CN102574586B - 包括形成一空间运载飞行器的一空间母探测器和多个空间子探测器的系统 - Google Patents

包括形成一空间运载飞行器的一空间母探测器和多个空间子探测器的系统 Download PDF

Info

Publication number
CN102574586B
CN102574586B CN201080028696.9A CN201080028696A CN102574586B CN 102574586 B CN102574586 B CN 102574586B CN 201080028696 A CN201080028696 A CN 201080028696A CN 102574586 B CN102574586 B CN 102574586B
Authority
CN
China
Prior art keywords
detector
sub
ring segment
space
segment portion
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201080028696.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102574586A (zh
Inventor
C·巴朗布瓦
R·A·莱内
X·塞贝利
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Defence and Space SAS
Original Assignee
Astrium SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Astrium SAS filed Critical Astrium SAS
Publication of CN102574586A publication Critical patent/CN102574586A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102574586B publication Critical patent/CN102574586B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B64G1/105—Space science
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B64G1/641—Interstage or payload connectors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B64G1/641—Interstage or payload connectors
    • B64G1/643—Interstage or payload connectors for arranging multiple satellites in a single launcher

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Navigation (AREA)
  • Length Measuring Devices With Unspecified Measuring Means (AREA)
  • Manipulator (AREA)
  • Automobile Manufacture Line, Endless Track Vehicle, Trailer (AREA)
  • Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)

Abstract

本发明的目标是这样一种系统：所述系统包括形成一空间运载飞行器(1)的一母探测器和多个子探测器(2a，2b，2c)，子探测器沿着母探测器的纵向轴线(A)对齐，子探测器在母探测器上的固定通过多个探测器支撑环形段部(5a，5b，5c)实施，每个段部配有用于固定一子探测器的一环箍(3a，3b，3c)。

Description

包括形成一空间运载飞行器的一空间母探测器和多个空间子探测器的系统
技术领域
本发明涉及一种系统，所述系统包括形成一空间运载飞行器的一空间母探测器和多个空间子探测器；并且涉及这些子空间探测器在形成空间运载飞行器的空间母探测器上的组装。
背景技术
本发明的技术领域是空间领域和特别是包括需要从单个的空间运载飞行器投放的多个探测器的空间任务。
从单个的运载器投放多个卫星的问题是已知的和特别是文献US5152482、US5605308、US5199672、US5271582涉及这样的组装：运载器配有围绕运载器的纵向轴线分布的卫星群。
适于多个卫星的快速投放的这些组装并不适于空间探测器的投放，这是由于运载飞行器需要在方向上和围绕纵向轴线的成角度转动(rotation angulaire)上进行较大的轨道修正，以投放这类探测器。
文献US5350137就其本身而言简化了卫星在运载器上的组装，这是由于设置这样的卫星：卫星包括呈抛物体形状的结构，支撑辅助设备，卫星的呈抛物体的结构允许在可分离的罩盖下沿着运载器的纵向轴线将卫星一个在另一之上堆叠。
文献US5 765 784就其本身而言描述了一种空间运载飞行器，子探测器群挂接在该空间运载飞行器上。
子探测器或降落模块围绕运载飞行器就位和因此具有相对分离的不同方向，这使得在投放时系统的对称性发生变化。
在此情形下，需要在每次分离前修正空间运载飞行器的姿势，以正确地定向每个下降模块。
此外，这类构型在运载飞行器处需要复杂的结构和运载飞行器/探测器整体的直径较大。此外，随着投放的进行，系统的对称性的变化使得过程复杂并增加所需的碳氢燃料的数量和运载器的质量。
发明内容
本发明涉及一种系统，所述系统特别是在以合适的姿势星际航行后，允许空间飞行器或母探测器的多个下降模块分离，同时最小化对于在连续的两次分离之间的空间飞行器要完成的操作，和对于连续的两次任务或在出现配置变化时，最小化重新设计工作。
在此范围内，由母探测器形成的空间飞行器本身是适于星际间航行、沿着其空间路线与地球通信数据和如有需要在空间航行时调节子探测器的温度和存储参数的一种探测器。
更为确切地说，本发明设置一种系统，所述系统包括形成一空间运载飞行器的一母探测器和多个子探测器，子探测器沿着母探测器的纵向轴线对齐，其特征在于，子探测器在母探测器上的固定通过多个探测器支撑环形段部实施，每个段部配有用于固定一子探测器的一环箍。
母探测器是这样一种空间探测器：其适于从一天体移动到另一天体和适于运送子探测器。
根据一优选实施方式，至少某些探测器支撑环形段部包括用于保护子探测器的一外圆柱形罩盖元件。该构型此外方便子探测器的热控制系统的设计。
优选地，所述至少一圆柱形罩盖元件相对于承载该元件的段部的环箍定向，以保护一前子探测器，环箍被定向以保证一后子探测器的固定。
更为特别地，至少一中间探测器支撑环形段部在后子探测器侧包括圆柱形罩盖元件的用于固定一后环形段部的延伸部分。
根据本发明的系统此外可是如：第一环形段部固定在空间运载飞行器上和包括用于固定第二探测器支撑环形段部的圆柱形罩盖元件的一环形凸缘。
根据本发明的一实施方式，最后的环形段部使得其所支撑的子探测器是可见的。
环箍有利地为大体截锥形，子探测器的固定在环箍的一环形内边部处保证。
在此情形下，子探测器优选地包括叠置于环箍中的一锥形后罩壳。
有利地，子探测器被布置在运载飞行器的前面。
根据本发明，子探测器的相继投放通过借助位于环箍和子探测器之间的界面处的推力装置向前弹出子探测器进行。
至少一子探测器的投放跟随有其支撑环形段部的投放。
根据本发明的一特别方面，至少某些环形段部承载子探测器的热控制散热器。
附图说明
通过阅读以下本发明的一非限定性实施例的描述并参考附图，将更好地理解本发明的其它特征和优点，附图中：
-图1是根据本发明的系统的示意性剖切透视图；
-图2是图1的系统的分解图；
-图3A是示出在第一次投放前的图1的系统的透视图；
-图3B是在第一次投放中的图1的系统的视图；
-图4A是在第一次中间结构投放中的图1的系统的视图；
-图4B是用于第二次投放而已定位的图1的系统的视图；
-图4C在第二次投放中的图1的系统的视图；
-图5A是在第二次中间结构投放中的图1的系统的视图；
-图5B是用于第三次投放而已定位的图1的系统的视图；
-图5C是在第三次投放时的图1的系统的视图；
-图6是图1的系统沿纵向剖切的示意图。
具体实施方式
本发明既适用于例如这种空间任务：如一空间探测器的一空间运载模块将多个降落模块向待研究的星体运送；也适用于这样的空间任务：运送围绕一天体按轨道飞行的多个子探测器。
这类探测器与简单的运载器是不可相比较的，所述运载器的作用在于将一个或多个卫星置于轨道并且其运行时间被限定为在发射后几分钟、至多几小时。
图1和图2从整体上示出本发明的系统。
系统包括一空间运载飞行器1，空间运载飞行器由一母空间探测器组成，母空间探测器配有：太阳能电池板11，电子导向、通信系统，适于在空间航行的月或年内保持探测器运行的调节系统。
为了进行控制，母探测器此外配有姿势和推进调节喷口12。
在母探测器上布置有多个子探测器2a、2b、2c，根据本发明，这些子探测器沿着组成运载飞行器的母探测器的纵向轴线A对齐。
从使得安装紧凑和简单的角度，子探测器在由母探测器形成的运载飞行器上的固定通过探测器的多个支撑环形段部5a、5b、5c实施，每个段部配有用于固定一探测器的一环箍3a、3b、3c。
本发明的系统因此被设计以使得整体的重心接近不同探测器的对齐轴线，这在连续地投放探测器时，减小对整体的姿势干扰。
此外，即便在探测器的质量不同的情形中，整体仍易于平衡。
需要推进一探测器的理论等级速度大约为11.5km/s，这比提供给一卫星的速度大很多。对于卫星和地球的例如400km的低轨道，速度大约为7.5km/s。
由于能量根据平方的速度变化，就质量而言，一探测器相对于一卫星是更为敏感的。
图2示出沿着轴线A分解的系统，可以看见，子探测器对齐堆叠，从在运载飞行器1侧的一前子探测器向远离运载飞行器的一后子探测器开始。按照习惯将在投放子探测器时位于轨道前面的部分称为运载飞行器的前部。
本发明的原理因此在于将包括子探测器和环形段部的基础模块沿着由母探测器组成的运载飞行器的轴线堆叠。
子探测器可以特别是用于置位在待观察的星体上的下降模块，而母探测器将保持在围绕所述星体的轨道上。
子探测器布置在运载飞行器1前面并且在准固定的方向上一个在另一个之后地相继地投放，在探测器或前一模块分离前，承载结构和后一探测器进行中间分离。
飞行器的前面相对于飞行器的定向在子探测器的投放阶段被限定。
图3A到图5C示出全部子探测器从组成运载模块的母探测器的相继分离序列。
本发明允许设计这样一种相继分离序列：运载飞行器的姿势变化最小，这减少用于操纵分离序列对推进剂的需求。
特别地，在对应投放探测器的阶段时所瞄准的定向仍旧是接近的和需要较少修正空间运载飞行器的轨道。
图3A对应系统相对于允许投放第一探测器的轨道T的定位。
通过喷口12，将系统围绕其重心相对于轨道T进行定向，以使得在推进投放探测器时，探测器以期望的姿势置位在期望的轨道上，例如用于进入天体的大气中的一轨道，探测器应置位在该天体上。
在投放探测器2c的构型中，探测器的对称轴线A与轨道所成的角度通过值α1标记。
图3B示出在投放探测器2c时的系统。
该探测器一旦被投放，系统继续其路线和准备投放第二探测器。
为此，在图4A上，包括用于固定第一探测器的环箍3c的段部5c被投放以显示出第二探测器2b。
在图4B上，飞行器执行必要的姿势修正，以能够根据所选择的轨道投放第二探测器，在探测器的轴线A和轨道T之间的角度标记为α2和在图4C上进行第二探测器的投放。
根据图5A，包括用于固定第二探测器的环箍的段部5b被投放以显示出第三探测器2a。
在如在图5B上所示，模块相对于其轨道的可能的重新对齐后，第三探测器如在图5C上所示进行投放。
由于本发明的原理，需要非常少的操作来将子探测器投放在期望给予它们的轨道上，模块相对于其自身轨道在俯仰方面的瞄准实际上是唯一要实施的操作，以将多个探测器布置在一天体上。
此外，本发明的系统的回转对称构型——由此所有探测器位于单根轴线上——根据在地球/天体间航行时的热控制限制简化对整体姿势的管理。
如在图示上所示和特别是在图2上所示，探测器的至少某些支撑环形段部包括用于保护探测器的一外圆柱形罩盖元件4a、4b。
这些圆柱形罩盖元件4a、4b相对于承载这些元件的段部5b、5c的环箍3b、3c被定向，以保护一后探测器2a、2b，环箍被定向以保证一后探测器2b、2c的固定。
圆柱形罩盖元件屏蔽和减弱太阳辐射。这保护位于罩盖内部的探测器并降低了它们在热控制方面的需要。
相反地根据示例，一最后的环形段部5c使得其所支撑的探测器是可见的，如有需要该探测器可通过一特定罩盖或常见的多层隔离进行保护。
因此，根据示例，除了最远离模块的探测器之外，探测器位于一结构内部且不直接面对太空。
因此，散热环境更好地得到控制并且它们单独的热控制得到简化。
这种热控制可以特别地在航行期间依靠母探测器，子探测保持不工作直到投放它们。
为此，配有太阳能电池板的母探测器可包括这样的部件：所述部件适于保证至少某些子探测器的热控制和此外包括对子探测器的电池进行充电和保持充电的部件。
对于由罩盖保护的探测器，如果热控制需要安装散热器10，散热器可布置在结构上，例如布置在圆柱形罩盖的外壁上，如在图3A的罩盖5b上所示，并因此不干涉探测器进入大气的热保护。
除了罩盖，至少一中间探测器支撑环形段部在后探测器侧包括用于固定后环形段部的圆柱形罩盖元件的延伸部分6。
该延伸部分6允许使得后一罩盖与前一段部的接合区域与环箍远离，以使得在投放段部时，没有损坏前一段部的环箍的风险。
相同地，为了组成在模块1和探测器的第二支撑环形段部的第一罩盖4a之间的接合处，第一环形段部固定在空间运载飞行器上和包括用于固定该圆柱形罩盖元件4a的一环形凸缘7。
环箍3a、3b、3c为大体截锥形，探测器固定在环箍的一环形内边部处，根据示例探测器包括叠置于环箍中一锥形后侧罩壳8。剖视图6允许良好地看见系统的紧凑性，根据探测器的护罩13的形状，环箍3b和3c对于系统的紧凑性是特别适合的。
在该图示上还示意性示出：在位于环箍和探测器之间的界面处的推力装置14，用于弹出探测器；和推力装置9，用于投放承载罩盖的段部。
本发明的系统适于子探测器由母探测器承载的长期航行。

Claims (13)

1.一种包括形成一空间运载飞行器(1)的一母探测器和多个子探测器(2a，2b，2c)的系统，所述子探测器沿着所述母探测器的纵向轴线(A)对齐，
其特征在于，所述子探测器在所述母探测器上的固定通过多个探测器支撑环形段部(5a，5b，5c)实施，每个探测器支撑环形段部配有用于固定一子探测器的一环箍(3a，3b，3c)。
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，至少某些探测器支撑环形段部包括用于保护所述子探测器的一外圆柱形罩盖元件(4a，4b)。
3.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，至少一圆柱形罩盖元件(4a)相对于承载该圆柱形罩盖元件的段部(5b)的环箍(3b)定向以保护一前子探测器(2a)，所述环箍被定向以保证一后子探测器(2b)的固定。
4.根据权利要求3所述的系统，其特征在于，至少一中间探测器支撑环形段部在所述后子探测器侧包括所述圆柱形罩盖元件的用于固定后环形段部的延伸部分(6)。
5.根据权利要求2到4中任一项所述的系统，其特征在于，第一环形段部固定到所述空间运载飞行器上并且包括用于固定第二探测器支撑环形段部的圆柱形罩盖元件的一环形凸缘(7)。
6.根据权利要求2到4中任一项所述的系统，其特征在于，最后的环形段部(5c)使得其所支撑的子探测器是可见的。
7.根据权利要求1到4中任一项所述的系统，其特征在于，所述环箍(3a，3b，3c)为大体截锥形，所述子探测器固定在所述环箍的一内环形边部处。
8.根据权利要求7所述的系统，其特征在于，所述子探测器包括叠置于所述环箍中的一锥形后罩壳(8)。
9.根据权利要求1到4中任一项所述的系统，其特征在于，所述子探测器被布置在所述空间运载飞行器(1)的前面。
10.根据权利要求1到4中任一项所述的系统，其特征在于，所述子探测器的相继投放通过借助位于所述环箍和所述子探测器之间的界面处的推力装置(14)向前弹出所述子探测器进行。
11.根据权利要求1到4中任一项所述的系统，其特征在于，至少一子探测器的投放跟随有其支撑环形段部的投放。
12.根据权利要求1到4中任一项所述的系统，其特征在于，至少某些环形段部承载所述子探测器的热控制散热器(10)。
13.根据权利要求1到4中任一项所述的系统，其特征在于，所述母探测器包括适于保证至少某些子探测器的热控制的部件。
CN201080028696.9A 2009-05-12 2010-05-07 包括形成一空间运载飞行器的一空间母探测器和多个空间子探测器的系统 Active CN102574586B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0953131A FR2945515B1 (fr) 2009-05-12 2009-05-12 Systeme comportant une sonde spatiale mere formant vehicule spatial porteur et une pluralite de sondes spatiales filles
FR0953131 2009-05-12
PCT/EP2010/056251 WO2010130651A1 (fr) 2009-05-12 2010-05-07 Systeme comportant une sonde spatiale mere formant un vehicule spatial porteur et une pluralite de sondes spatiales filles

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102574586A CN102574586A (zh) 2012-07-11
CN102574586B true CN102574586B (zh) 2014-11-26

Family

ID=41478628

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201080028696.9A Active CN102574586B (zh) 2009-05-12 2010-05-07 包括形成一空间运载飞行器的一空间母探测器和多个空间子探测器的系统

Country Status (7)

Country Link
US (1) US9073646B2 (zh)
EP (1) EP2429900B1 (zh)
JP (1) JP5666565B2 (zh)
CN (1) CN102574586B (zh)
ES (1) ES2430969T3 (zh)
FR (1) FR2945515B1 (zh)
WO (1) WO2010130651A1 (zh)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2980177B1 (fr) * 2011-09-20 2014-07-11 Centre Nat Etd Spatiales Baie propulsive
FR2992746B1 (fr) * 2012-06-28 2015-06-26 Astrium Sas Procede de mise en oeuvre d'actionneurs et dispositif d'actionnement adapte a ce procede
FR3004166B1 (fr) * 2013-04-09 2015-04-17 Astrium Sas Systeme de satellites comportant deux satellites fixes l'un a l'autre et procede pour leur mise en orbite
CN104590563B (zh) * 2013-10-31 2016-12-07 北京航天长征飞行器研究所 一种多功能自控连接抛撒装置
FR3022530B1 (fr) * 2014-06-19 2018-03-02 Airbus Defence And Space Sas Procede de controle d'orbite d'un satellite en orbite terrestre, satellite et systeme de controle d'orbite d'un tel satellite
FR3040045B1 (fr) * 2015-08-10 2017-09-08 Airbus Defence & Space Sas Satellite artificiel
CN105444811B (zh) * 2015-11-30 2018-08-10 上海卫星工程研究所 可分离式小行星探测器
CN108438254B (zh) * 2018-04-18 2020-08-07 北京空间技术研制试验中心 空间飞行器系统及部署方法
CN110865404B (zh) * 2018-08-28 2022-02-18 北京理工大学 多架旋翼无人机协同作业的目标定位系统
US11787572B1 (en) * 2019-05-14 2023-10-17 Space Exploration Technologies Corp. Spacecraft stack assembly configured for stacking, securing, and releasing spacecraft
US11878820B1 (en) * 2019-05-14 2024-01-23 Space Exploration Technologies Corp. Method for stacking, securing, and releasing a spacecraft stack assembly from a rocket

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0409711A1 (fr) * 1989-07-17 1991-01-23 Centre National D'etudes Spatiales Procédé de lancement dans l'espace d'une capsule et moyen de lancement correspondant
US5152482A (en) * 1990-06-29 1992-10-06 Standard Space Platforms Corp. Modular mother satellite bus for subsidiary payloads
US5199672A (en) * 1990-05-25 1993-04-06 Orbital Sciences Corporation Method and apparatus for deploying a satellite network
US5765784A (en) * 1993-09-08 1998-06-16 Hughes Electronics System and method for deploying multiple probes
EP1013546A2 (en) * 1998-12-24 2000-06-28 National Space Development Agency Of Japan Rocket payload fairing and method for opening same

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4854526A (en) * 1987-08-10 1989-08-08 Hughes Aircraft Company Spacecraft design enabling the compact nesting of multiple spacecraft in the launch vehicle
US5052640A (en) * 1989-08-29 1991-10-01 Hughes Aircraft Company Spacecraft design enabling the flat packing of multiple spacecraft in the launch vehicle
US5271582A (en) 1990-06-29 1993-12-21 Standard Space Platforms Corp. Modular mother satellite bus for subsidiary payloads
US5386953A (en) * 1991-11-08 1995-02-07 Calling Communications Corporation Spacecraft designs for satellite communication system
US5350137A (en) * 1993-05-19 1994-09-27 General Dynamics Corporation Space Systems Division Multiple application paraboloid spacecraft structure
US5605308A (en) 1994-06-06 1997-02-25 Mcdonnell Douglas Corp. Space vehicle dispenser
JPH08164899A (ja) * 1994-12-13 1996-06-25 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 複数人工衛星搭載機構
US6036144A (en) * 1997-10-03 2000-03-14 Lockheed Martin Corporation Mass producible launch system
US6319789B1 (en) * 1999-01-25 2001-11-20 Micron Techonology, Inc. Method for improved processing and etchback of a container capacitor
JP2001055200A (ja) * 1999-06-10 2001-02-27 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 惑星探査機
JP2002046700A (ja) * 2000-07-24 2002-02-12 Space Syst Loral Inc 中温度作業流体を含む熱パイプを用いた宇宙船熱放散装置
US7090171B2 (en) * 2003-01-14 2006-08-15 Honeywell International, Inc. Momentum stabilized launch vehicle upper stage
US20060145016A1 (en) * 2004-12-30 2006-07-06 The Boeing Company Mating of spacecraft components using shape memory materials
US7240879B1 (en) * 2005-05-06 2007-07-10 United States of America as represented by the Administration of the National Aeronautics and Space Administration Method and associated apparatus for capturing, servicing and de-orbiting earth satellites using robotics
US7748663B1 (en) * 2005-05-24 2010-07-06 Lockheed Martin Corporation Launch vehicle stage integration device
US7780119B2 (en) * 2006-12-11 2010-08-24 Michael David Johnson Modular spacecraft
US8016240B2 (en) * 2007-03-29 2011-09-13 The Boeing Company Satellites and satellite fleet implementation methods and apparatus

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0409711A1 (fr) * 1989-07-17 1991-01-23 Centre National D'etudes Spatiales Procédé de lancement dans l'espace d'une capsule et moyen de lancement correspondant
US5178347A (en) * 1989-07-17 1993-01-12 Centre National D'etudes Spatiales Process of launching a capsule into space and corresponding launching means
US5199672A (en) * 1990-05-25 1993-04-06 Orbital Sciences Corporation Method and apparatus for deploying a satellite network
US5152482A (en) * 1990-06-29 1992-10-06 Standard Space Platforms Corp. Modular mother satellite bus for subsidiary payloads
US5765784A (en) * 1993-09-08 1998-06-16 Hughes Electronics System and method for deploying multiple probes
EP1013546A2 (en) * 1998-12-24 2000-06-28 National Space Development Agency Of Japan Rocket payload fairing and method for opening same

Also Published As

Publication number Publication date
JP2012526694A (ja) 2012-11-01
FR2945515B1 (fr) 2012-06-01
FR2945515A1 (fr) 2010-11-19
JP5666565B2 (ja) 2015-02-12
US9073646B2 (en) 2015-07-07
CN102574586A (zh) 2012-07-11
EP2429900B1 (fr) 2013-07-24
ES2430969T3 (es) 2013-11-22
WO2010130651A1 (fr) 2010-11-18
EP2429900A1 (fr) 2012-03-21
US20120210808A1 (en) 2012-08-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102574586B (zh) 包括形成一空间运载飞行器的一空间母探测器和多个空间子探测器的系统
Hart et al. Overview of the spacecraft design for the Psyche mission concept
Blume Deep impact mission design
Bayer et al. Europa Clipper mission: the habitability of an icy moon
Grundmann et al. From Sail to Soil-Getting Sailcraft out of the Harbour on a Visit to One of Earth's Nearest Neighbours
Damilano Pleiades high resolution satellite: a solution for military and civilian needs in metric-class optical observation
Chubb et al. Skylab attitude and pointing control system
Clédassou et al. SIMBOL-X: An hard X-ray formation flying mission
Burth et al. NASA sounding rockets user handbook
Deininger et al. Description of the starlight mission and spacecraft concept
RU2181094C1 (ru) Многофункциональный обслуживаемый космический аппарат и способ проведения многоцелевых научно-прикладных исследований с помощью этого космического аппарата
Brophy et al. Dawn: An ion-propelled journey to the beginning of the solar system
Kerridge et al. Cost-effective mission design for a small solar probe
RU2779783C2 (ru) Ракетно-космическая система высокодетального дистанционного зондирования земли в видимом и (или) инфракрасном диапазоне наблюдения
Kubota et al. Mercury Lander: A New-Frontiers-Class Planetary Mission Concept Design
Vaughan et al. Return to Mercury: the MESSENGER spacecraft and mission
Hunter et al. Compass Final Report: Venus Bridge Orbiter and Surface Study (V-BOSS)
Johnson et al. Thermal, Avionics, and Power Considerations for Designing a Nuclear Thermal Propulsion Flight Demonstrator
Ledebuhr et al. Autonomous, Agile, Micro-Satellites and Supporting Technologies for Use in Low-Earth Orbit Missions
Mowle et al. The Landsat-6 satellite: an overview
Sivolella The Unfulfilled Potential of the External Tank
Teston et al. Proba, an ESA technology demonstration mission, results after 3 years in orbit
Barrera Conceptual Design of an Asteroid Interceptor for a Nuclear Deflection Mission
Weaver et al. Automated Mars surface sample return mission concepts for achievement of essential scientific objectives
Kwok et al. New mission and spacecraft design for the space infrared telescope facility

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant