ES2926318T3 - Concepto de estructura de satélite eficiente para lanzamientos individuales o de apilamiento múltiple - Google Patents
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Abstract
La invención se refiere a un concepto estructural de satélite con una estructura de soporte de carga principalmente externa y su interfaz de lanzador dedicada, que permite una explotación eficiente de la capacidad de masa del vehículo de lanzamiento y el volumen interno del satélite. Este concepto según la presente invención se puede utilizar para cualquier misión espacial/órbita/lanzador si se considera conveniente. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)
Description
DESCRIPCIÓN
Concepto de estructura de satélite eficiente para lanzamientos individuales o de apilamiento múltiple
Campo técnico de la invención
La presente invención se refiere, en general, al sector técnico de los sistemas para el despliegue en órbita de naves espaciales/satélites desde vehículos de lanzamiento y, más concretamente, a un concepto de estructura de satélite eficiente y su interfaz de lanzador dedicada, adecuada para un solo lanzamiento, o un lanzamiento de apilamiento múltiple, desde un solo vehículo de lanzamiento.
Estado de la técnica
Como es sabido, los vehículos de lanzamiento (también conocidos simplemente como lanzadores) se utilizan para desplegar naves espaciales/satélites en una órbita predeterminada alrededor de la Tierra. Para ello, se suelen utilizar uno o varios sistemas de despliegue de una o varias naves espaciales y/o uno o varios satélites, cada uno de los cuales suele estar configurado para:
- durante el lanzamiento, sujetar con firmeza y seguridad una o más naves espaciales y/o uno o más satélites cargados en un volumen disponible de un lanzador; y,
- cuando el lanzador alcanza una posición predefinida en órbita, desplegar (es decir, liberar) la(s) nave(s) espacial(es) / el(los) satélite(s) como respuesta a una señal de control.
Algunas soluciones conocidas relacionadas con este sector se proporcionan en los documentos US 8.915.472 B2, US 9.669.948 B2, US 2016/0318635 A1, US 5.522.569 A, EP 1 008 516 A1, US 2013/0099059 A1 y US 2015/0151855 A1.
En particular, el documento US 8.915.472 B2 se refiere a un sistema de lanzamiento de vehículos espaciales múltiples y expone un sistema de lanzamiento compuesto por dos satélites: uno inferior y otro superior. El inferior está unido de manera liberable a la etapa superior del vehículo de lanzamiento por medio de una interfaz de anillo estándar y nuevamente está unido de manera liberable al satélite superior por medio del mismo tipo de interfaz de anillo estándar. El satélite inferior soporta las cargas de lanzamiento inducidas por el satélite superior, eliminando así la necesidad de estructuras de soporte adicionales (por ejemplo, un dispensador). Ambos satélites incluyen una estructura de núcleo central que soporta la parte principal de las cargas de lanzamiento que está conectada a las interfaces del anillo.
El documento US 9.669.948 B2 se refiere a una disposición de nave espacial de lanzamiento doble lado con lado y describe un sistema de lanzamiento compuesto por dos satélites colocados uno al lado del otro en un adaptador de lanzamiento doble. Ambos satélites están conectados de forma liberable al adaptador de doble lanzamiento por medio de una interfaz de anillo estándar. El adaptador de doble lanzamiento se monta en la última etapa del vehículo de lanzamiento por medio de una interfaz de anillo estándar. Ambos satélites incluyen una estructura de núcleo central que soporta la parte principal de las cargas de lanzamiento conectada a la interfaz del anillo.
Descripción de la invención
1. Breve descripción de los dibujos
Para una mejor comprensión de la presente invención, se describirán a continuación realizaciones preferidas, que se pretenden únicamente a modo de ejemplos no limitativos, haciendo referencia a los dibujos adjuntos (ninguno de ellos está a escala), en donde:
- La Figura 1 ilustra esquemáticamente un concepto de estructura de satélite y un elemento de acople de fijación de carga útil (PAF) según una realización preferida no limitativa de la presente invención;
- La Figura 2 ilustra esquemáticamente el apilamiento de tres satélites en un PAF (con una arquitectura de torre única) según una realización preferida no limitativa de la presente invención;
- La Figura 3 ilustra esquemáticamente cuatro satélites en un PAF (con una arquitectura de lado con lado) según una realización preferida no limitativa de la presente invención;
- La Figura 4 ilustra esquemáticamente una interfaz de copa-cono liberable entre dos satélites adyacentes o entre el satélite inferior y el PAF (con cualquier arquitectura) según una realización preferida no limitativa de La presente invención;
- La Figura 5 ilustra esquemáticamente un número variable de dispositivos de separación electroaccionados que se pueden instalar entre satélites adyacentes o entre el satélite inferior y el PAF (con cualquier arquitectura) según una realización preferida no limitativa de la presente invención;
- La Figura 6 ilustra esquemáticamente un conector eléctrico liberable y empujadores accionados por muelle instalados en la interfaz de separación copa-cono seleccionada de acuerdo con una realización preferida no limitativa de la presente invención;
- La Figura 7 ilustra esquemáticamente un concepto de arquitectura de estructura de celosía de acuerdo con una realización preferida no limitativa de la presente invención;
- La Figura 8 ilustra esquemáticamente el apilamiento de dos satélites en un PAF (con arquitectura de torre única) según una realización preferida no limitativa de la presente invención;
- La Figura 9 ilustra esquemáticamente el apilamiento de dos satélites en un PAF (con arquitectura lado con lado) según una realización preferida, no limitativa, de la presente invención;
- La Figura 10 ilustra esquemáticamente una interfaz liberable entre un satélite genérico (que tiene dimensiones de sección transversal variables) y el mismo PAF según ejemplos no limitativos de la presente invención; y
- La Figura 11 ilustra esquemáticamente la parte inferior del sistema de separación montado sobre un marco que se puede montar y desmontar mediante una interfaz atornillada sobre un PAF o sobre el satélite inferior de la pila según ejemplos no limitativos de la presente invención.
2. Base teórica de la invención
El concepto de la presente invención se basa en las siguientes consideraciones. Desde el punto de vista de la mecánica estructural, la nave espacial se puede simplificar como una viga en voladizo sujeta a cargas de inercia inducidas por el lanzador. Es evidente que las estructuras de satélite externas son más efectivas para soportar las cargas de lanzamiento debido a su mayor momento de inercia de área en comparación con las estructuras del núcleo central (con una dimensión de sección transversal menor que la dimensión de la sección transversal de las estructuras de satélites externas). El momento de inercia del área es un factor clave en la rigidez y en la resistencia estructural.
Las superficies externas típicas de un satélite son planas, para proporcionar el soporte más simple y eficiente para las unidades electrónicas internas y los radiadores térmicos externos. Esto implica la necesidad de introducir una interfaz de lanzador dedicada que pueda proporcionar el medio de transición de carga desde las esquinas entre las superficies planas y la interfaz atornillada del vehículo de lanzamiento.
En resumen, la presente invención permite una explotación más completa de la capacidad de masa del vehículo de lanzamiento junto con una interfaz de lanzamiento dedicada que es relativamente ligera y compacta y permanece conectada al vehículo de lanzamiento después de la separación del satélite con la reentrada a la Tierra o con la pérdida de la propia gravedad.
3. Concepto estructural del satélite
El concepto estructural del satélite según la presente invención comprende una estructura portante externa, típicamente con base cuadrada o rectangular (pero también se pueden utilizar otras formas convenientemente).
Haciendo referencia a la Figura 1, la estructura incluye paneles planos verticales externos 1 conectados por vigas verticales 2. Los paneles planos verticales externos 1 pueden estar hechos de cualquier material utilizado típicamente para la fabricación de satélites (es decir, aluminio, estratificado de aluminio, monocasco termoplástico reforzado con fibra de carbono (CFRP) , estratificado de CFRP, titanio, etc., o una combinación de los mismos).
Los paneles verticales 1 están conectados por medio de cuatro (o incluso más) vigas de esquina 2. Las vigas de esquina 2 pueden tener cualquier sección transversal (típicamente, cuadrada, rectangular o circular) y pueden estar fabricadas de cualquier material típicamente utilizado para la fabricación de satélites. Las vigas de esquina 2 tienen interfaces liberables en sus bordes inferior y superior 8. Los paneles de división verticales internos 3 y los paneles de plataforma horizontales 4 también se pueden utilizar para conveniencia estructural o para alojamiento de equipos.
4. Estructura de transición inferior
Siempre haciendo referencia a la Figura 1, una estructura de transición inferior (o elemento de acople de fijación de carga útil - PAF) 5 completa el concepto. En la parte superior del PAF 5, hay un número discreto de interfaces liberables 6 con cada viga de esquina 2 de la estructura del satélite y en la parte inferior hay una interfaz atornillada 7 con la etapa superior del vehículo de lanzamiento (no mostrada en la Figura 1).
Haciendo referencia a la Figura 10, varias dimensiones de sección transversal de satélite 14 pueden acomodarse en el mismo PAF 15 sin necesidad de rediseñar este último. Esto es posible cambiando el ángulo terminal de las vigas verticales 16.
Haciendo referencia a la Figura 11, para facilitar el transporte, la verificación del ajuste de la interfaz y las pruebas de separación de los satélites, la parte inferior del sistema de separación está montada en un marco 17 que se puede montar y desmontar mediante una interfaz atornillada en el PAF 18, o en el satélite inferior de la pila 19.
5. Apilamiento de los satélites
El apilamiento de los satélites se puede realizar como una sola torre, como se muestra en la Figura 2, montada en el PAF correspondiente, o como una torre doble, es decir, dos torres dispuestas una al lado de la otra, como se muestra en la Figura 3, montadas en el PAF 20 relevante diseñado para acomodar las dos torres de satélites. La arquitectura de ensamblaje depende del volumen de carenado disponible y la capacidad de masa del lanzador seleccionado. Las interfaces liberables entre los satélites apilados y entre el(los) satélite(s) inferior(es) y el PAF son idénticas. Estas interfaces incluyen convenientemente:
- haciendo referencia a la Figura 4, las interfaces mecánicas que incluyen al menos tres interfaces de conocopa 10 conectadas en el borde de cada viga de esquina 2;
- haciendo referencia a la Figura 6, las interfaces de arnés eléctrico 21 para proporcionar comunicación con el vehículo de lanzamiento y el equipo de apoyo en tierra; estando equipadas las interfaces liberables con soportes para conectores eléctricos;
- microinterruptores para detección de separación de satélites;
- de nuevo haciendo referencia a la Figura 6, sistemas 22 para asegurar la separación de naves espaciales, típicamente empujadores de separación accionados por muelle en interfaces de separación seleccionadas para impartir la energía cinética inicial necesaria a los satélites después de la separación. Nuevamente haciendo referencia a la Figura 4, la interfaz copa-cono 10 es capaz de soportar todas las cargas locales con la excepción de la carga de tracción axial que es transportada por el(los) dispositivo(s) de separación accionado(s) eléctricamente (por ejemplo, NEA, Pyro-bolt, etc.).
Haciendo referencia a la Figura 5, la conexión más baja del apilamiento (PAF-satélite inferior) puede utilizar los tres (o más) dispositivos de separación 11. Las conexiones superiores 12 pueden utilizar un número menor de dispositivos de separación debido a los niveles de carga más bajos.
Los paneles planos externos 1 pueden incorporar las vigas de esquina 2; esto es previsible si se utilizan tecnologías de fabricación aditiva.
Haciendo referencia a la Figura 7, el concepto estructural básico es equivalente a la arquitectura conocida como Estructura de Celosía hecha únicamente de vigas verticales y diagonales. Sin embargo, las estructuras externas de los satélites no se pueden abrir con vigas diagonales 13, ya que son planas para alojar el equipo electrónico, actúan como radiadores térmicos y proporcionan una envolvente cerrada para el blindaje contra la radiación. Esto significa que la función de refuerzo estructural, que ejercen las vigas diagonales, es realizada por los paneles estratificados. Estos paneles, por razones de optimización estructural, pueden incluir convenientemente estructuras embebidas de refuerzo o refuerzos de espesor de piel 23.
6. Dos realizaciones preferidas, no limitativas, de la invención
Dos realizaciones preferidas, no limitativas de las invenciones son:
1) haciendo referencia a la Figura 8, una arquitectura de torre única con el apilamiento de dos satélites idénticos montados en el PAF dedicado;
2) haciendo referencia a la Figura 9, una arquitectura de lado con lado con dos satélites idénticos montados en el PAF dedicado.
7. Principales ventajas técnicas de la invención respecto a conceptos similares existentes
a) En principio, como se explica en el apartado 2 "Base teórica de la invención", la presente invención es más eficiente desde un punto de vista estructural con respecto a las soluciones existentes (es decir, se puede conseguir un cierto nivel de rendimiento de rigidez con una masa estructural más baja).
b) La eficiencia estructural se puede utilizar a favor de una estructura totalmente de aluminio con mayores prestaciones en cuanto a protección contra la radiación y reducción de costes con respecto a las estructuras de CFRP.
c) El volumen interno del satélite está totalmente disponible para el alojamiento de equipos, mientras que este no es el caso de un satélite con un tubo estructural interno grande y largo.
d) Las plataformas superior e inferior del satélite están completamente disponibles para el alojamiento del equipo, mientras que (nuevamente) este no es el caso de un satélite con un tubo estructural interno grande y largo.
e) La complejidad de la presente invención se limita a la estructura e interfaces compactas de PAF y no a los tubos estructurales internos grandes y largos.
f) El coste de un número limitado de pernos de separación pyros/NEA es competitivo con respecto al coste de dos o más sistemas de abrazaderas.
g) La interfaz separable puede ser más robusta en la base del apilamiento de satélites, donde las cargas mecánicas son mayores, y menos robusta para las demás interfaces separables del apilamiento.
En conclusión, vale la pena señalar que la presente invención, que se refiere a un concepto estructural de satélite con una estructura de carga principalmente externa y su interfaz de lanzador dedicada, permite una explotación eficiente de la capacidad de masa del vehículo de lanzamiento y del volumen interno del satélite. Este concepto según la presente invención se puede utilizar ventajosamente para cualquier misión espacial/órbita/lanzador si se considera conveniente.
Claims (4)
1. Sistema que incluye una estructura de satélite y un elemento de acople de fijación de carga útil dedicado (5), PAF, para unir de forma liberable a dicha estructura de satélite, en donde la estructura de satélite comprende una estructura de soporte de carga externa, caracterizado por que la estructura de satélite incluye paneles planos verticales externos (1) que tienen refuerzos internos o estructuras embebidas o refuerzos de espesor de piel (23), estando cada uno configurado para ejercer la función de refuerzo estructural de vigas diagonales en una arquitectura de estructura de celosía.
2. El sistema de la reivindicación 1, en el que la estructura de satélite tiene un número discreto de interfaces, normalmente 3, 4 o más, para conectarse a dicho elemento de acople de fijación de carga útil dedicado (5), PAF; y en donde el PAF dedicado (5) se puede montar en una interfaz atornillada de la etapa superior de un vehículo de lanzamiento.
3. El sistema de acuerdo con la reivindicación 1 o 2, en el que la estructura de satélite tiene un número discreto idéntico de interfaces inferior y superior que permite el apilamiento de dos o más satélites que pueden ser idénticos entre sí, o con diferentes masas y alturas.
4. El sistema de acuerdo con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, en el que las interfaces discretas entre una estructura de satélite y el PAF dedicado (5), y/o entre las estructuras de satélite apiladas, son idénticas entre sí y pueden estar equipadas, cada una, con uno, dos o más dispositivos de separación accionados eléctricamente en función de las cargas mecánicas locales.
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