EA031358B1 - Модульная центральная конструкция для сдвоенного запуска космических летательных аппаратов - Google Patents
Модульная центральная конструкция для сдвоенного запуска космических летательных аппаратов Download PDFInfo
- Publication number
- EA031358B1 EA031358B1 EA201490366A EA201490366A EA031358B1 EA 031358 B1 EA031358 B1 EA 031358B1 EA 201490366 A EA201490366 A EA 201490366A EA 201490366 A EA201490366 A EA 201490366A EA 031358 B1 EA031358 B1 EA 031358B1
- Authority
- EA
- Eurasian Patent Office
- Prior art keywords
- cylinder
- spacecraft
- panels
- central structure
- upper cylinder
- Prior art date
Links
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 title claims abstract description 23
- 238000013461 design Methods 0.000 claims description 41
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 36
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 20
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 19
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims description 16
- 230000013011 mating Effects 0.000 claims description 14
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 14
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims description 12
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 claims description 11
- 238000010008 shearing Methods 0.000 claims 1
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 15
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 10
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 10
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 6
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 6
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 6
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 6
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 6
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 6
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 4
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 4
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 3
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 3
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 3
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 3
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 2
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 2
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 2
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 2
- 238000007747 plating Methods 0.000 description 2
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 1
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000004760 aramid Substances 0.000 description 1
- 229920003235 aromatic polyamide Polymers 0.000 description 1
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 description 1
- 230000001413 cellular effect Effects 0.000 description 1
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 1
- 239000012792 core layer Substances 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 description 1
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 description 1
- 239000006260 foam Substances 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 239000003365 glass fiber Substances 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 description 1
- 229920013657 polymer matrix composite Polymers 0.000 description 1
- 239000011160 polymer matrix composite Substances 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 229920005992 thermoplastic resin Polymers 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
- 230000004584 weight gain Effects 0.000 description 1
- 235000019786 weight gain Nutrition 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
-
- 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
- B64G1/1085—Swarms and constellations
-
- 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
-
- 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
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
-
- 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
-
- 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
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
- B64G1/4022—Arrangements of tanks in or on spacecraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Mutual Connection Of Rods And Tubes (AREA)
- Details Of Aerials (AREA)
Abstract
В изобретении описан космический летательный аппарат, содержащий верхнюю центральную конструкцию или нижнюю центральную конструкцию. Верхняя центральная конструкция может содержать верхний цилиндр для поддержки верхнего КЛА в конфигурации для сдвоенного запуска. Нижняя центральная конструкция может содержать нижний цилиндр для поддержки нижнего космического летательного аппарата с верхним цилиндром, смонтированным поверх нижнего цилиндра. Верхний цилиндр может обладать внутренним диаметром, который может быть по существу равен внутреннему диаметру нижнего цилиндра.
Description
Настоящее изобретение относится в основном к структурным компоновкам, и в частности к опорным конструкциям для космического летательного аппарата (КЛА).
Стоимость запуска спутника в космическое пространство относительно высока. Например, стоимость вывода одиночного спутника связи на орбиту посредством ракеты-носителя одноразового применения может превышать 100 миллионов долларов. Стоимость запуска КЛА может быть значительно снижена за счет запуска двух или более КЛА на одной ракете-носителе. Один из способов запуска нескольких КЛА с одной ракетой-носителем состоит в расположении одного КЛА над другим КЛА внутри ракеты-носителя в сдвоенной компоновке.
Одним из недостатков такой компоновки являются относительно высокие изгибающие нагрузки на конструкцию нижнего КЛА из-за расстояния между верхним КЛА и границей сопряжения с ракетойносителем относительно более короткого расстояния от нижнего КЛА до границы сопряжения с ракетойносителем. Такие высокие нагрузки на изгиб могут быть вызваны в результате аэродинамической турбулентности, действующей на ракету-носитель на большой абсолютной высоте. В сдвоенной компоновке конструкция, поддерживающая верхний КЛА, должна обладать способностью передавать нагрузки от верхнего КЛА на ракету-носитель. Кроме того, эта конструкция должна обладать требуемыми характеристиками жесткости, пока она поддерживает верхний КЛА.
К сожалению, конструкция, поддерживающая верхний КЛА, может потребовать другую конфигурацию, чем конструкция, поддерживающая нижний КЛА. Разные структурные конфигурации верхнего и нижнего КЛА могут негативно сказаться на стоимости и заданной программе из-за требований уникального проектирования, анализа, изготовления и испытания конструкции верхнего КЛА и конструкции нижнего КЛА. Например, разные структурные конфигурации верхнего и нижнего КЛА могут нуждаться в различной оснастке и приспособлениях для сборки, разных инструкций по планированию и сооружению, и разного оборудования наземного обеспечения, причем все это повышает общую стоимость и осложняет заданную программу запуска КЛА на орбиту.
Как видно, в этой области существует потребность в структурной компоновке верхнего и нижнего КЛА сдвоенного запуска, который мог бы обеспечить снижение стоимости.
Сущность изобретения
Именно на уменьшение упомянутых выше потребностей, связанных со конструкциями КЛА, направлено настоящее изобретение, обеспечивающее КЛА, который может включать верхнюю центральную конструкцию или нижнюю центральную конструкцию. Верхняя центральная конструкция может включать верхний цилиндр для поддержки верхнего КЛА в конфигурации для сдвоенного запуска. Нижняя центральная конструкция может включать нижний цилиндр для поддержки нижнего КЛА с верхним цилиндром, смонтированным на верхней части нижнего цилиндра. Верхний цилиндр может обладать внутренним диаметром, который может быть по существу равен внутреннему диаметру нижнего цилиндра.
В дополнительном варианте осуществления нижний цилиндр может быть сформирован в виде твердого слоистого изделия из армированного волокном материала на основе полимерной матрицы. Верхний цилиндр может быть сформирован в виде многослойной композитной конструкции с двумя слоистыми обшивками, сформированными из армированного волокном материала на основе полимерной матрицы. Слоистые обшивки могут быть разделены срединным слоем. Верхний цилиндр и нижний цилиндр могут быть присоединены к универсальному блоку электроники в обычных точках сопряжения. Например, верхний цилиндр и нижний цилиндр могут обладать скрепляющим кольцом в точках сопряжения для присоединения блока электроники к верхнему цилиндру и нижнему цилиндру.
Дополнительно предлагается способ сборки КЛА для конфигурации для сдвоенного запуска. Способ может включать поддержку верхнего КЛА посредством верхнего цилиндра и поддержку нижнего КЛА посредством нижнего цилиндра, причем верхний цилиндр смонтирован поверх нижнего цилиндра. Способ может дополнительно включать обеспечение верхнего цилиндра внутренним диаметром, который может быть по существу равен внутреннему диаметру нижнего цилиндра.
В дополнительном варианте осуществления предлагается следующее.
Пункт 1. Космический летательный аппарат, содержащий одно из верхней центральной конструкции и нижней центральной конструкции, при этом верхняя центральная конструкция содержит верхний цилиндр, выполненный с возможностью поддержки верхнего КЛА конфигурации для сдвоенного запуска;
нижняя центральная конструкция содержит нижний цилиндр, выполненный с возможностью поддержки нижнего КЛА, причем верхний цилиндр смонтирован поверх нижнего цилиндра; и верхний цилиндр обладает внутренним диаметром, по существу, равным внутреннему диаметру нижнего цилиндра.
Пункт 2. Космический летательный аппарат по п.1, в котором нижний цилиндр сформирован в виде твердого слоистого изделия из армированного волокном материала на основе полимерной матрицы.
Пункт 3. Космический летательный аппарат по п.1, в котором верхний цилиндр сформирован в виде многослойной композитной конструкции.
- 1 031358
Пункт 4. Космический летательный аппарат по п.1, дополнительно содержащий: топливный бак, расположенный внутри каждого из верхнего цилиндра и нижнего цилиндра.
Пункт 5. Космический летательный аппарат по п.1, в котором верхний цилиндр и нижний цилиндр выполнены с возможностью присоединения к универсальному блоку электроники в обычных точках сопряжения.
Пункт 6. Космический летательный аппарат по п.5, в котором каждый из верхнего цилиндра и нижнего цилиндра содержит скрепляющее кольцо в точках сопряжения.
Пункт 7. Космический летательный аппарат по п.5, в котором блок электроники включает модульную конструкцию, содержащую разнесенные две панели полезной технологической оснастки; и панели полезной технологической оснастки, выполненный с возможностью присоединения к верхнему цилиндру и нижнему цилиндру на его противоположных сторонах обычно с центрированием по продольной оси КЛА.
Пункт 8. Космический летательный аппарат по п.7, в котором модульная конструкция содержит: две панели, работающие на вертикальный сдвиг, для присоединения панелей полезной технологической оснастки к верхнему цилиндру и нижнему цилиндру.
Пункт 9. Космический летательный аппарат по п.7, в котором модульная конструкция содержит верхнюю торцевую панель и нижнюю торцевую панель, смонтированные на противоположных торцах модульной конструкции и присоединенные к панелям полезной технологической оснастки.
Пункт 10. Космический летательный аппарат по п.1, где КЛА стабилизирован по трем осям.
Пункт 11. Космический летательный аппарат, содержащий одну из верхней центральной конструкции и нижней центральной конструкции, при этом верхняя центральная конструкция содержит верхний цилиндр, выполненный с возможностью поддержки верхнего КЛА конфигурации для сдвоенного запуска;
нижняя центральная конструкция содержит нижний цилиндр, выполненный с возможностью поддержки нижнего КЛА с верхним цилиндром, смонтированным поверх нижнего цилиндра;
верхний цилиндр обладает внутренним диаметром, по существу, равным внутреннему диаметру нижнего цилиндра; и верхний цилиндр и нижний цилиндр выполнены с возможностью присоединения к универсальному блоку электроники в обычных точках сопряжения.
Пункт 12. Способ транспортировки двух КЛА в конфигурации для сдвоенного запуска, включающий этапы поддержки верхнего КЛА посредством верхнего цилиндра;
поддержки нижнего КЛА посредством нижнего цилиндра, причем верхний цилиндр смонтирован поверх нижнего цилиндра; и обеспечение верхнего цилиндра внутренним диаметром, по существу, равным внутреннему диаметру нижнего цилиндра.
Пункт 13. Способ по п.12, дополнительно включающий обеспечение нижнего цилиндра в виде твердого слоистого изделия из армированного волокном материала на основе полимерной матрицы.
Пункт 14. Способ по п.12, дополнительно включающий обеспечение верхнего цилиндра в виде многослойной композитной конструкции.
Пункт 15. Способ по п.12, дополнительно включающий размещение топливного бака внутри каждого из верхнего цилиндра и нижнего цилиндра.
Пункт 16. Способ по п.12, дополнительно включающий обеспечение верхнего КЛА и нижнего КЛА универсальным блоком электроники, присоединенным к соответствующим верхнему цилиндру и нижнему цилиндру в обычных точках сопряжения.
Пункт 17. Способ по п.16, в котором блок электроники присоединен к скрепляющему кольцу в точках сопряжения верхнего цилиндра и нижнего цилиндра.
Пункт 18. Способ по п.16, в котором этап обеспечения верхнего КЛА и нижнего КЛА универсальным блоком электроники включает обеспечение каждого из верхнего КЛА и нижнего КЛА двумя разнесенными панелями полезной технологической оснастки, присоединенными к соответствующим верхнему цилиндру и нижнему цилиндру на их противоположных сторонах обычно с центрированием по продольной оси КЛА.
Пункт 19. Способ по п.18, дополнительно включающий обеспечение каждого из верхнего КЛА и нижнего КЛА двумя панелями, работающими на вертикальный сдвиг и простирающимися радиально наружу от противоположных сторон соответствующих верхнего цилиндра и нижнего цилиндра в обычных точках сопряжения; и двумя панелями полезной технологической оснастки, присоединенными к панелям, работающим на вертикальный сдвиг.
Пункт 20. Способ по п.18, дополнительно включающий обеспечение каждого из верхнего КЛА и нижнего КЛА верхней торцевой панелью и нижней торцевой панелью, смонтированными на противоположных торцах модульной конструкции блока электроники; и верхней торцевой панели и нижней торцевой панели, присоединенными к панелям полезной технологической оснастки.
Описанные особенности, функции и преимущества могут быть достигнуты независимо в различных
- 2 031358 вариантах осуществления настоящего изобретения или могут быть скомбинированы в других вариантах осуществления, дополнительные детали которых можно видеть из следующего описания и прилагаемых чертежей.
Краткое описание чертежей
Эти и другие особенности настоящего изобретения будут более очевидны со ссылкой на чертежи, на которых аналогичные номера относятся к аналогичным частям по всему документу, и на которых:
на фиг. 1 показано сечение двух КЛА, заключенных внутри ракеты-носителя и включающих верхний КЛА и нижний КЛА, установленные один над другим в конфигурации для сдвоенного запуска;
на фиг. 2 показан вид в перспективе варианта осуществления верхнего и нижнего КЛА;
на фиг. 3 показан вид в перспективе верхнего КЛА с солнечными батареями и антеннами в развернутом положении;
на фиг. 4 показан вид сбоку верхнего КЛА и нижнего КЛА с антенной, не показанной для ясности, чтобы проиллюстрировать центральную структурную сборку, содержащую верхнюю центральную конструкцию, присоединенную к нижней центральной конструкции;
на фиг. 5 показан вид сбоку верхнего КЛА и нижнего КЛА, отделенных друг от друга, иллюстрирующий сцепку цилиндра для присоединения верхнего цилиндра к нижнему цилиндру;
на фиг. 6 показан вид сбоку верхнего цилиндра;
на фиг. 7 показан вид сбоку нижнего цилиндра;
на фиг. 8 показан вид в перспективе верхнего цилиндра, иллюстрирующий несколько внутренних колец, расположенных в точках сопряжения для присоединения блока электроники к верхнему цилиндру;
на фиг. 9 показано боковое сечение верхнего цилиндра вдоль линии 9 по фиг. 8, иллюстрирующее внутренние кольца, смонтированные на верхнем цилиндре, и топливный бак, заключенный внутри верхнего цилиндра;
на фиг. 10 показано сечение нижнего цилиндра вдоль линии 10 по фиг. 7;
на фиг. 11 показано увеличенное сечение участка стенки нижнего цилиндра, иллюстрирующее его твердую слоистую конструкцию;
на фиг. 12 показано сечение верхнего цилиндра вдоль линии 12 по фиг. 6;
на фиг. 13 показано увеличенное сечение участка стенки верхнего цилиндра, иллюстрирующее его композитную конструкцию;
на фиг. 14 показан вид в перспективе модульной конструкции универсального блока электроники, присоединенного к верхнему цилиндру в нескольких обычных точках сопряжения;
на фиг. 15 показан вид в перспективе модульной конструкции по фиг. 4, присоединенной к нижнему цилиндру в нескольких обычных точках сопряжения;
на фиг. 16 показан поэлементный вид в перспективе универсальной модульной конструкции и его взаимное соединение с верхним цилиндром в нескольких обычных точках сопряжения;
на фиг. 17 показан вид сбоку универсальной модульной конструкции и нескольких стоек, присоединяющих модульную конструкцию к универсальным точкам сопряжения на верхнем цилиндре;
на фиг. 18 показано сечение КЛА вдоль линии 18 по фиг. 17, иллюстрирующее присоединение модульной конструкции к верхнему цилиндру в точках сопряжения; и на фиг. 19 приведена схема последовательности операций способа сборки КЛА для конфигурации для сдвоенного запуска.
Чертежи, представленные в этой заявке, иллюстрируют варианты и различные аспекты вариантов осуществления настоящего изобретения. Соответственно, в подробном описании каждого чертежа указаны различия, идентифицированные на соответствующем чертеже.
Подробное описание
Далее рассматриваются чертежи, представленные с целью иллюстрации различных предпочтительных вариантов осуществления настоящего изобретения. На фиг. 1 показано сечение двух КЛА 146, 166, расположенных один поверх другого в конфигурации 102 для сдвоенного запуска и заключенных внутри ракеты-носителя 100. Верхний и нижний КЛА 146, 166 могут представлять собой спутники связи, которые могут опираться на центральную основную структурную сборку 114, имеющую цилиндрическую конфигурацию и простирающуюся вертикально через центры КЛА 146, 166 от верхнего торца верхнего КЛА 146 вниз до сцепки 112 полезного груза, где центральная структурная сборка 114 сопрягается с ракетой-носителем 100 на нижнем торце 174 нижнего КЛА 166. Верхний КЛА 146 может содержать верхнюю центральную конструкцию 148, и нижний КЛА 166 может содержать нижнюю центральную конструкцию 168, соответственно предусмотренные в виде верхнего цилиндра 150 и нижнего цилиндра 170. Верхний цилиндр 150 и нижний цилиндр 170 могут быть соединены между собой сцепкой 118 цилиндров. Центральная структурная сборка 114 может быть сконструирована, чтобы нести основные нагрузки, действующие на верхний и нижний КЛА 146, 166, включая осевые нагрузки 104, изгибающие нагрузки 106 и торсионные нагрузки 108.
На фиг. 2 показан вид в перспективе верхнего КЛА 146 и нижнего КЛА 166 в конфигурации 102 для сдвоенного запуска. Определенное преимущество обеспечивается тем, что верхний КЛА 146 и ниж
- 3 031358 ний КЛА 166 могут быть с целью экономии изготовлены с использованием одинаковых цилиндров 150, 170 - верхнего и нижнего - каждый из которых может нести универсальный блок 300 электроники. Блок 300 электроники может содержать конструкцию 302 силового блока, включая две разнесенные панели 316 полезного технического оснащения, панели 340, работающие на вертикальный сдвиг, и верхнюю и нижнюю торцевые панели 326, 330, которые могут быть присоединены к верхнему и нижнему цилиндрам 150, 170 в универсальных точках 352 сопряжения. В настоящем описании блок 300 электроники определен, как содержащий эксплуатируемые компоненты, такие как антенны 370, солнечные батареи 354, панели 320 тепловых излучателей, двигатели 388 системы управления и другие компоненты, которые могут быть присоединены к модульной конструкции 302 на наружных границах сопряжения КЛА. Определенное преимущество обеспечивается тем, что использование общего блока 300 электроники для верхнего КЛА 146 и нижнего КЛА 166 значительно снижает количество деталей, однократные затраты на конструирование и затраты и график изготовления, испытаний и интеграции.
Кроме того, преимущество использования центральной цилиндрической основной структурной сборки 114 для выдерживания осевых, изгибающих и торсионных нагрузок 104, 106, 108 заключается в том, что она предусматривает легкое структурное решение для конфигурации 102 двойного запуска. В этом отношении преимущество заключается в том, что конструкция верхнего цилиндра 150 может быть более легкой, чем конструкция верхнего цилиндра 150 с более высокой прочностью и более тяжелыми стенками, что позволяет нижнему цилиндру 170 выдерживать общую массу верхнего КЛА 146 и нижнего КЛА 166. Таким образом, описанная в настоящем изобретении центральная структурная сборка 114 позволяет избежать значительной надбавки массы, возникающей в противном случае, когда верхний КЛА 146 обладает той же самой центральной конструкцией, что и нижний КЛА 166. В предпочтительном исполнении верхний цилиндр 150 и нижний цилиндр 170 обладают по существу одной и той же геометрией и по существу аналогичными точками 352 сопряжения для присоединения к общему блоку 300 электроники. Значительное сходство геометрии и конструкции верхнего и нижнего КЛА позволяет использовать одну и ту же последовательность изготовления и испытаний и один и тот же порядок интеграции для каждого КЛА 146, 166, которые могут быть разработаны вместе. Например, общая конструкция верхнего и нижнего КЛА 146, 166 позволяет использовать одно и то же оборудование наземного обеспечения, одно и то же оборудование наземного обслуживания и универсальные транспортировочные контейнеры. Унификация верхнего и нижнего КЛА 146, 166 значительно снижает стоимость и сокращает график конструирования, анализа, изготовления, испытаний и интеграции полезного груза.
На фиг. 3 показан вариант осуществления верхнего КЛА 146 с солнечными батареями 354 и антеннами 370 в развернутом положении. Каждая из солнечных батарей 354 может быть смонтирована на мачте 358 солнечной батареи, которая может быть присоединена к модульной конструкции 302 блока 300 электроники. Например, и верхний, и нижний КЛА 146, 166 могут содержать две развертываемые солнечные батареи 354, которые могут быть присоединены к двум панелям 316 полезной технологической оснастки на противоположных сторонах верхнего и нижнего цилиндров 150, 170. Каждая мачта 358 солнечной батареи может быть функционально присоединена к сцепке 362 солнечной батареи на границе 360 сопряжения мачты солнечной батареи у каждой панели 316 полезной технологической оснастки.
На фиг. 3 каждый из верхнего и нижнего КЛА 146, 166 может содержать одну или более антенн 370, которые могут быть присоединены к модульной конструкции 302. Например, на фиг. 3 показан верхний КЛА 166 с развертываемой антенной 370, смонтированной на штанге 374 антенны, которая может быть присоединена к нижней торцевой панели 330 на границе 376 сопряжения мачты антенны на противоположных сторонах нижней торцевой панели 330. Каждая мачта 372 антенны может содержать одну или более штанг 374 антенны, простирающихся наружу от мачты 372 антенны для поддержки одной или более антенн 370. Каждый из верхнего и нижнего КЛА 146, 166 может дополнительно содержать две панели 320 тепловых излучателей. Например, одна или более панелей 320 тепловых излучателей могут быть присоединены или объединены с панелями 316 полезной технологической оснастки, расположенными на противоположных сторонах верхнего цилиндра 150 и/или нижнего цилиндра 170. Панели 320 тепловых излучателей могут обеспечивать термоуправление различными компонентами КЛА.
На фиг. 4 показан вариант осуществления верхнего КЛА 146 и нижнего КЛА 166 в конфигурации 102 для сдвоенного запуска с антенной 370, опущенной для иллюстрации центральной структурной сборки 114. Центральная структурная сборка 114 может простираться вдоль продольной оси 116 и может содержать верхнюю центральную конструкцию 148, присоединенную к нижней центральной конструкции 168. Как указано выше, верхняя центральная конструкция 148 может включать верхний цилиндр 150, выполненный с возможностью поддержки верхнего КЛА 146. Нижняя центральная конструкция 168 может включать нижний цилиндр 170, выполненный с возможностью поддержки нижнего КЛА 166 с верхним цилиндром 150, смонтированным поверх нижнего цилиндра 170 в конфигурации 102 для сдвоенного запуска.
На фиг. 5 показан верхний КЛА 146 и нижний КЛА 166, отделенные друг от друга. В одном варианте осуществления центральная структурная сборка 114 может включать сцепку 118 цилиндров для присоединения верхнего цилиндра 150 к нижнему цилиндру 170. В одном варианте осуществления сцепка 118 цилиндров может быть предусмотрена в геометрии, которая может быть аналогична геометрии
- 4 031358 верхнего и нижнего цилиндров 150, 170 для упрощения изготовления. Например, сцепка 118 цилиндров может быть предусмотрена с тем же внутренним диаметром, что и верхний и нижний цилиндры 150, 170, но меньшей длины, чем у верхнего и нижнего цилиндров 150, 170, что может предоставить возможность для изготовления сцепки 118 цилиндров использовать те же самые инструменты, что и использованные при изготовлении верхнего и нижнего цилиндров 150, 170. Нижний торец 154 верхнего цилиндра 150 и верхний торец сцепки 118 цилиндров могут образовать плоскость 110 расстыковки для верхнего КЛА 146. Нижний торец сцепки 118 цилиндров может быть присоединен к верхнему торцу 172 нижнего КЛА 166 посредством механических крепежных деталей, чтобы обеспечить интеграцию верхнего КЛА 146 с нижним КЛА 166. На фиг. 5 дополнительно показана сцепка 112 полезного груза, которая может быть присоединена к нижнему цилиндру 170. Нижний торец сцепки 112 полезного груза может образовывать плоскость 110 расстыковки с ракетой-носителем 100.
На фиг. 6 показан вид сбоку верхней центральной конструкции 148 верхнего КЛА 146. Верхняя центральная конструкция 148 может состоять из верхнего цилиндра 150 и усиливающих колец 200, которые могут быть присоединены к верхнему цилиндру 150. Скрепляющие кольца 200 предпочтительно могут быть установлены, по существу, в одних и тех же точках на верхнем цилиндре 150 и нижнем цилиндре 170. В показанном варианте осуществления верхний цилиндр 150 может быть сформирован в основном с постоянным поперечным сечением цилиндра по существу с постоянным внутренним диаметром 156 верхнего цилиндра, простирающимся по длине верхнего цилиндра 150. По существу, постоянная форма сечения верхнего цилиндра 150 может значительно упрощать конструирование и изготовление верхнего цилиндра 150. Однако подразумевается, что верхний цилиндр 150 может быть сформирован с сечением, которое может меняться в одном или более точках вдоль длины верхнего цилиндра 150. Нижний торец 154 верхнего цилиндра может простираться ниже нижней торцевой панели 330 блока 300 электроники, чтобы плоскость 110 расстыковки и оборудование для расстыковки (не показано), соединенное со сцепкой 118 цилиндров, можно было установить с промежутком от блока 300 электроники.
На фиг. 7 показан вид сбоку нижней центральной конструкции 168 нижнего КЛА 166. Нижняя центральная конструкция 168 может состоять из нижнего цилиндра 170 и одного или более усиливающих колец 200, которые могут быть присоединены к нижнему цилиндру 170. Предпочтительно нижний цилиндр 170 может быть сконструирован с геометрией, которая может быть по существу аналогична геометрии верхнего цилиндра 150. Например, нижний цилиндр 170 может обладать внутренним диаметром 176 нижнего цилиндра (на фиг. 12), который может быть по существу аналогичен (например, эквивалентен) внутреннему диаметру 156 верхнего цилиндра (на фиг. 10), что позволяет изготавливать верхний цилиндр 150 и нижний цилиндр 170 с использованием одних и тех же инструментов. В этом отношении нижний цилиндр 170 может быть предусмотрен в основном с постоянным цилиндрическим сечением по существу с постоянным внутренним диаметром 176 нижнего цилиндра.
На фиг. 7 верхний торец 152 верхнего цилиндра может простираться от верхней торцевой панели 326 блока 300 электроники до нижней торцевой панели 330 блока 300 электроники. Нижний торец 154 верхнего цилиндра может быть сконструирован для присоединения к сцепке 112 полезного груза, которая может обладать конической формой для сопряжения с ракетой-носителем 100. На фиг. 6-7 верхний цилиндр 150 может быть длиннее, чем нижний цилиндр 170 из-за того, что верхний цилиндр 150 простирается ниже нижней торцевой панели 330 общего блока 300 электроники. Однако верхний цилиндр 150 может быть изготовлен той же длины, что и нижний цилиндр 170, чтобы верхний цилиндр 150 и нижний цилиндр 170 могли быть взаимозаменяемы.
На фиг. 8 показан вид в перспективе верхнего цилиндра 150 с торцевыми кольцами 202, 204, смонтированными на верхнем торце 152 верхнего цилиндра и нижнем торце 154 верхнего цилиндра для сопряжения с модульной конструкцией 302 и/или сцепкой 118 цилиндров. Верхний цилиндр 150 может содержать несколько усиливающих колец 200, расположенных в одной или более точках вдоль длины верхнего цилиндра 150 для повышения прочности верхнего цилиндра 150 и/или компенсации локализованных нагрузок на верхний цилиндр 150. Скрепляющие кольца 200 могут быть сконструированы в виде внутренних колец 206 и/или внешних колец 208. Скрепляющие кольца 200 могут быть фиксировано присоединены (например, приклеиванием адгезивом и/или механическим крепежом) к верхнему цилиндру 150 в одном или более обычных точках 352 сопряжения, в которых блок 300 электроники присоединен к верхнему цилиндру 150. Как указано выше, верхний цилиндр 150 и нижний цилиндр 170 по существу могут обладать аналогичной геометрией и конструкцией и могут содержать одно и то же число усиливающих колец 200, расположенных, по существу, в аналогичных точках 352 сопряжения. Относительное положение усиливающих колец 200 (например, внутренних колец 206 и/или внешних колец 208) на верхнем цилиндре 150 и нижнем цилиндре 170 может совпадать с обычными точками 352 сопряжения, где блок 300 электроники может быть присоединен к верхнему цилиндру 150 и нижнему цилиндру 170.
На фиг. 9 показан вид в сечении варианта осуществления верхнего цилиндра 150 и внутренних колец 206, смонтированных на верхнем цилиндре 150, и дополнительно показан топливный бак 220, заключенный внутри верхнего цилиндра 150. Топливный бак 220 может быть выполнен с возможностью содержания горючего для силовой системы КЛА (не показана) для вывода на орбиту и/или поддержания стационарной орбиты и/или для системы управления ориентацией (не показана), которая может быть
- 5 031358 включена в верхний КЛА 146 и/или нижний КЛА 166. В этом отношении верхний и нижний КЛА 146, 166 могут быть сконструированы в виде КЛА со стабилизацией по 3 осям. Однако верхний и нижний КЛА 146, 166 могут быть сконструированы в виде КЛА, стабилизированного вращением. Топливный бак 220 может поддерживаться в основном планарной верхней опорой 222 бака, которая может быть присоединена к внутреннему кольцу 206. Коническая нижняя опора 224 бака может быть присоединена к заднему торцевому кольцу 204, которое может быть смонтировано на нижнем торце 154 верхнего цилиндра. Нижний цилиндр 170 дополнительно может содержать топливный бак 220, который может поддерживаться верхней опорой 222 бака и нижней опорой 224 бака, и он сконструирован аналогично системе поддержки бака верхнего цилиндра 150 по фиг. 9.
На фиг. 10-11 показаны сечения варианта осуществления нижнего цилиндра 170, сформированного в виде твердой многослойной структуры 182 из армированного волокном материала 180 на основе полимерной матрицы. На фиг. 10 показан нижний цилиндр 170, сформированный по внутреннему диаметру 176 нижнего цилиндра. На фиг. 11 показан в увеличенном виде участок нижнего цилиндра 170 в сечении, показывающем несколько слоев композита, который может составлять твердую многослойную структуру 182. Твердая многослойная структура 182 может быть предусмотрена с толщиной 178 стенки нижнего цилиндра, которая позволяет нижнему цилиндру 170 удерживать общую массу верхнего КЛА 146 и нижнего КЛА 166. В этом отношении твердая многослойная структура 182 может обеспечивать для нижнего цилиндра 170 прочность и жесткость, требуемые, чтобы выдерживать осевые нагрузки, нагрузки 104, 106, 108 на изгиб и скручивание (на фиг. 1) верхнего и нижнего КЛА 146, 166 в конфигурации 102 для сдвоенного запуска.
На фиг. 12-13 показаны сечения варианта осуществления верхнего цилиндра 150, сформированного в виде многослойной композитной структуры 184. На фиг. 12 показан верхний цилиндр 150, сформированный во внутреннем диаметре 156 верхнего цилиндра, который может быть по существу эквивалентен внутреннему диаметру 176 нижнего цилиндра, чтобы использовать универсальные инструменты для изготовления верхнего цилиндра 150 и нижнего цилиндра 170. На фиг. 13 показан в увеличенном виде участок верхнего цилиндра 150 в сечении, показывающем композитную многослойную структуру 184, составленную из срединного слоя 186 и двух листов обшивки 188 многослойного материала на противоположных сторонах относительно срединного слоя 186. Листы обшивки 188 могут быть сформированы из армированного волокном материала 180 на основе полимерной матрицы, аналогичного усиленному материалу на основе полимерной матрицы для твердой многослойной структуры 182, описанному выше. В одном варианте осуществления листы обшивки 188 могут быть сформированы из нескольких слоев многослойного композита, сформированных из композитного материала на основе углеродного волокна, хотя композитный материал может быть сформирован из других типов волокна и не ограничивается углеродным волокном. Срединный слой 186 может быть сформирован из ячеистого материала, такого как пеноматериал, пористая структура или другой срединный материал с ячейками, ориентированными в основном перпендикулярно обращенным наружу многослойным листам 188. В одном варианте осуществления срединный слой 186 может содержать пористую средину, сформированную из алюминия, арамида, стекловолокна или другого материала.
На фиг. 10-13 твердая многослойная структура 182 нижнего цилиндра 170 и/или листы 188 обшивки верхнего цилиндра 150 могут быть сформированы из неотвержденного или предварительно отвержденного композитного материала, такого как предварительно импрегнированный армированный волокном материал (например, предварительно пропитанный связующим веществом) и/или полимерная матрица композитного материала с внедренной смолой. Композитный материал может содержать углеродное волокно, стекловолокно, керамическое волокно или другие типы волокна, которые могут быть однонаправленными, ткаными, рубленными или представленными в другой компоновке волокон. Композитный материал может включать полимерный материал или матрицу из смолы, такую как эпоксидная смола или другая смола. Матрица из смолы может содержать термоотверждаемую смолу, или матрица из смолы может содержать термопластичную смолу. Хотя нижний цилиндр 170 описан, как сформированный в виде твердой многослойной структуры 182, нижний цилиндр 170 может быть сформирован в виде многослойной композитной структуры 184. Аналогично, хотя верхний цилиндр 150 описан, как сформированный в виде многослойной композитной структуры 184, верхний цилиндр 150 может быть сформирован в виде твердой многослойной структуры 182.
На фиг. 14-15 показан универсальный блок 300 электроники, присоединенный к верхнему цилиндру 150 (на фиг. 14) и нижнему цилиндру 170 (на фиг. 15). Верхний цилиндр 150 и нижний цилиндр 170 могут быть выполнены с возможностью присоединения к блоку 300 электроники по существу в одних и те же точках 352 сопряжения, а именно вдоль боковых сторон цилиндра и усиливающих колец 200. Как указано выше, каждый блок 300 электроники содержит общую модульную конструкцию 302. Модульная конструкция 302 может быть образована, как несущая нагрузку конструкция для блока 300 электроники, и может быть присоединена к верхнему цилиндру 150 и нижнему цилиндру 170.
По фиг. 14-15 в некотором варианте осуществления модульная конструкция 302 может обладать несколькими боковыми сторонами 304 блока. Например, модульная конструкция 302 может обладать четырьмя (4) боковыми сторонами 304 блока, включая две (2) открытых боковых стороны 308 и две (2)
- 6 031358 закрытых боковых стороны 306. Закрытые боковые стороны 306 могут быть закрыты жесткими панелями 314, сконструированными в виде описанных выше панелей 316 полезной технологической оснастки. Открытые боковые стороны 308 могут быть лишены жестких панелей 314, что предпочтительно обеспечивает доступ к различным компонентам во внутренней части КЛА во время сборки, испытаний и интеграции. Перед запуском открытые боковые стороны 308 могут быть закрыты нежестким прилегающим элементом 310 (на фиг. 3), таким как гибкая теплоизоляция 312 (на фиг. 3) для обеспечения тепловой защиты, защиты от электромагнитной интерференции (EMI) и/или защиты от излучения для внутренней части КЛА.
Модульная конструкция 302 дополнительно может содержать панели 340, работающие на вертикальный сдвиг, верхнюю торцевую панель 326 и нижнюю торцевую панель 330 для присоединения жестких панелей 314 к верхнему цилиндру 150 и нижнему цилиндру 170 в одной или более обычных точках 352 сопряжения. Как показано на фиг. 2-3, модульная конструкция 302 может функционировать, как структурная опора для монтажа различных функциональных компонентов, таких как панели 320 тепловых излучателей, двигатели 388 управления, солнечные батареи 354, антенны 370 и другие вторичные конструкции 350, которые могут быть присоединены к модульной конструкции 302 и/или к верхнему и нижнему цилиндрам 150, 170. Двигатели 388 управления могут быть смонтированы на скобы 390 двигателя управления, расположенные на границах 392 сопряжения скоб двигателей управления на нижней торцевой панели 330 модульной конструкции 302. Однако скобы 390 двигателей управления могут быть смонтированы в других точках границы 392 сопряжения скоб двигателей управления на модульной конструкции 302.
На фиг. 14-15 модульная конструкция 302 может содержать две жесткие панели 314, которые могут быть ориентированы в основном параллельно друг другу и расположены на противоположных сторонах верхнего цилиндра 150 и нижнего цилиндра 170. Жесткие панели 314 в основном могут быть пленарными и в целом ориентированными с выравниванием по продольной оси 116. В одном варианте осуществления жесткие панели 314 могут быть сконструированы в виде панелей 316 полезной технологической оснастки. Каждая из панелей 316 полезной технологической оснастки может содержать одну или более усиливающую угловую балку 322, простирающуюся вдоль боковых краев панелей 316 полезной технологической оснастки для обеспечения жесткости и прочности панелей 316 полезной технологической оснастки. Одна или более оконечных балок 324 могут быть включены вдоль верхнего края и/или нижнего края каждой панели 316 полезной технологической оснастки для повышения прочности и жесткости панели 316 полезной технологической оснастки. Каждая панель 316 полезной технологической оснастки может содержать один или более профилей усиления, простирающихся между угловыми балками 322. Например, один или более внутренних профилей 334 усиления панелей могут быть смонтированы на внутренней стороне каждой панели 316 полезной технологической оснастки для повышения прочности и жесткости каждой панели 31 полезного груза.
На фиг. 14-15 панели 316 полезной технологической оснастки могут быть сконструированы для монтажа компонентов (не показаны) или оборудования (не показано), например, на внутренней стороне панелей 316 полезной технологической оснастки. Хотя они не показаны, такие компоненты могут включать телеметрические компоненты и компоненты управления КЛА, компоненты связи, такие как приемники, передатчики и транспондеры, и другие компоненты. Панели 316 полезной технологической оснастки могут быть сформированы из композитного материала. Например, панели 316 полезной технологической оснастки могут быть предусмотрены в виде легкой и жесткой многослойной композитной конструкции. Однако панели 316 полезной технологической оснастки могут быть сформированы из металлического или других материалов.
На фиг. 16 поэлементно показана модульная конструкция 302 и проиллюстрировано присоединение модульной конструкции 302 к верхнему цилиндру 150 в нескольких обычных точках 352 сопряжения. Модульная конструкция 302 может включать пару панелей 340, работающих на вертикальный сдвиг, которые могут простираться вдоль длинной части боковой стороны верхнего цилиндра 150 и нижнего цилиндра 170 в целом с выравниванием по продольной оси 116. В одном варианте осуществления каждая панель 340, работающая на вертикальный сдвиг, может быть механически присоединена к боковой стороне верхнего цилиндра 150 и нижнего цилиндра 170 с помощью механических крепежных деталей и/или связывания адгезивом. Панели 340, работающие на вертикальный сдвиг, могут простираться в основном радиально наружу от противоположных боковых сторон верхнего цилиндра 150 для присоединения панелей 316 полезной технологической оснастки к верхнему цилиндру 150 и нижнему цилиндру 170. Каждая панель 340, работающая на вертикальный сдвиг, может состоять из верхнего участка 342 панели, работающей на вертикальный сдвиг, и нижнего участка 344 панели, работающей на вертикальный сдвиг, которые могут быть разделены сцепкой 362 солнечной батареи. Внутренние профили 334 усиления панели на внутренней стороне каждой панели 316 полезной технологической оснастки могут быть взаимно соединены сцепкой 362 солнечной батареи. Панели 316 полезной технологической оснастки могут поддерживаться ребром 318 жесткости панелей полезной технологической оснастки, простирающихся от универсальной точки сопряжения на внутреннем кольце 206 на каждой стороне верхнего цилиндра 150.
На фиг. 17 показан вид сбоку модульной конструкции 302 с несколькими штангами, соединяющими
- 7 031358 модульную конструкцию 302 к обычным точкам 352 сопряжения на верхнем цилиндре 150. Верхняя торцевая панель 326 и нижняя торцевая панель 330 могут быть расположены на противоположных торцах модульной конструкции 302. Верхняя торцевая панель 326 может быть присоединена к верхнему торцу 152 верхнего цилиндра, а нижняя торцевая панель 330 может быть присоединена к нижнему торцу 154 верхнего цилиндра. Верхняя торцевая панель 326 и нижняя торцевая панель 330 в основном могут быть параллельны и ориентированы нормально относительно продольной оси 116. Панели 316 полезной технологической оснастки в основном могут простираться между верхней торцевой панелью 326 и нижней торцевой панелью 330. Верхняя торцевая панель 326 и нижняя торцевая панель 330 могут быть смонтированы на верхнем цилиндре 150 в месте расположения скрепляющего кольца 200, например, у переднего торцевого кольца 202 и заднего торцевого кольца 204.
На фиг. 17 верхняя торцевая панель 326 может поддерживаться по меньшей мере одной штангой 328 верхней панели, простирающейся от каждой стороны верхнего цилиндра 150 и нижнего цилиндра 170 в точках 352 сопряжения. Каждая штанга 328 верхней панели может простираться от точки 352 сопряжения у внутреннего кольца 206 на каждой стороне верхнего цилиндра 150. Аналогично, нижняя торцевая панель 330 может поддерживаться штангой 332 антенны, простирающейся вниз от точки 352 сопряжения внутреннего кольца 206 на каждой стороне верхнего цилиндра 150. Штанга 332 антенны может обеспечивать опору вдоль осевого направления для границы 376 сопряжения мачты антенны, расположенной на противоположных боковых сторонах нижней торцевой панели 330.
На фиг. 18 показано сечение КЛА, иллюстрирующее присоединение модульной конструкции 302 к верхнему цилиндру 150 в точках 352 сопряжения. Панели 316 полезной технологической оснастки могут быть присоединены к верхнему цилиндру 150 посредством панелей 340, работающих на вертикальный сдвиг, простирающихся радиально наружу от верхнего цилиндра 150. Панели 316 полезной технологической оснастки могут быть усилены против изгиба из плоскости двумя штангами панелей 316 полезной технологической оснастки, простирающимися от каждой стороны верхнего цилиндра 150. На фиг. 18 показана штанга 332 антенны, простирающаяся от каждой стороны верхнего цилиндра 150 для опоры границ 376 сопряжения мачты антенны на противоположных сторонах нижней торцевой панели 330.
На фиг. 19 представлена схема последовательности операций способа 400 транспортировки двух КЛА в конфигурации 102 для сдвоенного запуска. В одном варианте осуществления способ может включать запуск верхнего КЛА 146 и нижнего КЛА 166, присоединенных к ракете-носителю, аналогичному ракете-носителю 100, показанному на фиг. 1. Ракета-носитель 100 может быть сконструирован для вывода верхнего КЛА 146 и/или нижнего КЛА 166 на орбиту планеты (не показано), например, Земли (не показано). Операция вывода верхнего и нижнего КЛА 146, 166 на орбиту может быть выполнена исполнителем, обеспечивающим пусковые услуги, например, путем использования ракеты-носителя.
Способ 400 по фиг. 19 может включать этап 402 поддержки верхнего КЛА 146 посредством верхнего цилиндра 150. Как указано выше, в одном варианте осуществления способ может включать изготовление верхнего цилиндра 150 в виде многослойной композитной структуры 184 с двумя обращенными наружу многослойными листами 188, сформированными из армированного волокном материала 180 на основе полимерной матрицы, причем обращенные наружу многослойные листы 188 расположены на противоположных сторонах срединного слоя 186.
Этап 404 способа 400 по фиг. 19 может включать опору нижнего КЛА 166 посредством нижнего цилиндра 170, причем верхний цилиндр 150 смонтирован поверх нижнего цилиндра 170. Нижний цилиндр 170 может быть сформирован в виде твердой многослойной структуры 182 из армированного волокном материала 180 на основе полимерной матрицы. Как указано выше, твердая многослойная структура 182 обладает большей способностью выдерживать нагрузки, чем более легкий верхний цилиндр 150.
Этап 406 способа 400 по фиг. 19 может включать обеспечение верхнего цилиндра 150 внутренним диаметром 156, который по существу равен внутреннему диаметру 176 нижнего цилиндра. Верхний цилиндр и нижний цилиндр 170 могут быть предусмотрены, по существу, с аналогичной геометрией, что позволяет снизить затраты на изготовление верхнего КЛА 146 и нижнего КЛА 166 в конфигурации 102 для сдвоенного запуска.
Этап 408 способа 400 по фиг. 19 может включать обеспечение или включение топливного бака 220 внутрь верхнего цилиндра 150 и нижнего цилиндра 170. Определенное преимущество заключается в том, что топливный бак 220 может быть установлен в верхнем цилиндре 150 и нижнем цилиндре 170 по существу в одних и тех же точках присоединения и/или посредством одного и того же аппаратного обеспечения за счет, по существу, аналогичных внутренних диаметров верхнего цилиндра 150 и нижнего цилиндра 170. В одном варианте осуществления топливный бак 220 может быть смонтирован внутри каждого цилиндра 150, 170 посредством верхней опоры 222 бака, присоединенной к внутреннему кольцу 206 в универсальной точке 352 сопряжения, и нижней опоры 224 бака, присоединенной к заднему торцевому кольцу 204 каждого цилиндра 150, 170, как указано выше.
Этап 410 способа 400 по фиг. 19 может включать обеспечение верхнего КЛА 146 и нижнего КЛА 166 универсальным блоком 300 электроники, присоединенным к соответствующим верхнему цилиндру 150 и нижнему цилиндру 170 в обычных точках 352 сопряжения. В этом отношении блок 300 электрони
- 8 031358 ки верхнего КЛА 146 может быть присоединен к верхнему цилиндру 150 в тех же самых относительных точках 352 сопряжения, где блок 300 электроники нижнего КЛА 166 присоединен к нижнему цилиндру 170. Например, способ может включать присоединение блока 300 электроники к одному или более усиливающих колец 200 в одних и тех же точках 352 сопряжения на верхнем цилиндре 150 и нижнем цилиндре 170.
Способ транспортировки КЛА может дополнительно включать обеспечение одного из верхнего КЛА 146 и нижнего КЛА 166 двумя разнесенными жесткими панелями 314 или панелями 316 полезной технологической оснастки, присоединенными к соответствующим верхнему цилиндру 150 и нижнему цилиндру 170 на их противоположных сторонах, причем жесткие панели 314 могут быть ориентированы в целом с центровкой по продольной оси 116 КЛА 146, 166. Как указано выше, жесткие панели 314 могут быть сконструированы в виде панелей 316 полезной технологической оснастки, которые могут закрывать модульные боковые стороны 304 модульной конструкции 302. Способ может дополнительно включать исключение жесткого элемента (не показано) или другого оказывающего сопротивление скручиванию элемента с открытых боковых сторон 308 модульной конструкции 302 для минимизации массы верхнего и нижнего КЛА 146, 166 и обеспечения доступа к внутренней части КЛА во время сборки, испытаний и интеграции. По меньшей мере, участок открытых боковых сторон 308 может быть покрыт нежестким прилегающим элементом 310, таким как теплоизоляция 312.
Способ транспортировки КЛА может дополнительно включать обеспечение каждого из верхнего КЛА 146 и нижнего КЛА 166 двумя панелями 340, работающими на вертикальный сдвиг и простирающимися радиально наружу от противоположных сторон соответствующих верхнего цилиндра 150 и нижнего цилиндра 170 в обычных точках 352 сопряжения. Способ может дополнительно включать обеспечение каждого из верхнего КЛА 146 и нижнего КЛА 166 верхней торцевой панелью 326 и нижней торцевой панелью 330, смонтированными на противоположных торцах модульной конструкции 302 блока 300 электроники, и конструирование панелей 316 полезной технологической оснастки, чтобы они простирались между верхней торцевой панелью 326 и нижней торцевой панелью 330. Верхняя торцевая панель 326 и нижняя торцевая панель 330 могут быть присоединены к панелям 316 полезной технологической оснастки. Вторичная конструкция 350 может быть присоединена к модульной конструкции 302, такой как панели 320 тепловых излучателей, которые могут быть присоединены к панелям 316 полезной технологической оснастки. Кроме того, одна или более антенн 370 могут быть присоединены к модульной конструкции 302. Например, две развертываемые антенны 370 могут быть присоединены к нижней торцевой панели 330 на ее противоположных сторонах. Две развертываемые солнечные батареи 354 дополнительно могут быть присоединены к каждой панели 316 полезной технологической оснастки посредством сцепок 362 солнечных батарей.
Дополнительные модификации и усовершенствования настоящего изобретения очевидны для специалистов в этой области. Таким образом, подразумевается, что конкретная комбинация частей, описанных и проиллюстрированных в настоящем документе, представляет только конкретные варианты осуществления настоящего изобретения и не служит в качестве ограничения альтернативных вариантов осуществления или устройств в пределах сущности и объема настоящего изобретения.
Claims (20)
- ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ1. Ракета-носитель, содержащая верхнюю центральную конструкцию и нижнюю центральную конструкцию, причем верхняя центральная конструкция установлена поверх нижней центральной конструкции, и верхняя центральная конструкция и нижняя центральная конструкция заключены внутри ракетыносителя, при этом верхняя центральная конструкция содержит верхний цилиндр, проходящий вертикально через центр верхнего космического летательного аппарата и выполненный с возможностью поддержки верхнего космического летательного аппарата в конфигурации для сдвоенного запуска;нижняя центральная конструкция содержит нижний цилиндр, проходящий вертикально через центр нижнего космического летательного аппарата и выполненный с возможностью поддержки нижнего космического летательного аппарата, причем верхний цилиндр смонтирован поверх нижнего цилиндра; и верхний цилиндр имеет внутренний диаметр, по существу, схожий с внутренним диаметром нижнего цилиндра.
- 2. Ракета-носитель по п.1, в которой нижний цилиндр сформирован в виде твердой многослойной структуры из армированного волокном материала на основе полимерной матрицы.
- 3. Ракета-носитель по п.1, в которой верхний цилиндр сформирован в виде многослойной композитной структуры.
- 4. Ракета-носитель по п.1, также содержащая топливный бак, заключенный внутри каждого из верхнего и нижнего цилиндров.
- 5. Ракета-носитель по п.1, в которой верхний цилиндр и нижний цилиндр выполнены с возможностью соединения с универсальным блоком электроники в обычных точках сопряжения.
- 6. Ракета-носитель по п.5, в которой верхний цилиндр и нижний цилиндр имеют скрепляющее- 9 031358 кольцо в обычных точках сопряжения.
- 7. Ракета-носитель по п.5, в которой указанный блок электроники включает модульную конструкцию, содержащую две разнесенные панели полезной технологической оснастки, при этом панели полезной технологической оснастки выполнены с возможностью присоединения к верхнему цилиндру и нижнему цилиндру на их противоположных сторонах в целом с центрированием по продольной оси ракетыносителя.
- 8. Ракета-носитель по п.7, в которой модульная конструкция включает две панели, работающие на вертикальный сдвиг, для присоединения панелей полезной технологической оснастки к верхнему цилиндру и нижнему цилиндру.
- 9. Ракета-носитель по п.7, в которой модульная конструкция включает верхнюю торцевую панель и нижнюю торцевую панель, смонтированные на противоположных торцах модульной конструкции и присоединенные к панелям полезной технологической оснастки.
- 10. Ракета-носитель по п.1, стабилизированная по трем осям.
- 11. Ракета-носитель, содержащая верхнюю центральную конструкцию и нижнюю центральную конструкцию, причем верхняя центральная конструкция установлена поверх нижней центральной конструкции, и верхняя центральная конструкция и нижняя центральная конструкция заключены внутри ракеты-носителя, при этом верхняя центральная конструкция содержит верхний цилиндр, проходящий вертикально через центр верхнего космического летательного аппарата и выполненный с возможностью поддержки верхнего космического летательного аппарата в конфигурации для сдвоенного запуска;нижняя центральная конструкция содержит нижний цилиндр, проходящий вертикально через центр нижнего космического летательного аппарата и выполненный с возможностью поддержки нижнего космического летательного аппарата и верхнего цилиндра, смонтированного поверх нижнего цилиндра;верхний цилиндр имеет внутренний диаметр, по существу, схожий с внутренним диаметром нижнего цилиндра; и верхний цилиндр и нижний цилиндр выполнены с возможностью соединения с универсальным блоком электроники в обычных точках сопряжения.
- 12. Способ транспортировки двух космических аппаратов в конфигурации для сдвоенного запуска, включающий использование ракеты-носителя по любому из пп.1-11.
- 13. Способ по п.12, также содержащий выполнение нижнего цилиндра в виде твердой многослойной структуры из армированного волокном материала на основе полимерной матрицы.
- 14. Способ по п.12, также содержащий выполнение верхнего цилиндра в виде многослойной композитной структуры.
- 15. Способ по п.12, также содержащий размещение топливного бака внутри каждого из верхнего и нижнего цилиндров.
- 16. Способ по п.12, также содержащий оснащение верхнего космического летательного аппарата и нижнего космического летательного аппарата универсальным блоком электроники, присоединенным к соответствующим верхнему цилиндру и нижнему цилиндру в обычных точках сопряжения.
- 17. Способ по п.16, в котором указанный блок электроники присоединен к скрепляющему кольцу в точках сопряжения верхнего цилиндра и нижнего цилиндра.
- 18. Способ по п.16, в котором этап оснащения верхнего космического летательного аппарата и нижнего космического летательного аппарата универсальным блоком электроники включает оснащение каждого из верхнего космического летательного аппарата и нижнего космического летательного аппарата двумя разнесенными панелями полезной технологической оснастки, присоединенными к соответствующим верхнему цилиндру и нижнему цилиндру на их противоположных сторонах, в целом с центрированием по продольной оси космических летательных аппаратов.
- 19. Способ по п.18, также включающий оснащение каждого из верхнего космического летательного аппарата и нижнего космического летательного аппарата двумя панелями, работающими на вертикальный сдвиг и простирающимися радиально наружу от противоположных сторон соответствующих верхнего цилиндра и нижнего цилиндра в обычных точках сопряжения; и при этом две панели полезной технологической оснастки присоединены к панелям, работающим на вертикальный сдвиг.
- 20. Способ по п.18, также включающий оснащение каждого из верхнего космического летательного аппарата и нижнего космического летательного аппарата верхней торцевой панелью и нижней торцевой панелью, смонтированными на противоположных торцах модульной конструкции блока электроники; и при этом верхняя торцевая панель и нижняя торцевая панель соединены с панелями полезной технологической оснастки.- 10 031358Фиг. 1Фиг. 2Фиг. 3- 11 031358Фиг. 4Фиг. 5- 12 031358- 13 031358Фиг. 10168 170 ionФиг. 11Фиг. 13- 14 031358Фиг. 14Фиг. 15Фиг. 16Фиг. 17Фиг. 19
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US13/781,373 US9027889B2 (en) | 2013-02-28 | 2013-02-28 | Modular core structure for dual-manifest spacecraft launch |
Publications (4)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| EA201490366A1 EA201490366A1 (ru) | 2014-08-29 |
| EA201490366A8 EA201490366A8 (ru) | 2016-01-29 |
| EA031358B1 true EA031358B1 (ru) | 2018-12-28 |
| EA031358B9 EA031358B9 (ru) | 2019-06-28 |
Family
ID=50272274
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| EA201490366A EA031358B9 (ru) | 2013-02-28 | 2014-02-27 | Модульная центральная конструкция для сдвоенного запуска космических летательных аппаратов |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9027889B2 (ru) |
| EP (1) | EP2772441B1 (ru) |
| EA (1) | EA031358B9 (ru) |
Families Citing this family (38)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9180984B2 (en) | 2012-05-11 | 2015-11-10 | The Boeing Company | Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems |
| US8915472B2 (en) | 2012-05-11 | 2014-12-23 | The Boeing Company | Multiple space vehicle launch system |
| US9027889B2 (en) * | 2013-02-28 | 2015-05-12 | The Boeing Comapny | Modular core structure for dual-manifest spacecraft launch |
| US20150001344A1 (en) * | 2013-06-26 | 2015-01-01 | Raytheon Company | Satellite positioning system |
| US9669948B2 (en) * | 2013-07-24 | 2017-06-06 | Lockheed Martin Corporation | Side-by-side dual-launch arrangement with improved payload compatibility |
| US9242743B2 (en) * | 2013-10-10 | 2016-01-26 | Space Systems/Loral, Llc | Side-by-side multiple launch configuration |
| FR3041940B1 (fr) * | 2015-10-02 | 2018-07-13 | Airbus Defence And Space Sas | Satellite a corps principal cylindrique, empilement comprenant un tel satellite et ensemble de lancement pour un tel satellite |
| FR3041939B1 (fr) | 2015-10-02 | 2017-10-20 | Airbus Defence & Space Sas | Satellite comprenant un instrument optique de prise de vue |
| RU2648520C2 (ru) * | 2016-05-20 | 2018-03-26 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Космическая платформа |
| US10306984B2 (en) * | 2016-08-30 | 2019-06-04 | The Boeing Company | Toroidal support structures |
| US10407189B1 (en) | 2016-10-27 | 2019-09-10 | Space Systems/Loral, Llc | Spacecraft exoskeleton truss structure |
| US11286062B1 (en) | 2016-10-27 | 2022-03-29 | Space Systems/Loral, Llc | Spacecraft exoskeleton truss structure |
| US11254453B2 (en) * | 2016-11-14 | 2022-02-22 | Space Systems/Loral, Llc | Smallsat payload configuration |
| US10351268B2 (en) * | 2016-12-08 | 2019-07-16 | The Boeing Company | Systems and methods for deploying spacecraft |
| RU2658262C1 (ru) * | 2017-02-28 | 2018-06-19 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ сборки космического аппарата |
| US11072441B2 (en) | 2017-03-03 | 2021-07-27 | Northrop Grumman Systems Corporation | Stackable spacecraft |
| US10633123B2 (en) | 2017-04-05 | 2020-04-28 | Space Systems/Loral, Llc | Exoskeletal launch support structure |
| US10479534B1 (en) * | 2017-04-14 | 2019-11-19 | Space Systems/Loral, Llc | Rotatable stacked spacecraft |
| IL310545A (en) | 2017-07-21 | 2024-03-01 | Northrop Grumman Systems Corp | Standards for servicing spacecraft and trains, related systems and methods |
| 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 |
| US11345489B2 (en) | 2019-08-19 | 2022-05-31 | The Boeing Company | Satellite dispenser and method of supporting a plurality of satellites |
| US11794927B2 (en) | 2019-08-28 | 2023-10-24 | The Boeing Company | Additively manufactured spacecraft panel |
| RU2729148C1 (ru) * | 2019-12-20 | 2020-08-04 | Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнёва» | Модуль полезной нагрузки космического аппарата |
| WO2021212355A1 (zh) * | 2020-04-22 | 2021-10-28 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 卫星构型及其分离方法 |
| US11802606B2 (en) | 2020-05-18 | 2023-10-31 | The Boeing Company | Planate dynamic isolator |
| US11827389B2 (en) | 2020-05-18 | 2023-11-28 | The Boeing Company | Additively manufactured satellite |
| CN111942620A (zh) * | 2020-08-11 | 2020-11-17 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 电推进贮箱支撑结构及其总装方法 |
| CN111891397A (zh) * | 2020-08-12 | 2020-11-06 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 小型高轨卫星的一箭多星自串联发射结构 |
| US20220106063A1 (en) * | 2020-10-04 | 2022-04-07 | Omniteq, Llc | Satellite deployer method, system, and apparatus |
| CN112572840A (zh) * | 2020-12-14 | 2021-03-30 | 兰州空间技术物理研究所 | 一种电推进系统贮供单元及其制造方法 |
| US11981457B1 (en) * | 2020-12-14 | 2024-05-14 | Bae Systems Space & Mission Systems Inc. | Multipurpose spacecraft structure and propulsion system |
| RU2758656C1 (ru) * | 2020-12-16 | 2021-11-01 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования «Южно-Уральский государственный университет (национальный исследовательский университет)» ФГАОУ ВО «ЮУрГУ (НИУ)» | Космический аппарат для доставки полезного груза на космическое тело с малым гравитационным полем |
| AU2021273577A1 (en) * | 2020-12-17 | 2022-07-07 | The Boeing Company | Stacked satellite assemblies and related methods |
| CA3140350A1 (en) | 2020-12-17 | 2022-06-17 | The Boeing Company | Satellite thermal enclosure |
| US11577861B1 (en) | 2021-08-24 | 2023-02-14 | Maxar Space Llc | Stackable satellite dispensing configuration |
| US11649075B2 (en) | 2021-08-24 | 2023-05-16 | Maxar Space Llc | Multi-satellite deployable dispenser |
| CN118145023B (zh) * | 2024-05-11 | 2024-07-26 | 北京易动宇航科技有限公司 | 卫星电推进贮供单元装置以及设计方法 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5392982A (en) * | 1988-11-29 | 1995-02-28 | Li; Chou H. | Ceramic bonding method |
| US6193193B1 (en) * | 1998-04-01 | 2001-02-27 | Trw Inc. | Evolvable propulsion module |
| US7931237B2 (en) * | 2006-12-07 | 2011-04-26 | The Boeing Company | Universal launch vehicle payload adapter |
Family Cites Families (37)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3420470A (en) * | 1966-11-18 | 1969-01-07 | Trw Inc | Band retainer for satellite separation system |
| US3559919A (en) | 1967-06-22 | 1971-02-02 | Bolkow Gmbh | Active communication satellite |
| US4080999A (en) | 1971-04-29 | 1978-03-28 | Industriele Onderneming Wavin N.V. | Fiber reinforced sandwich tube |
| US4009851A (en) * | 1974-12-23 | 1977-03-01 | Rca Corporation | Spacecraft structure |
| US4664343A (en) * | 1984-08-29 | 1987-05-12 | Scott Science & Technology, Inc. | Satelite transfer 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 |
| US5199672A (en) * | 1990-05-25 | 1993-04-06 | Orbital Sciences Corporation | Method and apparatus for deploying a satellite network |
| DE69226038T2 (de) | 1991-04-18 | 1998-10-29 | Suehiro Kogyo Co Ltd | Mehrschichtige Röhre |
| US5386953A (en) * | 1991-11-08 | 1995-02-07 | Calling Communications Corporation | Spacecraft designs for satellite communication system |
| US5314146A (en) * | 1992-03-13 | 1994-05-24 | Spectrum Astro, Inc. | Multi-mission spacecraft bus having space frame structural design |
| US5527001A (en) * | 1993-06-11 | 1996-06-18 | Teledesic Corporation | Modular communication satellite |
| US5566909A (en) * | 1993-09-08 | 1996-10-22 | Hughes Aircraft Company | System and method for deploying multiple probes |
| US5522569A (en) * | 1994-02-04 | 1996-06-04 | Orbital Sciences Corporation | Satellite having a stackable configuration |
| JP4306813B2 (ja) | 1995-09-19 | 2009-08-05 | アスビオファーマ株式会社 | 動物細胞の新規培養方法 |
| US5779195A (en) * | 1996-05-03 | 1998-07-14 | Motorola, Inc. | Satellite assembly having modular common bus components |
| US5848767A (en) * | 1996-08-05 | 1998-12-15 | The Boeing Company | One piece spacecraft frame |
| US6416018B2 (en) * | 1996-09-17 | 2002-07-09 | The Boeing Company | Satellite dispenser |
| EP0849166A1 (en) | 1996-12-20 | 1998-06-24 | TRW Inc. | Modular spacecraft architecture |
| US6131857A (en) * | 1998-10-30 | 2000-10-17 | Hebert; Barry Francis | Miniature spacecraft |
| JP3223171B2 (ja) * | 1998-12-24 | 2001-10-29 | 宇宙開発事業団 | ロケットフェアリングの分割構造および分割方法 |
| US6110567A (en) | 1999-01-27 | 2000-08-29 | Scaled Composites, Inc. | Composite structural panel having a face sheet reinforced with a channel stiffener grid |
| US6206327B1 (en) * | 1999-03-31 | 2001-03-27 | Lockheed Martin Corporation | Modular spacecraft bus |
| US6543724B1 (en) * | 1999-07-22 | 2003-04-08 | Lockheed Martin Corporation | Miniature satellite design |
| FR2854407B1 (fr) | 2003-05-02 | 2006-08-25 | Eads Launch Vehicles | Materiau a haute tenacite a base d'une resine vinylester et/ou d'une resine epoxyde, son procede de fabrication, materiau composite le comprenant et ses utilisations |
| US7578482B2 (en) * | 2004-08-18 | 2009-08-25 | Raytheon Company | Catalyzed decomposing structural payload foam |
| US7669804B2 (en) * | 2005-06-09 | 2010-03-02 | Odyssey Space Research, LLC | Spacecraft interface module for enabling versatile space platform logistics support |
| DE102005059933B4 (de) | 2005-12-13 | 2011-04-21 | Eads Deutschland Gmbh | Flechttechnisch hergestelltes Faserverbundbauteil |
| US20080078886A1 (en) * | 2006-08-22 | 2008-04-03 | The Boeing Company | Launch vehicle cargo carrier |
| US7840180B2 (en) * | 2006-12-22 | 2010-11-23 | The Boeing Company | Molniya orbit satellite systems, apparatus, and methods |
| US8016240B2 (en) * | 2007-03-29 | 2011-09-13 | The Boeing Company | Satellites and satellite fleet implementation methods and apparatus |
| US20080265098A1 (en) * | 2007-04-27 | 2008-10-30 | Connelly Michael V | Configuration and method of use of optimized cooperative space vehicles |
| WO2009058500A1 (en) | 2007-11-01 | 2009-05-07 | Lockheed Martin Corporation | Highly tailored stiffening for advanced composites |
| DE102010042128A1 (de) | 2010-10-07 | 2012-04-12 | Airbus Operations Gmbh | Strukturbauteil, Luft- oder Raumfahrzeug sowie Verfahren |
| DE102011006792B4 (de) | 2011-04-05 | 2017-07-27 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren zum Herstellen und Verbinden von faserverstärkten Bauteilen sowie Luft- oder Raumfahrzeug |
| US8789797B2 (en) * | 2012-02-23 | 2014-07-29 | Alliant Techsystems Inc. | Payload adapters including antenna assemblies, satellite assemblies and related systems and methods |
| US8915472B2 (en) | 2012-05-11 | 2014-12-23 | The Boeing Company | Multiple space vehicle launch system |
| US9027889B2 (en) * | 2013-02-28 | 2015-05-12 | The Boeing Comapny | Modular core structure for dual-manifest spacecraft launch |
-
2013
- 2013-02-28 US US13/781,373 patent/US9027889B2/en active Active
-
2014
- 2014-02-24 EP EP14156420.3A patent/EP2772441B1/en active Active
- 2014-02-27 EA EA201490366A patent/EA031358B9/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5392982A (en) * | 1988-11-29 | 1995-02-28 | Li; Chou H. | Ceramic bonding method |
| US6193193B1 (en) * | 1998-04-01 | 2001-02-27 | Trw Inc. | Evolvable propulsion module |
| US7931237B2 (en) * | 2006-12-07 | 2011-04-26 | The Boeing Company | Universal launch vehicle payload adapter |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Конструкция и проектирование космических летательных аппаратов. Москва, "Машиностроение", 1986, с. 176-179 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US9027889B2 (en) | 2015-05-12 |
| EA201490366A8 (ru) | 2016-01-29 |
| EA031358B9 (ru) | 2019-06-28 |
| US20140239125A1 (en) | 2014-08-28 |
| EP2772441A3 (en) | 2015-07-08 |
| EA201490366A1 (ru) | 2014-08-29 |
| EP2772441B1 (en) | 2018-04-11 |
| EP2772441A2 (en) | 2014-09-03 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EA031358B1 (ru) | Модульная центральная конструкция для сдвоенного запуска космических летательных аппаратов | |
| US9296493B2 (en) | Spacecraft with open sides | |
| US6206327B1 (en) | Modular spacecraft bus | |
| US8205825B2 (en) | Engine pylon made from composite material | |
| RU2641026C2 (ru) | Силовые кессонные конструкции и способы их получения | |
| CA2210117C (en) | One piece spacecraft frame | |
| US20130115404A1 (en) | Lightweight structure, particularly primary aircraft structure or subassembly, as well as method for the manufacture thereof | |
| US10501163B2 (en) | Pressure bulkhead for an aircraft fuselage, and an aircraft comprising such a pressure bulkhead | |
| CN101381003A (zh) | 一种新型航天器主承力结构 | |
| CN104648693A (zh) | 用于平台载荷一体化的卫星结构 | |
| CA2981172A1 (en) | Satellite frame and method of making a satellite | |
| US9463865B2 (en) | Fuselage cell for an aircraft, particularly an airplane | |
| US20090294579A1 (en) | Primary engine strut structure of an aircraft | |
| CN106240092A (zh) | 对峙面板热防护系统及制造该系统的方法 | |
| US5950965A (en) | Split shell spacecraft | |
| US8973870B2 (en) | Wall component for an aircraft | |
| US4397434A (en) | Survivable satellite bus structural frame | |
| CN105775166A (zh) | 工字形卫星平台 | |
| RU2333139C2 (ru) | Космический аппарат и секция антенной фазированной решетки | |
| Russell | Thick skin, faceted, CFRP, monocoque tube structure for smallsats | |
| RU184328U1 (ru) | Адаптер для выведения нескольких космических аппаратов | |
| Safak | Structural design and analysis of a solar array substrate for a GEO satellite | |
| CN104290918A (zh) | 小型化轨道拖船卫星构型与布局设计方法 | |
| CN220448176U (zh) | 撑杆及无人机 | |
| WO2024098486A1 (zh) | 一种飞行滑板主体结构 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| TH4A | Publication of the corrected specification to eurasian patent | ||
| MM4A | Lapse of a eurasian patent due to non-payment of renewal fees within the time limit in the following designated state(s) |
Designated state(s): AM AZ BY KG TJ TM |