Système et méthode pour l’irradiation des zones de surface de la planète – US Patent 3564253 A

 


Résumé :

Un système et un procédé pour l’irradiation généralisée des zones relativement grandes de surface d’une planète, tels que la terre, la lune, pour l’éclairage, etc.,chauffage, contrôle de la météo, etc., en employant un ou plusieurs satellites de planarreflector à montage automatisé planète en orbite contrôlées dans l’attitude et la position orbite afin de refléter l’énergie du soleil à une zone souhaitée sur la surface des planètes.

Je réclame:

1. Appareil pour effectuer un éclairement généralisé d’une zone de surface d’une planète, comportant un satellite moyens mis à l’eau en orbite autour de cette planète, ledit moyen de satellite comprenant un membraneux réflecteur d’énergie solaire compacté moyens déployable dans l’espace pour former une surface de réflecteur plane rigidifiée, et des moyens d’attitude changeante pour orienter ledit plan surface réflecteur pour intercepter l’énergie solaire du soleil et de réfléchir même sur une zone choisie de ladite planète pour une période de temps choisie au cours de chaque orbite;

lesdits moyens d’attitude de changement comprenant un contrôle au sol des moyens pour transmettre des signaux de commande d’attitude, et, sur ledit moyen de satellites, des moyens d’actionnement pour modifier la position de ladite surface plane du réflecteur, des moyens de détection d’attitude pour détecter l’attitude de ladite surface plane du réflecteur par rapport à la soleil et à ladite planète, des moyens pour recevoir et mémoriser les signaux de commande provenant desdits moyens de contrôle au sol, et des moyens pour comparer les signaux de commande reçus avec informations du capteur d’attitude des moyens pour commander le fonctionnement dudit moyen actionneur.

Déposé le 31 janvier 1967

brevetés 16 février 1971 Assigné à Westinghouse Electric Corporation de Pittsburgh, en Pennsylvanie.

SYSTÈME ET PROCÉDÉ DE irradiation de PLANÈTE SURFACES CONTEXTE DE L’INVENTION 1.

Domaine DELA invention radiations d’énergie sous forme d’ondes électromagnétiques pour le chauffage et / ou d’illumination.

Numéro de publication US3564253 A
Type de publication Grant
Date de publication Le 16 février 1971
Date de dépôt Le 31 janvier 1967
Date de priorité Le 31 janvier 1967
Inventeurs Arthur G Buckingham
Cessionnaire d’origine Westinghouse Electric Corp

2. Description de l’art antérieur Chauffage et éclairage par énergie rayonnante que contrôlé par l’homme jusqu’à présent a été limitée, soit des systèmes actifs qui produisent cette énergie ou pour Earthbound systèmes passifs dont l’énergie solaire à des zones relativement petites. Chauffage et / ou l’éclairage de zones plus grandes comme généralisée ainsi obtenus par conséquent a tendance à être coûteux et / ou peu pratique.

RESUME DE L’INVENTION En accord avec la présente invention, l’éclairage et / ou le chauffage d’un espace d’une planète généralisé, tel que la terre, est obtenue par la réflexion de l’énergie solaire ou la lumière du soleil, sur cette zone en orbite plane réflecteur satellite moyens orienté par des moyens de contrôle d’attitude pour maintenir une telle réflexion pendant des périodes prolongées ou contrôlées au cours de la nuit et / ou la journée.

BREVE DESCRIPTION DES DESSINS La figure. 1

représente schématiquement un satellite réflecteur plane orbite autour de la planète Terre en orbite synchrone orienté pour diriger l’énergie solaire pour la même zone sur la terre pendant une période de révolution de la terre sur son axe;

FIGUE. 2 représente schématiquement la taille d’une zone circulaire sur la terre, qui reçoit l’énergie solaire provenant d’un satellite réflecteur plane en orbite synchrone;

FIGUE. La figure 3 est un graphique montrant la relation entre l’altitude d’un satellite orbital plane-réflecteur et le diamètre de la surface de la terre qui reçoivent la lumière du soleil de celui-ci;

FIGUE. La figure 4 est un graphique montrant la relation entre l’altitude orbitale et l’intensité de l’éclairement solaire sur une surface de la terre à partir d’un satellite ayant une surface plane diamètre réflecteur 1000 pieds;

FIGUE. La figure 5 est une projection sur un plan d’une surface typique des Etats-Unis qui pourrait être faite pour recevoir le rayonnement solaire par l’intermédiaire de la technique de la présente invention;

FIGUE. 6 est un graphique montrant les intensités d’éclairage naturels sur terre à différents moments suivants crépuscule et dans différentes conditions typiques de la couverture nuageuse et phase de lune;

FIGUE. 7 est un graphique montrant la relation entre l’angle de l’orbite et de l’angle d’assiette longitudinale plane d’un satellite en orbite réflecteur synchrone nécessaire pour maintenir la réflexion de l’énergie solaire sur la même surface de la terre;

Les figures. 8 et 9 représentent schématiquement la géométrie optique par rapport à la position du satellite réflecteur pendant 12 heures et 6 heures orbites, respectivement, et une zone sur la terre vers laquelle la lumière du soleil est réfléchie; et

FIGUE. est un schéma fonctionnel d’un système de contrôle d’attitude d’un satellite titre d’exemple de réflecteur utilisé en accord avec la présente invention.

DESCRIPTION DE LA RÉALISATION PRÉFÉRÉE

La quantité de lumière visible sur les terres de surface en raison de l’illumination solaire a été donné en 1050 lumens 1 / ft. dont 9,570 lumens / ft. est due à la lumière du soleil directe et 1.480 lumens / pi. est due à puits de lumière, la lumière du soleil ou qui est réfléchie à partir de l’atmosphère. La quantité de incidente de la lumière visible sur un satellite dans l’espace a été donné en 12.700 lumens / FTF. En examinant la présente invention en termes d’éclairage sur la surface de la terre, il semblerait que la valeur de 11.050 lumens / pi. peut être utilisé comme une valeur nominale qui prend en compte l’atténuation de la lumière réfléchie à partir de l’extérieur vers l’intérieur à travers l’atmosphère terrestre 5.

Comme cela est représenté sur la figure. 1, un plan-réflecteur est placé comme un satellite en orbite autour d’une planète 21, comme de la terre, et l’angle du plan-réflecteur est modifiée par rapport à la ligne de soleil 22 en fonction de la position de l’orbite de façon à refléter la soleils d’image en continu à une zone souhaitée sur la surface de la terre. Le diamètre approximatif de l’image solaire qui est réfléchie à la terre de tout réflecteur sur une orbite synchrone, comme indiqué sur la figure. 2 peut être exprimé comme suit:

D, = R sin a = 22400 X 0,00931 = 208,5 miles ‘de diamètre de illuminée disque R distance d’image de l’altitude orbitale un diamètre apparent du soleil Le diamètre apparent de l’image du soleil a été donné comme 31’ D 59.26 « . L’intensité de . l’éclairage par un-mille pieds de diamètre planarreflector en orbite synchrone, de la zone éclairée sur la surface de la terre peut être déterminée comme suit:

Je intensité de l’éclairage de la zone D Diamètre du réflecteur (miles) D Diamètre de la zone éclairée (miles) 1 1050 Intensité du rayonnement solaire-lumen / ft.

Ainsi, pour toute donnée plan réflecteur 20 satellite, que l’altitude orbitale est réduite, la taille de la zone de réflecteur éclairé par 24 sur la surface de la terre est diminué et l’intensité de l’éclairement est augmentée. La variation du diamètre approximatif de la zone éclairée avec distance d’image est représenté sur la figure. 3. Pour un plan réflecteur 20 de diamètre 1 000 pieds, la variation de l’intensité de l’illumination avec la distance d’image est représenté sur la figure. 4.

Pour acquérir une compréhension physique de l’effet potentiel de l’éclairage d’une circulaire plane-réflecteur 20 satellites 1.000 pieds de diamètre sur une orbite synchrone, la zone de réflecteur-éclairé 24 serait à peu près comme le montre la figure. 5. L’intensité de l’éclairage par une nuit claire serait très proche de celle d’une nuit de pleine lune lumineuse. Comme représenté sur la figure. 6, le niveau d’éclairement à 40 de latitude nord dans des conditions de clair de lune commence à moins de .01 lumens / pi. et augmente à environ 0,0175 lumens / FTF. Ainsi, la valeur moyenne de clair de lune à 40 de latitude nord est plus près de 0,013 lumens / FTL Environ 10.000 satellites en altitude synchrone pourraient éclairer la totalité continentale des États-Unis à un niveau d’éclairage public, soit environ 1 lumen / FTF.

Les effets de la couverture nuageuse sur le système d’éclairage par satellite peuvent aussi être évalués par référence à la figure. 6. Depuis le niveau d’éclairement fourni par un seul satellite est sur le même niveau que celui de la lune, les effets que la couverture nuageuse a sur le niveau de l’éclairage des lunes est d’importance pour l’éclairage réflecteur satellite. En se référant à la Fig. 6, l’atténuation dans l’illumination entre une pleine lune claire (0,01 lumens / pi?) Et une nuit modérément trouble (.005 lumens / pi?) Est un facteur d’environ 2. Se référant à nouveau aux courbes de Clear- Aucune Lune et lourd CloudsNo Lune, l’atténuation de la lumière des étoiles est un facteur d’environ 4. Par conséquent 3 fois plus de réflecteurs compenserait modérée à forte nébulosité.

En ce qui concerne le chauffage et la commande de temps, il est bien connu que le facteur causal majeur dans la génération de conditions météorologiques et le climat est le rayonnement solaire.

Il semble donc que, si la quantité de rayonnement solaire qui est reçu dans une zone donnée, on fait varier de manière significative par des moyens réflecteurs par satellite, une certaine variation de la température et / ou les conditions météorologiques se produit. Une estimation préliminaire et nécessairement brut du nombre de satellites avec IOO-pi. diamètre des réflecteurs planaires-20 nécessaires dans une orbite synchrone pour produire une élévation de température de l.3 R. dans une zone circulaire d’un diamètre de 208 miles est d’environ 12 000 en l’absence de débit massique appréciable dans et hors de la région.

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 généré par environ 1000 tels satellites de réflecteurs, mais la zone étant irradiée est réduite à un disque d’un diamètre d’environ 60 miles.

Si un millier IOOO-pi. diamètre réflecteur 20 satellites ont été utilisées dans une orbite de 500 mile, l’intensité du rayonnement serait de l’ordre de l KTimes celle du soleil, mais la durée de la période de chauffage ne serait pas supérieure à environ quatre minutes. En outre, le diamètre de la zone éclairée étant serait seulement cinq miles. Chaque réflecteur plane 20 de la taille titre d’exemple reflète environ 100 mégawatts, et l’apport d’énergie dans la zone S-rnile serait de 100 milliards de watts.

Augmenter le nombre de 1 000 pi. diamètre plan réflecteur 20. satellites à 10.000 dans une orbite de 500 mile permettrait un taux équivalent de chauffage à environ fois celle du soleil qui serait probablement produire une augmentation de température transitoire importante dans la zone 5-mile de diamètre au cours de la période de 4 minutes . Dropping l’altitude orbitale jusqu’à 321 miles et en utilisant 10.000 satellites plane-réflecteurs de la taille augmente en exemple l’entrée de taux d’énergie 40 fois celle du soleil sur un disque 3 miles de diamètre pour une période d’environ une minute.

Le taux de consommation d’énergie augmente à 5.000 watts / pi2. Les effets de ces explosions thermiques sur un petit segment de l’atmosphère et / ou de la terre auraient besoin 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 taille de la zone étant chauffé, les températures transitoires produites, les effets de la circulation des masses d’air, les mouvements requis du satellite, et les coûts approximatifs.

Quant aux exigences de contrôle d’attitude, le concept de base de la présente invention est de placer plane-réflecteur 20 satellites sur une orbite équatoriale synchrone ou subsynchrone et varier l’angle du réflecteur par rapport à la ligne de soleil 20 en fonction de la position de l’orbite de façon pour refléter l’image du soleil toujours au point désiré sur la surface de la terre.

Dans la Fig. I, le même plan réflecteur 20 satellites est indiquée à un divers points dans une orbite synchrone autour de la terre dans les attitudes nécessaires pour maintenir la direction de pointage désiré pour la réflexion du rayonnement solaire de la ligne de soleil 22 à la zone de la terre le long de la ligne de réflexion 26 . Le changement d’attitude de la planarreflector 20 sur une orbite circulaire synchrone par rapport à l’orbite de position pendant une demi-révolution de la terre, est représenté sur la figure. 7.

Pour orbite circulaire synchrone, le satellite réflecteur 20 doit tourner à une vitesse uniforme d’environ 7,5 / h. par rapport à l’espace inertiel afin de maintenir la direction de pointage désiré. Comme l’orbite légèrement elliptique devient due aux effets de la pression solaire, ce taux varie légèrement.

Une situation similaire existe dans une orbite de 12 heures, sauf que la vitesse angulaire requise du plan-réflecteur 20 a augmenté à environ l7 / h. comme on peut le voir sur la figure. 8. Cependant, comme l’altitude orbitale est encore réduite, l’effet de la différence de vitesses angulaires de la terre et le réflecteur, associé à une longueur de trajet plus courte du faisceau lumineux, provoque la vitesse de changement d’attitude angulaire du véhicule requis pour être non linéaire. Comme cela est représenté sur la figure. 9, dans l’orbite de 6 heures, le taux de changement de la direction de pointage est le plus grand lorsque le planarreflector 20 est directement sur la tache de la terre étant éclairé et diminue comme il se déplace loin de l’endroit de la terre. Dans l’orbite de 6 heures, le taux angulaire de crête de la direction de pointage est d’environ 40lhr. et tombe à environ 30lhr. que les réflecteurs se déplace hors de la vue de la tache de la terre. Par conséquent, dans les orbites d’altitude plus élevées, il y a peu d’exigence provoquée par application d’un couple de pivotement exigences et, dans l’orbite de 6 heures, environ 5 / h. variation de la vitesse angulaire doit être effectué en une heure pour maintenir la direction de pointage désiré. Ainsi, une capacité d’accélération angulaire de l0 / h. / H. devrait être plus un inaccuracy’of 0,5 CE dans le pointage des résultats de véhicules de réflecteur dans un quart environ 40 MRLE dans le centre de la zone étant illuminée.

ATTITUDE SYSTÈME DE CONTRÔLE DE FONCTIONNEMENT

Un schéma de principe d’un système de contrôle d’attitude pour le plan-réflecteur 20 satellites est indiquée sur la figure. 10. Les éléments orbitaux du satellite réflecteur seront connus à partir de stations de poursuite au sol et ces éléments seront transmises à un centre de calcul central pour le calcul des angles d’attitude de satellite souhaité en tant que fonction du temps.

Après le calcul de l’orientation future de l’sunline et de la vitesse par rapport au satellite à partir des éléments orbitaux prévus, les futures sorties des capteurs d’attitude nécessaires en fonction du temps sont alors ordinateur. Ces angles d’attitude en fonction de certaine période de temps relativement court sont transmis au satellite à partir d’un contrôle au sol 30 et stocké dans une commande de stockage de l’attitude des moyens 22 pour être utilisés comme entrées de référence pour le système de contrôle d’attitude en fonction du temps. Ce calcul, la transmission, le stockage, et la procédure d’utilisation serait ensuite répété à intervalles tout au long de la vie utile de la satellite.-

Le système de contrôle d’attitude à bord du satellite, en plus du récepteur de télémétrie 31 et l’attitude commande stockeur 32, comprendra un rouleau torquer 33 pour effectuer le changement d’attitude de satellite par rapport à rouler, un terrain torquer 34 pour effectuer le changement d’attitude de satellite avec rapport au pas, un capteur d’inclinaison 36, un capteur de roulis 38, et les étés 40 et 42 à corréler les informations de tangage et de roulis capteurs avec des commandes à partir du stockeur 32 pour contrôler les opérations des coupleurs 33 et 34. Yaw, étant défini comme rotatif mouvement autour de l’axe perpendiculaire à la surface plane du réflecteur 20, peut être ignoré, étant donné qu’une telle lacet sera sans effet sur le but d’un tel réflecteur dans une direction sélectionnée.

 

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Paix et sincérité à tous.

Eveil-delaconscience