FR2717770A1 - Distributeur multisatellite pour lanceur. - Google Patents
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Abstract
Pour permettre la mise en orbite d'un groupe de satellites (12) à partir d'un ou plusieurs lanceurs (10), il est proposé un distributeur multisatellite qui comprend un mât (18) adapté à chaque type de lanceur et des organes d'interface (20) par l'intermédiaire desquels les satellites sont montés sur les mâts. Un caractère modulaire ou interchangeable est obtenu en dotant les mâts (18) d'emplacements identiques et en utilisant des organes d'interface (20) identiques, aptes à être montés sur l'un quelconque des emplacements depuis l'extérieur du mât (18). Chaque organe d'interface (20) porte des systèmes de fixation-largage du satellite associé, ainsi que des connecteurs électriques par lesquels des liaisons électriques satellite-lanceur et organe d'interface-lanceur sont établies.
Description
DISTRIBUTEUR MULTISATELLITE POUR LANCEUR.
DESCRIPTION
L'invention concerne un distributeur multisa- tellite destiné à être monté sur un lanceur pour permettre la mise en orbite de plusieurs satellites à l'aide de ce lanceur.
Un tel dispositif trouve une application pri-
vilégiée dans les programmes qui imposent la mise en orbite de plusieurs satellites identiques. Cependant, il
peut aussi être utilisé pour mettre en orbite des satelli-
tes différents mais de dimensionnement géométrique, massi-
que et inertiel relativement proche.
Initialement, un lanceur différent devait être
utilisé pour la mise en orbite de chaque satellite.
Ces dernières années, les évolutions technolo-
giques ont permis d'augmenter les capacités des lanceurs, alors que la masse des satellites croissait moins vite que leurs performances. On a donc pu effectuer avec certains lanceurs le lancement simultané d'au moins deux satellites au cours du même vol, ce qui se traduit par une diminution
appréciable du coût de la mise en orbite de chaque satel-
lite. Dans la pratique, les techniques utilisées à ce jour pour lancer deux satellites à l'aide d'un même lanceur sont directement dérivées des techniques utilisées
auparavant pour lancer un seul satellite. Ainsi, un pre-
mier satellite est généralement monté à l'extrémité du lanceur à l'aide d'un adaptateur tronconique et le deuxième satellite est placé sur une structure support qui entoure le premier satellite et prend directement appui sur le lanceur. Une coiffe unique peut protéger l'ensemble des deux satellites ou la seule charge utile supérieure, celle du dessous étant alors protégée par la structure
support de l'autre satellite, qui l'enveloppe.
Cette technique d'intégration des satellites sur le lanceur devient pratiquement inutilisable lorsque le nombre de satellites est supérieur à trois. De plus, elle impose de façon irréversible la séquence de largage des satellites qui doit être inverse de celle de leur
implantation sur le lanceur.
Divers autres dispositifs ont été imaginés pour lancer un groupe de satellites à l'aide d'un même
lanceur. Si certains de ces dispositifs permettent d'envi-
sager le lancement de plus de trois satellites, il s'agit toujours de dispositifs complexes, imposant généralement
un ordre de lancement aux satellites et surtout interdi-
sant d'envisager un changement de programme dans un bref délai lorsque le lancement du lanceur prévu initialement
doit être retardé au-delà des limites normalement accepta-
bles.
L'invention a précisément pour objet un dis-
tributeur multisatellite dont la conception originale permet à un même lanceur de mettre sur orbite un groupe de
satellites dont le nombre ne dépend que de la place dispo-
nible sous la coiffe du lanceur et de la performance du lanceur sur l'orbite visée, ce dispositif étant conçu de
telle sorte qu'un même satellite puisse être monté indif-
féremment en très peu de temps sur différents lanceurs, de
même type ou de types différents, afin notamment d'au-
toriser le respect d'un calendrier déterminé même si un contretemps retarde la date de lancement du lanceur prévue initialement. Conformément à l'invention, ce résultat est obtenu au moyen d'un distributeur multisatellite, pour lanceur, caractérisé par le fait qu'il comprend: - un mât apte à être fixé sur le lanceur et présentant au moins deux emplacements identiques aptes à recevoir chacun un satellite;
- des organes d'interface identiques, chaque organe d'in-
terface comprenant des moyens de fixation-largage par lesquels l'un des satellites peut être monté sur cet organe d'interface et séparé de celuici; et - des moyens de fixation démontables par lesquels chaque organe d'interface peut-être monté sur l'un quelconque des emplacements. Dans la mesure o plusieurs lanceurs sont équipés d'un mât présentant un nombre d'emplacement qui dépend des caractéristiques du lanceur considéré, il devient possible de monter indifféremment les satellites
sur l'un ou l'autre de ces mâts à l'aide des organes d'in-
terface interchangeables qui ont été montés préalablement
sur ces satellites.
Dans une forme de réalisation préférentielle de l'invention, les moyens de fixation démontables sont accessibles depuis l'extérieur du mât, lorsqu'un satellite est monté sur l'organe d'interface. Cette caractéristique permet de monter un nombre quelconque de satellites sur le mât quelle que soit la section de ce dernier et notamment lorsque cette section ou toute autre raison ne permet pas au personnel d'intervention de travailler à l'intérieur du mât. Les moyens de fixation démontables peuvent notamment comprendre des vis montées sur des parties de l'organe d'interface situées en saillie par rapport à un satellite monté sur cet organe. De façon facultative, ces vis peuvent être complétées par des mécanismes de fixation
complémentaires placés à proximité de chacune des vis.
A titre d'exemple, chacun des emplacements apte à recevoir un satellite est rectangulaire et chacun des organes d'interface comprend un cadre rectangulaire pourvu de quatre plaques d'angle supportant les moyens de fixation-largage. Les parties en saillie de l'organe d'interface sur lesquelles sont montées les vis servant à la fixation démontable de l'organe d'interface sur l'un quelconque des emplacements du mât sont alors formées
avantageusement sur les plaques d'angle.
Dans la forme de réalisation préférentielle de l'invention, le mât comporte un câblage électrique et/ou pyrotechnique assurant la transmission d'informations
et/ou de commandes entre le lanceur et les organes d'in-
terface. Ces organes d'interface reçoivent chacun ce câblage et le prolongent et l'aiguillent, selon que les informations et/ou commandes les concernent (principalement pour l'exécution du largage satellite) ou
concernent les satellites, auxquels ils sont alors trans-
mis via un ou plusieurs connecteurs d'interface.
Avantageusement, le mât est disposé selon un axe longitudinal du lanceur et il présente une section transversale sensiblement polygonale, définissant au moins trois faces principales comportant chacune au moins l'un
des emplacements.
On décrira à présent, à titre d'exemple non limitatif, une forme de réalisation préférentielle de l'invention, en se référant aux dessins annexés, dans lesquels: - la figure 1 est une vue en coupe verticale illustrant schématiquement l'extrémité supérieure d'un
lanceur, dans laquelle est embarqué un groupe de satelli-
tes monté sur un distributeur multisatellite conforme à l'invention; - la figure 2A est une vue en coupe selon la ligne II-II de la figure 1, dans le cas o le diamètre de la coiffe du lanceur permet de loger trois satellites dans un même plan horizontal; - la figure 2B est une vue en perspective représentant le mât du distributeur multisatellite dans le cas de la figure 2A; - la figure 3A est une vue en coupe comparable à la figure 2A, illustrant le cas o le diamètre de la coiffe permet de loger quatre satellites dans un même plan horizontal; - la figure 3B est une vue en perspective
comparable à la figure 2B représentant le mât du distribu-
teur multisatellite dans le cas de la figure 3A; - la figure 4 est une vue en perspective éclatée représentant en trait plein l'un des organes d'interface interchangeables du distributeur multisatellite selon l'invention, et, en traits mixtes, les contours d'un
satellite susceptible d'être monté sur cet organe d'inter-
face avant la fixation de cet organe sur l'un des emplace-
ments prévu sur le mât du distributeur; - la figure 5 est une vue de face représentant à plus grande échelle la partie supérieure de l'organe d'interface de la figure 4; - la figure 6 est une vue en coupe partielle selon la ligne VI-VI de la figure 5; et - la figure 7 représente schématiquement les différentes étapes de montage d'un groupe de satellites sur un lanceur au moyen d'un distributeur multisatellite
conforme à l'invention.
Sur la figure 1, on a représenté de façon schématique l'étage supérieur 10 d'un lanceur appelé à mettre sur orbite un groupe de six satellites 12 identiques ou de dimensions très voisines. Les satellites
12 sont montés sur l'étage supérieur 10 par un distri-
buteur multisatellite 14 conforme à l'invention. L'ensem-
ble constitué par les satellites 12 et par le distributeur 14 est placé dans une coiffe 16 fixée à l'extrémité haute
de l'enveloppe extérieure de l'étage supérieur 10.
Le distributeur multisatellite 14 conforme à
l'invention comprend principalement un mât 18 et des orga-
nes d'interface 20. Il comprend également un adaptateur 22 par lequel le mât 18 est fixé à la structure de l'étage
supérieur 10, à l'extrémité supérieure de celui-ci.
Le mât 18 est monté sur l'adaptateur 22 de
façon à être disposé selon l'axe longitudinal du lanceur.
Comme l'illustrent d'une part les figures 2A et 2B et, d'autre part, les figures 3A et 3B, la forme présentée en section horizontale par le mât 18 dépend du nombre de satellites 12 qu'il est possible de loger sous la coiffe
16 du lanceur.
Ainsi, lorsque trois satellites 12 seulement peuvent être logés dans un même plan horizontal comme l'illustre la figure 2A, le mât 14 présente en section horizontale la forme d'un triangle équilatéral dont les angles sont tronqués. Le mât 14 présente alors trois faces d'accrochage extérieures planes 24 (figure 2B) d'égale largeur et de même hauteur. Dans la forme de réalisation illustrée en perspective sur la figure 2B, chacune de ces faces d'accrochage 24 définit deux emplacements identiques superposés, sur chacun desquels peut être fixé un satellite 12, par l'intermédiaire d'un organe d'interface 20. Le lanceur équipé de ce distributeur multisatellite
peut donc mettre sur orbite jusqu'à six satellites.
Comme l'illustre la figure 3A, lorsque le diamètre de la coiffe 16 permet de loger quatre satellites 12 sur un même niveau, le mât 14 présente en section la
forme extérieure d'un carré dont les angles sont tronqués.
Le mât 14 comporte alors quatre faces d'accrochage exté-
rieures plane 24 d'égale largeur et de même hauteur. Dans
la forme de réalisation illustrée sur la figure 3B, cha-
cune des quatre faces d'accrochage 24 définit trois empla-
cements identiques 25 superposés, sur chacun desquels peut être fixé un satellite 12, par l'intermédiaire de l'un des
organes d'interface 20. Le lanceur équipé de ce distribu-
teur multisatellite peut donc mettre sur orbite jusqu'à
douze satellites.
L'adaptateur 22, qui sert d'interface entre le lanceur et le mât 18, constitue une structure rigide spécifique du lanceur et qui est fixée initialement au
sommet de ce dernier.
Si, comme l'illustrent les figures 2B et 3B, le mat 14 est également spécifique du lanceur en ce qui concerne le nombre de faces du polygone régulier formé en section horizontale par ce mât ainsi qu'en ce qui concerne le nombre d'emplacements 25 prévus sur chacune des faces d'accrochage extérieures 24, tous ces emplacements 25 sont identiques les uns aux autres. Il est donc toujours possi-
ble de monter un satellite 12 équipé d'un organe d'inter-
face 20 sur l'un quelconque de ces emplacements. En d'autres termes, l'identité des emplacements 25 formés sur les différentes faces 24 des mâts 18 permet de monter indifféremment un satellite 12 quelconque sur l'un ou l'autre de ces emplacements, c'est-à-dire aussi bien sur l'un quelconque des emplacements 25 d'un mât 18 donné que sur des emplacements appartenant à des mâts 18 différents, équipant des lanceurs qui peuvent être aussi bien des
lanceurs de même type que des lanceurs de types diffé-
rents. En outre, il est important d'observer qu'au nombre d'emplacements 25 près, les faces 24 des mâts 18 sont standard, mécaniquement et électriquement. Ceci
permet de réaliser des mâts de section triangulaire, car-
rée, etc., en les assemblant au moyen d'éléments de coins
de formes adaptées.
Pour compléter ce caractère interchangeable
des satellites 12, qui confère au distributeur multisatel-
lite selon l'invention une grande souplesse d'utilisation, il est important d'observer que les organes d'interface 20 par lesquels chacun des satellites 12 peut être monté sur l'un quelconque des emplacements 25, sont tous identiques et complémentaires des emplacements 25. Par conséquent, un satellite 12 monté sur un organe d'interface 20 peut être reçu indifféremment sur l'un quelconque des emplacements 25. Les emplacements 25 définis sur chacune des
faces 24 des mâts 18 sont des emplacements de forme rec-
tangulaire. Cette forme ainsi que les dimensions corres-
pondantes sont voisines de celles de la face plane 13 (figure 4) par laquelle chacun des satellites 12 est fixé
sur le distributeur.
Dans la forme de réalisation illustrée sur la figure 4, chacun des organes d'interface 20 comprend principalement un cadre rectangulaire 26. Ce cadre 26
supporte à chacun de ses angles une plaque d'angle 28.
Chacune des plaques d'angle 28 supporte notamment des
moyens de fixation-largage 30, servant à fixer le satel-
lite 12 sur l'organe d'interface 20 et à en commander la séparation, et des moyens de fixation démontables 32
servant à fixer l'organe d'interface 20 sur le mat 18.
Comme l'illustrent plus précisément les figu-
res 5 et 6, chacun des -moyens de fixation-largage 30 porté par les plaques d'angle 28 comprend, dans la forme de réalisation représentée, un mécanisme de fixation 34 à
boulon pyrotechnique (mais tout autre procédé est utilisa-
ble) et un mécanisme séparateur 36 à ressort. Ces deux mécanismes 34 et 36 sont montés à demeure sur chacune des
plaques d'angle 28.
A titre d'exemple non limitatif, le mécanisme de fixation 34 à boulon pyrotechnique peut être réalisé
conformément aux enseignements du document FR-A-2 661 466.
Il permet de fixer provisoirement, à l'aide d'un boulon
pyrotechnique 34a, le satellite 12 sur l'organe d'inter-
face 20. Lorsqu'on désire larguer le satellite 12 fixé sur
cet organe d'interface 20, on commande les quatre mécanis-
mes de fixation 34 afin de rompre simultanément les quatre
boulons pyrotechniques 34a.
Afin que la rupture des quatre boulons pyro-
techniques 34a soit simultanée, les quatre mécanismes de fixation 34 peuvent être reliés entre eux par une chaîne
détonique 38 (figure 5) qui chemine le long du cadre 26.
La chaîne détonique 38 est munie à chacune de ses extrémi-
tés d'une amorce détonateur 40, de telle sorte que la mise
à feu de l'une ou l'autre de ces amorces provoque la rup-
ture simultanée des quatre boulons pyrotechniques 34a par
lesquels le satellite 12 est monté sur l'organe d'inter-
face 20 considéré. La présence de deux amorces détonateur permet d'assurer la redondance de la commande. Chacune des amorces détonateur 40 est reliée par un conducteur électrique 42 à un connecteur électrique séparé 44 qui se raccorde automatiquement sur une ligne d'alimentation électrique du lanceur, reliée à une source de courant,
lorsque l'organe d'interface 20 est fixé sur un emplace-
ment 25 quelconque. Les boulons explosifs ou déver-
rouilleurs peuvent aussi bien être activés simultanément par quatre ordres électriques arrivant en parallèle sur des initiateurs pyrotechniques fixés sur ces boulons ou déverrouilleurs. Par ailleurs, les mécanismes de séparation 36 permettent d'éjecter le satellite 12 lorsque les quatre boulons pyrotechniques 34a reliant ce dernier à l'organe d'interface 20 ont été rompus. A cet effet, chacun des mécanismes de séparation 36 incorpore un ressort de compression 36a qui exerce en permanence un effort de poussée sur le satellite 12 lorsque ce dernier est fixé sur l'organe d'interface 20 par les mécanismes de fixation 34. Un dispositif de blocage provisoire (non représenté) maintient normalement chacun des ressorts 36a à l'état comprimé tant que l'organe d'interface 20 n'a pas été fixé sur le satellite 12 par les mécanismes de fixation 34. Dès que cette fixation est réalisée, les dispositifs de
blocage des ressorts 36a sont libérés.
Les moyens de fixation démontables 32 par lesquels tout organe d'interface 20 portant un satellite 12 peut être fixé sur un emplacement 25 quelconque d'un mât 18, sont conçus pour permettre cette fixation depuis
l'extérieur du mât. Cette caractéristique permet de faci-
liter notablement le montage des satellites sur le mat, notamment lorsque les dimensions intérieures de ce dernier ou toute autre raison ne permettent pas à un opérateur d'y pénétrer. A cet effet et comme l'illustre notamment la figure 6, la hauteur du cadre rectangulaire 26 de chacun des organes d'interface 20 est légèrement supérieure à la hauteur de la face 12a du satellite 12 sur laquelle cet organe d'interface est monté par les moyens de fixation-
largage 30. Par conséquent, lorsque ce montage est réa-
lisé, le cadre 26 fait saillie sur quelques centimètres, à chacune de ses extrémités, au-delà du contour du satellite
12 sur lequel il est fixé. Les plaques d'angle 28 compor-
tent elles aussi, des parties qui font saillie au-delà du
contour du satellite 12.
Dans la forme de réalisation illustrée sur les figures 5 et 6, les moyens de fixation démontables par lesquels l'organe d'interface 20 portant un satellite 12 peut être fixé sur l'un des emplacements 25 du mât 18
comportent une vis 32 montée sur chacune des plaques d'an-
gle 28, dans la partie de cette plaque qui fait saillie au-delà du contour du satellite 12. Ces vis 32 peuvent être des vis imperdables portées par l'organe d'interface
20 ou des vis indépendantes de cet organe. Lorsque l'or-
gane d'interface 20 est présenté devant l'un des emplace-
ments 25 du mât 18, chacune des vis 32 se trouve en face d'un trou taraudé 46 formé dans la face 24 correspondante
du mât 18.
De façon facultative, le positionnement de l'organe d'interface 20 en face de l'emplacement 25 désiré du mât 18 peut être facilité par la présence de broches de centrage et de guidage 48 (figures 4 et 5) faisant saillie vers l'extérieur, par exemple sur les branches haute et basse du cadre 26, lorsque l'organe d'interface 20 est monté sur un satellite 12. Lorsque l'organe d'interface 20 est présenté devant l'emplacement 25, les broches 48 se trouvent en face de trous (non représentés) formés dans les faces. L'extrémité fuselée des broches 48 facilite
alors le centrage de l'organe 20.
Comme l'illustre notamment la figure 6, des lumières 50 sont formées sur les faces 24 du mat 18 pour permettre le passage des mécanismes 34 et 36, lors de la
fixation de l'organe d'interface 20 sur chacun des empla-
cements 25 formés sur les faces 24, à l'aide des vis 32. La fixation de l'organe d'interface 20 sur le mât 18 à l'aide des vis 32 peut être complétée, le cas échéant, par des mécanismes de fixation complémentaires tels que ceux qui sont illustrés schématiquement sur la
figure 6.
Dans la forme de réalisation représentée, ces mécanismes de fixation complémentaires comprennent un doigt 52 fixé sur chacune des plaques d'angle 28, en un emplacement proche de celui des vis 32 mais décalé par exemple vers le bas et vers l'extérieur par rapport à ces vis. Les doigts 52 font saillie vers l'extérieur lorsque l'organe d'interface 20 est monté sur le satellite 12. Les doigts 52, les boulons pyrotechniques 34a et les vis 32 sont alignés, pour limiter le passage de moments dans la
structure satellite.
Lorsque l'ensemble constitué par le satellite 12 et l'organe d'interface 20 est intégré sur le lanceur par fixation sur l'un quelconque des emplacements du mat 18 à l'aide des vis 32, les doigts 52 pénètrent dans des trous 54 formés dans la face 24 correspondante du mat 18 et dans des trous 56 de même diamètre formés dans des
tirettes 58 supportées de façon coulissante par le mat 18.
Une région 60 de moindre diamètre de chacun des doigts 52 se trouve en face de la tirette 58 correspondante, lorsque la fixation de l'organe d'interface 20 sur la face 24 correspondante du mât 18 est terminée. L'opérateur 58 agit
alors sur un organe de manoeuvre (non représenté) de cha-
que tirette 58, accessible depuis l'extérieur du mât 18, de façon à faire coulisser cette tirette dans le sens de la flèche F sur la figure 6. Il amène ainsi une fente 62 de la tirette, débouchant dans le trou 56, en face de la
région 60 de moindre diamètre du doigt 52. Par cette opé-
ration, l'opérateur comprime également une rondelle res-
sort 63, grâce au profil 64 de la face de la tirette 58 contre laquelle est en appui cette rondelle ressort 63. On introduit ainsi une précontrainte dans la liaison. La tirette 58 est alors en appui sur l'extrémité du doigt 52
et assure une fixation complémentaire de l'organe d'inter-
face 20 sur la face 24 correspondant du mât 18. Un verrou (non représenté) assure le maintien de la tirette 62 dans
cette position.
Il est à noter qu'une même tirette 58, chemi-
nant par exemple le long d'une branche verticale du cadre 26 peut être utilisée pour bloquer simultanément deux doigts 52 d'un même organe d'interface 20. La commande de deux tirettes 58, faite depuis l'extérieur du mât, assure
alors le blocage des mécanismes de fixation complémentai-
res ainsi réalisés.
Lorsque l'intégration d'un satellite 12 sur le lanceur a été effectuée par les moyens qui viennent d'être décrits, différentes informations doivent être transmises, sous forme de signaux électriques, entre le satellite et
le lanceur.
Pour assurer ce transfert d'informations, chacun des organes d'interface 20 supporte également au moins un conducteur électrique 64 (figure 5) ainsi que des connecteurs 66 et 68 par lesquels les extrémités de ce
conducteur 64 sont reliées respectivement à des installa-
tions électriques du satellite 12 et du lanceur lorsque les moyens de fixation-largage 30 ainsi que les moyens de fixation démontables 32 ont été utilisés respectivement pour monter le satellite 12 sur l'organe d'interface 20,
puis pour monter ce dernier sur le mât 18.
La description qui précède montre que le dis-
tributeur multisatellite conforme à l'invention constitue un dispositif particulièrement simple et peu coQteux, qui permet d'intégrer très rapidement et de manière réversible différents satellites, préalablement associés à un organe d'interface, en un emplacement 25 quelconque d'un même mât 18 ou de mâts différents équipant des lanceurs, que ces
derniers soient ou non du même type. Ce caractère modu-
laire ou interchangeable découle de l'utilisation conjointe d'organes d'interface 20 identiques et de mâts
18 adaptés aux lanceurs, pourvus d'emplacements 25 identi-
ques, complémentaires des organes d'interface.
Par ailleurs, le distributeur multisatellite selon l'invention permet de lancer les satellites montés
sur ce distributeur dans un ordre quelconque.
L'intégration d'un groupe de satellites sur un lanceur à l'aide du distributeur multisatellite selon l'invention va à présent être décrite en se référant à la
figure 7.
Pour le montage des satellites sur le distri-
buteur, celui-ci est généralement placé sur un banc
d'assemblage avec son axe longitudinal en position hori-
zontale. Dans certains cas, le distributeur peut avoir été déjà fixé à l'étage 10 via l'adaptateur 22, auquel cas
l'étage supérieur et ses supports servent de banc d'assem-
blage (étape A sur la figure 7).
Indépendamment et comme on l'a représenté en B sur la figure 7, on fixe un organe d'interface 20 sur chacun des satellites 12 concernés par l'opération, à
l'aide des mécanismes de fixation 34.
Il est à noter que ces deux étapes préparatoi-
res peuvent être réalisées à un moment quelconque précé-
dant l'intégration proprement dite des satellites sur le
ou les lanceurs.
Comme on l'a représenté en C sur la figure 7, l'intégration des satellites 12, présentés grâce à des élingues, sur le distributeur réalisée comme on l'a vu par la fixation des organes d'interface 20 sur le mât 18 à l'aide des vis 32 et, éventuellement, des tirettes 58, débute par le montage d'un premier satellite 12 sur un
emplacement 25 situé de préférence à proximité de l'adap-
tateur 22 (mais ce n'est pas obligatoire).
On intègre ensuite, de la même manière, un autre satellite 12 sur l'emplacement 25 le plus proche de la face 24 du mat 18 portant le premier satellite. Cette étape, illustrée en D sur la figure 7, peut être suivie
d'une ou plusieurs autres étapes comparables si les carac-
téristiques du lanceur permettent de disposer de plus de
deux emplacements 25 sur chacune des faces 24 du mât 18.
Lorsque l'intégration des satellites 12 sur
une première face 24 du mât 18 est terminée, des opéra-
tions d'intégration comparables à celles qui sont illus-
trées en C et D sur La figure 7 sont répétées pour une seconde face 24 du mât 18, comme illustré en E sur la
figure 7, après rotation axiale du distributeur.
Selon le nombre de faces 24 dont dispose le mât 18, on répète encore ces opérations une ou plusieurs fois, jusqu'à ce que tous les emplacements 25 disponibles sur le mat 18 portent un satellite 12, tel qu'illustré en
F sur la figure 7. Il est à noter cependant que le distri-
buteur multisatellite selon l'invention peut aussi être utilisé de manière partielle, c'est-à-dire sans que tous
les emplacements 25 disponibles sur le mât 18 soient uti-
lisés. Il est à noter aussi que l'intégration des satelli-
tes peut également être faite par couronnes successives.
Une intégration des satellites 12 avec le distributeur en position verticale est aussi théoriquement possible.
En outre, si l'ordre d'intégration des satel-
lites sur le lanceur, illustré en C, D, E et F sur la figure 7, constitue un ordre d'intégration préférentiel, l'intégration des satellites peut se faire dans certains
cas selon un ordre différent sans sortir du cadre de l'in-
vention.
Enfin, il est à noter que la forme de réalisa-
tion décrite en se référant aux figures ne constitue qu'un exemple non limitatif. Ainsi, selon les caractéristiques du lanceur utilisé, le nombre de faces 24 du mât 18 peut être un nombre quelconque supérieur ou égal à 1. De même, le nombre d'emplacements 25 disponibles sur chacune de ces faces peut être un nombre quelconque supérieur ou égal à
1, à la condition que le nombre total d'emplacements dis-
ponibles sur le mât soit au moins égal à 2. Cette observa-
tion a notamment pour conséquence que, si la disposition du mât 18 selon l'axe longitudinal du lanceur constitue
une disposition préférentielle, un distributeur multisa-
tellite conforme à l'invention équipant un lanceur de faible capacité peutcomporter un mât décalé latéralement par rapport à l'axe longitudinal du lanceur de telle sorte qu'un ou deux satellites puissent être montés sur la face
tournée vers cet axe, par l'intermédiaire d'organes d'in-
terface présentant les caractéristiques de l'invention. En outre, aux satellites portés par le mât peut être adjoint un satellite également monté par un organe d'interface 20 sur un emplacement par exemple horizontal prévu sur un support placé au-dessus du mât. Ce support peut notamment
être porté par des jambages contenant le mât équipé.
Par ailleurs, la forme rectangulaire donnée
aux organes d'interface dans la forme de réalisation dé-
crite ne constitue qu'un exemple non limitatif. Ainsi, chacun des organes d'interface peut être constitué de deux barres parallèles matérialisant deux côtés opposés du rectangle, dans la géométrie décrite, ou encore d'un cadre de forme polygonal, circulaire, etc., si les emplacements
prévus sur les mâts présentent des formes différentes.
Claims (9)
1. Distributeur multisatellite, pour lanceur, caractérisé par le fait qu'il comprend: - un mât (18) apte à être fixé sur le lanceur et présentant au moins deux emplacements (25) identiques aptes à recevoir chacun un satellite (12); - des organes d'interface (20) identiques, chaque organe d'interface comprenant des moyens de fixation-largage (30) par lesquels l'un des satellites peut être monté sur cet organe d'interface et séparé de celui-ci; et - des moyens de fixation démontables (32) par lesquels chaque organe d'interface peut-être monté sur l'un
quelconque des emplacements (25).
2. Distributeur selon la revendication 1,
caractérisé par le fait que les moyens de fixation démon-
tables (32) sont accessibles depuis l'extérieur du mât (18), lorsqu'un satellite (12) est monté sur l'organe
d'interface (20).
3. Distributeur selon la revendication 2,
caractérisé par le fait que les moyens de fixation démon-
tables comprennent des vis (32) montées sur des parties de l'organe d'interface (20) en saillie par rapport à un
satellite monté sur cet organe.
4. Distributeur selon la revendication 3,
caractérisé par le fait que les moyens de fixation démon-
tables comprennent de plus des mécanismes de fixation complémentaires (52,58), placés à proximité de chacune des
vis (32).
5. Distributeur selon l'une quelconque des
revendications précédentes, caractérisé par le fait que
chacun des emplacements (25) est rectangulaire et chacun
des organes d'interface (20) comprend un cadre rectangu-
laire (26) pourvu de quatre plaques d'angle (28) suppor-
tant les moyens de fixation-largage (30).
6. Distributeur selon la revendication 5,
combinée avec l'une quelconque des revendications 3 et 4,
caractérisé par le fait que lesdites parties en saillie de l'organe d'interface sont formées sur les plaques d'angle
(28).
7. Distributeur selon l'une quelconque des
revendications précédentes, caractérisé par le fait que
chacun des organes d'interface (20) comporte au moins un premier connecteur (44) apte à raccorder électriquement
les moyens de fixation-largage (30) à une source de cou-
rant du lanceur, lors du montage de cet organe d'interface
sur un emplacement (25).
8. Distributeur selon l'une quelconque des
revendications précédentes, caractérisé par le fait que
chacun des organes d'interface (20) comporte au moins un conducteur électrique (64) apte à relier électriquement, par au moins un deuxième et un troisième connecteurs (66,68) des installations électriques du lanceur et du satellite, lors du montage de l'organe d'interface (20)
sur le satellite (12) et sur un emplacement (25).
9. Distributeur selon l'une quelconque des
revendications précédentes, caractérisé par le fait que le
mât (18) est disposé selon un axe longitudinal du lanceur (10) et présente une section transversale sensiblement
polygonale, définissant au moins trois faces (24) compor-
tant chacune au moins l'un des emplacements (25).
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|---|---|---|---|
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| RU95103975/28A RU2156212C2 (ru) | 1994-03-22 | 1995-03-20 | Устройство для размещения нескольких спутников на ракете-носителе |
| US08/408,955 US5613653A (en) | 1994-03-22 | 1995-03-22 | Multisatellite distributor for launcher |
| JP06281295A JP3665661B2 (ja) | 1994-03-22 | 1995-03-22 | 打上げ機用の複数衛星ディストリビュータ |
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|---|---|---|---|
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Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2717770A1 true FR2717770A1 (fr) | 1995-09-29 |
| FR2717770B1 FR2717770B1 (fr) | 1996-06-14 |
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Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR9403334A Expired - Fee Related FR2717770B1 (fr) | 1994-03-22 | 1994-03-22 | Distributeur multisatellite pour lanceur. |
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|---|---|
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| RU (1) | RU2156212C2 (fr) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2001089927A1 (fr) | 2000-05-25 | 2001-11-29 | Eads Launch Vehicles | Procede et dispositif d'integration de satellites sur un lanceur |
| WO2016207817A1 (fr) * | 2015-06-22 | 2016-12-29 | Worldvu Satellites Limited | Système de distribution de charge utile |
| WO2019238727A1 (fr) * | 2018-06-14 | 2019-12-19 | Thales | Procede d'amenagement d'une pluralite de vaisseaux spatiaux sous la coiffe d'un lanceur sans distributeur structurel et assemblage resultant d'un tel procede |
| EP3782914A1 (fr) * | 2019-08-19 | 2021-02-24 | The Boeing Company | Distributeur de satellites et procédé de prise en charge d'une pluralité de satellites |
| RU2785868C2 (ru) * | 2018-06-14 | 2022-12-14 | Таль | Способ расположения множества космических аппаратов под головным обтекателем ракеты-носителя без конструктивного распределителя и сборка, полученная при помощи такого способа |
Families Citing this family (65)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6843446B2 (en) * | 1993-11-12 | 2005-01-18 | David D. Scott | Apparatus and methods for in-space satellite operations |
| US5884866A (en) * | 1996-09-17 | 1999-03-23 | Mcdonnell Douglas Corporation | Satellite dispenser |
| US6416018B2 (en) | 1996-09-17 | 2002-07-09 | The Boeing Company | Satellite dispenser |
| EP0849166A1 (fr) * | 1996-12-20 | 1998-06-24 | TRW Inc. | Architecture modulaire dans un engin spatial. |
| US5931419A (en) * | 1997-08-07 | 1999-08-03 | Honeywell Inc. | Reducing satellite weight and cost |
| US6138951A (en) * | 1998-08-10 | 2000-10-31 | Mcdonnell Douglas Corporation | Spacecraft dispensing system |
| US6053454A (en) * | 1998-09-04 | 2000-04-25 | Hughes Electronics Corporation | Modular spacecraft payload support structure |
| DE19856670B4 (de) | 1998-12-09 | 2004-12-02 | Eads Space Transportation Gmbh | Vorrichtung zum Aussetzen von Satelliten |
| 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 |
| US6296206B1 (en) | 1999-12-01 | 2001-10-02 | The Boeing Company | Cantilever, bi-level platform satellite dispenser |
| US6357698B1 (en) | 2000-02-02 | 2002-03-19 | The Boeing Company | Twin lobe spacecraft dispenser apparatus and method |
| US6789767B2 (en) * | 2001-04-23 | 2004-09-14 | Kistler Aerospace Corporation | Active satellite dispenser for reusable launch vehicle |
| JP3943066B2 (ja) * | 2003-09-02 | 2007-07-11 | 川崎重工業株式会社 | 人工衛星の離脱構造及びロケット |
| US7484693B2 (en) * | 2003-09-17 | 2009-02-03 | The Boeing Company | Centralized bus interface with single wire secondary distribution |
| US7434767B2 (en) * | 2005-02-28 | 2008-10-14 | The Boeing Company | Spacecraft adapter having embedded resources, and methods of forming same |
| US7689358B2 (en) * | 2006-04-25 | 2010-03-30 | Northrop Grumman Corporation | Delta-V-free satellite cloud cluster flying |
| US20080078886A1 (en) * | 2006-08-22 | 2008-04-03 | The Boeing Company | Launch vehicle cargo carrier |
| JP5464464B2 (ja) | 2007-10-24 | 2014-04-09 | 国立大学法人 名古屋工業大学 | 耐食性セラミックス電極材およびその製造方法 |
| JP5569150B2 (ja) * | 2010-05-31 | 2014-08-13 | 株式会社Ｉｈｉ | 人工衛星搭載システム |
| FR2972423B1 (fr) * | 2011-03-09 | 2014-01-31 | Astrium Sas | Procede et systeme de lancement d'un satellite |
| US8608114B2 (en) | 2011-04-15 | 2013-12-17 | Hkm Enterprises Inc. | Platform and launch initiation system for secondary spacecraft for launch vehicle |
| RU2472679C1 (ru) * | 2011-05-05 | 2013-01-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) | Способ запуска наноспутников в качестве попутной полезной нагрузки и устройство для его осуществления |
| US8939409B2 (en) | 2012-05-07 | 2015-01-27 | The Johns Hopkins University | Adaptor system for deploying small satellites |
| US9180984B2 (en) | 2012-05-11 | 2015-11-10 | The Boeing Company | Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems |
| US8973873B2 (en) * | 2012-10-15 | 2015-03-10 | The Boeing Company | Spacecraft propellant tank mount |
| US8915472B2 (en) * | 2012-05-11 | 2014-12-23 | The Boeing Company | Multiple space vehicle launch system |
| FR3004166B1 (fr) * | 2013-04-09 | 2015-04-17 | Astrium Sas | Systeme de satellites comportant deux satellites fixes l'un a l'autre et procede pour leur mise en orbite |
| US20150083865A1 (en) * | 2013-09-23 | 2015-03-26 | The Boeing Company | Multiple spacecraft launch system |
| US9242743B2 (en) * | 2013-10-10 | 2016-01-26 | Space Systems/Loral, Llc | Side-by-side multiple launch configuration |
| FR3035076B1 (fr) * | 2015-04-17 | 2018-04-20 | Thales | Procede d'amenagement d'une pluralite de vaisseaux spatiaux sous la coiffe d'un lanceur, assemblage resultant d'un tel procede et dispenser adapte a un tel assemblage |
| RU2713125C2 (ru) * | 2015-12-18 | 2020-02-03 | Эйрбас Дефенс Энд Спейс, С.А. | Диспенсер легковесных космических аппаратов |
| DE102016108606A1 (de) * | 2016-05-10 | 2017-11-16 | ECM Space Technologies GmbH | Auswurfeinheit für einen Satelliten |
| RU2677974C2 (ru) * | 2016-07-04 | 2019-01-22 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Устройство для выведения малых космических аппаратов |
| CN106043741B (zh) * | 2016-08-05 | 2018-08-07 | 深圳航天东方红海特卫星有限公司 | 一种适应一箭多星发射的卫星构型设计方法 |
| US10214303B1 (en) * | 2016-09-27 | 2019-02-26 | Space Systems/Loral, Llc | Low cost launch vehicle fairing |
| US11286062B1 (en) | 2016-10-27 | 2022-03-29 | Space Systems/Loral, Llc | Spacecraft exoskeleton truss structure |
| US10407189B1 (en) | 2016-10-27 | 2019-09-10 | Space Systems/Loral, Llc | Spacecraft exoskeleton truss structure |
| US10538347B1 (en) * | 2016-11-14 | 2020-01-21 | Space Systems/Loral, Llc | Smallsat payload configuration |
| 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 |
| 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 |
| EP3634858B1 (fr) * | 2017-05-10 | 2022-01-12 | RUAG Space AB | Distributeur de charge utile |
| US10669048B1 (en) | 2017-06-15 | 2020-06-02 | United Launch Alliance, L.L.C. | Mechanism for increasing jettison clearance |
| US20200198812A1 (en) * | 2017-07-28 | 2020-06-25 | Ruag Space Ab | A multiple payload set and method for assembly |
| IT201700095557A1 (it) * | 2017-08-23 | 2019-02-23 | Thales Alenia Space Italia Spa Con Unico Socio | Innovativo sistema per dispiegare satelliti da veicoli lanciatori |
| IL258729B (en) | 2018-04-16 | 2021-12-01 | Israel Aerospace Ind Ltd | Nano-satellite |
| RU2698838C1 (ru) * | 2018-04-24 | 2019-08-30 | Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") | Головная часть космической ракеты-носителя и способ выведения космических аппаратов |
| US10538341B1 (en) | 2018-07-06 | 2020-01-21 | Vector Launch Inc. | Self-mating modular satellite bus |
| US10689131B2 (en) * | 2018-07-06 | 2020-06-23 | Lockheed Martin Corporation | Sectioned self-mating modular satellite buses |
| US11377262B2 (en) * | 2018-11-09 | 2022-07-05 | Hamilton Sundstrand Corporation | Customizable integration system for pallet |
| US10377510B1 (en) | 2018-11-14 | 2019-08-13 | Vector Launch Inc. | Enhanced fairing mechanisms for launch systems |
| CN110104213B (zh) * | 2019-04-23 | 2022-08-12 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种挂壁式卫星适配器 |
| CN110562499B (zh) * | 2019-08-28 | 2022-09-09 | 深圳航天东方红海特卫星有限公司 | 一种壁挂式主频可调变截面一箭多星发射小卫星结构 |
| US11396389B2 (en) * | 2019-11-08 | 2022-07-26 | The Boeing Company | Payload adapter having a truss support structure |
| US11565834B2 (en) | 2019-11-08 | 2023-01-31 | The Boeing Company | Clockable secondary payload bridges for a payload adapter |
| US20220106064A1 (en) * | 2020-10-04 | 2022-04-07 | Omniteq, Llc | Launch vehicle dispenser attach structure and method |
| EP4079643A1 (fr) * | 2021-04-23 | 2022-10-26 | RUAG Space AB | Adaptateur de séparation et procédé de fixation d'une charge utile sur un distributeur de charge utile |
| 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 |
| US20230192325A1 (en) * | 2021-12-17 | 2023-06-22 | Maxar Space Llc | Dispenserless multi-satellite launch configuration with simple adapter interface |
| CN114044174A (zh) * | 2021-12-20 | 2022-02-15 | 北京微分航宇科技有限公司 | 一种梁板组合结构的多星分配器 |
| US11634232B1 (en) * | 2022-04-30 | 2023-04-25 | Beta Air, Llc | Hybrid propulsion systems for an electric aircraft |
| US11639230B1 (en) * | 2022-04-30 | 2023-05-02 | Beta Air, Llc | System for an integral hybrid electric aircraft |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3380687A (en) * | 1965-06-11 | 1968-04-30 | Gen Dynamics Corp | Satellite spin dispenser |
| US3461801A (en) * | 1968-01-25 | 1969-08-19 | Us Navy | Multi-canister ejecting device |
| US3907225A (en) * | 1973-12-17 | 1975-09-23 | Tru Inc | Spacecraft for deploying objects into selected flight paths |
| US5199672A (en) * | 1990-05-25 | 1993-04-06 | Orbital Sciences Corporation | Method and apparatus for deploying a satellite network |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5271582A (en) * | 1990-06-29 | 1993-12-21 | Standard Space Platforms Corp. | Modular mother satellite bus for subsidiary payloads |
| US5522569A (en) * | 1994-02-04 | 1996-06-04 | Orbital Sciences Corporation | Satellite having a stackable configuration |
-
1994
- 1994-03-22 FR FR9403334A patent/FR2717770B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
1995
- 1995-03-20 RU RU95103975/28A patent/RU2156212C2/ru not_active IP Right Cessation
- 1995-03-22 JP JP06281295A patent/JP3665661B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1995-03-22 US US08/408,955 patent/US5613653A/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3380687A (en) * | 1965-06-11 | 1968-04-30 | Gen Dynamics Corp | Satellite spin dispenser |
| US3461801A (en) * | 1968-01-25 | 1969-08-19 | Us Navy | Multi-canister ejecting device |
| US3907225A (en) * | 1973-12-17 | 1975-09-23 | Tru Inc | Spacecraft for deploying objects into selected flight paths |
| US5199672A (en) * | 1990-05-25 | 1993-04-06 | Orbital Sciences Corporation | Method and apparatus for deploying a satellite network |
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2001089927A1 (fr) | 2000-05-25 | 2001-11-29 | Eads Launch Vehicles | Procede et dispositif d'integration de satellites sur un lanceur |
| FR2809375A1 (fr) | 2000-05-25 | 2001-11-30 | Aerospatiale Matra Lanceurs St | Procede et dispositif d'integration de satellites sur un lanceur |
| WO2016207817A1 (fr) * | 2015-06-22 | 2016-12-29 | Worldvu Satellites Limited | Système de distribution de charge utile |
| US10486837B2 (en) | 2015-06-22 | 2019-11-26 | Worldvu Satellites Limited | Payload dispensing system |
| WO2019238727A1 (fr) * | 2018-06-14 | 2019-12-19 | Thales | Procede d'amenagement d'une pluralite de vaisseaux spatiaux sous la coiffe d'un lanceur sans distributeur structurel et assemblage resultant d'un tel procede |
| FR3082509A1 (fr) * | 2018-06-14 | 2019-12-20 | Thales | Procede d'amenagement d'une pluralite de vaisseaux spatiaux sous la coiffe d'un lanceur sans distributeur structurel et assemblage resultant d'un tel procede |
| RU2785868C2 (ru) * | 2018-06-14 | 2022-12-14 | Таль | Способ расположения множества космических аппаратов под головным обтекателем ракеты-носителя без конструктивного распределителя и сборка, полученная при помощи такого способа |
| US11623770B2 (en) | 2018-06-14 | 2023-04-11 | Thales | Spacecraft assembly arranged about a central axis and linked on longitudinal edges by fasteners |
| EP3782914A1 (fr) * | 2019-08-19 | 2021-02-24 | The Boeing Company | Distributeur de satellites et procédé de prise en charge d'une pluralité de satellites |
| US11345489B2 (en) | 2019-08-19 | 2022-05-31 | The Boeing Company | Satellite dispenser and method of supporting a plurality of satellites |
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