RU2713125C2 - Диспенсер легковесных космических аппаратов - Google Patents
Диспенсер легковесных космических аппаратов Download PDFInfo
- Publication number
- RU2713125C2 RU2713125C2 RU2018124455A RU2018124455A RU2713125C2 RU 2713125 C2 RU2713125 C2 RU 2713125C2 RU 2018124455 A RU2018124455 A RU 2018124455A RU 2018124455 A RU2018124455 A RU 2018124455A RU 2713125 C2 RU2713125 C2 RU 2713125C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- dispenser
- spacecraft
- adapter
- payload
- small
- Prior art date
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 5
- 108091092878 Microsatellite Proteins 0.000 abstract 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 abstract 1
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 2
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 2
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 description 1
- 238000009395 breeding Methods 0.000 description 1
- 230000001488 breeding effect Effects 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 238000010790 dilution Methods 0.000 description 1
- 239000012895 dilution Substances 0.000 description 1
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 description 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/641—Interstage or payload connectors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/641—Interstage or payload connectors
- B64G1/643—Interstage or payload connectors for arranging multiple satellites in a single launcher
Abstract
Изобретение относится к средствам стыковки космических аппаратов (КА) при их выведении и последующей расстыковки в космосе. Диспенсер (адаптер) (1), преимущественно малых КА (микроспутников), состоит из кольцевой конструкции с несколькими портами (2) для установки КА. Поверхность (3) кольцевой конструкции выполнена частично или полностью сферической. Технический результат заключается в более удобной фиксации малых спутников и снижении массы конструкции адаптера. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к диспенсеру легковесных космических аппаратов, особенно для запуска малых спутников.
Уровень техники
Потребность в запусках малых космических аппаратов требует эффективных, надежных и доступных систем множественного запуска, которые должны избегать возможных рисков для основных космических аппаратов.
В настоящее время имеются производители, которые поставляют системы запуска «под ключ» для малых космических аппаратов в диапазоне от 20 до 300 кг (микро- и мини-спутники). Известны различные системы, которые относятся к устройствам распределения или диспенсерам для малых спутников.
Существует система под названием ESPA («Дополнительный адаптер полезной нагрузки EELV», EELV расшифровывается как «перспективная одноразовая ракета-носитель»), которая разработана компанией CSA Engineering, Inc., использующая концепцию металлического кольца на основе толстого монолитного цилиндра из алюминиевого сплава с несколькими портами, и которая была впервые построена в 2001 году. Статья «Adapter Ring for Small Satellites on Responsive Launch Vehicles» (Joseph R. Maly, Vann M. Stavast, Gregory E. Sandford, Michael E. Evert, CSA Engineering, Inc.; 7th Responsive Space Conference, April 27-30, 2009, Los Angeles, California) описывает модульный адаптер с несколькими полезными нагрузками для малых ракет-носителей на основе кольца ESPA.
Документ US 8789797 B2 относится к «Payload adapters including antenna assemblies, satellite assemblies and related systems and methods». Он описывает адаптер полезной нагрузки с кольцевой конструкцией, имеющей отверстие. Круговая боковая стенка продолжается между противоположными концами кольцевой конструкции, и кольцевая конструкция может включать в себя несколько портов полезной нагрузки.
Документ ЕР 2407384 В1, относящийся к «Dual evolved expendable launch vehicle (EELV) secondary payload adaptor (ESPA) port small satellite design», описывает устройство и способ, которые обеспечивают объем полезной нагрузки для более крупных спутников. В одном или нескольких вариантах выполнения устройство и способ включают в себя множество компонентов малых спутников, кольцо адаптера полезной нагрузки и по меньшей мере одну шарнирную систему. В по меньшей мере одном варианте выполнения множество компонентов малых спутников включает в себя по меньшей мере одну полезную нагрузку, одну шину и/или одну солнечную батарею. Компоненты малых спутников установлены на кольце адаптера полезной нагрузки. По меньшей мере одна шарнирная система соединяет вместе по меньшей мере два компонента малых спутников. После развертывания компонентов малых спутников из кольца адаптера полезной нагрузки по меньшей мере одна шарнирная система объединяет вместе по меньшей мере два компонента малых спутников, создавая по меньшей мере один единственный более крупный спутник.
Документ US 8720830 B1, относящийся к «Efficient Solar Panel Wing-Stowage on a Space Launch Vehicle», описывает узел адаптера для соединения с ракетой-носителем, который содержит конструкцию с адаптером. В целом, узел адаптера расположен между двумя отделяемыми компонентами ракеты-носителя вдоль продольной оси ракеты-носителя, чтобы конструкционно соединять компоненты. В варианте выполнения солнечная батарея, имеющая свернутое положение и развернутое положение, соединена с узлом адаптера. В свернутом положении солнечная батарея может быть расположена во внутреннем пространстве узла переходника, чтобы задействовать пространство в ракете-носителе, которое иначе не было бы полностью задействовано.
Документ US 5613653 A относится к «Multisatellite distributor for launcher» и описывает устройство распределения, которое находится в верхней ступени пусковой установки для спутников. Пусковая установка имеет внешнюю защитную поверхность. Спутники группируются вокруг центрального узла и размещаются симметрично с угловыми интервалами и на двух уровнях. Спутники удерживаются на месте на центральном узле с помощью блоков сопряжения, которые имеют механические приспособления фиксации/разблокировки и электрические интерфейсы между спутником и пусковой установкой.
Несмотря на то, что для малых космических аппаратов существует несколько систем запуска, существует необходимость обеспечения альтернативных диспенсеров, которые позволяют лучше адаптироваться к стандартным механизмам.
Сущность изобретения
Следовательно, задачей изобретения является обеспечение диспенсера легковесных космических аппаратов, который устраняет вышеупомянутый недостаток.
Данное изобретение относится к обеспечению диспенсера легковесных космических аппаратов, который состоит из кольцевой конструкции с несколькими портами полезной нагрузки, отличающегося тем, что поверхность кольцевой конструкции является по меньшей мере частично сферической.
Основное преимущество этой конфигурации заключается в том, что изменение формы позволяет лучше фиксировать малые спутники или космический аппарат для запуска.
Другие признаки и преимущества настоящего изобретения станут очевидными из последующего подробного описания иллюстративных неограничивающих вариантов выполнения этой задачи относительно прилагаемых фигур.
Краткое описание чертежей
Фиг.1 показывает вид в перспективе диспенсера легковесных космических аппаратов согласно изобретению.
Фиг.2 показывает вид в перспективе другого варианта выполнения диспенсера легковесных космических аппаратов согласно изобретению.
Фиг.3 показывает вид основного космического аппарата, установленного на устройстве разведения легковесных космических аппаратов согласно изобретению.
Подробное описание изобретения
На Фиг.1 показан диспенсер 1 легковесных космических аппаратов, который состоит из кольцевой конструкции с несколькими портами 2 полезной нагрузки. Кольцевая конструкция имеет два противоположных конца, а поверхность 3 продолжается между этими двумя противоположными концами.
Поверхность 3 диспенсера 1 легковесных космических аппаратов может быть по меньшей мере частично сферической. В варианте выполнения, показанном на фиг.1, поверхность 3 диспенсера 1 легковесных космических аппаратов является полностью сферической.
На фиг.2 показан диспенсер 1 легковесных космических аппаратов. Адаптер 5 расположен на одном из концов кольцевой конструкции.
На фиг.3 показан основной космический аппарат 4, установленный на устройстве 1 разведения легковесных космических аппаратов, показанном на фиг.2. На фиг.3 также можно увидеть, что адаптер 5 соединен с основным космическим аппаратом 4 и может иметь коническую форму. На фиг.3 также показывает малый спутник 6, который может быть зацеплен в его соответствующем порте 2 полезной нагрузки.
Согласно другому варианту выполнения порты 2 полезной нагрузки содержат дополнительные крепления с фланцами.
Использование композитов для изготовления диспенсера 1 космического аппарата позволяет уменьшить вес. Например, конфигурация ESPA с высотой 1,05 м и 6 портами диаметром 610 мм весит около 168 кг. Для конфигурации согласно изобретению (например, с использованием эпоксидной смолы/M40J) вес будет составлять около 120 кг.
При использовании композитных материалов диспенсера 1 может обеспечить значительное снижение массы по сравнению с существующими диспенсерами ESPA кольцевых концепций. Это позволяет потенциально увеличивать массы космических аппаратов.
Также использование автоматических технологий производства (таких как AFP, автоматическое размещение волокон) для композитов позволит снизить затраты.
Хотя настоящее изобретение было полностью описано в связи с предпочтительными вариантами выполнения, очевидно, что модификации могут быть введены в пределах его объема охраны, считая его ограниченным не этими вариантами выполнения, а содержанием следующей далее формулы изобретения.
Claims (5)
1. Диспенсер (1) легковесных космических аппаратов, который состоит из кольцевой конструкции с несколькими портами (2) полезной нагрузки, отличающийся тем, что поверхность (3) кольцевой конструкции является по меньшей мере частично сферической.
2. Диспенсер (1) по п. 1, в котором поверхность (3) кольцевой конструкции является полностью сферической.
3. Диспенсер (1) по п. 1 или 2, в котором кольцевая конструкция представляет собой составную конструкцию из композитного материала.
4. Диспенсер (1) по любому из пп. 1-3, в котором порты (2) полезной нагрузки содержат дополнительные крепления с фланцами.
5. Диспенсер (1) по любому из пп. 1-4, который содержит адаптер (5) на одном из концов кольцевой конструкции.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| PCT/ES2015/070926 WO2017103297A1 (es) | 2015-12-18 | 2015-12-18 | Anillo adaptador de carga útil |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2018124455A3 RU2018124455A3 (ru) | 2020-01-20 |
| RU2018124455A RU2018124455A (ru) | 2020-01-20 |
| RU2713125C2 true RU2713125C2 (ru) | 2020-02-03 |
Family
ID=55275109
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018124455A RU2713125C2 (ru) | 2015-12-18 | 2015-12-18 | Диспенсер легковесных космических аппаратов |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10967993B2 (ru) |
| EP (1) | EP3392155B1 (ru) |
| JP (1) | JP6639676B2 (ru) |
| KR (1) | KR102340345B1 (ru) |
| CN (1) | CN108367816A (ru) |
| ES (1) | ES2902830T3 (ru) |
| PL (1) | PL3392155T3 (ru) |
| RU (1) | RU2713125C2 (ru) |
| WO (1) | WO2017103297A1 (ru) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108408083B (zh) * | 2018-03-02 | 2019-02-26 | 北京空间技术研制试验中心 | 载人航天器在轨运行风险防控方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2043956C1 (ru) * | 1993-11-23 | 1995-09-20 | Научно-производственное объединение им.С.А.Лавочкина | Автономный ракетный блок |
| US5613653A (en) * | 1994-03-22 | 1997-03-25 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Multisatellite distributor for launcher |
| RU2288866C2 (ru) * | 2000-02-02 | 2006-12-10 | Те Боинг Компани | Держатель с двумя выступами для космических аппаратов (варианты) и способ поддерживания пары космических аппаратов на ракете-носителе |
| EP2407384A1 (en) * | 2010-07-16 | 2012-01-18 | The Boeing Company | Dual evolved expendable launch vehicle (EELV) secondary payload adaptor (ESPA) port small satellite design |
| US8789797B2 (en) * | 2012-02-23 | 2014-07-29 | Alliant Techsystems Inc. | Payload adapters including antenna assemblies, satellite assemblies and related systems and methods |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7780119B2 (en) * | 2006-12-11 | 2010-08-24 | Michael David Johnson | Modular spacecraft |
| CN201013713Y (zh) * | 2007-04-09 | 2008-01-30 | 成都市温江星火专利开发研究所 | 可调紧半球防盗螺母 |
| CN101850851B (zh) * | 2010-05-26 | 2015-02-04 | 中国科学院空间科学与应用研究中心 | Sport时钟扫描卫星的布局结构 |
| CN101963131B (zh) * | 2010-09-26 | 2012-10-24 | 张舜德 | 风力发电机的偏航机构、偏航控制系统及控制方法 |
| US8393582B1 (en) * | 2010-10-12 | 2013-03-12 | United Launch Alliance, L.L.C. | Apparatus and method of transferring and utilizing residual fuel of a launch vehicle upper stage |
| EP2568553A1 (en) * | 2011-09-12 | 2013-03-13 | Eaton Industries (Netherlands) B.V. | Busbar connection |
| US8720830B1 (en) | 2012-01-30 | 2014-05-13 | United Launch Alliance, L.L.C. | Efficient solar panel wing-stowage on a space launch vehicle |
| US8939409B2 (en) * | 2012-05-07 | 2015-01-27 | The Johns Hopkins University | Adaptor system for deploying small satellites |
| US9796488B2 (en) * | 2015-10-02 | 2017-10-24 | The Boeing Company | Dual port payload attach ring compatible satellite |
| US10773835B2 (en) * | 2017-11-30 | 2020-09-15 | Raytheon Company | Flexible satellite for deployment from attachment hub |
-
2015
- 2015-12-18 EP EP15831057.3A patent/EP3392155B1/en active Active
- 2015-12-18 US US16/063,580 patent/US10967993B2/en active Active
- 2015-12-18 CN CN201580085407.1A patent/CN108367816A/zh active Pending
- 2015-12-18 ES ES15831057T patent/ES2902830T3/es active Active
- 2015-12-18 JP JP2018530803A patent/JP6639676B2/ja active Active
- 2015-12-18 WO PCT/ES2015/070926 patent/WO2017103297A1/es active Application Filing
- 2015-12-18 KR KR1020187019206A patent/KR102340345B1/ko active IP Right Grant
- 2015-12-18 PL PL15831057T patent/PL3392155T3/pl unknown
- 2015-12-18 RU RU2018124455A patent/RU2713125C2/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2043956C1 (ru) * | 1993-11-23 | 1995-09-20 | Научно-производственное объединение им.С.А.Лавочкина | Автономный ракетный блок |
| US5613653A (en) * | 1994-03-22 | 1997-03-25 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Multisatellite distributor for launcher |
| RU2288866C2 (ru) * | 2000-02-02 | 2006-12-10 | Те Боинг Компани | Держатель с двумя выступами для космических аппаратов (варианты) и способ поддерживания пары космических аппаратов на ракете-носителе |
| EP2407384A1 (en) * | 2010-07-16 | 2012-01-18 | The Boeing Company | Dual evolved expendable launch vehicle (EELV) secondary payload adaptor (ESPA) port small satellite design |
| US8789797B2 (en) * | 2012-02-23 | 2014-07-29 | Alliant Techsystems Inc. | Payload adapters including antenna assemblies, satellite assemblies and related systems and methods |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| PL3392155T3 (pl) | 2022-04-19 |
| JP2018537352A (ja) | 2018-12-20 |
| JP6639676B2 (ja) | 2020-02-05 |
| RU2018124455A3 (ru) | 2020-01-20 |
| ES2902830T3 (es) | 2022-03-30 |
| KR102340345B1 (ko) | 2021-12-17 |
| RU2018124455A (ru) | 2020-01-20 |
| WO2017103297A1 (es) | 2017-06-22 |
| EP3392155B1 (en) | 2021-12-01 |
| US20190002134A1 (en) | 2019-01-03 |
| EP3392155A1 (en) | 2018-10-24 |
| NZ743373A (en) | 2021-03-26 |
| CN108367816A (zh) | 2018-08-03 |
| US10967993B2 (en) | 2021-04-06 |
| KR20180118106A (ko) | 2018-10-30 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3153412B1 (en) | Dual port payload attach ring compatible satellite | |
| EP2407384B1 (en) | Dual evolved expendable launch vehicle (EELV) secondary payload adaptor (ESPA) port small satellite design | |
| CN108137172B (zh) | 包括形成堆的立柱的航天器，包括放在发射器中安放至少两个这种航天器的堆，以及空投航天器的方法 | |
| US7905453B2 (en) | Piggyback equipment panel payload arrangement, a device for and method of attaching a hosted secondary piggyback payload and adapter to be used for a piggyback secondary payload arrangement for launching the piggyback equipment panel secondary | |
| EP3782914B1 (en) | Satellite dispenser and method of supporting a plurality of satellites | |
| US10689133B2 (en) | Satellite with cylindrical main body, stack comprising such a satellite and launch assembly for such a satellite | |
| US9446863B2 (en) | Satellite having a simplified, streamlined, and economical structure, and method for implementing same | |
| CN108349596A (zh) | 有效载荷分配系统 | |
| US20140103164A1 (en) | Spacecraft propellant tank mount | |
| US11945406B2 (en) | Spacecraft device with increased cargo capacities, and associated systems and methods | |
| EP4048591A1 (en) | Launch and flight configurations for transfer space vehicles | |
| RU2713125C2 (ru) | Диспенсер легковесных космических аппаратов | |
| US11407532B2 (en) | Innovative system for deploying satellites from launch vehicles | |
| NZ743373B2 (en) | Lightweight spacecraft dispenser | |
| US11827385B2 (en) | Direct mount of secondary payload adapters to truss structure common to space vehicle payload adapter | |
| RU2564458C1 (ru) | Космическая головная часть | |
| RU2749468C1 (ru) | Адаптер для нескольких полезных нагрузок в виде оболочки из полимерных композиционных материалов | |
| Jonsson et al. | Enabling Solutions for Small Satellite Space Access | |
| Degtyarev et al. | Structures for multiple launch configurations of Zenit Launch Vehicle: gained experiences, perspective and aspects of protection against space debris |