Диспенсер легковесных космических аппаратов

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.

 

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.

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.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к транспортировке полезных грузов при перелетах космического корабля (КК), например, с окололунной на околоземную орбитальную станцию. Способ включает стыковку КК с разгонным блоком (РБ) и выдачу с помощью РБ импульса для перелета с окололунной орбиты к Земле по пролетной траектории с высотой перигея, равной высоте конечной околоземной орбиты.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) в процессе коррекции его орбиты. Способ включает развороты КА относительно его осей, ориентацию панелей солнечных батарей (СБ) нормалью их поверхности на Солнце путем их разворота вокруг оси, параллельной третьей оси КА.

Изобретение относится к наземным испытаниям космических аппаратов (КА), корпус которых выполнен с боковыми гранями из сотопанелей (СП), содержащих аксиальные (вертикальные) и горизонтальные коллекторные тепловые трубы.
Изобретение относится к космической биологии и включает запуск в космос с последующим возвращением на Землю размножаемого биологического объекта. В качестве такого объекта используют начавшую зимовку пчелиную семью, помещенную в улей с сотами в рамках.

Изобретение относится к соединительным устройствам космических аппаратов (КА) и может быть использовано для буксировки космического мусора, в т. ч.
Изобретение относится к космической технике, а более конкретно к очистке околоземного космического пространства (ОКП) (КМ). Способ очистки околоземного космического пространства от мелких частиц космического мусора включает выведение мини-спутника, например, с космической станции с размещенными на ней несколькими мини-спутниками на орбиту движения мелких частиц КМ.

Изобретение относится к межпланетным перелётам, например при доставке космических объектов (КО) на станцию, расположенную на высокой окололунной орбите. Способ включает перелет от Земли к Луне по траектории с пролетом Луны на заданной высоте, где выполняют первый тормозной импульс для перевода КО на начальную окололунную орбиту.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к способам и устройствам очистки околоземного космического пространства от космического мусора, и может быть использовано для уничтожения космических аппаратов (КА) в плотных слоях атмосферы.
Изобретение относится к области космических исследований и может быть использовано при выполнении космических экспериментов. Способ выполнения космического исследования предусматривает запуск в космос объекта космической перевозки с выведением его на окололунную орбиту с последующим возвращением на Землю.

Изобретение относится к построению и преобразованию многоярусных спутниковых систем (СС) обзора околоземного пространства, имеющего вид сферического слоя, с заданными кратностью и периодичностью.

Изобретение относится к транспортировке полезных грузов при перелетах космического корабля (КК), например, с окололунной на околоземную орбитальную станцию. Способ включает стыковку КК с разгонным блоком (РБ) и выдачу с помощью РБ импульса для перелета с окололунной орбиты к Земле по пролетной траектории с высотой перигея, равной высоте конечной околоземной орбиты.

Изобретение относится к транспортировке полезных грузов при перелетах космического корабля (КК), например, с окололунной на околоземную орбитальную станцию. Способ включает стыковку КК с разгонным блоком (РБ) и выдачу с помощью РБ импульса для перелета с окололунной орбиты к Земле по пролетной траектории с высотой перигея, равной высоте конечной околоземной орбиты.

Изобретение относится к соединительным устройствам космических аппаратов (КА) и может быть использовано для буксировки космического мусора, в т. ч.

Изобретение относится к соединительным устройствам космических аппаратов (КА) и может быть использовано для буксировки космического мусора, в т. ч.

Изобретение относится к космической технике, а более конкретно развертываемым на орбите системам. Развертываемая орбитальная система состоит из космического корабля (1) и спутника (2).

Изобретение относится к активирующим устройствам механизмов удержания подвижных или отделяемых элементов конструкций космических аппаратов (КА). Сущность изобретения заключается в том, что инициирующий и исполнительный элементы конструкции инициирующего устройства объединены в один и выполнены в виде разрезного кольца, сегменты которого соединены проволокой из материала с высоким значением удельного электрического сопротивления, а корпус полностью защищает инициирующий и исполнительный элементы от внешних механических воздействий.
Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) и может быть использовано для навигации КА в дальнем космосе. Способ включает сканирование лазерным лучом заданной области пространства путём отражения луча от зеркала на поворотной платформе, установленной в электромеханическом подвесе.

Изобретение относится к космической технике, а более конкретно к стыковочным узлам. Устройство стягивания периферийного стыковочного механизма содержит барабан намотки тросов и электропривод, имеющий редуктор.

Изобретение относится к космической технике, в частности к стыковочным устройствам. Устройство стягивания стыковочных агрегатов космических аппаратов содержит механизмы защелок, штанги, а также привод.

Изобретение относится к космической технике, в частности к стыковочным устройствам космических аппаратов. Стыковочный механизм космического аппарата содержит подвижный корпус, связанный с основанием стыковочного механизма двухстепенным вращательным шарниром и боковым амортизатором с поступательными пружинными механизмами, тягами и электромагнитными тормозами и штангу с головкой, имеющей защелки.

Изобретение относится к средствам стыковки космических аппаратов при их выведении и последующей расстыковки в космосе. Диспенсер, преимущественно малых КА, состоит из кольцевой конструкции с несколькими портами для установки КА. Поверхность 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.

Наверх