Brevet 3564253 – Système et méthode d’irradiation des surfaces de la planète (miroirs solaires spatiaux) – 1971

1. Dispositif pour effectuer l’illumination généralisée d’une surface d’une planète, comprenant un moyen satellite pouvant être lancé en orbite autour de cette planète, ledit moyen satellite comprenant un moyen réflecteur d’énergie solaire compacté pouvant être déployé dans l’espace pour former une surface réflectrice planaire rigidifiée, et un moyen de changement d’attitude pour orienter ledit réflecteur à surface plane pour intercepter l’énergie solaire du soleil et la réfléchir sur une zone sélectionnée de ladite planète pendant une période de temps sélectionnée pendant chaque orbite; lesdits moyens de changement d’attitude comprenant des moyens de commande au sol pour transmettre des signaux de commande d’attitude, et, sur lesdits moyens satellites, des moyens actionneurs pour changer l’attitude de ladite surface réflectrice planaire, des moyens capteurs d’attitude pour détecter l’attitude de ladite surface plane réflectrice par rapport au des moyens pour recevoir et mémoriser les signaux de commande provenant desdits moyens de commande au sol, et des moyens pour comparer les signaux de commande reçus avec les informations provenant des moyens formant capteur d’attitude pour commander le fonctionnement desdits moyens d’actionnement.

CONTEXTE DE L’INVENTION

1. Domaine de l’invention

Rayonnement de l’énergie sous la forme d’ondes électromagnétiques pour le chauffage et / ou l’illumination.

2. Description de l’art antérieur

Le chauffage et l’éclairage par l’énergie rayonnante, tels que contrôlés par l’homme jusqu’ici, se limitaient soit à des systèmes actifs produisant une telle énergie, soit à des systèmes passifs terrestres qui dirigent l’énergie solaire vers des zones relativement petites. Le chauffage généralisé et / ou l’éclairage de zones plus grandes ainsi obtenues tend donc à être coûteux et / ou peu pratique.

Résumé de l’invention

Selon la présente invention, l’illumination généralisée et / ou le chauffage d’une surface d’une planète, telle que la terre, est obtenu en réfléchissant l’énergie solaire ou la lumière solaire sur une telle zone en orbitant des moyens satellites réflecteurs planaires orientés par des moyens de contrôle d’attitude. maintenir une telle réflexion pendant des périodes prolongées ou contrôlées pendant la nuit et / ou la journée.

DESCRIPTION BRÈVE DES DESSINS

FIG1. La figure 1 représente schématiquement un satellite réflecteur planaire en orbite autour de la planète Terre en orbite synchrone orienté pour diriger l’énergie solaire vers la même zone sur terre pendant une période de révolution de la terre sur son axe;

FIG2. La figure 2 représente schématiquement la taille d’une zone circulaire sur Terre qui reçoit l’énergie solaire d’un satellite planar-réflecteur en orbite synchrone;

FIG3 est un graphique montrant la relation entre l’altitude orbitale d’un satellite réflecteur planaire et le diamètre de la zone sur Terre qui recevrait la lumière du soleil;

FIG4 est un graphique montrant la relation entre l’altitude orbitale et l’intensité de l’illumination solaire sur une zone terrestre à partir d’un satellite ayant une surface planar-réflecteur de 1 000 pieds de diamètre;

FIG5 est une représentation sur une carte d’une zone typique des Etats-Unis qui pourrait être amenée à recevoir un rayonnement solaire via la technique de la présente invention;

FIG6 est un graphique montrant les intensités d’éclairage naturel sur la terre à différents moments après le crépuscule et sous différentes conditions typiques de couverture nuageuse et de phase de lune;

FIG7 est un graphique montrant la relation entre l’angle d’orbite et l’angle d’assiette de tangage d’un satellite planar-réflecteur en orbite synchrone nécessaire pour maintenir la réflexion de l’énergie solaire sur la même zone de la terre;

FIG 8 et 9 représentent schématiquement la géométrie optique par rapport à la position du satellite réflecteur pendant des orbites de 12 heures et de 6 heures, respectivement, et une zone sur la Terre vers laquelle la lumière solaire est réfléchie; et

FIG10 est un schéma de principe d’un exemple de système de commande d’attitude pour un satellite à réflecteur utilisé conformément à la présente invention.

DESCRIPTION DU MODE DE RÉALISATION PRÉFÉRÉ

La quantité de lumière visible à la surface de la Terre due à l’illumination solaire est de 11.050 lumens / pi2 dont 9.570 lumens / pi.2 est due à la lumière directe du soleil et 1.480 lumens / pi.2 est due à la lucarne ou à la lumière du soleil ce qui est reflété par l’atmosphère. La quantité de lumière visible frappant un satellite dans l’espace est de 12 700 lumens / pi2. En considérant la présente invention en termes d’illumination à la surface de la terre, il semblerait que la valeur de 11,050 lumens / ft2 peut être utilisée comme valeur nominale qui prend en compte l’atténuation de la lumière réfléchie de l’extérieur vers l’intérieur de l’atmosphère terrestre.

Comme cela est montré sur la Fig. 1, un réflecteur planaire 20 est placé comme un satellite en orbite autour d’une planète 21, telle que la terre, et l’angle du réflecteur planaire est modifié par rapport à la ligne de soleil 22 en fonction de la position de l’orbite afin de refléter l’image du soleil en continu à une zone désirée sur la surface de la terre. Le diamètre approximatif de l’image solaire qui est réfléchie vers la terre à partir de tout réflecteur dans une orbite synchrone, comme montré sur la Fig. 2 peut être exprimé comme suit:

Di = r sin α = 22 400 × .00931 = 208,5 milles

Di = diamètre du disque éclairé

R = distance de l’image = ≅ altitude orbitale

α = diamètre apparent du soleil

Le diamètre apparent de l’image du soleil a été donné comme 31 ‘59.26 « .

L’intensité de l’illumination par un 1 000 pi. diamètre planaire-réflecteur en orbite synchrone, de la zone éclairée sur la surface de la terre peut être déterminé comme suit:

Id = intensité de l’éclairage de la zone

Dr = diamètre du réflecteur (miles)

Ds = diamètre de la zone éclairée (miles)

11,050 = Intensité du rayonnement solaire – lumen / ft.2

Ainsi, pour tout satellite planar-réflecteur 20 donné, lorsque l’altitude orbitale diminue, la taille de la zone illuminée par le réflecteur 24 sur la surface de la Terre est diminuée et l’intensité de l’éclairage est augmentée. La variation approximative du diamètre de la zone éclairée avec la distance d’image est représentée sur la Fig. 3. Pour un réflecteur planaire 20 de 1 000 pieds de diamètre, la variation de l’intensité de l’éclairage avec la distance de l’image est représentée sur la Fig. 4.

Pour acquérir une compréhension physique de l’effet d’éclairage potentiel d’un réflecteur planaire circulaire 20 de 1000 pieds de diamètre sur une orbite synchrone, la zone illuminée par réflecteur 24 serait approximativement comme montré sur la Fig. 5. L’intensité de l’éclairage par une nuit claire serait très proche de celle d’une nuit éclairée par la lune. Comme montré sur la Fig. 6, le niveau d’éclairement à 40 ° N. de latitude dans des conditions de clair de lune commence à moins de .01 lumens / ft.2 et augmente à environ .0175 lumens / ft.2. Ainsi, la valeur moyenne du clair de lune brillant à 40 ° de latitude nord est plus proche de 0,013 lumens / pied. 2. Environ 10 000 satellites dans une altitude synchrone pourraient éclairer toute la partie continentale des États-Unis à un niveau d’éclairage public, soit environ 1 lumen / pi2.

Les effets de la couverture nuageuse sur le système d’éclairage par satellite peuvent également être évalués en se référant à la Fig. 6. Étant donné que le niveau d’éclairement fourni par un seul satellite est à peu près au même niveau que celui de la Lune, les effets de la couverture nuageuse sur le niveau d’illumination de la Lune sont importants pour l’éclairage du réflecteur. En référence à la Fig. 6, l’atténuation dans l’illumination entre une pleine lune claire (.01 lumens / ft.2) et une nuit modérément nuageuse (.005 lumens / ft.2) est d’environ un facteur 2. En se référant à nouveau aux courbes de « Clear- – No Moon « et » Heavy Clouds – No Moon « , l’atténuation de la lumière des étoiles est d’environ un facteur 4. Par conséquent, 3 fois plus de réflecteurs compensent la couverture nuageuse modérée à forte.

En ce qui concerne le chauffage et le contrôle de la température, il est bien connu que le rayonnement solaire est un facteur causal majeur dans la génération des conditions météorologiques et du climat. Il semblerait donc que, si la quantité de rayonnement solaire qui est reçue dans une zone donnée varie de manière significative par des moyens réflecteurs satellites, il en résultera une certaine variation de la température et / ou des conditions météorologiques. Une estimation préliminaire et nécessairement grossière du nombre de satellites avec 100 pi. des réflecteurs planaires de diamètre 20 requis dans une orbite synchrone pour produire une élévation de température de 1,3 ° R. dans une zone circulaire d’un diamètre de 208 milles est d’environ 12 000 s’il n’y a pas de flux massique important dans et hors de la zone. Cette intensité de rayonnement représente environ un pour cent du rayonnement solaire. Si l’altitude orbitale est réduite à 6 000 miles, la même intensité de rayonnement peut être générée par environ 1 000 de ces satellites réflecteurs, mais la zone irradiée est réduite à un disque d’environ 60 miles de diamètre.

Si mille 1000 pieds diamètre réflecteur 20 satellites ont été utilisés dans une orbite de 500 miles, l’intensité du rayonnement serait de l’ordre de 1/2 fois celle du soleil, mais la durée de la période de chauffage ne serait pas supérieure à environ quatre minutes. De plus, le diamètre de la zone éclairée ne serait que de cinq milles. Chaque réflecteur planaire 20 de la taille illustrée reflète environ 100 mégawatts, et l’entrée d’énergie dans la zone de 5 micromètres serait de 100 milliards de watts.

Augmentation du nombre de 1 000 pi. diamètre planar-réflecteur 20 satellites à 10.000 dans une orbite de 500 miles permettrait un taux de chauffage équivalent à environ 15 fois celui du soleil qui produirait probablement une élévation significative de la température transitoire dans la zone de 5 -mile diamètre pendant la période de 4 minutes . En abaissant l’altitude orbitale à 321 milles et en utilisant 10 000 réflecteurs planaires, 20 satellites de la taille illustrée augmentent le débit énergétique à 40 fois celui du soleil sur un disque de 3 miles de diamètre pendant une durée d’environ une minute. Le taux d’apport d’énergie augmente jusqu’à 5 000 watts / pied. 2. Les effets de ces explosions thermiques sur un petit segment de l’atmosphère et / ou de la terre nécessiteraient une évaluation plus poussée, tout comme les compromis entre l’altitude orbitale, le nombre et la taille des réflecteurs, l’apport total de chaleur dans une zone donnée. la zone chauffée, les températures transitoires produites, les effets de la circulation de la masse d’air, les mouvements requis du satellite et les coûts approximatifs.

En ce qui concerne les exigences de contrôle d’attitude, le concept de base de la présente invention consiste à placer des satellites planar-réflecteur 20 dans une orbite équatoriale synchrone ou subsynchrone et à faire varier l’angle du réflecteur par rapport à la ligne solaire 20 en fonction de la position orbitale. refléter toujours l’image du soleil au point désiré sur la surface de la terre. En fig1, le même satellite planar-réflecteur 20 est montré en divers points d’une orbite synchrone autour de la terre dans les attitudes requises pour maintenir la direction de pointage désirée pour la réflexion du rayonnement solaire de la ligne solaire 22 vers la zone terrestre le long de la ligne de réflexion. Le changement d’attitude du réflecteur planaire 20 sur une orbite synchrone circulaire par rapport à la position orbitale pour un demi-tour de la terre est représenté sur la Fig. 7. Pour l’orbite synchrone circulaire, le réflecteur 20 satellite doit tourner à une vitesse uniforme d’environ 7,5 ° / h. par rapport à l’espace inertiel afin de maintenir la direction de pointage souhaitée. Comme l’orbite devient légèrement elliptique en raison des effets de la pression solaire, ce taux variera légèrement.

Une situation similaire existe sur une orbite de 12 heures, sauf que la vitesse angulaire requise du réflecteur planaire 20 a augmenté à environ 17 ° / h. comme on peut le voir sur la Fig. 8. Cependant, lorsque l’altitude orbitale est encore réduite, l’effet de la différence des vitesses angulaires de la terre et du réflecteur, associé à une longueur de trajet plus courte du faisceau lumineux, entraîne le changement nécessaire de la vitesse angulaire du véhicule. non linéaire. Comme cela est montré sur la Fig. 9, sur l’orbite de 6 heures, le taux de changement de la direction de pointage est le plus grand lorsque le réflecteur planaire 20 est directement au-dessus de la tache de terre qui s’allume et diminue à mesure qu’il s’éloigne de la tache terrestre. Dans l’orbite de 6 heures, le débit angulaire maximal de la direction de pointage est d’environ 40 ° / h. et chute à environ 30 ° / heure. comme le réflecteur se déplace hors de la vue de la tache de la terre. Par conséquent, dans les orbites à altitude plus élevée, il y a peu d’exigences de couple dues aux exigences d’orientation et, sur l’orbite de 6 heures, environ 5 ° / h. le changement de la vitesse angulaire doit être effectué en une heure pour maintenir la direction de pointage désirée. Ainsi, une capacité d’accélération angulaire de 10 ° / heure / heure. devrait être plus que suffisant pour les orbites de 6 heures ou plus. Sur une orbite de 500 miles, le débit maximum peut atteindre 90 ° / min. avec une exigence d’accélération correspondante de 90 ° / min. / min.

La précision de pointage requise dépendra de la mission du réflecteur. Si l’on voulait éclairer un mile carré de surface, une précision de pointage de 0,2 ° suffirait. Cependant, si l’on souhaitait éclairer une zone de deux villes telle que Baltimore, Md. Et Washington, D.C. à partir d’un seul réflecteur synchrone, alors une précision de pointage d’environ 0,1 ° serait nécessaire. En référence à la Fig. 5, une imprécision de 0,5 ° EC dans le pointage du véhicule réflecteur entraîne un décalage d’environ 40 milles au centre de la zone à éclairer.

FONCTIONNEMENT DU SYSTÈME DE COMMANDE D’ATTITUDE

Un schéma de principe d’un système de contrôle d’attitude pour le satellite planar-réflecteur 20 est représenté sur la Fig. 10. Les éléments orbitaux du satellite réflecteur seront connus des stations de poursuite au sol et ces éléments seront transmis à un centre de calcul central pour le calcul des angles d’attitude des satellites souhaités en fonction du temps. Après calcul de la direction future de la ligne de soleil et de la vitesse par rapport au satellite à partir des éléments orbitaux prédits, les sorties de capteurs d’attitude futures requises en fonction du temps sont alors informatisées. Ces angles d’attitude en fonction d’une période de temps relativement courte sont transmis au satellite depuis une commande au sol 30 et stockés dans un moyen de stockage de commande d’attitude 22 à utiliser comme entrées de référence du système de contrôle d’attitude en fonction du temps. Cette procédure de calcul, de transmission, de stockage et d’utilisation serait ensuite répétée à intervalles tout au long de la vie utile du satellite.

Le système de contrôle d’attitude à bord du satellite, en plus du récepteur de télémétrie 31 et du dispositif de commande d’attitude 32, comprendra un rouleau de protection 33 pour effectuer un changement d’attitude de satellite par rapport au roulis, un par rapport au tangage, un capteur de tangage 36, un capteur de roulis 38 et des étés 40 et 42 pour corréler les informations des capteurs de tangage et de roulis avec les commandes du dispositif de stockage 32 pour commander les opérations des torseurs 33 et 34. Lacet, étant défini comme rotatif un mouvement autour de l’axe perpendiculaire à la surface plane du réflecteur 20 peut être ignoré, car un tel lacet sera sans effet sur la visée d’un tel réflecteur dans une direction choisie.