WO2007039652A1 - Aparato de conexión-separación de un vehículo lanzador y un satélite - Google Patents

Aparato de conexión-separación de un vehículo lanzador y un satélite Download PDF

Info

Publication number
WO2007039652A1
WO2007039652A1 PCT/ES2005/070140 ES2005070140W WO2007039652A1 WO 2007039652 A1 WO2007039652 A1 WO 2007039652A1 ES 2005070140 W ES2005070140 W ES 2005070140W WO 2007039652 A1 WO2007039652 A1 WO 2007039652A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
band
rings
tensioning
phase
satellite
Prior art date
Application number
PCT/ES2005/070140
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Miguel Lancho Doncel
Original Assignee
Eads Casa Espacio S.L.
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Eads Casa Espacio S.L. filed Critical Eads Casa Espacio S.L.
Priority to AT05799738T priority Critical patent/ATE520595T1/de
Priority to CA2625212A priority patent/CA2625212C/en
Priority to CN2005800522496A priority patent/CN101326102B/zh
Priority to EP05799738A priority patent/EP1944237B1/en
Priority to PCT/ES2005/070140 priority patent/WO2007039652A1/es
Priority to JP2008534030A priority patent/JP4705172B2/ja
Priority to ES05799738T priority patent/ES2372060T3/es
Priority to US11/294,679 priority patent/US7922125B2/en
Publication of WO2007039652A1 publication Critical patent/WO2007039652A1/es

Links

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

Definitions

  • the present invention relates to a connection apparatus of a launch vehicle and a satellite that must be separated upon reaching the appropriate altitude in which the connection is made by a tensioned band with a plurality of jaws acting on the satellite interface rings and the launcher and in which the separation is carried out by an electrically transmitted order and that activates an opening mechanism of the band.
  • the present invention relates to a connection-separation apparatus of a launch vehicle and a satellite in which the disturbance caused by the opening of said band is minimized.
  • Connection-separation elements have been developed based on the preload of a joint support, by means of a cable or a bolt that subsequently it is cut with a pyrotechnic cutter or a thermal knife, or two previously cut ends are separated with a pyrotechnic nut or with an electromechanical nut.
  • These and other similar devices are effective for joining - separating lightweight structures such as antennas or solar panels, but they are not the most appropriate when it is a question of joining large structures with cylindrical interfaces. In these cases, it would be necessary to arrange in a circle, either many of these discrete elements with the corresponding decrease in reliability, or few with the consequent increase in connection loads.
  • Marmam Clamp Band consisting of a set of V-shaped or wedge jaws, which are preloaded against the rings interface of the structures to be joined, also in a V-shape, by means of the action of an elastic band that is tensioned around the jaws.
  • CBOD band developed by SAAB ERICSSON and STARSYS controlled opening mechanism.
  • This system incorporates the opening of the band at one end, such as the CRSS, and adds a braking and energy absorption mechanism.
  • the mechanism acts on the opening of the system by means of the retention of two screws located in the two terminals. These screws are forced to go through a thread associated with inertia wheels.
  • the tension of the band transmitted to the screws forces a rotation movement of the inertial wheels to be able to release them.
  • the kinetic energy of rotation induced in the wheels is the one that allows the braking of the system. With this system the shock acceleration is reduced to values below 1000 g ' s for voltages of 60 KN. - TO -
  • the disadvantage of this system is the loss of reliability by requiring the complete and simultaneous exit of the screws, to ensure the separation of the band of the interface rings.
  • the energy available to remove the screw is smaller and therefore the safety margin for deployment decreases.
  • the system maintains the elasticity values of the Marmam bands, so that a large screw path is required within the inertial wheel and is larger for larger interface diameters.
  • the dimensioning of the screws can be critical when directly supporting the tension of the band, that is to say as the need to transport larger loads increases, which is achieved by increasing the tension of the band the loads that pass directly through the mechanism are older ..
  • the system proposed by Huessler described in US 5,157,816, solves many of the problems indicated above, while improving the performance in the separation with the proposed controlled opening mechanism.
  • the proposed mechanism contains a bolt that is made to work in compression, rather than in traction as in the cases described above. This is achieved by prolonging the ends of the band beyond the meeting point and joining them to the ends of the bolt by means of two joints.
  • the tension of the band is transformed into compression in the bolt and it is not necessary to cut the bolt to perform the opening of the system, but only to remove the system from the unstable equilibrium. This is done by installing the system in an unstable position with a tendency towards opening and retaining it with any pyrotechnic or electromechanical device that releases it.
  • the main advantage of this system is that a spring is added that slows the rotation of the bolt during the opening.
  • This braking spring can be tuned to the needs of the system.
  • the voltage required to continue the opening decreases, thereby increasing the safety margin.
  • the disadvantage of the system is that it requires the mechanism itself for tensioning.
  • the mechanism itself is proposed as a tensioning system, which makes the starting position of the The mechanism has an uncertainty associated with the results of the commissioning, which results in a lack of guarantee of the reproducibility of the behavior.
  • the present invention is oriented to the solution of the problems described and to improve the general behavior of these systems, both in what refers to the benefits and in what refers to the commissioning.
  • the present invention proposes a connection-separation apparatus of a launcher and a satellite which, like the known apparatus, comprises a band with an inner channel in which a plurality of jaws that are applied on the rings constituting are slidably located the connection interface between both vehicles and is equipped with a device for joining-separating its ends that includes a blocking element thereof and means for unlocking it, and which, unlike known devices:
  • the union-separation device also comprises a mechanism that allows a controlled opening of the band in two phases, in the first of which, the ends of the band move keeping in contact with the rings, dissipating the elastic energy corresponding to the tensioning of the band, and in the second of which the band separates from the rings until it reaches its parking position.
  • An objective of the present invention is to minimize the shock induced by
  • the dissipating mechanism has a simple operating principle: at the beginning of the separation, part of the accumulated elastic energy is used to move a mass (transforming it into kinetic energy) and simultaneously the band is forced not to separate from the joining structures, that is to say, to move tangentially to them without losing contact and friction (with the consequent transformation into heat energy) so that a reduction of residual energy is obtained at the time of effective separation.
  • any separation of the band caused by the release of the blocking element by, for example, the breakage of a locking bolt, by means of a pyrotechnic cutter, a shock is induced that adds to the previously explained (more important at high frequencies).
  • the tension to be supported by the blocking element such as a locking bolt
  • the tension to be supported by the blocking element is reduced by means of a lever system or equivalent, which allows the use of an unblocking element such as a lower energy cutter and by both the shock transmitted to the satellite is reduced.
  • this mechanism forces the terminals of the band to an initial movement preferably tangential and of low speed, and to a subsequent movement preferably radial and of high speed.
  • This controlled opening mechanism adds, to a system of elements of the type proposed by Huessler, chained so that they force the kinematics of the output by appropriately delaying it, a braking system of that kinematics by means of the transformation in kinetic energy of translation of an equivalent element , but of great mass, to the bolt of Huessler, with which the performance is considerably improved.
  • a braking system of that kinematics by means of the transformation in kinetic energy of translation of an equivalent element , but of great mass, to the bolt of Huessler, with which the performance is considerably improved.
  • the reliability problem linked to the need for complete and simultaneous output of the CBOD screws is solved.
  • Another objective of the present invention is to prevent the coupling of the commissioning of the opening-closing mechanism and the commissioning of the band, which is achieved by the use of means, such as pushers, to radially tension the band-jaw set. These pushers located between the band and the jaws rest on the band and push the jaw
  • Figure 1 is a schematic plan view of a connection device of a launch vehicle and a satellite according to the present invention.
  • Figure 2 is a perspective view of a connection device of a launch vehicle and a satellite according to the present invention.
  • Figures 3a, 3b and 3c are different views of the installation of a connection device of a launch vehicle and a satellite according to the present invention.
  • Figure 4 shows two sectional views of a connection device of a launch vehicle and a satellite according to the present invention installed on the interface rings before and after applying radial tension.
  • Figures 5a and 5b schematically show the principle of operation of the controlled opening mechanism of a connection device of a launch vehicle and a satellite according to the present invention.
  • Figures 6a, 6b and 6c show, respectively, the opening-closing device of a connection device of a launch vehicle and a satellite according to a first embodiment of the present invention at the beginning of the opening, at the time the Ia separation of the band from the rings and in the final parking position.
  • Figures 7a, 7b and 7c show different views of the opening-closing device of a connection device of a launch vehicle and a satellite according to a first embodiment of the present invention
  • Figures 8a and 8b show, respectively, the opening device- closing of a connection device of a launch vehicle and a satellite according to a second embodiment of the present invention at the beginning of the opening, and in the final parking position.
  • Figures 9a and 9b show, respectively, the opening-closing device of a connection device of a launch vehicle and a satellite according to a third embodiment of the present invention at the beginning of the opening, and in the final parking position.
  • the present invention is centered on two elements shown schematically in Figure 1: a controlled opening mechanism included in the opening-closing device 41 of the band 11 that allows reducing the shock induced by the separation of The band and a tensioning mechanism of the band 11 assembly - jaws 13 by means of pushers 19 of the jaws 13 which allows to support more satellites large, which are completely decoupled and, consequently, can be designed independently of each other according to their own functional requirements and that by joining them continue to fulfill their functionality without disturbing each other.
  • a controlled opening mechanism included in the opening-closing device 41 of the band 11 that allows reducing the shock induced by the separation of The band and a tensioning mechanism of the band 11 assembly - jaws 13 by means of pushers 19 of the jaws 13 which allows to support more satellites large, which are completely decoupled and, consequently, can be designed independently of each other according to their own functional requirements and that by joining them continue to fulfill their functionality without disturbing each other.
  • the radial flow Fm on the jaw 13 produces, as a reaction, an opposite radial flow Fb on the band 11 that generates its tension. That is, here the tension is a consequence of the radial flow created to push the jaw 13 and not vice versa.
  • a band 11 is provided with three through holes 23 for each jaw 13 with nuts 21 for three screws 19.
  • the screws 19 are threaded into the nuts 21 and once they reach the jaw 13 the preload begins.
  • N 2 x ⁇ x R / Lm.
  • This tensioning mechanism is completely different from the classic tensioning systems used in conventional jaw / belt systems.
  • a metal band located around the jaws that in turn compress the adapter / satellite connection interface is tensioned, either mechanically pulling its two ends, or thermally, heating it, joining its ends and then allowing it to cool, or with any combination of both.
  • this tension in the direction of the band that is to say in what we will now call tangential direction to the interface
  • An additional advantage of the proposed system is that the preload is induced in each jaw independently of the others, which allows to obtain a radial flow distribution as uniform as desired, correcting the deviations that the interface rings have on the nominal geometry. .
  • Another additional advantage of this system is that to start the tensioning it is only necessary to have the terminal ends of the band locked. This is what allows that the initial position of the closing mechanism proposed here is not conditioned by the tensioning needs of the system or vice versa. Or what is the same the design of the mechanism is done independently of the design of the band and vice versa. Among other things, this independence provides the following characteristics:
  • the closing mechanism is not used to tension the band, as in the patent No. 2 131 476, which would force to induce a tangential movement of the terminal ends of the band during tensioning, and therefore to define characteristics of friction in the band compatible with that function.
  • the main parameters of the mechanism are chosen based on the need to mitigate the shock. Therefore, the starting angle of the mechanism, the lengths of its elements and the mass of the mechanism are determined in such a way that the desired performance is optimized, which is the dynamics of deployment, and its main consequence, the induced shock.
  • acceleration levels depend on the energy that has suddenly been released, which in turn is a direct function of the degree of preload existing at the time of release. Therefore, the sensitivity of the satellite equipment to the vibration signal induced by the separation limits the maximum preload of the system and therefore its capacity.
  • the mode of ring breathing This mode is the result of a phase vibration of all sections of the ring, as if there were an extension and contraction of the initial radius of the ring.
  • the frequency of this vibration and the maximum acceleration that corresponds to this mode of vibration can easily be related to the preload that the system has before the sudden release.
  • Ar is the radial acceleration induced in the axial symmetry mode of the ring
  • Fr is the frequency of the axial symmetry mode or breathing mode
  • T is the tension of the band at the time of the sudden release
  • E is the elastic modulus of hoop material
  • R is the average radius of the satellite interface ring
  • A is the area of the cross section of the satellite ring
  • p is the volumetric density of the satellite ring
  • a relaxation of the tension of the band is carried out in two phases:
  • the system formed by the band and the interface ring will move together so that the contact of the band with the ring prevents it from vibrating freely in its breathing mode. For this, it is also necessary that the elastic energy that is being released in this phase be absorbed or transformed by some element of the system. At the end of this phase the system will retain a residual energy and the band will also have a residual voltage.
  • the band will separate from the interface ring, allowing it to vibrate freely in its natural breathing mode.
  • the residual tension of the band and the residual energy of the ring will define the final performance of the system, that is to say the finally induced shock and the complete opening to guarantee the satellite output.
  • the faster this second phase the more guarantee of non-disturbance of the satellite output.
  • the optimization of the relaxation times of each phase will produce the benefit of reducing the shock without having reduced the system capacity and without disturbing the satellite output.
  • some type of mechanism is needed to control those times, that is to say, that converts the sudden relaxation that occurs in a conventional system of the type of a bolt cut by a pyrotechnic cutter, in a controlled relaxation in the two phases explained.
  • the invention thus provides a mechanism in charge of allowing a controlled opening of the band in a way that optimizes the time relationships of the two phases of the opening, performing a braking phase in which the delay time of the opening can be controlled , and a final opening phase in which the movement can even be accelerated.
  • the way to achieve this dual purpose is through the mechanism shown schematically in Figure 5, a mechanism of four joints joined by three rigid elements: a central support 33 parallel to the band 11 and two lateral rods 35 forming an angle ⁇ with the central support While the support 33 has its movement blocked by a retaining element, such as the bolt mentioned above, the mechanism is capable of transmitting the loads from one side to the other thereof through the two connecting rods 35.
  • the length of the cranks 33 positively affects due to the forced kinematics.
  • the larger, the trajectory of the joint that joins the band 11 and the connecting rod has a component in the tangential direction that is initially very small and subsequently grows. This is desirable in the braking phase.
  • the maximum possible length is limited because in turn, it defines the diameter of the band after opening and it cannot exceed the limits imposed by the satellite.
  • the angle of the mechanism can be zero, which would correspond to an equilibrium position, but has a previous practical limit to ensure the exit taking into account the friction forces.
  • the opening device 41 comprises a conventional mechanism 46 for the opening-closing of the band 11 including a retaining element such as, for example, a bolt 47 that joins its ends that can be released when the time comes for the separation of the satellite from the Launcher by for example a pyrotechnic cutter 48 and the controlled opening mechanism is formed by a support 43 articulated jointly to the two ends 7, 9 of the band 11 by the connecting rods 45.
  • a retaining element such as, for example, a bolt 47 that joins its ends that can be released when the time comes for the separation of the satellite from the Launcher by for example a pyrotechnic cutter 48 and the controlled opening mechanism is formed by a support 43 articulated jointly to the two ends 7, 9 of the band 11 by the connecting rods 45.
  • the starting position is shown before the order of separation of the satellite from the launch vehicle with the ends 7, 9 of the band very close to each other.
  • the second is an intermediate position where the band 11 has not yet separated from the interface rings 15, 17, but where its tension has relaxed since the ends 7, 9 have separated.
  • the third one presents the arrival position, also called parking, in which it is seen that the Band 11 is completely separated from the interface rings 15, 17 and therefore the satellite output is free.
  • the support 43 has a curved shape with a C section and that it has interfaces for assembling the connecting rods 45 with its axes as well as other elements of the device such as the pyrotechnic nut 48 responsible for receiving the order of separation and Release the retainer 47 that blocks the movement of the mechanism, and a pair of staples 51 responsible for fixing the mechanism with respect to the band in its parking position.
  • the pyrotechnic nut 48 responsible for receiving the order of separation and Release the retainer 47 that blocks the movement of the mechanism
  • a pair of staples 51 responsible for fixing the mechanism with respect to the band in its parking position.
  • the opening-closing device 61 includes in this case a support 63 that includes two grooves 65 that define the movement that must be followed by two axes 67 associated with the ends of the band 11.
  • the shape and dimensions of the grooves 65 are designed so which contain two sections 68, 69 of different slope and a transition between them.
  • the first section 68 is defined with a very high slope to slow the movement of separation of the ends of the band 11.
  • the angle formed by this section with the vertical is a design parameter equivalent to the initial angle of the connecting rod in the first embodiment of the invention. The smaller that angle is, the slower the initial separation.
  • the kinematic compatibility forces the main support to move vertically, that is from the inside to the outside, to allow the separation of the two axes.
  • the second section 69 of the slot 65 is defined so as to accelerate the movement that is required to park the system at the desired time.
  • the transition between the two is done by a curve that defines the transition movement.
  • the end of the tour on Ia slot defines the open mode of the band, that is to say its geometry with respect to the closed mode.
  • the horizontal distance between the axes when they are at the beginning of the first section of the groove corresponds to the system at its maximum tension.
  • the horizontal distance between them when they are at the end of the first section corresponds to the system at its minimum voltage, in particular it can be zero if required.
  • the difference in distances is that which is required to tension and release the system.
  • the length of that section has to be crossed by the axes between these two positions and by reaction by the support, and therefore together with the mass of the support and the tension, defines the time in which the tension is reduced from the initial to the final , therefore the braking time.
  • the second section is defined in such a way that between the point of minimum tension and the end of this second section the separation of the band of the interface rings and its parking in the diameter of the open mode occurs.
  • the design of the slot 65 allows to manage the movement to be obtained and therefore the dynamics of the separation and consequently the shock induced by it.
  • the device the reference mechanism As in the first embodiment of the invention, the device the reference mechanism, this other one must have the elements that allow to block and unblock the relative movement between the main support and the band, and being equivalent they can be used exactly the same components described above.
  • the opening-closing device 71 includes in this case a support 73 that includes two grooves 75 that define the movement that must be followed by two axes 77 associated with the ends 7, 9 of the band 11
  • the support 73 has a certain elasticity which makes it possible to manage the times two sections similar to those of the previous embodiment.
  • the opening-closing device 71 contains similar locking and unlocking elements.
  • the support 73 is a single metal piece that due to its elasticity and the presence of a separator 79 in each slot 75, allows two positions 78, 79 of its lower part. In one of them, the one corresponding to its natural state 79, (open position), leaves a sufficient clearance for the axes 77 to pass through it. In the other, the one corresponding to its deformed state 78, (closed position), this clearance is canceled by deforming it until it touches the upper part and retaining it in that position by the preload that exerts a screw that remains attached to the pyrotechnic nut that will activate the separation.
  • the movement of the axes 77 is blocked, while the pyrotechnic nut retains the associated screw.
  • the axes cover the inclined wall that retained them whose angle and length define the relaxation of tension and the braking time in the same way as in the slotted mechanism. When they reach the released opening they move quickly in a horizontal movement until they are retained by the end of the support 73.

Abstract

Aparato de conexión-separación de un lanzador y un satélite que comprende una banda (11), con un canal interior donde se ubican de manera deslizable una pluralidad de mordazas (13), que se aplica sobre los anillos (15, 17) que constituyen el interface de unión entre ambos vehículos, medios (19) para tensar radialmente el conjunto banda (11) - mordazas (13) y un dispositivo de unión-separación (41, 61, 71) de sus extremos (7, 9) que, junto con medios bloqueo (47) y desbloqueo (48), incluye un mecanismo que permite una apertura controlada de la banda (11) en dos fases: en la primera, sus extremos (7, 9) se desplazan manteniéndose en contacto con los anillos (15, 17), disipándose por fricción la energía elástica correspondiente al tensado de la banda (11); en la segunda, la banda (11) se separa de los anillos (15, 17) hasta alcanzar su posición de aparcamiento.

Description

APARATO DE CONEXIÓN-SEPARACIÓN DE UN VEHÍCULO LANZADOR Y UN
SATÉLITE
CAMPO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se refiere a un aparato de conexión de un vehículo lanzador y un satélite que debe separarse al alcanzar Ia altitud adecuada en el que Ia conexión se realiza mediante una banda tensada con una pluralidad de mordazas actuando sobre los anillos de interfaz del satélite y el lanzador y en el que Ia separación se lleva a cabo mediante una orden transmitida eléctricamente y que activa un mecanismo de apertura de Ia banda.
Más en particular, Ia presente invención se refiere a un aparato de conexión-separación de un vehículo lanzador y un satélite en el que se reduzca al mínimo Ia perturbación causada por Ia apertura de dicha banda.
ANTECEDENTES
Desde los primeros tiempos del desarrollo de las tecnologías para transportar cargas al espacio exterior, se han desarrollado multitud de sistemas de conexión y separación de las diferentes estructuras ó fases que forman un vehículo de transporte y en particular de Ia que une a este con su carga de pago ó satélite. Conexiones basadas en cordones pirotécnicos ó pernos explosivos son eficaces y fiables pero generan altos niveles de perturbación vibratoria ó choque que recorre todo el vehículo hasta llegar a los elementos mas sensibles. Por eso este tipo de conexiones se reserva a separaciones de fases del vehículo que están alejadas del satélite. Para separar el satélite se necesitan sistemas que manteniendo su eficacia de unión no produzcan en Ia separación efectos perturbadores como los que se han descrito. Se han desarrollado elementos de conexión - separación basados en Ia precarga de un soporte de unión, mediante un cable ó un bulón que posteriormente se corta con un cortador pirotécnico ó un cuchillo térmico, ó bien se separan dos extremos previamente cortados con una tuerca pirotécnica ó con una tuerca electromecánica. Estos y otros dispositivos similares son eficaces para unir - separar estructuras de poco peso como antenas ó paneles solares, pero no son los mas adecuados cuando de Io que se trata es de unir grandes estructuras con interfaces cilindricas. En estos casos se requeriría disponer en circulo, ó bien muchos de estos elementos discretos con Ia correspondiente disminución de Ia fiabilidad, ó bien pocos con el consiguiente aumento de las cargas de conexión. Uno de los sistemas mas eficaces que se está utilizando para unir grandes estructuras con simetría de revolución es el basado en una conexión referida como "Marmam Clamp Band" consistente en un conjunto de mordazas en forma de V ó cuña, que son precargadas contra los anillos interfaz de las estructuras a unir, también en forma de V, mediante Ia acción de una banda elástica que se tensa alrededor de las mordazas. La ventaja principal de este sistema frente a los anteriormente descritos es que Ia precarga se ejerce de una forma continua alrededor de Ia estructura sin sobrecargas locales y con un factor de eficacia aumentado por el efecto de Ia cuña. La desventaja en cambio es que esa misma precarga uniforme provoca una deformación elástica, con simetría axial, de los anillos de interfaz, que al ser relajada repentinamente se transforma en energía cinética de las masas elementales de esos anillos, es decir en una señal vibratoria de alta aceleración a Ia frecuencia natural correspondiente a ese modo simétrico. Por tanto, se tiene nuevamente el choque no deseado. Los sistemas basados en Ia tecnología anterior, utilizaban normalmente dos mitades de banda de tensado unidas por dos bulones a ser cortados por dos elementos pirotécnicos. Esta disposición con un plano de simetría mejora ligeramente Ia generación de perturbación al reducir Ia excitabilidad del modo de vibración de simetría axial, pero aún mantiene mucha capacidad para excitar estos modos, mas aún teniendo en cuenta que se utilizan bandas de acero de poca sección transversal y a mucha tensión, es decir muy estiradas, y por tanto Ia relajación de Ia tensión es muy rápida y muy simétrica. Para fijar ideas, una banda tensada a 30 KN alrededor de una interfaz de algo mas de 1 m de diámetro, genera choques con aceleraciones de hasta 5000 g's.
Posteriormente, se ha desarrollado un nuevo dispositivo de tipo banda mordaza, objeto de Ia patente española n° 2 131 476, al que nos referiremos posteriormente como "CRSS", que reduce el choque inducido a valores inferiores a 2000 g's para los mismos parámetros anteriores. Para ello reduce los dos puntos de apertura a uno solo, Io que se traduce en una desaceleración de Ia velocidad de separación de Ia banda respecto a los aros de interfaz, permaneciendo mas tiempo en contacto antes de alejarse de ellos y frenando en consecuencia el comienzo de Ia vibración libre de estos aros. Además el sistema modifica el criterio de diseño de Ia banda, que pasa a ser de aluminio de mucha sección transversal, aumentando considerablemente Ia rigidez, y por tanto su eficacia para soportar carga, junto con Ia reducción de energía elástica acumulada en Ia propia banda al ser tensada. A pesar de estas ventajas, Ia orden de relajación sigue siendo instantánea al basarse en el corte del bulón que une el terminal de separación por un cortador pirotécnico, y el tiempo de relajación no es controlado, dependiendo solo de las fuerzas de fricción con Ia interfaz y de Ia dinámica del sistema. Recientemente se ha desarrollado otro dispositivo con capacidad de controlar ese tiempo de relajación, referido como "CBOD" (banda desarrollada por SAAB ERICSSON y mecanismo de apertura controlada de STARSYS). Este sistema incorpora Ia apertura de Ia banda en un solo extremo, tal como el CRSS, y añade un mecanismo de frenado y absorción de energía. El mecanismo actúa sobre Ia apertura del sistema mediante Ia retención de dos tornillos situados en los dos terminales. Estos tornillos son obligados a pasar por un roscado asociado a ruedas de inercia. La tensión de Ia banda transmitida a los tornillos, obliga a un movimiento de rotación de las ruedas inerciales para poderse liberar de ellas. La energía cinética de rotación inducida en las ruedas es Ia que permite el frenado del sistema. Con este sistema se reduce Ia aceleración de choque a valores inferiores a 1000 g's para tensiones de 60 KN. - A -
El inconveniente de este sistema es Ia pérdida de fiabilidad al requerir Ia salida completa y simultánea de los tornillos, para asegurar Ia separación de Ia banda de los anillos interfaz. Además, a medida que Ia tensión de banda se va relajando, Ia energía disponible para retirar el tornillo es menor y por tanto el margen de seguridad para el despliegue va disminuyendo. El sistema mantiene los valores de elasticidad de las bandas tipo Marmam con Io que se requiere un gran recorrido de tornillo dentro de Ia rueda inercial y que es mas grande para diámetros mayores de interfaz. Por otro lado el dimensionado de los tornillos puede ser crítico al soportar directamente Ia tensión de Ia banda, es decir a medida que aumenta Ia necesidad de transportar cargas mayores, Io que se consigue aumentando Ia tensión de Ia banda las cargas que pasan directamente por el mecanismo son mayores..
El sistema propuesto por Huessler descrito en US 5,157,816, resuelve muchos de los problemas arriba indicados, a Ia vez que mejora Ia prestación en Ia separación con el mecanismo de apertura controlada propuesto. El mecanismo que propone contiene un bulón al que se Ie hace trabajar en compresión, en lugar de en tracción como en los casos descritos arriba. Esto se consigue prolongando los extremos de Ia banda mas allá del punto de encuentro y uniéndolos al los extremos del bulón mediante dos articulaciones. La tensión de Ia banda es transformada en compresión en el bulón y no se requiere cortar el bulón para realizar Ia apertura del sistema, sino solo sacar del equilibrio inestable el sistema. Esto se hace instalando el sistema en una posición inestable con tendencia a Ia apertura y reteniéndola con cualquier dispositivo pirotécnico ó electromecánico que Io libere. La ventaja principal de este sistema es que se Ie añade un muelle que frena el movimiento de giro del bulón durante Ia apertura. Este muelle de frenado puede sintonizarse a las necesidades del sistema. Además a medida que el sistema abre, Ia tensión requerida para continuar Ia apertura va disminuyendo, aumentando por tanto el margen de seguridad. La desventaja del sistema es que requiere del propio mecanismo para realizar el tensado. De hecho el mecanismo en si, se propone como un sistema de tensado, Io que hace que Ia posición de partida del mecanismo tenga una incertidumbre asociada a los resultados de Ia puesta en servicio, Io que redunda en una falta de garantía de Ia reproducibilidad del comportamiento.
La presente invención está orientada a Ia solución de los problemas descritos y a mejorar el comportamiento general de estos sistemas, tanto en Io que se refiere a las prestaciones como en Io que se refiere a Ia puesta en servicio.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
La presente invención propone un aparato de conexión-separación de un lanzador y un satélite que, como los aparatos conocidos, comprende una banda con un canal interior en el que se ubican de manera deslizable una pluralidad de mordazas que se aplica sobre los anillos que constituyen el interface de unión entre ambos vehículos y está dotada de un dispositivo de unión-separación de sus extremos que incluye un elemento bloqueador de los mismos y medios para desbloquearlo, y que, a diferencia de los aparatos conocidos:
- También comprende medios para tensar radialmente el conjunto banda- mordazas.
- El dispositivo de unión-separación también comprende un mecanismo que permite una apertura controlada de Ia banda en dos fases, en Ia primera de las cuales, los extremos de Ia banda se desplazan manteniéndose en contacto con los anillos, disipándose Ia energía elástica correspondiente al tensado de Ia banda, y en Ia segunda de las cuales Ia banda se separa de los anillos hasta alcanzar su posición de aparcamiento.
Un objetivo de Ia presente invención es minimizar el choque inducido por
Ia separación de una banda tensada sobre las estructuras que une como consecuencia de Ia repentina liberación de Ia energía elástica acumulada durante el tensado. El mecanismo de apertura controlada mencionada disipa buena parte de esa energía antes de Ia separación efectiva entre Ia banda y las estructuras y por ello el choque resultante será solo el inducido por Ia energía residual.
El mecanismo disipador, tiene a su vez un principio de funcionamiento sencillo: al comienzo de Ia separación, se utiliza parte de Ia energía elástica acumulada en mover una masa (transformándola en energía cinética) y simultáneamente se obliga a Ia banda a no separarse de las estructuras que unía, es decir a moverse tangencialmente a ellas sin perder el contacto y friccionando (con Ia consiguiente transformación en energía calorífica) con Io que se obtiene una disminución de Ia energía residual en el momento de Ia separación efectiva.
Téngase en cuenta, además, que en toda separación de Ia banda, provocada al liberarse el elemento bloqueador mediante, por ejemplo, Ia rotura de un bulón de cierre, mediante un cortador pirotécnico, se induce un choque que se suma al previamente explicado (mas importante en frecuencias altas). En el aparato según Ia invención se reduce Ia tensión a soportar por el elemento bloqueador, tal como un bulón de cierre, mediante un sistema de palancas ó equivalente, Io que permite el uso de un elemento desbloqueador tal como un cortador de menor energía y por tanto se reduce el choque transmitido al satélite. Dicho en otras palabras, ese mecanismo obliga a los terminales de Ia banda a un movimiento inicial preferentemente tangencial y de poca velocidad, y a un movimiento posterior preferentemente radial y de mucha velocidad.
Ese mecanismo de apertura controlada añade, a un sistema de elementos del tipo propuesto por Huessler, encadenados de forma que fuerzan Ia cinemática de Ia salida retrasándola apropiadamente, un sistema de frenado de esa cinemática mediante Ia transformación en energía cinética de traslación de un elemento equivalente, pero de gran masa, al bulón de Huessler, con Io que se mejora considerablemente el rendimiento. Por otro lado se resuelve el problema de fiabilidad ligado a Ia necesidad de salida completa y simultanea de los tornillos de CBOD. Otro objetivo de Ia presente invención, es evitar el acoplamiento de Ia puesta en servicio del mecanismo de apertura-cierre y Ia puesta en servicio de Ia banda, que se consigue mediante Ia utilización de unos medios, tales como unos empujadores, para tensionar radialmente el conjunto banda-mordazas. Estos empujadores situados entre Ia banda y las mordazas se apoyan en Ia banda y empujan a las mordazas contra los anillos de interfaz, Io que provoca Ia precarga de las mordazas sobre estos anillos.
Ello supone poner en servicio el aparato de forma completamente diferente a todos los sistemas conocidos. En ellos el tensado de Ia banda provoca Ia precarga de las mordazas. En Ia presente invención es al revés, es decir se comienza dando Ia precarga necesaria a las mordazas siendo Ia tensión una consecuencia de ello. Se resuelve con ello el problema de que los criterios de diseño de mecanismo de apertura controlada y de banda estén desacoplados como en el mecanismo CBOD pero manteniendo y mejorando las ventajas del mecanismo Huessler así como el problema de las limitaciones de tensado debido a Ia pérdida de rendimiento originado por Ia fricción entre mordazas y banda.
Otras características y ventajas de Ia presente invención se desprenderán de Ia descripción detallada que sigue de una realización ilustrativa de su objeto en relación con las figuras que se acompañan.
BREVE DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
La Figura 1 es una vista esquemática en planta de un aparato de conexión de un vehículo lanzador y un satélite según Ia presente invención.
La Figura 2 es una vista en perspectiva de un aparato de conexión de un vehículo lanzador y un satélite según Ia presente invención.
La Figuras 3a, 3b y 3c son diferentes vistas de Ia instalación de un aparato de conexión de un vehículo lanzador y un satélite según Ia presente invención. La Figura 4 muestra dos vistas en sección de un aparato de conexión de un vehículo lanzador y un satélite según Ia presente invención instalado sobre los anillos interfaz antes y después de aplicarle tensión radial.
Las Figuras 5a y 5b muestran esquemáticamente el principio de funcionamiento del mecanismo de apertura controlada de un aparato de conexión de un vehículo lanzador y un satélite según Ia presente invención.
Las Figuras 6a, 6b y 6c muestran, respectivamente, el dispositivo de apertura-cierre de un aparato de conexión de un vehículo lanzador y un satélite según una primera realización de Ia presente invención al inicio de Ia apertura, en el momento que se inicia Ia separación de Ia banda de los anillos y en Ia posición final de aparcamiento.
Las Figuras 7a, 7b y 7c muestran vistas diferentes el dispositivo de apertura-cierre de un aparato de conexión de un vehículo lanzador y un satélite según una primera realización de Ia presente invención Las Figuras 8a y 8b muestran, respectivamente, el dispositivo de apertura-cierre de un aparato de conexión de un vehículo lanzador y un satélite según una segunda realización de Ia presente invención al inicio de Ia apertura, y en Ia posición final de aparcamiento.
Las Figuras 9a y 9b muestran, respectivamente, el dispositivo de apertura-cierre de un aparato de conexión de un vehículo lanzador y un satélite según una tercera realización de Ia presente invención al inicio de Ia apertura, y en Ia posición final de aparcamiento.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LAS REALIZACIONES PREFERIDAS
Como se ha dicho, Ia presente invención está centrada en dos elementos que se muestran esquemáticamente en Ia Figura 1 : un mecanismo de apertura controlada incluido en el dispositivo de apertura-cierre 41 de Ia banda 11 que permite reducir el choque inducido por Ia separación de Ia banda y un mecanismo de tensado del conjunto banda 11 - mordazas 13 mediante empujadores 19 de las mordazas 13 que permite soportar satélites mas grandes, que están completamente desacoplados y que, consiguientemente, pueden diseñarse de manera independiente el uno del otro de acuerdo a sus propios requisitos funcionales y que al unirlos continúan cumpliendo su funcionalidad sin perturbarse mutuamente. Describiremos en primer término una realización del mecanismo de tensado del conjunto banda 1 1 - mordazas 13 en referencia a las Figuras 2-4.
El conjunto banda 1 1 - mordazas 13 se diseña de tal forma que sea capaz de proporcionar Ia máxima capacidad de unión de Ia interfaz lanzador 15 satélite 17, es decir que sea capaz de soportar las cargas mas grandes posibles con los diámetros de interfaz menores. Esto se consigue mediante Ia optimización de Ia ecuación que define Ia relación entre Ia capacidad de soportar flujos axiales inducidos por las cargas de lanzador y satélite y flujos radiales inducidos sobre el sistema banda mordaza por Ia pretensión del mismo. Esta ecuación es en primera aproximación 0a = 0r / 2 x (tag α - μ), en donde: 0a = flujo axial máximo que soportaría Ia interfaz precargada por Ia banda mordaza
0r= flujo radial inducido en las mordazas por un tensado de Ia banda α = ángulo promedio de los dos ángulos de contacto de Ia cuña de Ia mordaza con los aros de interfaz μ = coeficiente de fricción del contacto
Por tanto para un sistema de unión tipo banda mordaza, en el que esté fijado el ángulo de Ia cuña y el coeficiente de fricción del contacto, Ia única variable que permite aumentar Ia capacidad del sistema es el aumento del flujo radial inducido sobre Ia mordaza, y por tanto cualquier elemento de diseño que mejore Ia capacidad de inducir flujo radial, de mantenerlo, ó de reducir sus variaciones a Io largo del perímetro de Ia interfaz, redundará en una mejora directa de Ia capacidad del mismo.
Según Ia invención, el flujo radial, que es realmente el objetivo que se persigue al tensar, es inducido directamente, generando una fuerza F en dirección radial sobre Ia mordaza 13 de longitud Lm, es decir un flujo radial Fm de valor 0r = F / Lm mediante tornillos 19 que avanzan apoyándose en Ia banda 11 y empujando las mordazas 13.
El flujo radial Fm sobre las mordaza 13 produce, como reacción, un flujo radial contrario Fb sobre Ia banda 11 que genera su tensado. Es decir, que aquí Ia tensión es una consecuencia del flujo radial creado para empujar Ia mordaza 13 y no al revés.
En las Figuras 2 y 3 se representa una banda 11 dotada de tres taladros 23 pasantes para cada mordaza 13 con tuercas 21 para tres tornillos 19. Los tornillos 19 se roscan en las tuercas 21 y una vez que alcanzan Ia mordaza 13 comienza Ia precarga.
El efecto de Ia precarga puede verse en Ia Figura 4 que presenta una misma sección antes y después de Ia precarga. En ella se ve como Ia separación entre Ia mordaza 13 y banda 11 crece por efecto de Ia fuerza del tornillo 19 empujador sobre Ia mordaza 13 y su reacción sobre Ia tuerca 21 apoyada en Ia mordaza 13 (Ia línea L ayuda a percibir Ia diferente separación relativa entre los distintos elementos en las dos posiciones). De esta forma se precargan los anillos interfaz 15, 17 a Ia vez que por reacción se tensa Ia banda
11. Todo esto se hace sin ningún tipo de movimiento relativo entre banda 11 y mordazas 13 ó entre mordazas 13 y anillos interfaz 15, 17, en dirección tangencial. Por tanto no existen pérdidas de tensión por fricción.
La fuerza que se necesita generar con el tornillo para crear precargas iguales a las que se crearían con un sistema convencional tensado a una tensión T, es por tanto F= Lm x T / R, siendo radio R de Ia interfaz.
Si se tiene en cuenta que para generar esa fuerza F, se requiere un tornillo de métrica D con un efectividad de transmisión C, al que se Ie aplique un par de apriete M de valor M = C x F x D.
Para cubrir Ia longitud de Ia interfaz, con mordazas de longitud Lm, el número N de ellas necesario, es N = 2 x π x R / Lm.
Y si suponemos un tornillo por mordaza, el número de tornillos necesarios es N = 2 x π x C x D x T / M. Para dar una idea de Ia eficacia comparada del sistema propuesto, si tenemos que tensar una banda a, por ejemplo, T = 60000 N, con tornillos de eficacia C = 0.2 y métrica D = 8 mm, limitando el par de apriete a 10 N x m (10000 N x mm) se necesitarían 60 tornillos. Con este número de tornillos, el tensado sobre una interfaz de radio R = 600 mm requiere empujar 60 mordazas de longitud Lm = 62 mm (ó 30 mordazas de longitud 124 mm empujadas por dos tornillos cada una).
Este mecanismo de tensado es completamente diferente de los sistemas de tensado clásicos utilizados en los sistemas convencionales de mordaza / banda. En ellos una banda metálica situada alrededor de las mordazas que a su vez comprimen Ia interfaz de unión adaptador / satélite, es tensada, ó bien mecánicamente tirando de sus dos extremos, ó bien térmicamente, calentándola, uniendo sus extremos y posteriormente dejándola enfriar, ó con cualquier combinación de ambos. En todos estos casos, Io que se pretende con este tensado en Ia dirección de Ia banda, es decir en Io que llamaremos de ahora en adelante dirección tangencial a Ia interfaz, es inducir un flujo de carga sobre las mordazas y de estas sobre Ia interfaz de unión, en dirección perpendicular a Ia banda, es decir en Io que llamaremos dirección radial. El valor de este flujo radial 0r inducido por Ia tensión tangencial T, es directamente proporcional a Ia tensión e inversamente proporcional al radio R de Ia interfaz, es decir, 0r = T / R.
La diferencia fundamental con un sistema de tensado mecánico convencional es que en éste es necesario aumentar Ia tensión (To) en los extremos desde los que se tira, para compensar las pérdidas que se producen por fricción debido al movimiento tangencial entre Ia banda y las mordazas, que se cuantifican con Ia ley T(θ) = To x e -μθ, en donde μ es el coeficiente de fricción y θ es el ángulo en el que se mide Ia tensión respecto al punto de tensado. Así para conseguir los mismos 60000 N en el extremo contrario (θ = π radianes) al de tensado, si el coeficiente de fricción es μ = 0.1 , se requeriría aplicar 82000 N en el extremo de tensado, es decir se tendrían unas pérdidas próximas al 30%. Por el contrario, con el sistema propuesto, al no haber movimiento tangencial entre banda y mordazas estas pérdidas serían nulas. El único factor de disminución del rendimiento está dado por Ia eficacia del propio tornillo, que depende de Ia fricción, pero este factor ya esta incluido en el cálculo del par de apriete con el valor de C.
En el caso de Ia banda tensada mediante zunchado térmico descrita en Ia patente española 2 131 476 se consigue el flujo radial por los esfuerzos de zunchado que se producen en Ia interfaz de contacto entre Ia banda y los aros que une cuando Ia primera se contrae sobre los segundos. El sistema no tiene las pérdidas anteriormente descritas puesto que no existe movimiento tangencial entre banda y aros. Sin embargo existe una pérdida de Ia eficacia del zunchado debido a Ia existencia de holguras y juegos entre los elementos que conforman Ia interfaz, a Ia falta de homogeneidad circular, local y global, y a su falta de rigidez Io que requiere un tensado mecánico inicial para aproximar los extremos de Ia banda antes de cerrarla y absorber todas estas imperfecciones, ó de Io contrario se necesitaría elevar Ia temperatura de Ia banda Io suficiente para compensar todos los juegos y flexibilidades. Por otro lado, puesto que los materiales utilizados en Ia construcción de Ia interfaz estructural y en Ia banda, normalmente aluminio en ambos, tienen un limitado coeficiente de expansión térmica, solo es posible aumentar Ia tensión objetivo a costa de aumentar Ia temperatura de zunchado, Io que a su vez tiene un límite por Ia caída de propiedades mecánicas de estos materiales.
Una ventaja adicional del sistema propuesto es que Ia precarga se induce en cada mordaza con independencia de las demás, Io que permite obtener una distribución de flujo radial todo Io uniforme que se desee, corrigiendo las desviaciones que sobre Ia geometría nominal tengan los aros de interfaz.
Otra ventaja adicional de este sistema es que para comenzar el tensado solo se requiere tener bloqueados los extremos terminales de Ia banda. Esto es Io que permite que Ia posición inicial del mecanismo de cierre que aquí se propone no queda condicionada por las necesidades de tensado del sistema ni viceversa. Ó Io que es Io mismo el diseño del mecanismo se hace independientemente del diseño de Ia banda y viceversa. Entre otras cosas, esta independencia proporciona las siguientes características:
- El mecanismo de cierre no se utiliza para tensar Ia banda, como en Ia patente n° 2 131 476, Io que obligaría a inducir un movimiento tangencial de los extremos terminales de Ia banda durante el tensado, y por tanto a definir unas características de fricción en Ia banda compatibles con esa función.
- Los parámetros principales del mecanismo se eligen en función de Ia necesidad de atenuar el choque. Por tanto el ángulo de partida del mecanismo, las longitudes de sus elementos y Ia masa del mecanismo, se determinan de forma que se optimiza Ia prestación deseada que es Ia dinámica de despliegue, y su consecuencia principal, el choque inducido.
- La selección de los parámetros del mecanismo es válida para cualquier tensión de banda que posteriormente se aplique y asimismo para cualquier diámetro de banda
- La instalación del sistema comienza con mecanismo y banda en estado de relajación, sin cargas inducidas ni por Ia tensión de Ia banda ni por Ia posición del mecanismo, Io que permite un posicionado de los elementos de medida y control mucho mas ajustado al cero inicial. Pasamos ahora a describir el mecanismo de apertura controlada del dispositivo de apertura-cierre de Ia banda en referencia a las Figuras 5-9.
La dinámica del despliegue del mecanismo de apertura controlada tiene una influencia fundamental en las prestaciones que se desean obtener de este dispositivo. Como se ha dicho antes el límite práctico en el aumento de capacidad del conjunto banda 1 1 - mordazas 13 mediante el aumento del flujo radial, es que Ia relajación repentina de Ia tensión de Ia banda induce a su vez una relajación repentina de Ia energía elástica acumulada en los aro interfaz 15, 17. Esta energía elástica se transforma en energía cinética de esos aros, que al ser circularmente continuos responden como un sistema de muelles y masas circularmente distribuidas y vibrando a un lado y otro de su estado inicial. Esta vibración, que es una señal transitoria de poca duración y que tiene componentes de distinta aceleración en todo el espectro de frecuencias, es Io que percibe el satélite como choque inducido por Ia separación. Este choque puede dañar los equipos del satélite a partir de ciertos niveles de aceleración. Estos niveles de aceleración dependen de Ia energía que se ha liberado repentinamente, Ia cual a su vez es función directa del grado de precarga existente en el momento de Ia liberación. Por tanto Ia sensibilidad de los equipos del satélite a Ia señal vibratoria inducida por Ia separación, limita Ia precarga máxima del sistema y por tanto su capacidad.
De todos los modos de vibración del aro interfaz, que se excitan al liberar repentinamente Ia energía elástica, el más importante por ser el que responde con más aceleración y el que determina a Ia vez el resto del espectro, es el que se denomina modo de respiración del aro. Este modo es el resultado de una vibración en fase de todas las secciones del aro, tal como si se produjese una extensión y contracción del radio inicial del anillo. La frecuencia de esta vibración y Ia aceleración máxima que corresponde a este modo de vibración pueden relacionarse fácilmente con Ia precarga que el sistema tiene antes de Ia liberación repentina. Para ello se hace Ia hipótesis de que Ia energía elástica acumulada en el aro interfaz cuando se induce en el un determinado flujo radial uniforme, es transformada en energía cinética del anillo en este modo de respiración. La relación entre aceleración radial inducida y Ia tensión de banda es Ar = 0.5 T / (R x A x p), Fr = (E/ρ)° 5 / (2 x π x R), en donde:
Ar = es Ia aceleración radial inducida en el modo de simetría axial del aro Fr = es Ia frecuencia del modo de simetría axial ó modo de respiración T = es Ia tensión de Ia banda en el momento de Ia liberación repentina E = es el módulo elástico del material del aro
R = es el radio medio del aro de interfaz del satélite A = es el área de Ia sección transversal del aro del satélite p = es Ia densidad volumétrica del aro del satélite Con las expresiones anteriores se ve que Ia aceleración del choque que se induce en Ia separación es directamente proporcional a Ia tensión existente en el momento de Ia liberación repentina de esta tensión, mientras que Ia frecuencia del movimiento vibratorio es únicamente dependiente del diámetro del aro de interfaz.
La única forma de disminuir el choque inducido es por tanto disminuyendo Ia tensión de Ia banda, pero esto va en menoscabo de Ia capacidad del sistema como se ha reflejado previamente.
Según Ia invención se realiza una relajación de Ia tensión de Ia banda en dos fases:
- Una primera fase durante Ia cual Ia tensión de Ia banda va disminuyendo lentamente hasta un valor residual. - Una segunda fase en Ia que Ia relajación de Ia tensión residual es repentina ó muy rápida.
Durante Ia primera fase, que llamaremos fase de frenado, el sistema formado por Ia banda y por el aro interfaz se moverá unido de forma que el contacto de Ia banda con el aro impide que este vibre libremente en su modo de respiración. Para ello es necesario además que Ia energía elástica que se está liberando en esta fase sea absorbida ó transformada por algún elemento del sistema. Al finalizar esta fase el sistema retendrá una energía residual y Ia banda tendrá también una tensión residual.
Durante Ia segunda fase Ia banda se separará del aro interfaz dejando que este vibre libremente en su modo de respiración natural. La tensión residual de Ia banda y Ia energía residual del aro definirán las prestaciones finales del sistema, es decir el choque finalmente inducido y Ia apertura completa para garantizar Ia salida del satélite. Cuanto más rápida sea esta segunda fase mas garantía de no perturbación de Ia salida del satélite. La optimización de los tiempos de relajación de cada fase producirá el beneficio de reducir el choque sin necesidad de haber disminuido Ia capacidad del sistema y sin perturbar Ia salida del satélite. Para gestionar los tiempos de cada fase se necesita de algún tipo de mecanismo que controle esos tiempos, es decir que convierta Ia relajación repentina que se produce en un sistema convencional del tipo de un corte de un bulón por un cortador pirotécnico, en una relajación controlada en las dos fases explicadas. La invención proporciona pues un mecanismo encargado de permitir una apertura controlada de Ia banda de forma que optimiza las relaciones de los tiempos de las dos fases de Ia apertura, realizando una fase de frenado en Ia que se puede controlar el tiempo de retardo de Ia apertura, y una fase de apertura final en Ia que se puede incluso acelerar el movimiento. La forma de alcanzar este doble propósito es mediante el mecanismo que se muestra esquemáticamente en Ia Figura 5, un mecanismo de cuatro articulaciones unidas por tres elementos rígidos: un soporte central 33 paralelo a Ia banda 11 y dos bielas laterales 35 formando un ángulo β con el soporte central. Mientras el soporte 33 tiene su movimiento bloqueado por un elemento retenedor, tal como el bulón mencionado anteriormente, el mecanismo es capaz de transmitir las cargas de un lado a otro del mismo a través de las dos bielas 35. Cuando el soporte 33 es liberado, Ia tensión T de Ia banda mueve el mecanismo de forma que el ángulo del mismo aumenta y el soporte 33 se traslada hacia fuera aumentando Ia velocidad tangencial Vt hasta un máximo que se corresponde con un determinado ángulo próximo al cual se ha relajado completamente Ia tensión, quedando únicamente Ia tensión residual Tr. A partir de aquí el soporte 33 se desacelera hasta que cambia su velocidad. En ese momento Ia inercia del mismo realiza el efecto contrario al inicial, ayudando a Ia salida en dirección radial de Ia banda a Ia velocidad Vr.
Los parámetros que determinan Ia dinámica del sistema y por tanto sus prestaciones finales son:
L = Longitud de las bielas 35 β = ángulo de las bielas 35 con el soporte 33 M= masa del soporte 33
La longitud de las bielas 33 afecta positivamente debido a Ia cinemática obligada. Cuanto mayor sea, Ia trayectoria de Ia articulación que une Ia banda 11 y Ia biela tiene una componente en Ia dirección tangencial que es inicialmente muy pequeña y posteriormente crece. Esto es Io deseable en Ia fase de frenado. Sin embargo, Ia longitud máxima posible está limitada porque a su vez define el diámetro de Ia banda después de Ia apertura y este no puede superar los límites que Ie impone el satélite.
Cuanto menor sea el ángulo inicial, mas lenta será Ia separación inicial por Ia misma razón cinemática anterior, es decir mas eficaz será Ia frenada. El ángulo del mecanismo puede ser cero, que se correspondería con una posición de equilibrio, pero tiene un límite práctico anterior para asegurar Ia salida teniendo en cuenta las fuerzas de fricción.
Finalmente Ia masa M del soporte, despreciando el efecto del resto de masas en movimiento, es Ia que mejor determina Ia dinámica de salida de Ia banda. Cuanto mayor sea Ia masa M, mas energía absorberá en proporción al cuadrado de su velocidad, y mas fuerza inercial contraria al movimiento impondrá y propagará a través de las bielas a los extremos articulados de Ia banda, frenando su salida. El límite de esta masa es solo una cuestión relacionada con los objetivos de peso del sistema completo. Las Figuras 6 y 7 el dispositivo de apertura-cierre 41 con una primera realización del mecanismo de apertura controlada en tres posiciones. El dispositivo de apertura 41 comprende un mecanismo convencional 46 para Ia apertura-cierre de Ia banda 11 incluyendo un elemento retenedor tal como, por ejemplo, un bulón 47 que una sus extremos que puede ser liberado cuando llegue el momento de Ia separación del satélite del lanzador mediante por ejemplo un cortador pirotécnico 48 y el mecanismo de apertura controlada está formado por un soporte 43 unido articuladamente a los dos extremos 7, 9 de Ia banda 11 mediante las bielas 45.
En Ia primera de las posiciones mencionadas, de arriba abajo, se representa Ia posición de partida antes de Ia orden de separación del satélite del vehículo lanzador con los extremos 7, 9 de Ia banda muy próximos entre sí. La segunda es una posición intermedia en donde Ia banda 11 aún no se ha separado de los anillos interfaz 15, 17, pero donde su tensión se ha relajado ya que los extremos 7, 9 se han separado. Finalmente Ia tercera, presenta Ia posición de llegada, también llamada de aparcamiento, en Ia que se ve que Ia banda 11 está completamente separada de los anillos interfaz 15, 17 y por tanto Ia salida del satélite está libre.
Siguiendo Ia Figura 7 puede observarse que el soporte 43 tiene forma curvada con sección en C y que dispone de interfaces para ensamblar las bielas 45 con sus ejes así como otros elementos del dispositivo como Ia tuerca pirotécnica 48 encargada de recibir Ia orden de separación y de soltar el retenedor 47 que bloquea el movimiento del mecanismo, y un par de grapas 51 encargadas de fijar el mecanismo respecto a Ia banda en su posición de aparcamiento. Siguiendo las Figuras 8a y 8b describimos seguidamente una segunda realización del mecanismo de apertura controlada.
El dispositivo de apertura-cierre 61 incluye en este caso un soporte 63 que incluye dos ranuras 65 que definen el movimiento que deben seguir dos ejes 67 asociados a los extremos de Ia banda 11. La forma y dimensiones de las ranuras 65 se diseñan de forma que contienen dos tramos 68, 69 de pendiente diferente y una transición entre ellos. El primer tramo 68 es definido con una pendiente muy alta para ralentizar el movimiento de separación de los extremos de Ia banda 11. El ángulo que forma este tramo con Ia vertical, es un parámetro de diseño equivalente al ángulo inicial de Ia biela en Ia primera realización de Ia invención. Cuanto mas pequeño es ese ángulo mas lenta es Ia separación inicial. La compatibilidad cinemática obliga al soporte principal a desplazarse verticalmente, es decir de dentro a fuera, para permitir Ia separación de los dos ejes. Para ello es necesario invertir en el movimiento de ese soporte Ia correspondiente energía cinética, Ia cual es proporcional a su masa y al cuadrado de Ia velocidad de esa masa. Por tanto se tiene un mecanismo de disipación y freno totalmente equivalente al del mecanismo de Ia primera realización de Ia invención. El segundo tramo 69 de Ia ranura 65 se define de forma que se acelere el movimiento Io que se requiera para aparcar el sistema en el momento deseado. La transición entre ambos se hace mediante una curva que define el movimiento de transición. El final del recorrido sobre Ia ranura define el modo abierto de Ia banda, es decir su geometría respecto al modo cerrado.
Otra forma de entender este mecanismo es Ia siguiente. La distancia horizontal entre los ejes cuando estos están al comienzo del primer tramo de Ia ranura se corresponde con el sistema a su tensión máxima. La distancia horizontal entre ellos cuando están al final del primer tramo se corresponde con el sistema a su tensión mínima, en particular puede ser cero si así se requiere. La diferencia de distancias es Ia que se requiere para tensar y destensar el sistema. La longitud de ese tramo ha de recorrerse por los ejes entre esas dos posiciones y por reacción por el soporte, y por tanto junto con Ia masa del soporte y Ia tensión, define el tiempo en que se reduce Ia tensión desde Ia inicial a Ia final, por tanto el tiempo de frenado. El segundo tramo se define de forma que entre el punto de tensión mínima y el final de este segundo tramo se produzca Ia separación de Ia banda de los anillos interfaz y su aparcamiento en el diámetro del modo abierto.
En definitiva el diseño de Ia ranura 65 permite gestionar el movimiento que se va a obtener y por tanto Ia dinámica de Ia separación y en consecuencia el choque inducido por esta.
Al igual que en Ia primera realización del Ia invención, el dispositivo el mecanismo de referencia, este otro tiene que disponer de los elementos que permiten bloquear y desbloquear el movimiento relativo entre el soporte principal y Ia banda, y al ser equivalentes se pueden utilizar exactamente los mismos componentes descritos anteriormente.
De Ia misma forma, el sistema de tensado debe de permitir definir una posición de partida sin alterarla ni depender de ella. Esta posición de partida es precisamente Ia que posiciona los ejes al inicio del primer tramo. A partir de esta posición se puede iniciar el tensado con el mismo procedimiento definido para el sistema de referencia, es decir aproximando las mordazas a los aros interfaz mediante tornillos empujadores. Siguiendo las Figuras 9a y 9b describimos seguidamente una tercera realización del mecanismo de apertura controlada. El dispositivo de apertura-cierre 71 incluye en este caso un soporte 73 que incluye dos ranuras 75 que definen el movimiento que deben seguir dos ejes 77 asociados a los extremos 7, 9 de Ia banda 11
El soporte 73 tiene cierta elasticidad Io que permite gestionar los tiempos dos tramos similares a las de Ia realización anterior. Por su parte, el dispositivo de apertura-cierre 71 contiene elementos de bloqueo y desbloqueo similares.
En este caso, el soporte 73 es una única pieza metálica que debido a su elasticidad y a Ia presencia de un separador 79 en cada ranura 75, permite dos posiciones 78, 79 de su parte inferior. En una de ellas, Ia correspondiente a su estado natural 79, (posición abierta), deja una holgura suficiente para que los ejes 77 pasen a través de ella. En Ia otra, Ia correspondiente a su estado deformado 78, (posición cerrada), esta holgura se cancela deformándola hasta tocar Ia parte superior y reteniéndola en esa posición por Ia precarga que ejerce un tornillo que se mantiene unido a Ia tuerca pirotécnica que activará Ia separación.
Partiendo de esta última posición, el movimiento de los ejes 77 está bloqueado, mientras Ia tuerca pirotécnica retiene el tornillo asociado. Cuando se da Ia orden de separación, los ejes recorren Ia pared inclinada que los retenía cuyo ángulo y longitud definen Ia relajación de tensión y el tiempo de frenado de Ia misma forma que en el mecanismo con ranura. Cuando alcanzan Ia apertura liberada se desplazan rápidamente en un movimiento horizontal hasta que son retenidos por el final del soporte 73.
Aunque Ia presente invención se ha descrito enteramente en conexión con realizaciones preferidas, es evidente que estas realizaciones no son limitativas, pudiéndose introducir modificaciones comprendidas dentro del alcance definido por las reivindicaciones siguientes.

Claims

REIVINDICACIONES
1. Aparato de conexión-separación de un lanzador y un satélite que comprende una banda (1 1 ), con un canal interior en el que se ubican de manera deslizable una pluralidad de mordazas (13), que se aplica sobre los anillos (15, 17) que constituyen el interface de unión entre ambos vehículos y está dotado de un dispositivo de unión-separación (41 , 61 , 71 ) de sus extremos (7, 9), que incluye un elemento bloqueador (47) de los mismos y medios (48) para desbloquearlo, caracterizado porque: a) también comprende medios (19) para tensar radialmente el conjunto banda (1 1 ) - mordazas (13); b) el dispositivo de unión-separación (41 , 61 , 71 ) también comprende un mecanismo que permite una apertura controlada de Ia banda (1 1 ) en dos fases, en Ia primera de las cuales, los extremos (7, 9) de Ia banda (1 1 ) se desplazan manteniéndose en contacto con los anillos (15, 17), disipándose por fricción Ia energía elástica correspondiente al tensado de Ia banda (1 1 ), y en Ia segunda de las cuales Ia banda (1 1 ) se separa de los anillos (15, 17) hasta alcanzar su posición de aparcamiento.
2. Aparato de conexión-separación de un lanzador y un satélite según Ia reivindicación 1 , caracterizado porque dichos medios para tensar radialmente el conjunto banda (1 1 ) - mordazas (13) consisten en una pluralidad de elementos empujadores (19) de las mordazas (13) dispuestos a Io largo de su perímetro.
3. Aparato de conexión-separación de un lanzador y un satélite según Ia reivindicación 2, caracterizado porque dichos elementos empujadores (19) consisten en tornillos (19) cooperantes con tuercas (21 ) ubicadas en taladros pasantes (23) dispuestos en Ia banda (1 1 ).
4. Aparato de conexión-separación de un lanzador y un satélite según Ia reivindicación 3, caracterizado porque el número de tornillos (19) por mordaza (13) está comprendido entre 1 y 3.
5. Aparato de conexión-separación de un lanzador y un satélite según Ia reivindicación 1 , caracterizado porque el dispositivo de unión-separación (41 ) también comprende un soporte (43) de masa M y dos bielas (45) unidas articuladamente a él y a los extremos (7, 8) de Ia banda (11) que permite que, una vez desbloqueado el elemento retenedor (47), los extremos (7, 8) de Ia banda (11 ) se desplacen, en una primera fase, de manera tangencial a los anillos (15, 17) hasta que disipe Ia energía elástica correspondiente al tensado de Ia banda (11 ) y, en una segunda fase, se desplacen en sentido radial a dichos anillos (15, 17) hasta alcanzar su posición de aparcamiento.
6. Aparato de conexión-separación de un lanzador y un satélite según Ia reivindicación 1 , caracterizado porque el dispositivo de unión-separación (61 ) también comprende un soporte (63) de masa M con dos ranuras de guiado (65) de unos ejes (67) unidos a los extremos (7, 8) de Ia banda (11 ) que permite que, una vez desbloqueado el elemento retenedor (47), dichos ejes (67) se desplacen, en una primera fase, por Ia primera parte (68) de dicha ranura de guiado (65) configurada para disipar Ia energía elástica correspondiente al tensado de Ia banda (11 ) y, en una segunda fase, se desplacen por Ia segunda parte (69) de dicha ranura de guiado (65) configurada para orientar el movimiento de Ia banda (11 ) hasta su posición de aparcamiento.
7. Aparato de conexión-separación de un lanzador y un satélite según Ia reivindicación 1 , caracterizado porque el dispositivo de unión-separación (71 ) también comprende un soporte (73) de masa M con unas ranuras (75) configuradas para que unos ejes (77) unidos a los extremos (7, 8) de Ia banda (11 ) puedan estar situados en dos posiciones (78, 79) de manera que una vez desbloqueado el elemento retenedor (47), dichos ejes (77) se desplacen, en una primera fase, de Ia primera posición (78), sin holgura, hasta Ia segunda posición (79) venciendo Ia resistencia opuesta por el separador (76) hasta disipar Ia energía elástica correspondiente al tensado de Ia banda (11 ) y, en una segunda fase, se desplacen por Ia segunda posición (79) hasta su posición de aparcamiento.
PCT/ES2005/070140 2005-10-06 2005-10-06 Aparato de conexión-separación de un vehículo lanzador y un satélite WO2007039652A1 (es)

Priority Applications (8)

Application Number Priority Date Filing Date Title
AT05799738T ATE520595T1 (de) 2005-10-06 2005-10-06 Vorrichtung zur verbindung/trennung eines abschussfahrzeugs mit/von einem satelliten
CA2625212A CA2625212C (en) 2005-10-06 2005-10-06 Apparatus for connecting/separating a launch vehicle and a satellite
CN2005800522496A CN101326102B (zh) 2005-10-06 2005-10-06 发射车辆和卫星连接分离设备
EP05799738A EP1944237B1 (en) 2005-10-06 2005-10-06 Apparatus for connecting/separating a launch vehicle and a satellite
PCT/ES2005/070140 WO2007039652A1 (es) 2005-10-06 2005-10-06 Aparato de conexión-separación de un vehículo lanzador y un satélite
JP2008534030A JP4705172B2 (ja) 2005-10-06 2005-10-06 打ち上げロケットと衛星を連結および分離する装置
ES05799738T ES2372060T3 (es) 2005-10-06 2005-10-06 Aparato de conexión-separación de un vehículo lanzador y un satélite.
US11/294,679 US7922125B2 (en) 2005-10-06 2005-12-05 Launching vehicle and satellite connection-separation apparatus

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/ES2005/070140 WO2007039652A1 (es) 2005-10-06 2005-10-06 Aparato de conexión-separación de un vehículo lanzador y un satélite

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2007039652A1 true WO2007039652A1 (es) 2007-04-12

Family

ID=37905959

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/ES2005/070140 WO2007039652A1 (es) 2005-10-06 2005-10-06 Aparato de conexión-separación de un vehículo lanzador y un satélite

Country Status (8)

Country Link
US (1) US7922125B2 (es)
EP (1) EP1944237B1 (es)
JP (1) JP4705172B2 (es)
CN (1) CN101326102B (es)
AT (1) ATE520595T1 (es)
CA (1) CA2625212C (es)
ES (1) ES2372060T3 (es)
WO (1) WO2007039652A1 (es)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109353547A (zh) * 2018-09-27 2019-02-19 兰州中天汇科电子科技有限公司 一种钢带驱动对接锁紧装置及方法
CN111619832A (zh) * 2020-07-16 2020-09-04 北京强度环境研究所 一种油气支承系统气囊式安全防护装置

Families Citing this family (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7748663B1 (en) * 2005-05-24 2010-07-06 Lockheed Martin Corporation Launch vehicle stage integration device
US8141491B1 (en) * 2009-08-18 2012-03-27 Raytheon Company Expanding tube separation device
US8979035B2 (en) * 2009-11-18 2015-03-17 Ruag Schweiz Ag Zero-shock separation system
ES2386119T3 (es) * 2009-11-18 2012-08-09 Ruag Schweiz Ag Sistema de separación de choque cero
JP5479145B2 (ja) * 2010-02-18 2014-04-23 三菱重工業株式会社 結合分離装置、結合分離システム、及び結合分離方法
RU2457985C1 (ru) * 2010-12-30 2012-08-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева Устройство для стыковки и расстыковки ракетно-космических объектов
FR2972423B1 (fr) * 2011-03-09 2014-01-31 Astrium Sas Procede et systeme de lancement d'un satellite
JP5552456B2 (ja) * 2011-03-17 2014-07-16 川崎重工業株式会社 宇宙航行体の分離構造に用いられるバンド結合装置
FR2974566B1 (fr) * 2011-04-26 2013-12-27 Astrium Sas Procede de liaison temporaire entre deux pieces, telles que deux etages d'un lanceur spatial, et ensemble de deux pieces reliees temporairement
US8732916B2 (en) 2011-06-20 2014-05-27 Space Systems/Loral, Llc Band clamp with redundant load path
CN102322952A (zh) * 2011-10-17 2012-01-18 中国科学院上海技术物理研究所 空间红外傅里叶变换光谱探测仪动镜锁定装置
CN102556370B (zh) * 2011-11-15 2014-07-30 上海卫星装备研究所 一种卫星用的精度工艺适配器及其制造方法
CN103010488B (zh) * 2012-11-27 2015-01-21 中国人民解放军国防科学技术大学 微纳卫星解锁分离装置
RU2543477C2 (ru) * 2013-06-27 2015-02-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Устройство расстыковки
RU2545134C2 (ru) * 2013-06-27 2015-03-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Устройство расстыковки
WO2015002637A1 (en) 2013-07-02 2015-01-08 Mra Systems, Inc. Engine and band clamp
RU2540903C1 (ru) * 2013-10-29 2015-02-10 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Управляемая ракета
US9007598B1 (en) 2013-11-14 2015-04-14 Honeywell International Inc. Minimally-threaded screw to reduce alignment shifts
JP6557726B2 (ja) * 2014-11-25 2019-08-07 エアバス ディフェンス アンド スペース，エス．エー． スペースクラフトおよびランチャーの分離可能な要素のための分離システム
US20160347481A1 (en) * 2014-11-26 2016-12-01 Raytheon Company Energy Absorbing Restraint Device
FR3041940B1 (fr) * 2015-10-02 2018-07-13 Airbus Defence And Space Sas Satellite a corps principal cylindrique, empilement comprenant un tel satellite et ensemble de lancement pour un tel satellite
US9828117B2 (en) * 2016-02-04 2017-11-28 United Launch Alliance, L.L.C. Tensioning apparatus and system for clamping joints
EP3560842B1 (en) 2016-12-22 2020-09-09 Airbus Defence and Space, S.A. Connection/separation device for separating satellites from shuttles or from satellite dispensers
CN107054700A (zh) * 2017-03-30 2017-08-18 哈尔滨工业大学（威海） 一种星箭分离用锁紧释放装置
US10669048B1 (en) * 2017-06-15 2020-06-02 United Launch Alliance, L.L.C. Mechanism for increasing jettison clearance
CN109353549B (zh) * 2018-10-30 2021-07-13 哈尔滨工业大学 一种弹体舱段大承载连接释放机构
US10989243B2 (en) * 2019-03-25 2021-04-27 United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy Doubly-separating explosively releasable bolt
FR3096033B1 (fr) 2019-05-14 2021-05-28 Spirit Tech Système d’accouplement circonférentiel, notamment pour un accouplement d’un satellite et d’un porte-satellite
CN110239748B (zh) * 2019-07-11 2020-11-03 航天科工火箭技术有限公司 星间火工分离装置
CN111619831B (zh) * 2020-04-29 2021-11-16 航天东方红卫星有限公司 一种连杆式星箭分离机构
RU2759371C1 (ru) * 2020-09-02 2021-11-12 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева Устройство расстыковки ракетно-космических объектов
RU2760226C1 (ru) * 2021-01-14 2021-11-23 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Узел стыковки электрических цепей отсеков ракеты

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6081000A (ja) * 1983-10-12 1985-05-08 日産自動車株式会社 ロケツトの連結装置
JPH04189700A (ja) * 1990-11-21 1992-07-08 Nissan Motor Co Ltd フランジ締結用バンドを用いたロケット構造体の分離方法
JPH04252800A (ja) * 1991-01-30 1992-09-08 Nec Corp 宇宙航行体の分離装置
US5157816A (en) 1987-08-18 1992-10-27 Erno Raumfahrttechnik Gmbh Interconnection of cylindrical parts
JPH0699922A (ja) * 1992-09-24 1994-04-12 Koichi Hirose 輪ゴムの供給装置
JPH06298199A (ja) * 1993-04-15 1994-10-25 Junjiro Onoda クランプバンドの張力調節装置及び張力調節方法
US5411319A (en) 1993-10-01 1995-05-02 Hameen Autosisustamo Oy Vehicle seat
US5411349A (en) * 1992-07-01 1995-05-02 Erno Raumfahrttechnik Gmbh Apparatus for coupling cylindrical structural components to each other
ES2131476A1 (es) 1997-09-26 1999-07-16 Const Aeronauticas Sa Sistema de fijacion y separacion de satelites.
JP2000006899A (ja) * 1998-06-18 2000-01-11 Nissan Motor Co Ltd ロケットの段間結合・分離装置
JP2005343311A (ja) * 2004-06-03 2005-12-15 Japan Aerospace Exploration Agency 宇宙航行体の分離構造及びロケット

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3505925A (en) * 1967-10-16 1970-04-14 Mc Donnell Douglas Corp Structure release system
US3608848A (en) * 1968-10-21 1971-09-28 North American Rockwell Docking mechanism
US4715565A (en) * 1986-05-27 1987-12-29 Hughes Aircraft Company Clamping connection assembly for spacecraft
US5318255A (en) * 1992-06-22 1994-06-07 Hughes Aircraft Company Stage separation mechanism for space vehicles
US5743492A (en) * 1994-02-18 1998-04-28 Lockheed Martin Corporation Payload housing and assembly joint for a launch vehicle
US6227493B1 (en) * 1999-04-06 2001-05-08 Planetary Systems Corporation Reusable, separable, structural connector assembly
US6454214B1 (en) * 2000-05-10 2002-09-24 Saab Ericsson Space Ab Device and method for connecting two parts of a craft
US6357699B1 (en) * 2000-05-25 2002-03-19 The Boeing Company Device for controlled release of tension
US6648543B2 (en) * 2001-04-19 2003-11-18 Saab Ericsson Space Ab Device for a space vessel
US6712542B2 (en) * 2002-01-15 2004-03-30 The Boeing Company Apparatus and method for altering the tension of a clampband
US6679177B1 (en) * 2002-04-24 2004-01-20 G&H Technology, Inc. Resettable and redundant NEA-initiated hold-down and release mechanism for a flight termination system
US6702338B2 (en) * 2002-05-09 2004-03-09 Heat-Fab, Inc. Flue gas conduit joining connection
US20060145016A1 (en) * 2004-12-30 2006-07-06 The Boeing Company Mating of spacecraft components using shape memory materials

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6081000A (ja) * 1983-10-12 1985-05-08 日産自動車株式会社 ロケツトの連結装置
US5157816A (en) 1987-08-18 1992-10-27 Erno Raumfahrttechnik Gmbh Interconnection of cylindrical parts
JPH04189700A (ja) * 1990-11-21 1992-07-08 Nissan Motor Co Ltd フランジ締結用バンドを用いたロケット構造体の分離方法
JPH04252800A (ja) * 1991-01-30 1992-09-08 Nec Corp 宇宙航行体の分離装置
US5411349A (en) * 1992-07-01 1995-05-02 Erno Raumfahrttechnik Gmbh Apparatus for coupling cylindrical structural components to each other
JPH0699922A (ja) * 1992-09-24 1994-04-12 Koichi Hirose 輪ゴムの供給装置
JPH06298199A (ja) * 1993-04-15 1994-10-25 Junjiro Onoda クランプバンドの張力調節装置及び張力調節方法
US5411319A (en) 1993-10-01 1995-05-02 Hameen Autosisustamo Oy Vehicle seat
ES2131476A1 (es) 1997-09-26 1999-07-16 Const Aeronauticas Sa Sistema de fijacion y separacion de satelites.
JP2000006899A (ja) * 1998-06-18 2000-01-11 Nissan Motor Co Ltd ロケットの段間結合・分離装置
JP2005343311A (ja) * 2004-06-03 2005-12-15 Japan Aerospace Exploration Agency 宇宙航行体の分離構造及びロケット

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109353547A (zh) * 2018-09-27 2019-02-19 兰州中天汇科电子科技有限公司 一种钢带驱动对接锁紧装置及方法
CN109353547B (zh) * 2018-09-27 2023-11-03 兰州中天汇科电子科技有限公司 一种钢带驱动对接锁紧装置及方法
CN111619832A (zh) * 2020-07-16 2020-09-04 北京强度环境研究所 一种油气支承系统气囊式安全防护装置

Also Published As

Publication number Publication date
JP4705172B2 (ja) 2011-06-22
US7922125B2 (en) 2011-04-12
CN101326102B (zh) 2010-07-07
US20070080260A1 (en) 2007-04-12
ATE520595T1 (de) 2011-09-15
JP2009511319A (ja) 2009-03-19
CN101326102A (zh) 2008-12-17
CA2625212C (en) 2012-12-04
EP1944237B1 (en) 2011-08-17
ES2372060T3 (es) 2012-01-13
EP1944237A1 (en) 2008-07-16
CA2625212A1 (en) 2007-04-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2372060T3 (es) Aparato de conexión-separación de un vehículo lanzador y un satélite.
ES2690991T3 (es) Satélite de cuerpo principal cilíndrico, apilamiento que comprende tal satélite y conjunto de lanzamiento para tal satélite
JP6623004B2 (ja) 自発的自律的展開による展開型マスト、および、この種類の少なくとも１つのマストを備える衛星
US9840342B2 (en) Device for sensing and capturing a space object, including a pressure element and at least two reclosable elements
US8678323B2 (en) Launch lock assemblies including axial gap amplification devices and spacecraft isolation systems including the same
US9254810B2 (en) Fastening device for detachably fastening an element to a component fixed to a vehicle
US8770522B1 (en) Deployable space boom using bi-stable tape spring mechanism
JP2012530017A (ja) 伸縮式構造
EP2537758A1 (en) Connection-separation device, connection-separation system, and connection-separation method
US20140291451A1 (en) Autonomous spontaneous deployment deployable mast and satellite including at least one such mast
BRPI0618376A2 (pt) dispositivo de cinto de segurança para veìculos automotores
US3241142A (en) Gravity stabilized satellite
WO2016083627A1 (es) Sistema de separación para elementos separables de naves espaciales y lanzaderas
ES2733100T3 (es) Elemento amortiguación de impactos
CA3047680A1 (en) Connection/separation device to separate satellites from launchers or from satellite dispensers
ES2270064T3 (es) Dispositivo de cinturon de seguridad.
US6485213B1 (en) Holding and shock-absorbing device and system for temporarily securing an element to a structure equipped with the device
RU2577157C2 (ru) Система разделения
ES2243674T3 (es) Separador pirotecnico y dispositivo de separacion equipado con dicho separador.
ES2386119T3 (es) Sistema de separación de choque cero
ES2380407T3 (es) Mástil desplegable de estructura replegada que es espontáneamente desplegable y rígida al estar desplegada
JP5702819B2 (ja) 地球を周回する宇宙構造物の地球への落下装置及び落下方法
WO2024018092A1 (es) Sistema de liberación de bulones para sistemas de separación de naves espaciales y lanzadoras y sistema de separación que lo comprende
JP2002037199A (ja) 保持機構
JP2006168385A (ja) 物品の保持分離装置

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 200580052249.6

Country of ref document: CN

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application
DPE1 Request for preliminary examination filed after expiration of 19th month from priority date (pct application filed from 20040101)
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2008534030

Country of ref document: JP

Ref document number: 2625212

Country of ref document: CA

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2005799738

Country of ref document: EP

WWP Wipo information: published in national office

Ref document number: 2005799738

Country of ref document: EP

DPE1 Request for preliminary examination filed after expiration of 19th month from priority date (pct application filed from 20040101)