CZ309128B6 - Modular construction of an artificial space satellite - Google Patents
Modular construction of an artificial space satellite Download PDFInfo
- Publication number
- CZ309128B6 CZ309128B6 CZ202159A CZ202159A CZ309128B6 CZ 309128 B6 CZ309128 B6 CZ 309128B6 CZ 202159 A CZ202159 A CZ 202159A CZ 202159 A CZ202159 A CZ 202159A CZ 309128 B6 CZ309128 B6 CZ 309128B6
- Authority
- CZ
- Czechia
- Prior art keywords
- payload
- groove
- fields
- base plates
- width
- Prior art date
Links
- 238000010276 construction Methods 0.000 title claims description 8
- 230000035515 penetration Effects 0.000 claims 1
- 238000013461 design Methods 0.000 abstract description 9
- 238000003491 array Methods 0.000 abstract 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 3
- 108091092878 Microsatellite Proteins 0.000 description 2
- PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N Glycerine Chemical compound OCC(O)CO PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 238000005352 clarification Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
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
-
- 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
-
- 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
- B64G1/223—Modular spacecraft systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Radio Relay Systems (AREA)
Abstract
Description
Modulární konstrukce umělé vesmírné družiceModular construction of an artificial space satellite
Oblast technikyField of technology
Vynález spadá do oblasti umělých vesmírných družic, konkrétně systémů pro tyto družice týkajících se přizpůsobeného uložení zejména podsystémů a užitečného zatížení a zařízení pro spojení nebo rozdělení družic a jejich částí.The invention falls into the field of artificial space satellites, specifically systems for these satellites relating to the adapted storage of especially subsystems and payloads and devices for connecting or splitting satellites and their parts.
Dosavadní stav technikyCurrent state of the art
Malé umělé vesmírné družice se skládají ze tří základních komponent, a to z nosné struktury, pomocných podsystémů a užitečného zatížení, takzvaného payloadu. Nosná struktura poskytuje integritu družice během startu nosné rakety a dále tepelnou a radiační ochranu po dobu činnosti družice na orbitu. Podsystémy zajišťují další nezbytné podmínky pro funkci družice a payloadu, příkladně napájení energií, orientaci a manévrování na orbitu, tepelný management, komunikaci s pozemní stanicí či zpracování dat. Payload poskytuje specifické funkce odpovídající dané aplikaci družice podle jejího technického zaměření, kterými mohou být příkladně měření, pozorování, komunikace či experimenty.Small artificial space satellites consist of three basic components, namely a support structure, auxiliary subsystems and a useful load, the so-called payload. The support structure provides the integrity of the satellite during the launch of the launch vehicle, as well as thermal and radiation protection during the operation of the satellite into orbit. The subsystems ensure other necessary conditions for the function of the satellite and payload, for example energy supply, orientation and maneuvering into orbit, thermal management, communication with the ground station or data processing. Payload provides specific functions corresponding to the given application of the satellite according to its technical focus, which can be, for example, measurement, observation, communication or experiments.
V současnosti jsou používány dva základní konstrukční přístupy v kategorii malých umělých vesmírných družic, a to řešení vytvořená zcela na míru pro konkrétní aplikaci či payload nebo částečně modulární řešení příkladně založená na platformě CubeSat, využívající některé již vyvinuté strukturální prvky tak, aby je bylo možné použít ve více různých aplikacích.Currently, two basic design approaches are used in the category of small artificial space satellites, namely solutions created entirely to measure for a specific application or payload or partially modular solutions based on the CubeSat platform, for example, using some already developed structural elements so that they can be used in multiple different applications.
U nemodulárních družic vytvořených na míru pro konkrétní aplikaci či payload se nosná struktura navrhuje přesně podle potřeb mise a tedy se nepředpokládá žádná modifikace této struktury pro její využití ve družicích s odlišnou aplikací nebo payloadem. V důsledku toho nelze tento typ konstrukce družic použít v misích s odlišnou aplikací či payloadem.For non-modular satellites custom-made for a specific application or payload, the support structure is designed exactly according to the needs of the mission, and therefore no modification of this structure is assumed for its use in satellites with a different application or payload. As a result, this type of satellite design cannot be used in missions with a different application or payload.
Částečně modulární řešení často využívá podobnost misí ve vztahu k jejich aplikaci a payloadu. Užívány jsou tedy konstrukce s užším zaměřením, příkladně pro nesení komunikačního vybavení. Tyto konstrukce vykazují společné základní rysy, jako shodný základní modul obsahující pomocné podsystémy a křídla se solárními panely. K těmto dílům se posléze připojí na mim postavený prvek obsahující payload, jakým je například částečně modulární platforma Boeing 702. Další v minulosti testovanou možností modulární konstrukce je spojování menších modulů, z nichž je nosná struktura tvořena. Tuto možnost prozkoumala americká NASA v projektu MCSB (Modular Common Space Bus), kdy byla snaha o modulární přistávací zařízení pro přistání na Měsíci a tento systém byl v praxi aplikován na družici LADEE. Částečná modularita nosné konstrukce v tomto systému spočívá v unifikovaných sendvičových deskách pokrytých solárními panely, ze kterých se složí požadovaná konstrukce, do níž se uloží všechny podsystémy a payload. Celková modularita je zde omezena tím, že spojování desek vyžaduje použití hranových vložek v jednotlivých deskách, přičemž pro každou variantu musí být hranové vložky vyvinuty a připraveny na mim. Částečná modularita podsystému je v současné době řešena pomocí unifikovaných rozměrů desek plošných spojů jednotlivých podsystémů a následné skládání těchto desek do nosných klecí či držáků. Tyto klece jsou integrované v nosné struktuře a v případě, že se daný podsystém nevejde na jednu unifikovanou desku plošného spoje, je nutno využít konektorů a propojení více desek, což zvyšuje hmotnost a snižuje spolehlivost daného podsystému. Zpravidla dochází k modifikaci panelu nosné struktury a instalaci několika potřebných klecí či držáků, přičemž tyto klece a držáky je nutno pevně a bezpečně integrovat do nosné struktury dané družice. Místa, kde jsou tyto držáky instalovány obecně zeslabují konstrukci a zvyšují lokální zatížení a držáky samotné zvyšují hmotnost celé konstrukce.A semi-modular solution often takes advantage of the similarity of missions in relation to their application and payload. Structures with a narrower focus are therefore used, for example for carrying communication equipment. These designs share common basic features, such as an identical basic module containing auxiliary subsystems and wings with solar panels. These parts will then be joined by an element built on the mim containing the payload, such as the partially modular Boeing 702 platform. Another possibility of modular construction that has been tested in the past is the joining of smaller modules that make up the supporting structure. This possibility was explored by the American NASA in the MCSB (Modular Common Space Bus) project, when there was an effort for a modular landing device for landing on the moon and this system was applied in practice to the LADEE satellite. Partial modularity of the supporting structure in this system consists in unified sandwich plates covered with solar panels, from which the required structure is assembled, in which all subsystems and payload are stored. The overall modularity here is limited by the fact that connecting the boards requires the use of edge inserts in the individual boards, and for each variant the edge inserts must be developed and prepared for mim. The partial modularity of the subsystem is currently solved using the unified dimensions of the printed circuit boards of the individual subsystems and the subsequent folding of these boards into support cages or holders. These cages are integrated in the supporting structure, and if the given subsystem does not fit on one unified printed circuit board, it is necessary to use connectors and connect several boards, which increases the weight and reduces the reliability of the given subsystem. As a rule, the supporting structure panel is modified and several necessary cages or holders are installed, while these cages and holders must be firmly and securely integrated into the supporting structure of the given satellite. The places where these brackets are installed generally weaken the structure and increase the local load, and the brackets themselves increase the weight of the whole structure.
- 1 CZ 309128 B6- 1 CZ 309128 B6
Podstata vynálezuThe essence of the invention
Úkolem tohoto vynálezu je vytvoření modulární stavebnicové koncepce, kde specifický tvar jednoho prvku nosné struktury umožňuje sestavení celkové struktury různými způsoby tak, aby bylo možno respektovat variabilní požadavky na velikost a hmotnost konkrétního payloadu bez nutnosti vývoje atestování atypických dílů a tedy bez nutnosti nosnou strukturu vyvíjet opakovaně. Dále také vytvoření modulárních podsystémů družice umožňujících splnit různorodé požadavky na vybavení a dimenzování podsystémů ve vazbě na zvolený payload.The task of this invention is to create a modular modular concept, where the specific shape of one element of the supporting structure enables the assembly of the overall structure in different ways so that it is possible to respect the variable requirements for the size and weight of a specific payload without the need to develop and certify atypical parts and thus without the need to develop the supporting structure repeatedly . Furthermore, the creation of modular subsystems of the satellite enabling the fulfillment of diverse requirements for equipment and dimensioning of the subsystems in relation to the chosen payload.
Podstata tohoto vynálezu sestává ze souboru konstrukčních řešení společně tvořících plně modulární umělou vesmírnou družici stavebnicové koncepce. Jedná se o tři současně aplikovaná konstrukční řešení v podobě modulární nosné struktury družice, modularity podsystémů družice a zařízení pro distribuci a variabilní montáž jednotlivých podsystémů či payloadu v nosné struktuře.The essence of this invention consists of a set of design solutions together forming a fully modular artificial space satellite of a modular concept. These are three simultaneously applied design solutions in the form of a modular satellite support structure, modularity of satellite subsystems and equipment for distribution and variable assembly of individual subsystems or payload in the support structure.
Modularity nosné struktury je dosaženo využitím standardizované základní plotny tvořené soustavou čtvercových polí. Nosná struktura družice je tvořena vzájemným propojením alespoň tří takovýchto základních ploten. Jejich spojením lze dosáhnout různých geometrických konfigurací družice v podobě tělesa s kolmým průřezem tvaru pravidelného mnohoúhelníku a podélnou dutinou. Vzájemné spojení základních ploten je provedeno prostřednictvím univerzálních čepů s variabilně nastavitelným úhlem propojení umožňujících použití jednotné podoby čepů pro různé geometrické konfigurace družice bez nutnosti spojovací prvek opakovaně vyvíjet, přičemž případné rozdílné požadavky na pevnost spojení základních ploten jsou řešeny použitím většího či menšího počtu univerzálních čepů. Základní plotny nemají pevně dané celkové rozměry, které se tedy mohou měnit, a to až do maximálních rozměrů daných kapacitou nákladního prostoru nosné rakety, nikoli však v závislosti na typu payloadu, jako je tomu podle dosavadního stavu techniky. Úprava celkových rozměrů základní plotny se provádí v celočíselných násobcích rozměrů jedné strany pole.The modularity of the supporting structure is achieved by using a standardized base plate formed by a system of square fields. The supporting structure of the satellite is formed by the interconnection of at least three such basic plates. By combining them, different geometric configurations of the satellite can be achieved in the form of a body with a perpendicular cross-section in the shape of a regular polygon and a longitudinal cavity. The mutual connection of the base plates is carried out by means of universal pins with a variably adjustable connection angle, enabling the use of a uniform form of pins for different geometric configurations of the satellite without the need to repeatedly develop the connecting element, while any different requirements for the strength of the connection of the base plates are solved by using a larger or smaller number of universal pins. The basic plates do not have fixed overall dimensions, which can therefore change, up to the maximum dimensions given by the capacity of the cargo space of the launch vehicle, but not depending on the type of payload, as is the case according to the prior art. Adjustment of the overall dimensions of the base plate is done in integer multiples of the dimensions of one side of the field.
Modularity podsystémů je dosaženo standardizovanou mřížkou sestávající z polí základní plotny zachovávajících jednotný rozměr bez ohledu na rozměry samotné základní plotny. Tato konstrukce umožňuje měnit počet a typ konkrétních podsystémů jak v rámci celé družice, tak v rámci jedné základní plotny, dále lze volit různou velikost konkrétních podsystémů v celočíselných násobcích rozměrů jedné strany pole a jednotlivé podsystémy jsou snadno přístupné při montáži, neboť nedochází k jejich vzájemnému překrývání a kabeláž lze snadno vést ve volných mezerách mezi jednotlivými podsystémy. Další výhodou navrženého řešení je zvýšená redundance jednotlivých podsystémů, a tím i zvýšená praktická spolehlivost, jelikož modulární koncepce usnadňuje diverzifikaci podsystémů mezi jednotlivé základní plotny družice, neboť je vyloučena nutnost, aby konstrukce družice obsahovala speciální plotnu dedikovanou podsystémům.The modularity of the subsystems is achieved by a standardized grid consisting of base plate fields maintaining a uniform dimension regardless of the dimensions of the base plate itself. This design allows the number and type of specific subsystems to be changed both within the entire satellite and within one basic plate, furthermore, it is possible to choose different sizes of specific subsystems in integer multiples of the dimensions of one side of the array, and individual subsystems are easily accessible during assembly, as they do not interfere with each other overlapping and cabling can be easily routed in the free gaps between individual subsystems. Another advantage of the proposed solution is the increased redundancy of individual sub-systems, and thus increased practical reliability, as the modular concept facilitates the diversification of sub-systems between the individual basic plates of the satellite, as the necessity for the satellite structure to contain a special plate dedicated to sub-systems is eliminated.
Pro praktickou využitelnost modulární nosné struktury a modularity podsystémů je podstatné řešení zařízení pro distribuci a variabilní montáž jednotlivých podsystémů či payloadu v nosné struktuře, které využívá systému drážek, umístěných v mřížce sestávající z polí základní plotny s příčným průřezem, ve tvaru písmene „T“. Drážky umožňují montáž podsystémů či payloadu pomocí unifikovaných fixačních prvků v podobě šroubu a matky, jejichž počet a rozmístěni odpovídají hmotnosti a velikosti daného podsystému či payloadu. Rozdílné požadavky na dimenzování fixačních prvků jsou tedy řešeny vícenásobným využitím takových fixačních prvků. Toto řešení zásadním způsobem mechanicky vyztužuje základní plotnu oproti konvenčním řešením známým ze stavu techniky, v jejichž případě spoje na bázi drážky naopak konstrukci zeslabují. Drážky mají podobu dvojitých žeber, které jsou vedeny v topologii mřížky. V místech vzájemných průsečíků jednotlivých žeber jsou drážky přerušeny, což má pozitivní vliv na výztužný efekt bez omezení variabilní montáže podsystémů či payloadu.For the practical usability of the modular supporting structure and the modularity of the subsystems, the essential solution is a device for the distribution and variable assembly of individual subsystems or payload in the supporting structure, which uses a system of grooves located in a grid consisting of fields of the base plate with a cross-section in the shape of the letter "T". The grooves enable the assembly of subsystems or payloads using unified fixing elements in the form of screws and nuts, the number and spacing of which correspond to the weight and size of the given subsystem or payload. The different requirements for the dimensioning of fixing elements are thus solved by the multiple use of such fixing elements. This solution mechanically reinforces the base plate in a fundamental way compared to conventional solutions known from the state of the art, in the case of which joints based on the groove, on the contrary, weaken the structure. The grooves take the form of double ribs that are guided in a grid topology. The grooves are interrupted at the intersections of the individual ribs, which has a positive effect on the reinforcement effect without limiting the variable assembly of subsystems or payload.
-2CZ 309128 B6-2CZ 309128 B6
Objasnění výkresůClarification of drawings
Obr. 1 zobrazuje základní plotnu s čepy.Giant. 1 shows the base plate with pins.
Obr. 2 zobrazuje detail čepu na základní plotně.Giant. 2 shows a detail of the pin on the base plate.
Obr. 3 zobrazuje axonometrický pohled na základní plotnu s čepy a drážkami.Giant. 3 shows an axonometric view of the base plate with pins and grooves.
Obr. 4 zobrazuje průřez základní plotnou s drážkami a čtvercovými poli.Giant. 4 shows a cross-section of a base plate with grooves and square fields.
Obr. 5 zobrazuje axonometrický pohled na sestavu dvou základních ploten a bočnice.Giant. 5 shows an axonometric view of the assembly of two basic plates and a side panel.
Obr. 6 zobrazuje detail spojení dvou základních ploten a bočnice pomocí čepu.Giant. 6 shows a detail of the connection of the two base plates and the sidewall using a pin.
Obr. 7 zobrazuje základní plotnu s podsystémy apayloadem.Giant. 7 shows a basic board with apayload subsystems.
Obr. 8 zobrazuje průřez základní plotnou s připevněným payloadem s plochým dnem a podsystémem se strukturovaným dnem.Giant. 8 shows a cross section of the base plate with the flat bottom payload and structured bottom subsystem attached.
Obr. 9 zobrazuje modulární družici nesoucí podsystémy a payload na základních plotnách.Giant. 9 shows a modular satellite carrying subsystems and payload on base plates.
Příklady uskutečnění vynálezuExamples of implementation of the invention
Příklad 1Example 1
Příklad 1 popisuje základní plotnu 100 jakožto základní stavební jednotku modulární konstrukce umělé vesmírné družice.Example 1 describes the base plate 100 as the basic building unit of the modular construction of an artificial space satellite.
Základní plotna 100 je provedena asymetricky tak, že vnitřní strana 102 je hladká bez jakýchkoli funkčních vybrání a vnější strana 101 je provedena jako plocha s funkčními vybráními v podobě čtvercových polí 110 a drážek 120. Čtvercová pole 110 jsou uspořádána do mřížky o 3 řadách a 7 sloupcích, drážky 120 jsou uspořádány tak, že každé pole 110 je obklopeno čtyřmi drážkami 120, přičemž mezi dvěma sousedními poli 110 se nachází vždy právě jedna drážka 120. Každá drážka 120 sestává ze dvou s plochou základní plotny 100 rovnoběžných segmentů, kdy spodní segment 121 má v příčném průřezu vždy stejnou šířku, zatímco vrchní segment 122 je na jednom ze svých konců rozšířený tak, že toto rozšíření 123 tvoří vstup pro fixační prvky 250. Drážky 120 jsou orientovány tak, že nikde nedochází k jejich vzájemnému průniku a v místě souběhu dvou nebo více drážek 120 se nachází vždy nejvýše dvě rozšíření 123. Na vnějším okraji obou dlouhých stran základní plotny 100 jsou umístěny v pravidelných rozestupech čtyři panty 130 s podélnou dutinou, přičemž v každém pantu 130 je umístěn čep 140. délka jehož nosné části je trojnásobkem délky podélné dutiny pantu 130.The base plate 100 is made asymmetrically so that the inner side 102 is smooth without any functional recesses and the outer side 101 is made as a surface with functional recesses in the form of square fields 110 and grooves 120. The square fields 110 are arranged in a grid of 3 rows and 7 columns, the grooves 120 are arranged in such a way that each field 110 is surrounded by four grooves 120, while there is always exactly one groove 120 between two adjacent fields 110. Each groove 120 consists of two segments parallel to the surface of the base plate 100, where the lower segment 121 always has the same width in the cross-section, while the upper segment 122 is widened at one of its ends so that this widening 123 forms an entrance for the fixing elements 250. The grooves 120 are oriented so that they do not intersect anywhere and at the point of convergence of two or more grooves 120 there are always at most two extensions 123. On the outer edge of both long sides of the base plates 100 are placed at regular intervals ch four hinges 130 with a longitudinal cavity, while a pin 140 is placed in each hinge 130. The length of the supporting part of which is three times the length of the longitudinal cavity of the hinge 130.
Příklad 2Example 2
Příklad 2 popisuje spojení dvou základních ploten 100 a bočnice 160.Example 2 describes the connection of two base plates 100 and side panels 160.
Dvě základní plotny 100 podle příkladu 1 uskutečnění jsou vzájemně propojeny prostřednictvím čepů 140, a to tak, že každá z ploten 100 je opatřena panty 130 a do každého korespondujícího páru pantů 130 je vložen právě jeden čep 140. Mezi dvěma panty 130 v každém korespondujícím páru je na čepu 140 umístěn pant 150 bočnice 160. Bočnice 160 je mezi dvěma základními plotnami 100 orientována tak, že je umístěna uvnitř konkávního úhlu svíraného dvěma vnějšími stranami 101 základních ploten 100.Two basic plates 100 according to embodiment 1 are connected to each other via pins 140, in such a way that each plate 100 is equipped with hinges 130 and exactly one pin 140 is inserted into each corresponding pair of hinges 130. Between two hinges 130 in each corresponding pair the hinge 150 of the side panel 160 is placed on the pin 140. The side panel 160 is oriented between the two base plates 100 in such a way that it is located inside the concave angle formed by the two outer sides 101 of the base plates 100.
-3CZ 309128 B6-3CZ 309128 B6
Příklad 3Example 3
Příklad 3 popisuje základní plotnu 100 nesoucí užitečné zatížení v podobě podsystémů 210 a payloadu 220.Example 3 describes a base plate 100 carrying a payload in the form of subsystems 210 and payload 220.
Na základní plotně 100 podle příkladu 1 uskutečnění jsou umístěny jednotky podsystémů 210 a jednotky payloadu 220. Všechny jednotky podsystémů 210 i všechny jednotky payloadu 220 jsou na svých bočních stranách opatřeny montážními oky 230. přičemž montážní oka 230 jsou v těsném kontaktu se základní plotnou 100 tak, že jejich otvory směřují dovnitř drážek 120. Montážní oka 230 sousedních jednotek podsystémů 210 nebo jednotek payloadu 220 i sou umístěna tak, že nej sou ve vzájemném překrytu. Skrze montážní oka 23 Oj sou všechny jednotky podsystémů 210 i všechny jednotky payloadu 220 ukotveny k základní plotně 100 pomocí fixačních prvků 250 tak, že v drážce jsou vloženy matice, do nichž jsou zašroubovány šrouby. Spodní strany jednotek podsystémů 210 jsou provedeny tvarově inverzně vůči polím 110, nad kterými jsou jednotky podsystémů 210 umístěny. Jednotky podsystémů 210 jsou opatřeny kabelovými přípojkami s tím, že kabely 240 j sou na základní plotně 100 rozvedeny v prostoru nad drážkami 120 a mezi sousedními j ednotkami podsystémů 210 a jednotkami payloadu 220.Subsystem units 210 and payload units 220 are placed on the base plate 100 according to embodiment 1. All subsystem units 210 and all payload units 220 are provided with mounting eyes 230 on their sides. The mounting eyes 230 are in close contact with the base plate 100 so , that their holes point inwards into the grooves 120. The mounting eyes 230 of the adjacent units of the subsystems 210 or the payload units 220 are also positioned so that they are not overlapped with each other. Through mounting eyes 23 Oj, all units of subsystems 210 and all units of payload 220 are anchored to the base plate 100 by means of fixing elements 250 so that nuts are inserted in the groove, into which screws are screwed. The undersides of the subsystem units 210 are shaped inversely to the fields 110 above which the subsystem units 210 are located. Subsystem units 210 are equipped with cable connections, with the fact that cables 240 are distributed on the base plate 100 in the space above the grooves 120 and between adjacent units of subsystems 210 and payload units 220.
Příklad 4Example 4
Příklad 4 popisuje sestavu skeletu umělé vesmírné družice.Example 4 describes the assembly of the skeleton of an artificial space satellite.
Šest základních ploten 100 podle příkladu 1 uskutečnění je uspořádáno do tvaru šestibokého hranolu s podélnou dutinou tak, že tvoří skelet mikrodružice. Každé dvě sousední plotny 100 jsou spojeny podle příkladu 2 uskutečnění. Základní plotny 100 nesou jednotky podsystémů 210 a jednotky payloadu 220 podle příkladu 3 uskutečnění.The six basic plates 100 according to embodiment 1 are arranged in the shape of a hexagonal prism with a longitudinal cavity so as to form the skeleton of the microsatellite. Every two adjacent plates 100 are connected according to example 2 of the implementation. The base plates 100 carry subsystem units 210 and payload units 220 according to embodiment 3.
Průmyslová využitelnostIndustrial applicability
Modulární konstrukce umělé vesmírné družice je průmyslově využitelná zejména při stavbě mikrodružic a zavedení univerzální standardizované konstrukce pro široké spektrum různých typů a velikostí podsystémů a payloadu.The modular design of an artificial space satellite is industrially usable, especially in the construction of microsatellites and the introduction of a universal standardized design for a wide range of different types and sizes of subsystems and payload.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CZ202159A CZ309128B6 (en) | 2021-02-09 | 2021-02-09 | Modular construction of an artificial space satellite |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CZ202159A CZ309128B6 (en) | 2021-02-09 | 2021-02-09 | Modular construction of an artificial space satellite |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CZ202159A3 CZ202159A3 (en) | 2022-02-16 |
| CZ309128B6 true CZ309128B6 (en) | 2022-02-16 |
Family
ID=80224784
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CZ202159A CZ309128B6 (en) | 2021-02-09 | 2021-02-09 | Modular construction of an artificial space satellite |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CZ (1) | CZ309128B6 (en) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6206327B1 (en) * | 1999-03-31 | 2001-03-27 | Lockheed Martin Corporation | Modular spacecraft bus |
| US20070029446A1 (en) * | 2005-05-02 | 2007-02-08 | Mosher Todd J | Modular platform architecture for satellites |
| WO2019171062A1 (en) * | 2018-03-07 | 2019-09-12 | Oxford Space Systems Limited | Deployable spacecraft body |
-
2021
- 2021-02-09 CZ CZ202159A patent/CZ309128B6/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6206327B1 (en) * | 1999-03-31 | 2001-03-27 | Lockheed Martin Corporation | Modular spacecraft bus |
| US20070029446A1 (en) * | 2005-05-02 | 2007-02-08 | Mosher Todd J | Modular platform architecture for satellites |
| WO2019171062A1 (en) * | 2018-03-07 | 2019-09-12 | Oxford Space Systems Limited | Deployable spacecraft body |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CZ202159A3 (en) | 2022-02-16 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5979833A (en) | Modular spacecraft architecture | |
| US10202193B2 (en) | Reconfigurable payload systems (RPS) with operational load envelopes for aircraft and methods related thereto | |
| Santoni et al. | An innovative deployable solar panel system for Cubesats | |
| BR102014021590A2 (en) | POWER DISTRIBUTION SYSTEM FOR A COMPOSITE VEHICLE AND METHOD FOR REDUCING LIGHT THREATS IN A COMPOSITE VEHICLE | |
| US5931418A (en) | Functionally independent spacecraft module | |
| US5961076A (en) | Modular spacecraft development process | |
| CN108674692A (en) | A kind of remote sensing microsatellite | |
| US7434767B2 (en) | Spacecraft adapter having embedded resources, and methods of forming same | |
| BR102014021595B1 (en) | TRUCK ASSEMBLY FOR ONE VEHICLE | |
| CZ309128B6 (en) | Modular construction of an artificial space satellite | |
| US6260804B1 (en) | Functionally and structurally modular parallelogram-shaped spacecraft | |
| Bouwmeester et al. | A new approach on the physical architecture of CubeSats & PocketQubes | |
| RU2688630C2 (en) | Space platform | |
| CN112298607A (en) | Modularized satellite platform for realizing high agility maneuvering capability | |
| US20220267027A1 (en) | Aircraft, comprising a battery assembly | |
| US11891196B2 (en) | Spacecraft systems and methods | |
| Marsh et al. | Evolution of the preliminary fault management architecture and design for the Psyche mission | |
| Chen et al. | Mission capability assessment of 3D printing Cubesats | |
| US11845571B2 (en) | Modular solar array | |
| Hicks et al. | Hexpak a flexible, scalable architecture for responsive spacecraft | |
| Underhill et al. | Three Corner Sat Constellation-Arizona State University; Management; Electrical Power System; Structures, Mechanisms, Thermal, and Radiation; Attitude/Orbit Determination and Control; ASU Micropropulsion Experiment; and Integration | |
| Greenberg et al. | OreSat: A Student Team-Based Approach to an Inexpensive, Open, and Modular (1-3U) CubeSat Bus | |
| Powell et al. | Advancing SpaceVPX Interoperability | |
| D’Errico et al. | Design of the SMART microsatellite electrical power subsystem | |
| Saito et al. | A series of small scientific satellite with flexible standard bus |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | Patent lapsed due to non-payment of fee |
Effective date: 20210209 |