NL1020271C2

NL1020271C2 - Ruimtevaartuig en werkwijze voor het samenstellen van een dergelijk ruimtevaartuig, alsmede adaptor te gebruiken in een dergelijk ruimtevaartuig.

Info

Publication number: NL1020271C2
Application number: NL1020271A
Authority: NL
Inventors: Paul Robert Nugteren; Johan Hendrik Cruijssen; Johannes Reinoldus Ma Scholten
Original assignee: Dutch Space B V
Priority date: 2002-03-28
Filing date: 2002-03-28
Publication date: 2003-09-30
Also published as: DE60301497D1; ES2247553T3; WO2003082674A1; EP1492706B1; EP1492706A1; ATE303297T1; DE60301497T2; AU2003225417A1; JP2005521590A

Description

r

Ruimtevaartuig en werkwijze voor het samenstellen van een dergelijk ruimtevaartuig, alsmede adaptor te gebruiken in een dergelijk ruimtevaartuig

De uitvinding heeft betrekking op een werkwijze voor het samenstellen van een ruimtevaartuig, omvattende een draagraket en ten minste een eerste nuttige lading, zoals een satelliet of dergelijke, waarbij de eerste nuttige lading op 5 de draagraket wordt geplaatst onder toepassing van een adaptor tussen de draagraket en de eerste nuttige lading.

Tevens heeft de uitvinding betrekking op een adaptor voor een ruimtevaartuig, omvattende een eerste deel en een tweede deel, waarbij het eerste deel is ingericht voor koppe-10 ling met een eerste nuttige lading, en het tweede deel is ingericht voor koppeling met een draagraket. Een dergelijke adaptor is bijvoorbeeld bekend uit het Zweedse octrooi SE-C-515 850.

De bekende adaptor is tweedelig zodanig dat het eer-15 ste deel losbaar gekoppeld is met een nuttige lading in de vorm van een satelliet, terwijl het tweede deel vastgekoppeld is met de draagraket. Het eerste deel en het tweede deel zijn daarbij losbaar met elkaar gekoppeld, zodat in de ruimte de draagraket met het tweede deel van de adaptor losgekoppeld 20 kan worden van het eerste deel van de adaptor. Dit eerste deel afzonderlijk kan vervolgens een verdere vlucht uitvoeren, zodat deze kan functioneren als zogeheten "free flying satellite", mits daarvoor de nodige voorzieningen zijn aangebracht .

25 Een probleem van de bekende inrichting is dat de in de adaptor op te nemen secundaire lading relatief beperkt moet zijn, aangezien de ruimte die het eerste deel van de adaptor biedt, zeer beperkt is. Dit valt niet op te lossen door het eerste deel van de adaptor groter en daarmee zwaar-30 der uit te voeren, aangezien dit bij het samenstellen van het ruimtevaartuig constructietechnische problemen oplevert vanwege de belasting van de koppeling tussen de satelliet en het eerste deel van de adaptor. Een doelstelling van de uitvinding is om een oplossing voor dit probleem te bieden en een jp (·'·· > '·“» 2 werkwijze te verschaffen waarbij het gerede ruimtevaartuig kan zijn uitgevoerd met een tweede nuttige lading naast de eerste nuttige lading, waarbij de tweede nuttige lading meer omvang en gewicht kan hebben dan in de volgens SE-C-515 850 5 bekende inrichting.

Hiertoe wordt ten eerste een werkwijze voor het samenstellen van een ruimtevaartuig voorgesteld, welke erdoor gekenmerkt is dat een tweedelige adaptor wordt gebruikt, waarbij een eerste relatief licht deel van de adaptor onder 10 de eerste nuttige lading wordt gemonteerd, en een tweede relatief zwaar deel van de adaptor op de draagraket wordt geplaatst, waarna het eerste deel van de adaptor tezamen met de eerste nuttige lading op het tweede deel van de adaptor wordt geplaatst, en het eerste deel van de adaptor op het tweede 15 deel van de adaptor in een blijvende verbinding wordt vastgezet, teneinde deze in gerede vorm te brengen. Hierbij worden de nodige mechanische, elektrische en thermische koppelingen tot stand gebracht.

In overeenstemming hiermee is de adaptor volgens de 20 uitvinding erdoor gekenmerkt dat in gerede staat het eerste deel van de adaptor en het tweede deel van de adaptor blij -vend met elkaar verbonden zijn. In een onderlinge vergelijking geldt daarbij dat het eerste deel van de adaptor relatief licht is en het tweede deel van de adaptor relatief 25 zwaar. De belasting die de koppeling van het eerste deel van de adaptor met de eerste nuttige lading ondervindt, is zodoende beperkt, terwijl door de relatieve zwaarte van het tweede deel deze een omvang biedt die de plaatsing van een tweede nuttige lading mogelijk maakt, welke een vrij grote 30 omvang kan hebben.

Een belangrijk verschil ten opzichte van de stand van de techniek is dat het tweede deel van de adaptor losbaar is van de draagraket, zodat de adaptor in zijn geheel, dat wil zeggen het eerste deel tezamen met het tweede deel, kan 35 functioneren als free flying satellite. Ook is mogelijk dat ten minste in het tweede deel van de adaptor voortstuwingsmiddelen aanwezig zijn, zodat een hogere baan in de ruimte kan worden bereikt.

i 3

Verder kan met name in dit tweede deel van de adaptor de tweede nuttige lading worden aangebracht.

Het is voordelig als voor de voortstuwingsmiddelen gebruik gemaakt wordt van elektrische voortstuwingsmiddelen, 5 zoals een ionen- of plasmamotor. Ook kunnen er meerdere van dergelijke motoren zijn. De techniek daarvan is beproefd en heeft het voordeel dat deze een geringe omvang en massa heeft, zodat meer ruimte voor de tweede nuttige lading kan overblijven.

10 Verder is mogelijk dat althans een deel van de eer ste nuttige lading in het eerste deel van de adaptor reikt.

Ook is mogelijk dat een deel van de secundaire nuttige lading tot in de draagraket reikt. Dit kan bijvoorbeeld mede gerealiseerd worden door tussenvoeging van een of meer 15 ringen tussen de draagraket en de adaptor. Hiermee is een aanzienlijke vergroting van de ruimte voor een dergelijke secundaire nuttige lading mogelijk.

De uitvinding is tevens belichaamd in het gerede ruimtevaartuig welke een draagraket omvat, alsmede een nutti-20 ge lading, bijvoorbeeld in de vorm van een satelliet, en een adaptor voor plaatsing van de nuttige lading op de draagraket waarbij de adaptor beantwoordt aan de kenmerken van de adaptor volgens de uitvinding.

De uitvinding zal in het navolgende verder worden 25 toegelicht aan de hand van een niet-beperkend uitvoerings-voorbeeld en onder verwijzing naar de tekening.

In de tekening toont: - figuur 1 een schematisch aanzicht van een ruimtevaartuig; 30 - figuur 2 een schematisch aanzicht van een adaptor volgens de uitvinding welke deel uitmaakt van het in figuur 1 getoonde ruimtevaartuig; - figuur 3 een opengewerkt aanzicht van een adaptor volgens de uitvinding, voorzien van een nuttige lading.

35 In de figuren gebruikte gelijke verwijzingscijfers verwijzen naar dezelfde onderdelen.

Verwijzend nu eerst naar figuur 1 toont deze een ruimtevaartuig 1 volgens de uitvinding, welke een draagraket 1020271 4 2 heeft en een eerste nuttige lading 3 in de vorm van een satelliet. De satelliet 3 is op de draagraket 2 geplaatst met behulp van een adaptor 4 die zich tussen de draagraket 2 en de satelliet 3 bevindt. De adaptor 4 is zoals de figuur dui-5 delijk toont, bijvoorbeeld conisch gevormd en samengesteld uit een eerste deel 5 en een tweede deel 6. Het eerste deel 5 van de adaptor 4 en het tweede deel 6 van de adaptor 4 zijn in de in figuur 1 getoonde gerede staat vast en blijvend met elkaar verbonden door middel van bouten of dergelijke. Verder 10 is er een voor de vakman bekende losbare koppeling 7 van de satelliet 3 met het eerste deel 5 van de adaptor 4. Een dergelijke losbare koppeling 8 wordt in de onderhavige uitvinding tevens toegepast tussen het tweede deel 6 van de adaptor 4 en de draagraket 2. Deze koppeling 8 blijft na lossing van 15 de adaptor 4 achter op de draagraket 2.

De samenstelling van het ruimtevaartuig 1 verloopt zodanig dat daarbij een dergelijke tweedelige adaptor 4 wordt gebruikt, waarbij het eerste relatief lichte deel 5 van de adaptor 4, voordat deze met het tweede deel 6 van de adaptor 20 4 wordt gekoppeld, onder de satelliet 3 wordt gemonteerd. Te gelijkertijd, dan wel daarvoor of daarna wordt het tweede relatieve zware deel 6 van de adaptor 4 op de draagraket 2 geplaatst, waarna het eerste deel 5 van de adaptor 4 tezamen met de daarmee gekoppelde satelliet 3 op het tweede deel van 25 de adaptor 4 wordt geplaatst. Daarna wordt het eerste deel 5 van de adaptor 4 op het tweede deel 6 van de adaptor 4 vast-gezet, teneinde deze in de in figuur 1 getoonde gerede en blijvende vorm te brengen. Het vastzetten gebeurt zoals hierboven opgemerkt met bouten of andere voor de vakman bekende 30 middelen. Hierbij is beoogd dat de verbinding tussen het eerste deel 5 en het tweede deel 6 van de adaptor 4 intact blijft. Het gaat derhalve om een verbinding waarvan de losmaakbaarheid in de ruimte niet beoogd of gewenst is.

In figuur 2 wordt de adaptor 4 volgens de uitvinding 35 in zijaanzicht getoond. De figuur toont het eerste deel van de adaptor 4 en de aan de bovenzijde geplaatste losbare koppeling 7 voor verbinding met een nuttige lading. Verder wordt het tweede deel 6 van de adaptor 4 getoond met de aan de on- 5 derzijde daarvan geplaatste losbare koppeling 8 voor verbinding van de adaptor 4 met een draagraket.

Figuur 3 ten slotte toont een opengewerkte adaptor 4 waarin zowel nuttige lading als middelen zijn geplaatst welke 5 mogelijk maken dat de adaptor 4 functioneert als free flying satellite. Het tweede deel 6 van de adaptor 4 biedt zoals getoond de nodige ruimte voor omvangrijke platformelementen zoals een eigen voortstuwingssysteem voor missies in hoge banen in de ruimte waarbij diverse nuttige ladingen alsmede ener-10 gievoorzieningen, computers en dergelijke kunnen worden meegenomen. Het tweede deel € van de adaptor 4 biedt ruimte voor uitvouwbare zonnepanelen welke aan de onderzijde bevestigd worden, al dan niet voorzien van een inrichting om de panelen permanent op de zon te richten. De opgewekte overtollige 15 warmte in de secundaire nuttige lading kan naar de ruimte af-gevoerd worden via uitwendige structuurdelen van de adaptor 4, eventueel onder toepassing van een of meer uitvouwbare radiatoren.

De in het voorgaande voorbeeld gegeven toelichting 20 dient uitdrukkelijk als niet-beperkend te worden uitgelegd ten aanzien van de hierna gegeven conclusies zonder de be-schermingsomvang van deze conclusies in enig opzicht te beperken. Zo kunnen bijvoorbeeld tussen het eerste deel 5 en het tweede deel 6 van de adaptor 4 nog tussendelen worden 25 toegepast. Dit kan voordelen bieden in het vergroten van de capaciteit van de als zelfstandig ruimtevaartuig functioneer-bare adaptor 4. De vergrote capaciteit kan bijvoorbeeld aangewend worden voor extra secundaire nuttige lading en/of energieopwekking en/of warmteafvoer waarmee een ruimer bereik 30 aan ruimtevaartmissies kan worden gerealiseerd. Ten slotte kan nog worden opgemerkt dat in het eerste deel 5 van de adaptor 4 de veelvoorkomende uitstekende delen van een als primaire lading 3 in de ruimte te brengen satelliet, tijdens de lanceerfase ten dele kunnen worden ondergebracht. De uit-35 vinding biedt daartoe de gelegenheid, terwijl er toch ruime accommodatiemogelijkheden overblijven in het tweede deel 6 van de adaptor 4 om deze te voorzien van de nodige voortstu-wingselementen en secundaire nuttige lading.

ί, '

Claims

1. Werkwijze voor het samenstellen van een ruimtevaartuig (1), omvattende een draagraket (2) en ten minste een 5 eerste nuttige lading (3), zoals een satelliet of dergelijke, waarbij de eerste nuttige lading op de draagraket wordt geplaatst onder toepassing van een adaptor (4) tussen de draagraket (2) en de eerste nuttige lading (3), met het kenmerk, dat een tweedelige adaptor (4) wordt gebruikt, waarbij een 10 eerste relatief licht deel van de adaptor (4) onder de eerste nuttige lading (3) wordt gemonteerd, en een tweede relatief zwaar deel (6) van de adaptor (4) op de draagraket (2) wordt geplaatst, waarna het eerste deel (5) van de adaptor (4) tezamen met de eerste nuttige lading (3) op het tweede deel (6) 15 van de adaptor (4) wordt geplaatst, en het eerste deel (5) van de adaptor (4) op het tweede deel (6) van de adaptor (4) in een blijvende verbinding wordt vastgezet teneinde deze in gerede vorm te brengen.

2. Werkwijze volgens conclusie 1, met het kenmerk, 20 dat ten minste in het tweede deel (6) van de adaptor (4) voortstuwingsmiddelen en/of een tweede nuttige lading wordt aangebracht.

3. Werkwijze volgens conclusie 1 of 2, met het kenmerk, dat althans een deel van de eerste nuttige lading in 25 het eerste deel (5) van de adaptor (4) reikt.

4. Adaptor (4) voor een ruimtevaartuig (1) omvattende een eerste deel (5) en een tweede deel (6) waarbij het eerste deel (5) is ingericht voor koppeling met een eerste nuttige lading, en het tweede deel (6) is ingericht voor kop- 30 peling met een draagraket (2), met het kenmerk, dat in gerede staat het eerste deel (5) van de adaptor (4) en het tweede deel (6) van de adaptor (4) blijvend met elkaar verbonden zijn.

5. Adaptor (4) volgens conclusie 4, met het kenmerk, 35 dat in onderlinge vergelijking het eerste deel (5) van de adaptor (4) relatief licht en het tweede deel (6) van de adaptor (4) relatief zwaar is.

6. Adaptor (4) volgens conclusie 4 of 5, met het kenmerk, dat deze losbaar is van de eerste nuttige lading (3) en van de draagraket (2) en ingericht voor het uitvoeren van een zelfstandige ruimtevlucht.

7. Adaptor (4) volgens conclusie 6, met het kenmerk, dat deze is voorzien van voortstuwingsmiddelen, bij voorkeur elektrische voortstuwingsmiddelen zoals een of meer ionen- of plasmamotoren.

8. Adaptor (4) volgens een der conclusies 4-7, met 10 het kenmerk, dat in het tweede deel (6) van de adaptor (4) de voortstuwingsmiddelen en/of een tweede nuttige lading zijn aangebracht.

9. Adaptor (4) volgens een der conclusies 4-8, met het kenmerk, dat althans een deel van de eerste nuttige la- 15 ding in het eerste deel van de adaptor reikt.

10. Ruimtevaartuig (1) omvattende een draagraket (2), een nuttige lading (3) en een adaptor (4) voor plaatsing van de nuttige lading (3) op de draagraket (2), met het kenmerk, dat de adaptor (4) van het type is volgens een der con-20 clusies 4-9. 1, b b b ' t » ” Λ,'