ES2624608T3 - Vehículo espacial y estructura de adaptador para el mismo - Google Patents

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ES2624608T3 ES14180056.5T ES14180056T ES2624608T3 ES 2624608 T3 ES2624608 T3 ES 2624608T3 ES 14180056 T ES14180056 T ES 14180056T ES 2624608 T3 ES2624608 T3 ES 2624608T3
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Abstract

Estructura de adaptador (6) para un vehículo espacial que comprende un vehículo de lanzamiento (1) con una parte superior que se estrecha (2), donde la estructura de adaptador comprende al menos un ensamblaje (7) de un cuerpo de conexión (8) para soportar una carga útil principal (4) y un cuerpo portador (9) para soportar al menos una carga útil subsidiaria (13), donde el cuerpo de conexión (8), en un extremo, comprende un elemento de acoplamiento que forma parte de un acoplamiento superior liberable (5) para conectarse a la carga útil principal (4), donde el cuerpo portador (9) está situado externamente con respecto al cuerpo de conexión (8) y está conectado al cuerpo de conexión (8) en una posición entre dichos extremos del cuerpo de conexión (8), caracterizada por el hecho de que al menos una carga útil subsidiaria tiene una masa total que es al menos un orden de magnitud menor que la masa total de la carga útil principal, y de que el cuerpo de conexión (8), en un extremo opuesto, comprende un elemento de acoplamiento que forma parte de un acoplamiento inferior liberable (10) para la conexión a la parte superior que se estrecha (2) del vehículo de lanzamiento (1).

Description

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DESCRIPCION
Vehiculo espacial y estructura de adaptador para el mismo
[0001] La invention se refiere a un vehiculo espacial, que comprende un vehiculo de lanzamiento con una parte superior que se estrecha, un espacio de carga cerrado en el vehiculo de lanzamiento, una carga util efectiva principal y una estructura de adaptador que esta conectada a la parte superior que se estrecha del vehiculo de lanzamiento y en la cual la carga util efectiva principal esta soportada de manera libre, donde dicha carga util principal y dicha estructura de adaptador se situan en el espacio de carga, donde la estructura de adaptador comprende al menos un ensamblaje de un cuerpo de conexion y un cuerpo portador con una carga util efectiva subsidiaria, donde dicha carga util efectiva subsidiaria o multiples cargas utiles efectivas pequenas tienen una masa total que es aproximadamente 1 o 2 ordenes de magnitud menor que la masa total de la carga util efectiva princi pal.
[0002] Tal vehiculo espacial se conoce a partir de EP-A-1492706. Una estructura de adaptador conica consistente en dos mitades apiladas esta dispuesta entre el vehiculo de lanzamiento y la carga util efectiva del mismo. La estructura de adaptador asegura que las cargas se transmitan entre el vehiculo de lanzamiento y la carga util, cargas las cuales son considerables, particularmente durante el lanzamiento. La mitad superior de la estructura de adaptador se conecta a la carga util principal mediante un acoplamiento liberable, y la mitad inferior se puede conectar al vehiculo de lanzamiento mediante otro acoplamiento. Una carga util subsidiaria o multiples cargas utiles subsidiarias se pueden colocar en la mitad inferior con el fin de usar la capacidad del vehiculo de lanzamiento lo maximo posible. Esta carga util subsidiaria puede, por ejemplo, consistir en un satelite secundario ligero. Tambien es posible que la propia mitad inferior este configurada como un componente de dicho satelite secundario.
[0003] Aunque tal estructura de adaptador lleva, en efecto, a un uso mejorado de la capacidad del vehiculo de lanzamiento, tambien hay varios inconvenientes asociados a este. El inconveniente principal es el hecho de que el espacio en el interior de la estructura de adaptador es limitado. Como resultado de esto, la dimension de la carga util subsidiaria que se ha de transportar tambien es limitada. Un inconveniente relacionado es el hecho de que la altura de la estructura de adaptador es fija en gran medida y, por lo tanto, solamente se puede modificar en un grado muy limitado.
[0004] Otra estructura de adaptador se conoce a partir de US 5 884 866, que se considera el estado de la tecnica mas cercano y describe el preambulo de la reivindicacion independiente 1.
[0005] Por lo tanto, un objetivo de la invencion es mejorar un vehiculo espacial del tipo anteriormente mencionado de manera que este sea mas flexible respecto a su capacidad de transporte de una carga util efectiva subsidiaria. Este objetivo se consigue por el hecho de que cada cuerpo de conexion tiene un extremo superior que esta conectado a la carga util principal o a un cuerpo de conexion de otro ensamblaje superior mediante un acoplamiento superior, y tiene un extremo inferior que esta conectado a la parte superior que se estrecha del vehiculo de lanzamiento o a un cuerpo de conexion de otro ensamblaje inferior mediante un acoplamiento inferior, por el hecho de que un cuerpo portador esta conectado al cuerpo de conexion asociado en una position entre dichos extremos de este cuerpo de conexion y de que este cuerpo portador y la carga util subsidiaria que es soportada por este se situan externamente respecto a este cuerpo de conexion en el espacio de carga y de que la estructura de adaptador esta conectada a la parte superior que se estrecha del vehiculo de lanzamiento mediante un acoplamiento liberable.
[0006] Esto se consigue con una estructura de adaptador para un vehiculo espacial segun la reivindicacion 1.
[0007] Con el vehiculo espacial segun la invencion, las cargas se transmiten a traves del cuerpo de conexion, que es de una configuration resistente adecuada para este fin. El cuerpo portador, sin embargo, no participa en la transmision de las cargas, y esta configurado para soportar la carga util subsidiaria relativamente ligera. Esto significa que el cuerpo portador tambien se puede fabricar de modo que sea relativamente ligero. Asimismo, es importante que el cuerpo portador se situe fuera del cuerpo de conexion, de modo que el area disponible dentro del espacio de carga se pueda usar de manera mas eficaz. Un espacio relativamente grande esta disponible para la carga util subsidiaria. La carga util subsidiaria puede consistir en multiples partes, limitadas solamente por el contorno interno del espacio de carga y de la carga util principal presente en su interior.
[0008] El cuerpo portador esta conectado permanentemente al cuerpo de conexion, de modo que el ensamblaje forma una unidad permanente. A proposito, se debe senalar que la estructura del propio vehiculo de lanzamiento frecuentemente consiste en partes estructurales que estan conectadas permanentemente entre si. De este modo, por ejemplo, la parte superior que se estrecha del vehiculo de lanzamiento puede consistir en uno o mas anillos que estan conectados permanentemente entre si. La estructura de adaptador que comprende al menos un ensamblaje de un cuerpo de conexion y un cuerpo portador deberia distinguirse de dicha estructura del vehiculo de lanzamiento, y esta acoplada permanente o de manera liberable a dicha estructura.
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[0009] Como ya se ha mencionado, la carga util principal se puede separar de la estructura de adaptador mediante la activacion del acoplamiento liberable entre ambas. Ademas, la carga util efectiva subsidiaria tambien se puede conectar al cuerpo portador mediante un acoplamiento liberable, de modo que este puede tambien ser liberado. En este caso, el cuerpo portador puede estar conectado permanentemente al vehiculo de lanzamiento. Ademas, es posible conectar la estructura de adaptador a la parte superior que se estrecha del vehiculo de lanzamiento mediante un acoplamiento liberable. En este caso, el cuerpo portador puede seguir formando una entidad unica con la carga util subsidiaria y servir, por ejemplo, como una plataforma a la que varios componentes, tales como sistemas electronicos de propulsion y de control para la carga util subsidiaria, estan fijados. Esto tiene la ventaja adicional de que se limita la generacion de basura espacial. Como alternativa, tambien es posible separar la carga subsidiaria del cuerpo portador.
[0010] El cuerpo portador se puede configurar de cualquier manera adecuada. Como ya se ha mencionado anteriormente, el contorno del espacio de carga y de la carga util principal tienen que ver con ello. Segun una primera posibilidad, el cuerpo portador puede extenderse transversalmente al eje del vehiculo de lanzamiento, preferiblemente a angulos rectos a dicho eje. La plataforma que se forma de este modo es especialmente adecuada para soportar componentes de la carga util subsidiaria. Para producir un cuerpo portador de la resistencia y rigidez deseadas, se puede proporcionar un elemento de refuerzo, como un refuerzo de placa, que se extiende en paralelo a la direccion longitudinal del vehiculo de lanzamiento y esta conectado al cuerpo portador y al cuerpo de conexion. Segun una forma de realizacion alternativa, el cuerpo portador puede extenderse en paralelo al eje del vehiculo de lanzamiento.
[0011] La estructura de adaptador tambien puede consistir en un ensamblaje unico de un cuerpo de conexion y un cuerpo portador. Sin embargo, tambien es posible usar diferentes ensamblajes en la estructura de adaptador. Ya que el cuerpo de conexion forma el componente de transmision de carga, conectarlos entre si en serie es una forma excelente de apilar tales ensamblajes a la vez que se mantiene la capacidad de soporte de carga de la estructura de adaptador. Cada cuerpo de conexion puede estar provisto de un cuerpo portador, dependiendo de la cantidad de espacio disponible. Estos ensamblajes se pueden acoplar entre si permanentemente para proporcionar una estructura auxiliar relativamente grande. Alternativamente, sin embargo, tambien es posible conectar los cuerpos de conexion entre si mediante un acoplamiento liberable. Tales ensamblajes conectados de manera liberable pueden utilizarse despues para producir el mismo numero de satelites auxiliares. Tambien son posibles combinaciones de ensamblajes conectados permanentemente y de manera liberable.
[0012] La forma del cuerpo de conexion puede ser, por ejemplo, cilindrica. En este caso, se puede conseguir una apilabilidad simple de varios ensamblajes. Sin embargo, tambien son posibles otras formas, tales como una forma cuadrada o una forma conica. Preferiblemente, el acoplamiento liberable esta configurado para ser; a menudo se usa un acoplamiento denominado Marmon. El acoplamiento liberable tambien puede comprender un amortiguador.
[0013] La carga util principal y la estructura de adaptador pueden comprender cada una un elemento de acoplamiento circular, dichos elementos de acoplamiento que forman parte del acoplamiento superior entre la carga util principal y la estructura de adaptador. Sin embargo, tambien son posibles otras formas, como por ejemplo una forma cuadrada.
[0014] En lo precedente, ya se ha mencionado que la masa de la carga util principal difiere sustancialmente de la masa de la carga subsidiaria. Por ejemplo, se menciona una forma de realizacion en la que la masa de la carga util principal es al menos un orden de magnitud mayor que la masa total de la carga util subsidiaria. Preferiblemente, cada dimension de la carga principal es al menos un orden de magnitud mayor que cada dimension de la carga subsidiaria. La expresion "un orden de magnitud mayor" pretende indicar una diferencia entre dos cantidades, una de las cuales es del orden de 10 veces mayor que la otra cantidad; dos ordenes de magnitud se refiere a un factor 100. La carga util principal puede tener una masa de varias toneladas, tal como 36 toneladas y con una dimension de varios metros, como por ejemplo 2-3 m en perpendicular al eje y 3-8 m en la direccion de la altura. En cambio, en el caso de masas de carga util subsidiarias, entran en juego varias decenas de kg, con un maximo de 50 kg. Las dimensiones de la carga util subsidiaria y partes de la misma estan en el rango de diferentes dm, tal como 2-4 dm.
[0015] El espacio de carga esta rodeado por un protector circundante; preferiblemente el cuerpo de conexion tiene una dimension maxima transversal con respecto a la direccion longitudinal del vehiculo de lanzamiento que varia entre 20% y 50% de la dimension interna del protector transversal con respecto a la direccion longitudinal del vehiculo de lanzamiento.
[0016] Se hace referencia al estado de la tecnica segun se describe en US-A-5884866. Esta publicacion describe un vehiculo espacial cuyos diferentes componentes de carga util son mas o menos iguales entre si; no se puede hacer ninguna distincion entre una carga util principal pesada y cargas utiles subsidiarias mucho mas ligeras. Estas cargas utiles estan conectadas a una columna que es un orden de magnitud menor que las dimensiones transversales del espacio de carga. Tal columna no es adecuada para soportar una carga util principal unica y, por lo tanto, mucho mas pesada.
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[0017] Posiblemente, en el vehiculo espacial segun la invention, dos cargas utiles principales relativamente pesadas y voluminosas se pueden apilar una encima de la otra a traves de una construction de jaula. La carga util principal superior se conecta a la construccion de jaula mediante un acoplamiento liberable.
[0018] En lo precedente, se hace referencia a una carga util subsidiaria, que tambien cubre multiples cargas utiles subsidiarias pequenas que juntas constituyen la carga util subsidiaria.
[0019] La invencion se explicara ahora con mas detalle en referencia a las formas de realization ejemplares ilustradas en las figuras, donde:
La Fig. 1 muestra una vista en perspectiva de una parte de un vehiculo de lanzamiento con una estructura de adaptador.
La Fig. 2 muestra una vista en perspectiva de una forma de realizacion de la estructura de adaptador.
La Fig. 3 muestra una vista lateral del vehiculo de lanzamiento con una estructura de adaptador y una carga util principal.
La Fig. 4 muestra una vista lateral de otra forma de realizacion de la estructura de adaptador.
La Fig. 5 muestra una vista desde arriba de la estructura de adaptador de la Fig. 4.
La Fig. 6 muestra una estructura de adaptador con ensamblajes apilados.
[0020] La Fig. 1 muestra, en una vista parcialmente transversal, una disposition consistente en un vehiculo de lanzamiento 1 en el que un espacio de carga 3 esta delimitado dentro de una carcasa o protector 16 que es conocido per se. La parte superior conica 2 del vehiculo de lanzamiento 1 sobresale hacia el interior de este espacio de carga 3. Una estructura de adaptador 6 esta acoplada a la parte superior conica 2 del vehiculo de lanzamiento 1 y, a su vez, soporta la carga util efectiva principal 4 en el espacio de carga 3. La estructura de adaptador esta fijada a la parte superior conica 2 mediante el acoplamiento inferior 10. La carga util principal 4 esta fijada mediante el acoplamiento superior liberable 5, de manera que la carga util principal se puede separar del vehiculo de lanzamiento 1 despues del lanzamiento.
[0021] Si el acoplamiento inferior 5 tambien esta configurado para ser un acoplamiento liberable, tambien es posible separar toda la estructura de adaptador 6 con la carga util subsidiaria o multiples cargas utiles subsidiarias pequenas 13 unidas a el desde el vehiculo de lanzamiento 1 despues del lanzamiento. En este caso, se obtiene un satelite auxiliar libre que se puede controlar de la manera deseada mediante la propulsion 14. Los paneles solares 15 que estan acoplados a la estructura de adaptador 6 se pueden desplegar para proporcionar energia a la carga util subsidiaria 13. Sin embargo, tambien es posible conectar permanentemente la estructura de adaptador al vehiculo de lanzamiento 1, en cuyo caso la carga util subsidiaria tiene que estar acoplada de manera liberable al cuerpo portador 9.
[0022] En la vista lateral de la figura 3, esta disposicion se muestra con mas detalle. En ella, tambien puede verse que la estructura de adaptador tiene elementos de refuerzo en forma de placas 11 que se extienden en un plano radial, como se ilustra en la vista desde arriba de la Fig. 5.
[0023] En la variante de la Fig. 4, la estructura de adaptador 6 dispone del ensamblaje primario 7 descrito anteriormente de cuerpo de conexion 8 y cuerpo portador 9. Un segundo ensamblaje secundario 7' que comprende un segundo cuerpo de conexion 8' y un segundo cuerpo portador 9' se fija al lado inferior del cuerpo portador. Estos dos ensamblajes estan fijados permanentemente entre si y llevan, por ejemplo, una carga util subsidiaria 14 y/o los componentes de servicio asociados, tal como una fuente de energia y similares.
[0024] Ademas, como se muestra en la figura 6, resulta posible apilar dos combinaciones tales de un ensamblaje primario y secundario 7, 7' uno encima de otro, acoplados por el acoplamiento intermedio 12. Este puede ser un acoplamiento permanente o un acoplamiento liberable.
Lista de numeros de referencia
[0025]
1.
Vehiculo de lanzamiento
2.
Parte superior del vehiculo de lanzamiento
3.
Espacio de carga
4.
Carga util principal
5.
Acoplamiento superior
6.
Estructura de adaptador
7.
Ensamblaje del cuerpo de conexion y cuerpo portador
8.
Cuerpo de conexion
9.
Cuerpo portador
10.
Acoplamiento inferior
11.
Elemento de refuerzo
12. 13. 14. 5 15. 16.
Acoplamiento Carga util subsidiaria Propulsion Panel solar Protector circundante

Claims (14)

  1. 5
    10
    15
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    REIVINDICACIONES
    1. Estructura de adaptador (6) para un vehiculo espacial que comprende un vehiculo de lanzamiento (1) con una parte superior que se estrecha (2), donde la estructura de adaptador comprende al menos un ensamblaje (7) de un cuerpo de conexion (8) para soportar una carga util principal (4) y un cuerpo portador (9) para soportar al menos una carga util subsidiaria (13), donde el cuerpo de conexion (8), en un extremo, comprende un elemento de acoplamiento que forma parte de un acoplamiento superior liberable (5) para conectarse a la carga util principal (4), donde el cuerpo portador (9) esta situado externamente con respecto al cuerpo de conexion (8) y esta conectado al cuerpo de conexion (8) en una posicion entre dichos extremos del cuerpo de conexion (8), caracterizada por el hecho de que al menos una carga util subsidiaria tiene una masa total que es al menos un orden de magnitud menor que la masa total de la carga util principal, y de que el cuerpo de conexion (8), en un extremo opuesto, comprende un elemento de acoplamiento que forma parte de un acoplamiento inferior liberable (10) para la conexion a la parte superior que se estrecha (2) del vehiculo de lanzamiento (1).
  2. 2. Estructura de adaptador (6) segun la reivindicacion 1, donde el cuerpo portador (9) se extiende transversalmente al eje del vehiculo de lanzamiento (1), preferiblemente a angulos rectos respecto a este eje.
  3. 3. Estructura de adaptador (6) segun la reivindicacion 2, que comprende al menos un elemento de refuerzo, tal como una placa de refuerzo (11) que se extiende en paralelo a una direccion longitudinal del vehiculo de lanzamiento (1), elemento de refuerzo el cual esta conectado al cuerpo portador (9) y al cuerpo de conexion (8).
  4. 4. Estructura de adaptador (6) segun una de las reivindicaciones anteriores, que comprende al menos dos ensamblajes (7) de un cuerpo de conexion (8) y un cuerpo portador (9), donde los cuerpos de conexion de los ensamblajes estan conectados en serie.
  5. 5. Estructura de adaptador (6) segun la reivindicacion 4, donde al menos dos de los cuerpos de conexion (8) estan conectados entre si mediante otro acoplamiento liberable (12).
  6. 6. Estructura de adaptador (6) segun una de las reivindicaciones anteriores, donde el cuerpo de conexion (8) es cilindrico.
  7. 7. Estructura de adaptador (6) segun una de las reivindicaciones anteriores, donde al menos uno del acoplamiento superior liberable (5), el acoplamiento inferior liberable (10), y el otro acoplamiento liberable (12) comprende un acoplamiento denominado Marmon.
  8. 8. Estructura de adaptador (6) segun una de las reivindicaciones anteriores, donde un acoplamiento liberable comprende un amortiguador.
  9. 9. Estructura de adaptador (6) segun una de las reivindicaciones anteriores, donde la carga util subsidiaria (13) esta conectada de manera liberable al cuerpo portador (9).
  10. 10. Estructura de adaptador (6) segun una de las reivindicaciones anteriores, donde la carga util principal (4) y la estructura de adaptador (6) comprenden cada una un elemento de acoplamiento circular, elementos de acoplamiento los cuales forman parte del acoplamiento superior (5) entre la carga util principal y la estructura de adaptador (6).
  11. 11. Estructura de adaptador (6) segun cualquiera de las reivindicaciones anteriores, donde una dimension de la carga util principal (4) es al menos un orden de magnitud mayor que una dimension de la carga util subsidiaria (13), preferiblemente cada dimension de la carga util principal (4) es al menos un orden de magnitud mayor que cada dimension de la carga util subsidiaria (13).
  12. 12. Vehiculo espacial, que comprende un vehiculo de lanzamiento (1) con una parte superior que se estrecha (2), un espacio de carga cerrado (3) en el vehiculo de lanzamiento, una carga util principal (4), al menos una carga util subsidiaria (13), y una estructura de adaptador (6) segun cualquiera de las reivindicaciones anteriores, donde la carga util principal (4), la al menos una carga util subsidiaria, y la estructura de adaptador (6) estan situadas en el espacio de carga, con la al menos una carga util subsidiaria estando soportada en el cuerpo portador (9) y situada externamente con respecto al cuerpo de conexion (8),
    donde la estructura de adaptador esta conectada con un extremo superior del cuerpo de conexion a la carga util principal (4) mediante el acoplamiento superior liberable (5), y donde la estructura de adaptador (6) esta conectada con un extremo inferior del cuerpo de conexion (8) a la parte superior que se estrecha (2) del vehiculo de lanzamiento mediante el acoplamiento inferior liberable (10).
  13. 13. Vehiculo espacial segun la reivindicacion 12, donde la parte superior que se estrecha (2) del vehiculo de lanzamiento (1) tiene forma conica.
  14. 14. Vehmulo espacial segun la reivindicacion 12 o 13, donde el espacio de carga esta rodeado por un protector circundante (16) y el cuerpo de conexion (8) tiene una dimension maxima transversal con respecto a la direccion longitudinal del vehiculo de lanzamiento (1) entre 20% y 50% de la dimension interna del protector (16) transversal con respecto a la direccion longitudinal del vehiculo de lanzamiento (1).
    5
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