实施方式包括两个气缸352、352’，但是这两个气缸352、352’设计成与前述气缸不同。这些可调节的机械联接装置350的基部351可以与卫星20’、20”联接或是与根据本发明的设备联接。该装置包括第一气缸352、352’，第一气缸352、352’包括能够电气地、液压的、或是气动地操作的第一活塞353、353’。活塞353、353’可以围绕其自身的轴线旋转，并且通过铰接装置354、354’固定至可调节的机械联接装置350。第二活塞355、355’联接至铰接部354、354’，使得第二活塞355、355’能够相对于气缸352、352’旋转并且因此还可以相对于第一活塞353、353’旋转。在与铰接部354、
354’相对的部分中，所述第二活塞355、355’与第二气缸356、356’——第二气缸356、356’与基部351直接联接——直接联接，并且第二活塞355、355’也可以被电气地、液压的、或是气动地控制。之后基部351可以相对于活塞355、355’的轴线旋转(未示出旋转轴线)。如果操作第一气缸352、352’中的一个或两个气缸，则可以将基部351定向在任何所需要的方向上。基部351还包括中央设置的球形结合部357。

[0133] 如图9中的实施方式，通过使用三个或四个风箱式活塞实现了相同的方向控制。该图示出了主动式可控制、可调节的机械联接装置360，在该机械联接装置360中，将活塞
362、362’、362”电气地、液压地或气动地控制，例如通过压力水龙头(未示出)来控制，并且优选为直接由设备的发动机来控制。活塞362、362’、362”各自通过三向阀(未示出)与发动机连接，其中一向与设备的发动机连接，一向与要控制的活塞362、362’、362”连通，并且第三向是通常关闭的侧向通气孔。当发动机接通时，活塞362、362’、362”受压并且阀闭合。为了调节设备相对于卫星20’、20”的方向从而将推力矢量定向在所需方向上，一个或更多个活塞362、362’、362”的第三阀打开给定的时间，以释放少量气体，并且因此降低活塞中的压力。这使得活塞362、362’、362”能够收回，并且使得设备能够因此旋转。如图9中所示，三个活塞362、362’、362”为气动式活塞并且联接至基部361，其中基部361可以与根据本发明的设备接触或与卫星20’、20”接触。活塞362、362’、362”可以定位在基部361的边缘附近或是以任何其它适当的构型定位。通过球形结合部363实现了与通过界面接合的基部361的联接，其中球形结合部363使得活塞362、362’、362”的轴线与平台之间能够进行相对旋转。如图10所示，活塞362、362’、362”受具有压力的气体掌控，并且活塞362、
362’、362”具有使活塞362、362’、362”能够像弹簧一样运转的柔性导管365’、365”，柔性导管365’、365”在图10中示出的双箭头的方向Δ上延伸。这种柔性导管365’、365”在文献中是已知的。在本实施方式中，柔性导管365’、365”通过独立的气体生成器填装，或直接由根据本发明的设备的推进装置填装。当填装柔性导管365’、365”时，导管365’、365”在压力作用下伸展。为了控制卫星的相对位置以及根据本发明的设备的相对位置，仅必要的是，借助于旁通阀368(见图11和图12)从活塞362、362’、362”中的一个活塞释放少量压力。
气体可以穿过四个通气孔366、366’、366”而侧向释放，其中四个通气孔相对于彼此呈90°角度地布置以避免任何侧向冲量。可替代地，气体可以在推进装置的推力方向上纵向排出，从而同时增强推进装置的性能。如图11和图12所示，穿过三个旁通阀368中的一个旁通阀而进行这种受控制的气体排出。通气管道通常是闭合的(图11)，而气体源与柔性导管之间的管道通常是打开的(图11)。阀368包括插入在管369中的活塞367，管369将柔性导管365’、365”连接至基部361。活塞362、362’、362”的动程受两个阻挡部370’、370”的限制。气体生成器(该气体生成器在此处所描述的实施方式中与根据本发明的设备的发动机的燃烧室一致；可替代地，该气体生成器可以是外部气体生成器)通常与柔性导管365’、
365”连接。侧向通风管道周围的橡胶密封部371、371’、371”、372、372’、372”防止任何气体泄漏。当需要受控制的气体释放时，气体生成器与柔性导管365’、365”之间的主管通过诸如电磁阀之类的阀(未示出)而闭合(图12)。然后，活塞367开始受电磁控制或液压控制地朝向通过阻挡部370”而表示出的底部限位挡块而运动，从而露出气体排出孔口373。这使得气体能够从柔性导管365’、365’待释放并且散于太空中。这种类型的主动式方向控制可能需要电子“输入记录和处理”系统，从而能够如在抑制的比例-微分控制系统中实施反馈控制。所使用的传感器优选为用于记录围绕对推力矢量进行控制的两个轴线的角加速度的加速度计。上述电子部件——例如传感器和控制系统——可以与稍后描述的装填检测和星载控制装置相同，和/或是惯性平台的一部分。这些电子部件与根据本发明的设备的星载控制装置操作性地连接，以使得在由所述设备实现的脱离轨道期间设备-卫星系统的最终定位能够具有更大的精度。这些装置还使得当根据本发明的设备的推进装置运行时由于推力矢量的任何偏差而造成的损失能够减小。

[0134] 在另一实施方式中，如果设备相对于与设备联接的卫星20’、20”的位置在发射之前固定，则使用用于减轻推力矢量的任何偏差的装置，并且当决定卫星20’、20”必须脱离轨道或布置在驻留轨道中时，由于推力矢量偏差而产生的有用冲量损失变得过多。这些损失取决于卫星20’、20”的尺寸和平均密度，并且取决于如在部件——比如可展开的太阳能电池阵列——运动的情况下或是在所消耗的推进剂足以改变其质量的情况下获得恒定或可变质量中心的可行性。如已说明的，通过将设备设计成使得设备具有非常短暂的燃烧时间、较高的固态推进剂燃烧率、以及喷嘴的颈部的较大直径，可以事先减小因推力矢量偏差而造成的损失。例如，减轻装置可以借助于较小的辅助火箭或使用相对于设备的后部中的喷嘴离心布置的类似的较小的不可重复使用的辅助火箭而实现围绕滚动轴线的稳定旋转。一旦点火，则这些火箭根据其位置而沿着俯仰轴线或偏航轴线产生扭矩。

[0135] 图13和图14示出了根据本发明的设备的实施方式，该设备包括用于减轻任何推力矢量偏差的装置。该实施方式通过借助于围绕滚动轴线的旋转而使卫星稳定，从而减轻推力矢量的偏差，其中借助于由设备40上的SIU(未示出)启动的两个较小的、不可重复使用的辅助火箭410’、410’能够实现围绕滚动轴线的旋转。火箭410’、410”尺寸较小，并且当启动火箭410’、410”时，火箭410’、410”产生围绕滚动轴线的运动，其中滚动速度取决于火箭的燃烧时间和抗轴向负荷能力。优选的是在将设备40点火之前经由缆线或由设备40中的SIU发送的无线信号来启动火箭410’、410”。所述火箭410’、410”的喷嘴411’、411”相对于飞行方向呈90°角度地定位，从而产生用来围绕卫星20’、20”的滚动轴线进行支承的扭矩。当将火箭410’、410”点火时，火箭产生使设备40并且进而也使卫星20’、20”围绕滚动轴线旋转的扭矩。然后，将设备40点火。卫星20’、20”的旋转减轻推力的任何偏差的效果，这是因为垂直于飞行方向的推力分量引起旋进运动。如果旋进的时间段长于设备40进行脱离轨道的总操作时间，则偏差的净效果会是较小的。如果由旋转引起的角度矩是相当大的，即，由火箭410’、410”引起的角速度足够高，则会将推力的偏差的角误差保持在可接受的水平内。

[0136] 在图15中示出了用于减轻推力矢量偏差的装置的另一实施方式。设备50装配有类似于前述的火箭410’、410”的较小的不可重复使用的辅助火箭510’。另外，还具有类似于火箭510’、510”并且相对于设备50的喷嘴518离心地定位——即在喷嘴后方——的火箭512、512’、512”。当将这些火箭512、512’、512”点火时，这些火箭512、512’、512”根据其位置而产生偏航扭矩或俯仰扭矩。

[0137] 图13、图14和图15所描述的火箭为固态推进剂填料的形式。具体地，这些火箭为使用固态推进剂作为燃料的不可重复使用的单冲量的类型。这些火箭可以具有较大的数量，并且优选地成对地布置在每个轴线上。上述火箭410’、410”、510’、510”、512、512’、512”制造简单并且具有有限的尺寸，并且上述火箭能够在用于根据本发明的设备40、50的星载控制装置的直接控制下操作。上述火箭通过定位成远离设备40、50的喷嘴418、518的轴线从而产生低水平的推力。然而相比于推力的偏差所产生的扭矩，该推力产生了围绕俯仰轴线和偏航轴线的更大的扭矩。火箭410’、410”、510’、510”、512、512’、512”可以通过杆或梁(未示出)附接至设备40、50的外壁或进一步远离喷嘴418、518地运动。如果设备40、50识别出围绕俯仰轴线或偏航轴线的角加速度(通过例如下文描述的那些用于检测加速度的工具)，则将相对应的火箭点火以产生在相反方向上的推力。将该系统设计成使得火箭具有“平衡”作用并且以延迟的方式点火，该延迟是考虑到因偏差而产生的角加速度以及最大潜在火箭点火延迟。因此产生的推力带来了加速度，该加速度足以将推力矢量的方向恢复到初始所需要的位置。由于设备40、50的总操作时间是非常有限的，因此将不可重复使用的辅助平衡火箭的操作时间和推力计算成避免过度反应。在存在误差的情况下，能够将与用于校正的火箭相对的火箭点火，以产生另外的反推力。因此通过使用火箭——火箭布置成与壳体接触以获得稳定旋转，并且处于平衡目的而布置在喷嘴附近，或是仅采用上述两种布置方案中的一种布置方案——能够实现对推力矢量偏差的校正。

[0138] 在定义为“独立性”的另一实施方式(未示出)中，根据本发明的设备在没有来自地球上的站点或太空中的其它站点的任何帮助的情况下独立地产生待爆信号和点火信号。该实施方式可以通过一个上述实施方式和/或一个上述实施方式的部分来实现。然而，不同之处在于设备的星载控制装置的功能，这是由于用于接收控制信号的装置不接收点火信号，而这些点火信号是由设备在预定的瞬时状态或预先限定的状态下而独立产生的。

[0139] 根据本发明的设备独立于卫星20’、20”地起作用，并且用于接收信号的这些装置的目的不是接收来自地球上的站点或其它太空交通工具的与设备的待爆和/或点火相关联的信号，而是如下文详细描述的仅接收以停止设备独立操作顺序为目的的信号。可以设置有所述的用于接收控制信号的装置，从而能够接收来自外部发射器的以中断点火过程并启动该过程的接下来的远程控制为目的的信号。在该实施方式中，星载控制装置包括用于发射控制信号——控制信号已经由星载控制装置预先编程和/或计算——并用于将控制信号发送至用于接收控制信号的装置的装置。之后，也与推进装置相关联的用于接收控制信号的装置实现设备10的待爆和点火，从而独立地启动点火器。

[0140] 用于发射控制信号的装置的形式为电子控制器，并且优选为包括点火-启动计时器，该点火-启动计时器被调节成适合卫星20’、20”的工作寿命或适合该点火-启动计时器的任务的持续时间。可替代地，如稍后要描述的，当接收到来自可选地装配在根据本发明的设备上的传感器的警报信号时，通过星载控制装置能够计算脱离轨道过程的正时。

[0141] 在定义成半独立式的另一实施方式(未示出)中，根据本发明的设备接收来自地球上的站点或来自位于太空中的其它交通工具的待爆信号。因此，本实施方式除了以下方面之外具有与第一实施方式中描述的设备10相类似的结构构型和部件：点火信号由根据本发明的设备独立产生。此处所述的实施方式还具有如前面的实施方式所描述并应用的用于发射控制信号的装置。这些用于发射控制信号的装置在接收到来自地球上的站点或来自太空中的另一交通工具的待爆信号之后，向用于接收控制信号的装置发送由星载控制装置产生的点火信号。

[0142] 所示出并描述的全部实施方式还可以包括用于改进根据本发明的设备和通过该设备与卫星20’、20”的联接而产生的系统的功能特性或用于向根据本发明的设备和通过该设备与卫星20’、20”的联接而产生的系统增加新的特征的可选的装置。一个或更多个前述实施方式中的根据本发明的设备的特性的一种应用包括远程通讯装置，该远程通讯装置还使得指令和信号能够同与设备联接的卫星20’、20”交换，尽管设备仍然与卫星20’、20”完全独立。

[0143] 在本文所描述的一种或更多种实施方式中，根据本发明的设备优选为还包括第一检测装置，第一检测装置与星载控制装置操作性地连接，以用于检测来到围绕设备和/或与设备联接的卫星20’、20”的限定的安全区内的其它物体。更优选的是，出于检测对卫星的任何撞击损坏的目的，根据本发明的设备包括用于与同设备联接的卫星20’通讯的装置。设备优选为还包括与星载控制装置操作性地连接的第三检测装置，以用于借助与卫星20’、
20”通讯的装置来检测卫星20’、20”中的任何故障。

[0144] 根据本发明的设备还包括与星载控制装置操作性地连接的第二检测装置，以用于检测对设备本身的撞击损坏。

[0145] 在所示出和/或描述的一种或更多种实施方式中，并且结合一种或更多种上述技术应用，根据本发明的设备可以附加地包括与星载控制装置操作性地连接的第四检测装置，第四检测装置被设计成检测根据本发明的设备在任何时间下或在预先设定的时间(次数)下的时间和/或轨道定向，或是检测根据本发明的设备在太空中的位置。这些第四检测装置优选为与定向和位置监测单元操作性地连接，其中定向和位置监测单元还用于独立地建立设备和与设备联接的卫星20’、20”的位置和定向。该单元用于增加系统的定向和位置的计算的精确性，从而减少重新进入轨道的计算中的任何误差。该单元的另一目的是将指令发送至用于减轻推力矢量偏差的装置和/或用于主动式控制可调节机械联接装置上的推力矢量的装置。该单元被设计成不受太空中出现的电磁干扰和辐射的影响。

[0146] 这些传感器优选为还与状态监测装置操作性地连接。这些传感器收集来自安装在根据本发明的设备中的装置的电气测试的结果以及来自前述监测传感器的信号。通过使用该设备所配备的远程通讯装置在请求时或以规则的间隔将所收集的数据发送至位于地球上的站点处的控制界面或发送至另一太空交通工具。可替代地，根据本发明的设备可以通过利用卫星的远程通讯装置将这些数据发送至与其设备相关联的卫星20’、20”。该通讯还可以是双向的，使得卫星20’、20”可以将控制信号发送至设备。

[0147] 参照图13和图15中的实施方式，这些附图示出了两个容纳装置492’、492”、592，这两个容纳装置492’、492”、592为与用于设备40、50的壳体的头部联接的平行六面体成形的容器的形式。这些容纳装置优选为容纳有前述的电能供应装置(例如不可再充电的电池)、星载控制装置以及远程通讯装置。这些容纳装置492’、492”、592还可以容纳有状态监视装置和用于主动式控制推力的装置，以及用于状态检测和控制的任何附加装置，和用于减轻推力矢量偏差的装置。这些容纳装置492’、492”、592可以定位在设备的壳体的端子部分中或是在尾部处定位于喷嘴附近。

[0148] 在另一实施方式(未示出)中，设备可以包括用于将与设备联接的卫星定位的系统(或紧急去翻滚系统-EDS)，以便确保在将设备点火之前卫星的姿态是适当且稳定的。如果卫星的姿态不受控制或是如果卫星的姿态使得由设备产生的推力的方向未与轨道速度对准并且卫星使得不可能进行任何另外的操作，则可以证明该系统是必要的。该系统通过气体生成器燃料箱——气体生成器燃料箱填装由固态推进剂、通过电气爆炸装置点火(若必要则附加有合适的烟火混合物)——而起动并且与管理该设备的点火的星载控制装置操作性地联接。

[0149] 在根据本发明的设备的各种可能的实施方式中，根据本发明的设备用于防止轨道中的碎片的进一步的积聚，并且防止由卫星、太空交通工具或其部件不受控制地重新进入地球而导致的对人或财产造成损坏的风险。

[0150] 具体地，当与设备10相关联的卫星20’、20”达到其工作寿命的尽头或产生故障时，设备10能够改变与设备相关联的卫星20’、20”的轨迹。如图1所示，轨迹的这种改变使得卫星能够直接朝向地球1脱离轨道，其中当卫星运动穿过大气时卫星解体，或者卫星能够在具有任意限定或预先建立的尺寸的区域内着陆。脱离轨道过程可以包括：朝向太空中的安全区域——安全区域定义为弃用位置或驻留轨道——而重新导向。如图1所示，如果卫星20’的轨道为低轨道2并且轨迹的变化包括将卫星20’朝向中心1处的天体或朝向更低的轨道而脱离轨道，那么之后设备10产生这样的推力：该推力部分地或完全地指向与卫星的轨道速度矢量的方向(飞行方向)相反的方向。另一方面，如果卫星20”的轨道为高轨道3，则轨迹的变化包括将卫星20”重新设置在更远离行星地球1的驻留轨道或弃用位置4。在这种情况下，由设备10产生的推力的方向将与轨道速度矢量的方向相同。对于这两种类型的脱离轨道过程，卫星20’、20”将遵循具体的轨迹——该具体的轨迹在采取任何步骤以修改卫星20’、20”的轨迹之前已经计算并建立，从而避免对位于太空中或地球1上的其它卫星或太空交通工具、人或财产带来风险。

[0151] 在卫星20’、20”发射前将设备10安装于卫星20’、20”上。通过使用用于将所述设备10机械地联接至要脱离轨道的卫星20’、20”的装置310而在发射之前实现该组装。具体地，如果卫星20’必须从低轨道2朝向地球1运动，则设备10可以联接在卫星20’的前方；或如果必要的是使卫星从高轨道3朝向驻留轨道4运动，则设备10可以联接在卫星
20”的后方。

[0152] 设备至卫星20’、20”的机械联接不需要该过程所依靠的条件。事实上，根据本发明的设备可以独立或半独立地操作，或可以远程控制根据本发明的设备。

[0153] 固态推进剂推进装置提供使卫星20’、20”从其任务轨道运动所需要的冲量，而若必要，则固定的或可调节的机械联接平台(在发射之前调节机械联接平台，并且随后被动调节或主动调节，这是因为在推力器的操作期间该机械联接平台处于反馈控制之下)使得能够控制由推进装置产生的推力的方向。

[0154] 设备可以在三种不同的操作模式下操作：远程控制模式、独立模式以及半独立模式。所有这三种模式仅在少量步骤之内实现了脱离轨道操作/重新入轨操作：

[0155] -通过所述远程控制装置或通过所述设备分别计算会导致撞击地球区域的所期望的新的太空轨道或所期望的轨迹；

[0156] -通过所述远程控制装置或通过所述设备基于所述卫星的实际轨道来计算起动运动/移除设备以获得所期望的新轨道或轨迹的时刻；

[0157] -将控制信号从所述远程控制装置发送至所述运动/移除设备，或通过所述设备开始脱离轨道/重新入轨过程，以使所述卫星在所计算出的新轨道或轨迹中运动；以及[0158] -当运动/移除设备接收到控制信号时，在所计算出的时刻将运动/移除设备的推进装置点火。

[0159] 在优选的操作模式下，根据本发明的设备受远程控制。如图17中的流程图所示，在包括地球上的控制站的最简单的情况下，设备10实现脱离轨道/重新入轨所需要的控制过程由远程控制装置引导。

[0160] 在卫星20’的工作寿命期间，设备10保持“等待”状态，直到设备10接收到来自地球100上的诸如远程控制装置之类的站点的信号。当设备10接收到信号时，星载控制装置验证SIU(如果有的话)的状态。如果SIU的状态是“开始”，则这表示系统待爆，并且在由所接收的信号建立的时间点处开始用于将设备10点火的过程，并且卫星安全地且以受控制的方式脱离轨道/重新入轨，即，卫星布置在经特别计算的重新进入轨道中。如果例如由于例如意外的信号而使得情况并非如此，或是如果设备10还没有待爆，则忽略点火信号，并且设备10返回其“等待”状态。将安全信号从远程控制装置发送至运动/移除设备的用于接收控制信号的装置，这允许了在发送控制信号以允许卫星在所计算出的新轨道或轨迹中运动之前将该设备切换至操作状态。所述信号可以处于加密模式，以确保传输并且防止反入侵和未授权的点火。参照图16，当已经决定将卫星20’脱离轨道时，一连串的信号从地球100上的站点和/或从太空中的另一交通工具发送至设备10。通过与设备10的星载控制装置操作性地连接的用于接收控制信号的装置来接收这些信号。当接收到这一连串的信号时，星载控制装置启动SIU，SIU又启动点火器216，点火器216因此将推力器点火。具体地，优选地使用高电压点火器。由待爆信号启动的SIU对电容器进行充电，直到电容器达到待爆状态的高电压状态特性。当电容器由于后续的独立点火信号而突然放电时，膜上的金属导体层通过高电压电流而气化，而塑料膜以极高的速度迎着主爆炸层飞出，从而将主爆炸层点火。

[0161] 可替代地，设备10可以装配有低电压点火器。在这种情况下，点火器的电线通过表示点火信号的电流的流动(通常在低电压下将几安培的电流通电几毫秒的时间)加热并分解。这会将容纳于点火器中的烟火混合物点燃。因此，容器释放燃烧产物，从而朝向点火器的主填料发送燃烧产物并且因此将推力器中的固态推进剂点燃。这提供了足以将卫星20’定位在所期望的重新进入轨道中的推力，使得卫星20’可以在地球1上着陆或是在大气中分解。可替代地，设备的推力足以将设备-卫星系统重新设置到先前建立的安全轨道空间，例如弃用位置或驻留轨道4。在该优选操作模式下，由地球100上的站点来计算可容许的脱离轨道窗口。可替代地，可以由位于太空中的另一交通工具来计算可容许的脱离轨道窗口。该可容许的脱离轨道窗口考虑到在做出进行脱离轨道决定时设备-卫星系统的位置。可容许的脱离轨道窗口的计算还考虑到太空中的诸如其它卫星或交通工具或是碎片之类的其它物体，以避免设备-卫星系统占据会使该设备-卫星系统与任何这种物体撞击的轨迹。因此由站点100发送至设备10的一连串的信号包括至少一个待爆信号以及随后的至少一个点火信号，一旦已经决定脱离轨道并且在可容许的窗口有效时，则发送这两个信号。通过考虑设备在发生脱离轨道的时刻的轨道位置和定向——如果可行的话可能利用四个传感器——来计算轨道轨迹。图18中示出的流程图扩展了图17中已经示出的操作。在接收到信号并且检测到SIU的状态是“停止”后，设备将警报信号发送至地球100上的站点，以警告已经尝试将设备10点火但是还未满足进行点火所需要的条件。在图19中示出的流程图中，进一步扩展了在操作设备的阶段期间所实施或需要的操作的数量。为了降低SIU出现故障的任何风险，如果在已经从地球100上的站点接收到开始点火过程的指令之后已将SIU的状态认定为“停止”，则由地球100上的站点发送对信号进行确认的进一步请求。最后，设备10可以包括用于使用前述装置和传感器来检测设备10的状态的系统，并且如图20中示意性示出的，所收集的信号可以以规定的间隔或是在请求时发送至地球100上的站点。

[0162] 在第二操作模式下，该设备为自主设备，即，该设备没有来自地球上的站点或来自太空中的另一交通工具或来自任何远程控制装置的控制。设备40通过用于发射控制信号的装置与设备40自己的星载控制装置而在预先设定的时间之后独立地产生点火次序。该时间间隔通常对应于与设备相关联的卫星20’、20”的有用的工作寿命和/或卫星20’、20”的任务的持续时间。可替代地，与事先确立时间不同，所述时间可以取决于所超过的阈值和由传感器发送的待爆信号。例如由于严重的故障、撞击(由加速度计识别出的机械震动)、或是在轨道中与另一物体即将发生的碰撞(由地球上的站点处的雷达系统检测出，或是由设备上的接近传感器(若存在的话)检测出)而可能超过所述阈值。在所述第二操作模式下，星载控制装置因此将独立产生至少待爆信号和至少点火信号。在该操作模式下，还使得位于地球或其它太空交通工具上的站点能够通过对设备发送“停止”信号来停止点火过程，其中“停止”信号被设备的控制信号接收装置接收。另外，位于地球或其它太空交通工具上的所述站点能够通过如对上述优选操作模式所描述地发送控制信号从而重新安排点火次序，对于根据该第二操作模式的从轨道独立掌控的、安全的移除，设备40必须能够建立其自身的位置和定向，并且能够计算用于重新进入大气中或朝向驻留轨道重新进入的安全轨迹，即，设备必须装配有定向和定位单元。此外，如前所述，设备必须能够评估与太空中的其它物体相关联的可容许脱离轨道窗口，其中设备可能沿着其跪进而遭遇这些其它物体。

[0163] 第三操作模式涉及设备的半独立操作。

[0164] 在该操作模式下，由设备利用其自身的星载控制装置而独立产生一些控制信号。具体地，经由用于控制信号的发射的装置，设备生成用于使设备待爆的信号。一旦处于待爆状态，则从地球上或太空中的站点或从其它太空交通工具发送点火信号。具体地，在该实施方式中，点火信号还可以由要脱离轨道/重新入轨的卫星发送，其中在设备与卫星之间具有用于数据交换的操作连接。

[0165] 根据一种实施方式(未示出)，在设备点火之前，如果卫星姿态不受控制(例如，由于卫星的姿态控制系统出故障)，则卫星定位系统会将角俯仰速度和偏航速度减小到可忽略的值，并且会将由设备产生的推力的方向与轨道的速度对准。如果即便在对卫星姿态进行主动式控制的情况下俯仰角和偏航角仍然足以在由设备产生的推力与轨道速度之间产生偏差、并且卫星不能修改其姿态以除去所述偏差，那么卫星定位系统能够对设备自身采取行动以将卫星恢复到必要的姿态，从而使设备能够在所需方向上产生推力。安装在系统中的燃料箱的燃烧发生于与两对喷嘴连接的一个或更多个腔室中，这使得能够围绕俯仰轴线和偏航轴线进行旋转运动。燃料箱的每个腔室通过适当的阀而与所述成对的喷嘴分离开。阀可以为通过调节线圈中的电流而打开及闭合的电磁阀类型，但是可以使用任何其它类型的阀，只要这种阀能够足够快地起动即可。当将单个燃料箱点火时，燃料箱的燃烧发生于一个腔室的内部。在阀闭合的情况下，在腔内部产生气体的压力增加，直到燃料箱燃尽位置。当阀打开时，具有压力的气体趋向于从腔室流向喷嘴。将阀的直径、引向喷嘴的连接管道的直径、以及喷嘴上的颈部的直径定尺寸成确保气体以超音速膨胀并穿过喷嘴中的开口释放，从而产生必要的推力。喷嘴位于距俯仰轴线和偏航轴线适当的距离处，使得当气体已经穿过单个喷嘴排出之后沿着每个轴线产生了所需要的扭矩。通过星载控制装置掌控单个燃料箱的点火。通过反馈控制系统来管理法的打开和闭合，其中反馈控制系统使用姿态角度值，该姿态角度值由姿态检测和/或控制装置实时提供。这些装置与卫星定位系统操作性地连接并且起作用，直到达到所需姿态为止。固态推进剂的燃料箱定尺寸成产生具有足够压力的气体并以足够的时间来产生这种气体，以使得在起始于任何初始条件——在角度和加速度方面的初始条件——的情况下能够达到所需姿态。另外，所述卫星定位系统可以用于主动校正推力矢量的偏差。

[0166] 根据本发明的设备在不使用来自与设备相关联的要脱离轨道的卫星的支持的情况下操作。设备可以与另一太空交通工具或轨道站或地球上的控制站直接通讯。地球上的站点可以发送用于使设备待爆和点火的命令，或发送对与设备-卫星系统的状态相关的数据以及(在适用的情况下)与卫星自己的状态有关的数据的请求。根据本发明的设备的一个优点在于：设备具有以少数简单的步骤而产生脱离轨道运动的能力。

[0167] 因此根据本发明的设备在与该设备联接的卫星的任务的结束时能够对该卫星进行适当的处置。具体地，通过将卫星从其工作轨道移除或通过使卫星朝向地球脱离轨道来实现所述处置。

[0168] 根据本发明的设备的一个优点涉及设备的将先前由卫星占据的轨道释放的能力，从而避免与附近的其它卫星或太空交通工具的任何干扰，这尤其是对于对地静止轨道和地球同步轨道来说是重要的优点。

[0169] 根据本发明的设备的另一优点在于设备实现了要脱离轨道的卫星的安全且受控的重新进入，从而避免碰撞损害并且阻止对地球上的人或财产的撞击或是与附近绕轨道运行的其它太空物体的撞击。

[0170] 根据本发明的脱离轨道/重新入轨设备具有以下优点：清除与设备相关联的故障卫星，其中故障卫星没有其它方式重新进入大气。在卫星于其工作寿命期间严重受损的情况下，根据本发明的设备使得受损卫星能够运动到驻留轨道或返回至地球的大气中，以减小卫星与处于操作状态的其它卫星碰撞的风险。

[0171] 根据本发明的设备有利地消除了以下风险：卫星在其寿命周期期间在轨道中与其它抑制物体偶然地碰撞。如果该设备与接近传感器(例如，雷达)相关联，则如果任何物体——甚至之前未知的物体——进入距所涉及的卫星一定的安全距离内，则设备能够避免与任何物体——甚至之前未知的物体——的碰撞。

[0172] 可以有利地使用根据本发明的设备以避免有意的(或无意的)破坏行为或其它危险操作，这些行为或操作包括：通过例如故意碰撞或能够增加与太空中的其它物体碰撞的风险的其它行为来有意地破坏卫星、太空交通工具、或是轨道浮台。

[0173] 可以在任何时间使用该设备以改变与设备相关联的卫星的轨道，或者可以在以下情况下将该设备用作支撑装置：当发射卫星时，卫星的推进装置出现故障的情况。如果将终极的发动机证实为出现故障，则该设备能够用作后备的推进系统，从而使得卫星能够达到其计划的轨道后备的轨道，以完成全部计划任务或部分计划任务。

[0174] 因此，根据本发明的设备简单地通过将设备自身预先变成或是通过从地球上的站点直接接收至少一个远程控制并且不受限制，从而能够进行太空交通工具的不受协助的脱离轨道。通过太空中的交通工具也能够发送相同的控制，或甚至通过与该设备机械地联接的要脱离轨道的卫星来发送相同的控制。

[0175] 根据本发明的设备有利地使得卫星能够脱离轨道以返回地球上的预先限定的安全方位，该方位远离人口密集或建筑物密集的区域。

[0176] 将该设备的构造设计成确保该设备所持续的时间比与该设备相关联的卫星的任务更长，并且在极端的情形下，该设备可以用作后备系统，从而在卫星发射时卫星的推进系统出现故障的情况下将卫星的有用任务时间增加20％至80％。

[0177] 最后，根据本发明的设备的模块式设计使得该设备能够适用于与设备相关联的卫星的脱离轨道需求。

[0178] 此外，根据本发明的方法允许通过相关联的自主设备来实施卫星的脱离轨道/重新入轨的操作。

[0179] 该方法通过“事先”计算地球上的“安全撞击区域或计算新的空间轨道以允许卫星的简单且受控的脱离轨道/重新入轨。