ES2272087T3 - Transportador de multiples naves espaciales sobre una lanzadera. - Google Patents
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Abstract
Un conjunto de bastidor (20, 20`, 20", 20"'') para dar soporte a una pluralidad de naves espaciales respecto a una estructura base (18) de soporte de un vehículo de lanzamiento o a otro conjunto de bastidor para su conexión final a la estructura base de soporte, comprendiendo dicho conjunto de bastidor: i) una pluralidad de elementos de montante (22) alargados portadores de carga sustancialmente paralelos, definiendo dichos elementos de montante una geometría que tiene un eje, teniendo cada elemento de montante una primera parte extrema y una segunda parte extrema, pudiéndose conectar cada primera parte extrema bien a otro conjunto de bastidor o bien a una estructura base de soporte del vehículo de lanzamiento, siendo dichos elementos de montante para soportar una pluralidad de naves espaciales, estando soportadas las naves espaciales entre elementos de montante adyacentes; y ii) unos medios (30) de transmisión de esfuerzo cortante conectados a dichos elementos de montante para transmitir los esfuerzos cortantes entre dicha pluralidad de elementos de montante, donde dichos medios de transmisión de esfuerzo cortante comprenden a) un cuerpo central (32) hueco alargado, teniendo dicho cuerpo central un eje central longitudinal, siendo dicho eje central y dicho eje paralelos, estando suficientemente dimensionado dicho cuerpo central para adaptarse a los componentes del vehículo de lanzamiento, comprendiendo dicho cuerpo central una pluralidad de aberturas (36) para proporcionar acceso a dichos componentes del vehículo de lanzamiento; y b) una pluralidad de brazos (34) que se extienden radialmente, estando dichos brazos unidos a dichos elementos de montante, donde el volumen formado en dicho cuerpo central hueco puede contener componentes del vehículo de lanzamiento.
Description
Transportador de múltiples naves espaciales
sobre una lanzadera.
La presente invención se refiere a los sistemas
de distribución para soltar las naves espaciales desde los
vehículos de lanzamiento y más en particular a un sistema de
distribución que es modular y selectivamente configurable para
desplegar múltiples naves espaciales desde un vehículo de
lanzamiento.
Las modernas constelaciones de redes de
comunicación requieren un gran número de satélites. Para reducir al
mínimo los costos de la red, se desea maximizar la cantidad de
satélites que se puede lanzar desde el vehículo de lanzamiento en
cada lanzamiento. Cuando se usa un vehículo de lanzamiento muy
poderoso, proporciona un gran volumen disponible para dar soporte a
múltiples satélites. Este volumen de carga útil es muy considerable
y somete a la estructura de distribución de satélites a un gran reto
para cumplir los requisitos estructurales y de interfaces del
vehículo de lanzamiento. Se precisa que el distribuidor tenga una
elevada rigidez lateral cuando sea cargado con naves espaciales
grandes, voluminosas.
Otros han intentado proporcionar una
distribución mejorada de múltiples naves espaciales. Por ejemplo, la
patente de EEUU Nº 5.613.653, otorgada a Bombled y otros, describe
un distribuidor de satélites múltiples para poner en órbita un
grupo de satélites desde uno o más tipos diferentes de lanzadores.
El distribuidor tiene un mástil adaptado a su uso con cada uno de
los tipos de lanzadores, y unos miembros de interfaz para montar
los satélites o el mástil.
La patente de EEUU Nº 5.605.308, otorgada a Quan
y otros, describe un distribuidor de vehículos espaciales que
incluye un cono exterior truncado invertido y un cono interior
truncado vertical colocado dentro del cono exterior y conectado al
mismo en las partes de extremo inferior del mismo. Las naves
espaciales se montan al distribuidor desde la base de la nave
espacial.
La patente de EEUU Nº 4.558.645, otorgada a D.
Boeder, describe una cabeza de combate para transportar una
pluralidad de cargas útiles, las cuales se disponen en una cámara de
carga "útil" de la cabeza de combate. La cabeza de combate
incluye una carcasa en la cual se coloca un cuerpo hueco en forma de
estrella. El cuerpo hueco actúa como un reforzamiento para el
conjunto estructural y tiene un conducto axial central de gas a
presión. El cuerpo hueco divide la cámara de carga útil en una serie
de células en cada una de las cuales se monta una carga útil. Cada
célula tiene también una bolsa inflable, la cual está situada
radialmente hacia dentro con respecto a la carga útil. Cada bolsa
inflable se encuentra en comunicación de fluido con el conducto
axial central de gas a presión y está adaptada para expulsar la
carga útil transversalmente con respecto a la dirección del vuelo de
la cabeza de combate al recibir una orden interna o externa.
La patente de EEUU Nº 3.726.223, otorgada a R.
G. Moe, describe un mecanismo que comprende un diafragma plegado de
material laminar rodeado de un generador de gas escalonado. El
generador de gas escalonado, cuando se inicia periféricamente,
permite la aplicación de una fuerza predeterminada a lo largo de un
periodo de tiempo relativamente prolongado contra los submisiles
con una pérdida de eyección resultante elevada en dirección
radial.
La patente de EEUU Nº 5.107.762, otorgada a M.
D. Schneider y otros, describe el uso de un bastidor portador con
una estructura central que define una envolvente para alojar
municiones.
La patente de EEUU Nº 3.461.801, otorgada a D.
J. Vitale y otros, describe un aparato para lanzar un conjunto de
receptáculos de instrumentos en la atmósfera superior que tienen
unos pistones huecos a tope llenos de propelente que son encendidos
simultáneamente por un detonador situado centralmente. El
dispositivo utiliza una estructura de pistón central de forma
cuadrada con miembros de retícula que se extienden radialmente desde
el pistón central a fin de proporcionar sectores para los
receptáculos y para permitir la colocación de los actuadores
explosivos.
Ninguna de las patentes anteriores describe una
estructura modular particularmente efectiva que obvie la unión a
soportes externos que no sea mediante una estructura base de
soporte.
Por tanto, es un objeto principal de la presente
invención proporcionar un sistema de distribución eficiente para
soltar una pluralidad de naves espaciales desde un vehículo de
lanzamiento.
Otro objeto es proporcionar un sistema de
distribución que no requiera la unión a un soporte externo que no
sea mediante una estructura base de soporte.
Otro objeto es obviar cualquier requisito de que
la nave espacial o el vehículo de lanzamiento ofrezcan un soporte
estructural o una rigidez añadida al sistema de distribución.
Otro objeto todavía es desplazar secuencialmente
la nave espacial o proporcionar opcionalmente una distribución
simultánea.
Otro objeto más es proporcionar un conjunto de
bastidor para un sistema de distribución de naves espaciales que
permita la instalación de naves espaciales en una dirección radial
hacia dentro, proporcionando de esta manera la instalación de las
naves espaciales en las posiciones deseadas sin requerir una
secuencia de instalación predeterminada, según la reivindicación
1.
Otro objeto aún es proporcionar un fácil acceso
para los componentes del vehículo de lanzamiento.
En un aspecto amplio, la presente invención es
un sistema de distribución para soltar una pluralidad de naves
espaciales desde un vehículo de lanzamiento. El sistema de
distribución incluye una estructura base de soporte firmemente
sujeta a un vehículo de lanzamiento y una pluralidad de conjuntos de
bastidor en cascada. Cada conjunto de bastidor incluye una
pluralidad de elementos de montante alargados portadores de carga
sustancialmente paralelos y unos medios de transmisión de esfuerzos
cortantes. Los elementos de montante están dispuestos y espaciados
de tal manera que definen una geometría que tiene un eje. Cada
elemento de montante tiene una parte de primer extremo y una parte
de segundo extremo. Cada parte de primer extremo está conectada bien
a otro conjunto de bastidor o bien a la estructura base de soporte
del vehículo de lanzamiento. Los elementos de montante dan soporte
a una pluralidad de naves espaciales. Las naves espaciales están
soportadas entre los elementos de montante adyacentes. Los medios
de transmisión de esfuerzo cortante están conectados a los
elementos de montante para transmitir los esfuerzos cortantes entre
los elementos de montante. El sistema de distribución incluye una
variedad de estabilizadores espaciados longitudinalmente conectados
en los emplazamientos deseados de los elementos de montante para
aumentar la capacidad de pandeo del sistema de distribución. La
disposición de una pluralidad de conjuntos de bastidor en cascada
proporciona una estructura modular que no requiere la unión a
soportes externos que no sea mediante una estructura de soporte de
base.
Estos y otros objetos, ventajas y
características innovadoras de la presente invención resultarán
obvios a partir de la siguiente descripción detallada de la
invención cuando se considera conjuntamente con los dibujos
anexos.
La Figura 1 es una vista en perspectiva de una
parte de una etapa superior de un vehículo de lanzamiento, con
desprendimiento parcial, para exponer el sistema de distribución de
naves espaciales de la presente invención.
La Figura 2 es una vista lateral de la parte de
la etapa superior de la Figura 1, con líneas discontinuas que
representan las envolventes de naves espaciales.
La Figura 3 es una vista tomada a lo largo de la
línea 3-3 de la Figura 2.
La Figura 4 es una vista en perspectiva de un
conjunto de bastidor para dar soporte a una pluralidad de naves
espaciales, según los principios de la presente invención.
La Figura 5 es una perspectiva con despiece
ordenado del conjunto de bastidor de la Figura 4.
La Figura 6 es una vista en perspectiva con
despiece ordenado de un conjunto de bastidor unido a una estructura
base de soporte, según los principios de la presente invención.
La Figura 7 es una vista en perspectiva de un
accesorio de separación utilizado según los principios de la
presente invención.
Los elementos o partes idénticos reciben a lo
largo de las figuras la misma referencia en caracteres.
Haciendo mención ahora a los dibujos y
caracteres de referencia indicados en los mismos, la Figura 1
muestra el sistema de distribución de la presente invención,
designado generalmente por 10, incorporado dentro de una parte de
una etapa superior de un vehículo de lanzamiento, designado
generalmente por 12.
Como antecedente, la etapa superior 12 tiene un
conjunto de tanques de propelente, un motor y electrónica variada
(no se muestran estos componentes) para inyectar la etapa superior
12 en órbita. En este punto, las naves espacial (una de las cuales
se muestra, designada como 14) son distribuidas y realizan sus
misiones. Un carenado 16 que rodea el sistema 10 de distribución y
las naves espaciales colocadas sobre el mismo, protege las mismas
de las fuerzas aerodinámicas durante las fases de vuelo a través de
la atmósfera. El carenado 16 separa las partes remanentes de la
etapa superior 12 tan pronto como las fuerzas aerodinámicas
descienden por debajo de un valor determinado.
El sistema 10 de distribución incluye una
estructura base 18 de soporte que está unida firmemente a una parte
de la etapa superior, no representada. La estructura base 18 de
soporte es una estructura de transición que soporta una pluralidad
de conjuntos de bastidor 10, 20', 20'', 20''' en cascada. Los
conjuntos de bastidor 10, 20`, 20'', 20''' dan soporte a las naves
espaciales. La Figura 1 muestra la nave espacial 14 colocada dentro
del conjunto de bastidor 20. La Figura 2 muestra dos naves
espaciales 14, 14' colocadas dentro del conjunto de bastidor 20.
Como puede verse en la Figura 3, se puede dar soporte a cuatro naves
espaciales 14, 14', 14'', 14''' dentro de un único conjunto de
bastidor 20.
Haciendo referencia ahora a la Figura 4, se
muestra un único conjunto de bastidor 20 separado del resto del
sistema 10 de distribución en aras de la claridad. El conjunto de
bastidor 20 incluye cuatro elementos de montante 22, los cuales
están dispuestos y espaciados de manera que definen una geometría
que tiene un eje 24. Cada elemento de montante 22 tiene una primera
parte extrema 26 y una segunda parte extrema 28. Cada primera parte
extrema 26 se puede conectar bien a otro conjunto de bastidor o bien
a la estructura base 18 de soporte. Las naves espaciales están
soportadas entre elementos de montante adyacente. Los elementos de
montante están formados preferiblemente de una matriz de epoxi
grafito que tiene una sección transversal de una carcasa
rectangular. Sin embargo, son posibles otros materiales y secciones
transversales dentro del ámbito de un experto en la técnica. Aunque
se muestra el conjunto de bastidor 20 con cuatro elementos de
montante 22, se puede usar un número variable de elementos de
montante para adaptarse a geometrías específicas de naves
espaciales. Los elementos de montante proporcionan el camino de
carga primaria de la nave espacial al vehículo de lanzamiento.
Unos medios de transmisión de esfuerzo cortante,
designados generalmente como 30, están conectados a los elementos
de montante 22 para transmitir esfuerzos cortante entre los
elementos de montante 22. Haciendo ahora referencia a la Figura 5,
puede verse que los medios 30 de transmisión de esfuerzo cortante
incluyen un cuerpo central 32 hueco alargado, siendo alargado el
cuerpo central a lo largo del eje 24. Una pluralidad de brazos 34
extendiéndose radialmente se extienden desde el cuerpo central 32.
Los brazos 34 se unen a los elementos de montante 22. Los brazos 34
se sujetan a los elementos de montante 22 mediante sujetadores
discretos portantes de esfuerzo cortante, pegado adhesivo, o una
combinación de ambos. Los medios 30 de transmisión del esfuerzo
cortante ilustrados en la Figura 5 tienen unos brazos 34 que se
extienden radialmente, teniendo anchuras que coinciden con los
elementos de montante 22. El número de brazos 34 coincide con el
número de elementos de montante 22. El material que forma los
medios 30 de transmisión de esfuerzo cortante pueden ser el mismo
que el de los elementos de montante 22. El cuerpo central 32 es
preferiblemente hueco para permitir el acceso a los componentes
internos del vehículo de lanzamiento o de la nave espacial. Sin
embargo, la eficiencia estructural puede imponer un cuerpo central
macizo. El cuerpo central 32 incluye preferiblemente una pluralidad
de aberturas 36 para proporcionar acceso a los componentes del
vehículo de lanzamiento.
Se puede conectar unos estabilizadores 38
espaciados longitudinalmente en emplazamientos deseados sobre los
elementos de montante 22 para aumentar la capacidad de pandeo del
sistema de distribución. Estos estabilizadores 38 están situados
preferiblemente en los extremos de los elementos de montante 22,
como se muestra en la figura. Cada estabilizador 38 es un panel
plano. Puede estar formado de materiales similares a los usados para
formar los elementos de montante 22. En los estabilizadores 38 se
dispone preferiblemente unos agujeros 40 de acceso para ganar
acceso entre los conjuntos de bastidor. Los estabilizadores 38 están
empalmados a los medios 30 de transmisión de esfuerzo cortante
mediante soportes angulares 42. Cada conjunto de bastidor 20 puede
tener una longitud generalmente del orden de unos 250 cm (100
pulgadas) a unos 760 cm (300 pulgadas). En una realización
preferida, el conjunto de bastidor tiene una longitud de unos 380 cm
(150 pulgadas). La longitud del conjunto de bastidor puede ser
inferior a 250 cm (100 pulgadas) o superior a 760 cm (300 pulgadas)
para adaptarse a las longitudes específicas de las naves
espaciales.
Cada elemento de montante 22 incluye una
pluralidad de accesorios de separación 44 para la unión desmontable
de una nave espacial. En la realización representada, cuatro
accesorios 44 de separación unen firmemente cada nave espacial 14;
sin embargo, el número de accesorios 44 usados debería estar de
acuerdo con los requisitos específicos de la nave espacial.
Haciendo ahora referencia a la Figura 7, se
ilustra un accesorio 44 de separación representativo. El accesorio
44 de separación es un diseño metálico mecanizado con bolsas
diseñadas para adaptarse a las interfaces de contención, suelta y
eléctrica. Existen dos superficies de interfaz, una superficie de
interfaz 46 de elemento de montante y una superficie de interfaz 48
de nave espacial. El accesorio de separación 44 está diseñado para
reconducir las cargas de la nave espacial al elemento de montante.
La contención sobre el mecanismo es una tuerca de separación 50 que
suelta un perno (no representado) cuando se le da la señal para
hacerlo. Un conjunto 52 de actuador de resorte empuja a la nave
espacial apartándola cuando es soltada por la tuerca de separación
50. El accesorio 44 de separación tiene típicamente una tuerca de
separación 50, un actuador de resorte 52, y una interfaz eléctrica
no representada.
Durante el montaje del sistema 10 de
distribución, se juntan entre sí con empalmes (no representados)
tantos conjuntos de bastidor 20 como sean necesarios para
satisfacer los parámetros de la misión, que unen los extremos de
cada uno de los elementos de montante 22. Tales empalmes pueden ser,
por ejemplo, una estructura de estantes con capacidades de portar
cargas. Haciendo ahora referencia a la Figura 6, la estructura base
18 de soporte se une a un primer conjunto 20 de bastidor por medio
de unos elementos de acoplamiento 54 que unen cada primera parte
extrema 26 del elemento de montante 22 a la estructura base 18 de
soporte. La estructura base de soporte 18 puede ser unida a la
etapa superior 12 del vehículo de lanzamiento mediante una serie de
sujetadores mecánicos.
Durante la operación, se lleva la nave espacial
a órbita por el vehículo de lanzamiento y en el momento apropiado
se da una señal a los accesorios de separación para soltar la nave
espacial. Se completa la operación cuando la nave espacial es
empujada apartándola del sistema de distribución. La Figura 3
ilustra como están anidadas las naves espaciales 14, 14', 14'',
14''' entre los elementos de montante 22. Se sueltan en una
dirección radialmente hacia fuera, como se indica por la flecha
56.
Las variaciones del sistema de distribución
incluyen el uso de la estructura base de soporte y de uno, dos o
más conjuntos de bastidor en cascada. La capacidad de tener números
variables de conjuntos de bastidor ofrece una mayor flexibilidad
para fines de misión y de planificación.
El presente sistema de distribución proporciona
una inercia elevada situando los elementos principales, es decir,
los elementos de montante, en la dimensión máxima permitida por la
envolvente del carenado. Es decir, los elementos de montante están
colocados próximos al carenado. Esta configuración da una
estabilidad de estructura máxima con un peso mínimo.
Aunque las naves espaciales ilustradas en esta
descripción detallada han sido satélites, el término "nave
espacial", tal como se define aquí, abarca cualquier carga útil
que se pueda distribuir, incluyendo por ejemplo, municiones,
receptáculos, etc.
Claims (12)
1. Un conjunto de bastidor (20, 20', 20'',
20''') para dar soporte a una pluralidad de naves espaciales
respecto a una estructura base (18) de soporte de un vehículo de
lanzamiento o a otro conjunto de bastidor para su conexión final a
la estructura base de soporte, comprendiendo dicho conjunto de
bastidor:
i) una pluralidad de elementos de montante (22)
alargados portadores de carga sustancialmente paralelos, definiendo
dichos elementos de montante una geometría que tiene un eje,
teniendo cada elemento de montante una primera parte extrema y una
segunda parte extrema, pudiéndose conectar cada primera parte
extrema bien a otro conjunto de bastidor o bien a una estructura
base de soporte del vehículo de lanzamiento, siendo dichos elementos
de montante para soportar una pluralidad de naves espaciales,
estando soportadas las naves espaciales entre elementos de montante
adyacentes; y
ii) unos medios (30) de transmisión de esfuerzo
cortante conectados a dichos elementos de montante para transmitir
los esfuerzos cortantes entre dicha pluralidad de elementos de
montante, donde dichos medios de transmisión de esfuerzo cortante
comprenden
- a)
- un cuerpo central (32) hueco alargado, teniendo dicho cuerpo central un eje central longitudinal, siendo dicho eje central y dicho eje paralelos, estando suficientemente dimensionado dicho cuerpo central para adaptarse a los componentes del vehículo de lanzamiento, comprendiendo dicho cuerpo central una pluralidad de aberturas (36) para proporcionar acceso a dichos componentes del vehículo de lanzamiento; y
- b)
- una pluralidad de brazos (34) que se extienden radialmente, estando dichos brazos unidos a dichos elementos de montante, donde el volumen formado en dicho cuerpo central hueco puede contener componentes del vehículo de lanzamiento.
2. El conjunto de bastidor de la reivindicación
1, en el que dicha pluralidad de elementos de montante alargados
comprende cuatro elementos de montante igualmente espaciados.
3. El conjunto de bastidor de la reivindicación
1, en el que dicha pluralidad de elementos de montante alargados
comprende tres elementos de montante igualmente espaciados.
4. El conjunto de bastidor de la reivindicación
1, 2 ó 3, en el que dicho elemento de montante comprende una
pluralidad de accesorios (44) de separación para la unión
desmontable de una nave espacial.
5. Un sistema de distribución para soltar una
pluralidad de navesespaciales desde un vehículo de lanzamiento, que
comprende:
a) una estructura base de soporte sujeta
firmemente a un vehículo de lanzamiento; y
b) una pluralidad de conjuntos de bastidor en
cascada, siendo cada conjunto de bastidor según cualquiera de las
reivindicaciones 1-4.
6. El sistema de distribución de la
reivindicación 5, en el que dicha pluralidad de conjuntos de
bastidor en cascada comprende dos conjuntos de bastidor en
cascada.
7. El sistema de distribución de la
reivindicación 5, en el que dicha pluralidad de conjuntos de
bastidor en cascada comprende tres conjuntos de bastidor en
cascada.
8. El sistema de distribución de la
reivindicación 5, en el que dicha pluralidad de conjuntos de
bastidor en cascada comprende cuatro conjuntos de bastidor en
cascada.
9. El sistema de distribución de cualquiera de
las reivindicaciones 5-8, en el que cada conjunto de
bastidor tiene una longitud del orden de unos 250 cm (100 pulgadas)
a unos 750 cm (300 pulgadas).
10. El sistema de distribución de cualquiera de
las reivindicaciones 5-8, en el que cada conjunto de
bastidor tiene una longitud de unos 400 cm (150
pulgadas).
pulgadas).
11. El sistema de distribución de la
reivindicación 7, en el que cada conjunto de bastidor incluye unos
pares de elementos de montante, los cuales están diametralmente
opuestos respecto a dicho eje, siendo la distancia entre dichos
pares de elementos de montante de unos 250 cm (100 pulgadas) a unos
500 cm (200 pulgadas).
12. El sistema de distribución de cualquiera de
las reivindicaciones 5-11, en el que el vehículo de
lanzamiento incluye un carenado, estando situada dicha pluralidad de
elementos de montante próxima a dicho carenado.
Applications Claiming Priority (2)
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|---|---|---|---|
| US131475 | 1998-08-10 | ||
| US09/131,475 US6138951A (en) | 1998-08-10 | 1998-08-10 | Spacecraft dispensing system |
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|---|---|---|---|
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Families Citing this family (73)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19856670B4 (de) * | 1998-12-09 | 2004-12-02 | Eads Space Transportation Gmbh | Vorrichtung zum Aussetzen von Satelliten |
| US6293499B1 (en) * | 1999-11-16 | 2001-09-25 | The Boeing Company | Modular, producible, testable and serviceable spacecraft design |
| US6296206B1 (en) * | 1999-12-01 | 2001-10-02 | The Boeing Company | Cantilever, bi-level platform satellite dispenser |
| FR2809375B1 (fr) * | 2000-05-25 | 2002-10-11 | Aerospatiale Matra Lanceurs St | Procede et dispositif d'integration de satellites sur un lanceur |
| DE10061773B4 (de) * | 2000-12-12 | 2005-08-18 | Eads Astrium Gmbh | Separationsrahmen zur Trennung mehrerer axial angeordneter Satelliten |
| DE10105867B4 (de) * | 2001-02-09 | 2004-03-04 | Buck Neue Technologien Gmbh | Geschoss |
| US7114682B1 (en) * | 2004-02-18 | 2006-10-03 | Kistler Walter P | System and method for transportation and storage of cargo in space |
| US7118077B1 (en) * | 2005-03-11 | 2006-10-10 | Kistler Walter P | Platform and system for mass storage and transfer in space |
| US7198233B1 (en) * | 2005-09-19 | 2007-04-03 | Kistler Aerospace Corporation | Reusable orbital vehicle with interchangeable cargo modules |
| US20080078886A1 (en) * | 2006-08-22 | 2008-04-03 | The Boeing Company | Launch vehicle cargo carrier |
| US7905453B2 (en) * | 2006-12-21 | 2011-03-15 | Intelsat | Piggyback equipment panel payload arrangement, a device for and method of attaching a hosted secondary piggyback payload and adapter to be used for a piggyback secondary payload arrangement for launching the piggyback equipment panel secondary |
| US7866607B2 (en) * | 2006-12-21 | 2011-01-11 | Intelsat | Piggyback satellite payload arrangement, a device for and method of attaching a piggyback satellite payload and adapter to be used for a piggyback satellite payload arrangement for launching the piggyback satellite |
| US7840180B2 (en) * | 2006-12-22 | 2010-11-23 | The Boeing Company | Molniya orbit satellite systems, apparatus, and methods |
| US8016240B2 (en) * | 2007-03-29 | 2011-09-13 | The Boeing Company | Satellites and satellite fleet implementation methods and apparatus |
| US8536500B2 (en) * | 2008-08-07 | 2013-09-17 | Cpi Ip, Llc | System and method for rapid aiming and firing of defensive countermeasures |
| US8052092B2 (en) * | 2009-01-30 | 2011-11-08 | The Boeing Company | Method and apparatus for satellite orbital change using space debris |
| US8942005B2 (en) * | 2009-05-21 | 2015-01-27 | Raytheon Company | Low cost, high strength electronics module for airborne object |
| CN101848612A (zh) * | 2010-05-07 | 2010-09-29 | 北京航空航天大学 | 便携式电子设备舱 |
| JP5569150B2 (ja) * | 2010-05-31 | 2014-08-13 | 株式会社Ｉｈｉ | 人工衛星搭載システム |
| US8607705B2 (en) | 2010-12-06 | 2013-12-17 | Systima Technologies Inc. | Low shock rocket body separation |
| EP2489593A1 (en) * | 2011-02-21 | 2012-08-22 | European Space Agency | Earth observation satellite, satellite system, and launching system for launching satellites |
| FR2972423B1 (fr) * | 2011-03-09 | 2014-01-31 | Astrium Sas | Procede et systeme de lancement d'un satellite |
| US8608114B2 (en) * | 2011-04-15 | 2013-12-17 | Hkm Enterprises Inc. | Platform and launch initiation system for secondary spacecraft for launch vehicle |
| US9180984B2 (en) | 2012-05-11 | 2015-11-10 | The Boeing Company | Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems |
| US8915472B2 (en) * | 2012-05-11 | 2014-12-23 | The Boeing Company | Multiple space vehicle launch system |
| FR3004166B1 (fr) * | 2013-04-09 | 2015-04-17 | Astrium Sas | Systeme de satellites comportant deux satellites fixes l'un a l'autre et procede pour leur mise en orbite |
| US9663249B2 (en) | 2014-02-14 | 2017-05-30 | Carey LIVELY | Dual spacecraft design and deployment system and method of use thereof |
| FR3035076B1 (fr) * | 2015-04-17 | 2018-04-20 | Thales | Procede d'amenagement d'une pluralite de vaisseaux spatiaux sous la coiffe d'un lanceur, assemblage resultant d'un tel procede et dispenser adapte a un tel assemblage |
| US9463882B1 (en) * | 2015-04-30 | 2016-10-11 | Worldvu Satellites Limited | System and method for assembling and deploying satellites |
| FR3040978B1 (fr) | 2015-09-16 | 2017-10-06 | Airbus Defence & Space Sas | Vehicule spatial comprenant des poteaux pour former un empilement, empilement comprenant au moins deux tels vehicules places dans un lanceur et procede de largage des vehicules |
| RU2647404C2 (ru) * | 2016-04-11 | 2018-03-15 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ сборки космического аппарата |
| CN105883003A (zh) * | 2016-04-28 | 2016-08-24 | 南京理工大学 | 基于碳纤维复合材料的多单元立方星主承力结构 |
| DE102016108606A1 (de) * | 2016-05-10 | 2017-11-16 | ECM Space Technologies GmbH | Auswurfeinheit für einen Satelliten |
| DE102016108951A1 (de) * | 2016-05-13 | 2017-11-16 | Jörg Kreisel | Raumkörper |
| US10407189B1 (en) | 2016-10-27 | 2019-09-10 | Space Systems/Loral, Llc | Spacecraft exoskeleton truss structure |
| US11286062B1 (en) | 2016-10-27 | 2022-03-29 | Space Systems/Loral, Llc | Spacecraft exoskeleton truss structure |
| US10538347B1 (en) | 2016-11-14 | 2020-01-21 | Space Systems/Loral, Llc | Smallsat payload configuration |
| US11254453B2 (en) | 2016-11-14 | 2022-02-22 | Space Systems/Loral, Llc | Smallsat payload configuration |
| JP6806408B2 (ja) * | 2016-11-16 | 2021-01-06 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | 衛星搭載放出機構とこれを備えた宇宙機 |
| US10351268B2 (en) * | 2016-12-08 | 2019-07-16 | The Boeing Company | Systems and methods for deploying spacecraft |
| WO2018112637A1 (en) | 2016-12-21 | 2018-06-28 | Macdonald, Dettwiler And Associates Inc. | Actuated resettable shockless hold down and release mechanism (ares hdrm) |
| US11072441B2 (en) | 2017-03-03 | 2021-07-27 | Northrop Grumman Systems Corporation | Stackable spacecraft |
| US10633123B2 (en) | 2017-04-05 | 2020-04-28 | Space Systems/Loral, Llc | Exoskeletal launch support structure |
| EP3634858B1 (en) | 2017-05-10 | 2022-01-12 | RUAG Space AB | Payload dispenser |
| US20200198812A1 (en) | 2017-07-28 | 2020-06-25 | Ruag Space Ab | A multiple payload set and method for assembly |
| CN108045597A (zh) * | 2017-10-23 | 2018-05-18 | 上海卫星工程研究所 | 模块化、可组装式卫星结构 |
| JP2021510650A (ja) * | 2018-01-22 | 2021-04-30 | ルアク・シュヴァイツ・アクチェンゲゼルシャフトＲｕａｇ Ｓｃｈｗｅｉｚ Ａｇ | ペイロードキャリアアセンブリ |
| IL258729B (en) * | 2018-04-16 | 2021-12-01 | Israel Aerospace Ind Ltd | Nano-satellite |
| US10538341B1 (en) | 2018-07-06 | 2020-01-21 | Vector Launch Inc. | Self-mating modular satellite bus |
| US10689131B2 (en) * | 2018-07-06 | 2020-06-23 | Lockheed Martin Corporation | Sectioned self-mating modular satellite buses |
| US10377510B1 (en) | 2018-11-14 | 2019-08-13 | Vector Launch Inc. | Enhanced fairing mechanisms for launch systems |
| US11505338B2 (en) * | 2019-02-22 | 2022-11-22 | The Boeing Company | Systems and methods for launching a plurality of spacecraft |
| US11345489B2 (en) * | 2019-08-19 | 2022-05-31 | The Boeing Company | Satellite dispenser and method of supporting a plurality of satellites |
| RU2724000C1 (ru) * | 2019-10-14 | 2020-06-18 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" | Устройство для группового запуска спутников |
| US11858667B1 (en) * | 2019-10-16 | 2024-01-02 | Amazon Technologies, Inc. | Satellite dispenser |
| RU2725824C1 (ru) * | 2020-01-10 | 2020-07-06 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" | Устройство для группового запуска спутников и усиленный шпангоут |
| US11891196B2 (en) * | 2020-05-06 | 2024-02-06 | Ball Aerospace & Technologies Corp. | Spacecraft systems and methods |
| CN112224432A (zh) * | 2020-09-22 | 2021-01-15 | 南京航空航天大学 | 一种适用于混合编组飞行器批量空基发射的干扰弹 |
| US11981457B1 (en) | 2020-12-14 | 2024-05-14 | Bae Systems Space & Mission Systems Inc. | Multipurpose spacecraft structure and propulsion system |
| US11827385B2 (en) * | 2021-02-03 | 2023-11-28 | The Boeing Company | Direct mount of secondary payload adapters to truss structure common to space vehicle payload adapter |
| US11649075B2 (en) * | 2021-08-24 | 2023-05-16 | Maxar Space Llc | Multi-satellite deployable dispenser |
| US11577861B1 (en) * | 2021-08-24 | 2023-02-14 | Maxar Space Llc | Stackable satellite dispensing configuration |
| CN114044174A (zh) * | 2021-12-20 | 2022-02-15 | 北京微分航宇科技有限公司 | 一种梁板组合结构的多星分配器 |
| WO2023161713A1 (en) * | 2022-02-25 | 2023-08-31 | Network Access Associates | System for retention and deployment of space vehicles |
| US20230328888A1 (en) * | 2022-03-27 | 2023-10-12 | Simmonds Precision Products, Inc. | Electronics packaging for moving platforms |
| US12195192B2 (en) * | 2022-04-30 | 2025-01-14 | Beta Air Llc | Hybrid propulsion systems for an electric aircraft |
| US11634232B1 (en) * | 2022-04-30 | 2023-04-25 | Beta Air, Llc | Hybrid propulsion systems for an electric aircraft |
| US11639230B1 (en) * | 2022-04-30 | 2023-05-02 | Beta Air, Llc | System for an integral hybrid electric aircraft |
| CN114812290A (zh) * | 2022-05-24 | 2022-07-29 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 整流罩与火箭适配器一体化结构及运载火箭 |
| FR3139802B1 (fr) * | 2022-09-20 | 2024-08-23 | Airbus Defence & Space Sas | empilement d’engins spatiaux |
| CN118654538B (zh) * | 2024-05-15 | 2025-07-25 | 深空探测科技(北京)有限责任公司 | 一种运载火箭多载荷适配装置及分离释放方法 |
| CN119683022B (zh) * | 2024-12-16 | 2025-12-09 | 南京理工大学 | 一种微型航天器在轨发射分离机构的设计方法 |
| CN119975833B (zh) * | 2025-03-18 | 2025-11-04 | 中山大学·深圳 | 一种分瓣式航天器及超大型天线在轨组装方法 |
Family Cites Families (51)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2972946A (en) * | 1950-07-07 | 1961-02-28 | Thomas C Poulter | Bomb cluster |
| US2958260A (en) * | 1952-07-12 | 1960-11-01 | Harvey Machine Co Inc | Missile launching apparatus |
| US2925965A (en) * | 1956-03-07 | 1960-02-23 | Collins Radio Co | Guided missile ordnance system |
| US2938686A (en) * | 1957-02-04 | 1960-05-31 | Boeing Co | Aircraft electronic equipment assembly |
| US2976806A (en) * | 1958-03-05 | 1961-03-28 | Gen Dynamics Corp | Missile structure |
| US3107616A (en) * | 1961-03-14 | 1963-10-22 | Charles W Boaz | Sliding door opening mechanism |
| US3461801A (en) * | 1968-01-25 | 1969-08-19 | Us Navy | Multi-canister ejecting device |
| US3948175A (en) * | 1970-02-03 | 1976-04-06 | Dynamit Nobel Aktiengesellschaft | Warhead |
| US3726223A (en) * | 1970-02-16 | 1973-04-10 | Us Navy | Adaptive warhead |
| CH526764A (de) * | 1970-07-17 | 1972-08-15 | Oerlikon Buehrle Ag | Geschoss mit einem Geschossmantel |
| US3907225A (en) * | 1973-12-17 | 1975-09-23 | Tru Inc | Spacecraft for deploying objects into selected flight paths |
| US4009851A (en) * | 1974-12-23 | 1977-03-01 | Rca Corporation | Spacecraft structure |
| DE2607336C2 (de) * | 1976-02-23 | 1983-12-22 | Rheinmetall GmbH, 4000 Düsseldorf | Trägergeschoß für ausstoßbare Körper |
| GB1560881A (en) * | 1976-05-14 | 1980-02-13 | British Aircraft Corp Ltd | Aircraft weapon mountings |
| US4044974A (en) * | 1976-08-23 | 1977-08-30 | General Dynamics Corporation | Closed cradle space vehicle support and deployment system |
| US4067308A (en) * | 1976-11-02 | 1978-01-10 | The United States Of America As Represented By The United States Department Of Energy | Spin ejector |
| DE2750776C3 (de) * | 1977-11-14 | 1980-06-04 | Precitronic Gesellschaft Fuer Feinmechanik Und Electronic Mbh, 2000 Hamburg | Azimutal richtbare Abschußvorrichtung |
| US4181062A (en) * | 1978-07-10 | 1980-01-01 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Release assembly using separation nuts and thrusters |
| US4372216A (en) * | 1979-12-26 | 1983-02-08 | The Boeing Company | Dispensing system for use on a carrier missile for rearward ejection of submissiles |
| US4298178A (en) * | 1980-01-10 | 1981-11-03 | General Dynamics | Roving geosynchronous orbit satellite maintenance system |
| DE3002551A1 (de) * | 1980-01-25 | 1981-07-30 | Peter 1000 Berlin Rohr | Transporter fuer raumflugkoerper |
| US4506852A (en) * | 1980-03-18 | 1985-03-26 | Hughes Aircraft Company | Payload deployment from launch vehicle using canted springs for imparting angular and linear velocities |
| US4625646A (en) * | 1980-10-06 | 1986-12-02 | The Boeing Aerospace Company | Aerial missile having multiple submissiles with individual control of submissible ejection |
| DE3048617A1 (de) * | 1980-12-23 | 1982-07-22 | Dynamit Nobel Ag, 5210 Troisdorf | Gefechtskopf mit sekundaerkoerpern als nutzlast |
| US4444117A (en) * | 1981-03-30 | 1984-04-24 | The Boeing Company | Stacked tube submunition dispenser |
| US4455943A (en) * | 1981-08-21 | 1984-06-26 | The Boeing Company | Missile deployment apparatus |
| DE3139473C2 (de) * | 1981-10-03 | 1984-03-01 | Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg | Vorrichtung zum Zusammenfassen von zylindrischer Abwurfmunition in Bündeln |
| DE3301873A1 (de) * | 1983-01-21 | 1984-07-26 | Rheinmetall GmbH, 4000 Düsseldorf | Flugkoerper |
| FR2557286B1 (fr) * | 1983-12-27 | 1986-12-05 | Brandt Armements | Charge militaire a tetes multiples |
| US4632339A (en) * | 1984-12-24 | 1986-12-30 | Hughes Aircraft Company | Spacecraft payload ejection mechanism |
| US4679752A (en) * | 1985-01-28 | 1987-07-14 | Hughes Aircraft Company | Payload depolyment from shuttle employing an ejection restraint device |
| US4711417A (en) * | 1985-09-26 | 1987-12-08 | Hughes Aircraft Company | Apparatus for ejection of a spacecraft |
| WO1987004372A1 (en) * | 1986-01-23 | 1987-07-30 | Hughes Aircraft Company | Payload deployment from shuttle employing an ejection restraint device |
| DE3732752A1 (de) * | 1987-09-29 | 1989-04-06 | Rheinmetall Gmbh | Bomblet-traegergeschoss mit bomblets |
| GB2226624B (en) * | 1987-12-12 | 1991-07-03 | Thorn Emi Electronics Ltd | Projectile |
| US5107762A (en) | 1988-06-16 | 1992-04-28 | Rockwell International Corporation | Inked dampener for lithographic printing |
| FR2641858B1 (fr) * | 1989-01-17 | 1991-03-15 | Thomson Brandt Armements | Dispositif de deverrouillage pneumatique pour munitions largables a partir d'un vecteur |
| US5107767A (en) * | 1989-06-26 | 1992-04-28 | Olin Corporation | Inflatable bladder submunition dispensing system |
| US5005481A (en) * | 1989-06-26 | 1991-04-09 | Olin Corporation | Inflatable bladder submunition dispensing system |
| US5040748A (en) * | 1990-02-20 | 1991-08-20 | General Dynamics Corporation/Space Systems Division | Payload adapter ring |
| US5199672A (en) * | 1990-05-25 | 1993-04-06 | Orbital Sciences Corporation | Method and apparatus for deploying a satellite network |
| FR2674499B1 (fr) * | 1991-03-28 | 1996-03-08 | Europ Agence Spatiale | Dispositif de largage d'une charge utile a partir d'un vaisseau spatial. |
| US5125601A (en) * | 1991-12-26 | 1992-06-30 | The United States Of America As Represented By The Administrator, National Aeronautics And Space Administration | Payload retention device |
| US5411226A (en) * | 1993-10-13 | 1995-05-02 | Martin Marietta Corporation | Spacecraft adapter and dispenser |
| FR2717770B1 (fr) * | 1994-03-22 | 1996-06-14 | Aerospatiale | Distributeur multisatellite pour lanceur. |
| US5605308A (en) * | 1994-06-06 | 1997-02-25 | Mcdonnell Douglas Corp. | Space vehicle dispenser |
| US5720450A (en) * | 1995-03-06 | 1998-02-24 | Motorola, Inc. | Precision alignment and movement restriction safeguard mechanism for loading multiple satellites into a launch vehicle |
| FR2735099B1 (fr) * | 1995-06-06 | 1997-08-29 | Aerospatiale | Dispositif adaptateur basculant pour l'emport de plusieurs charges utiles sur un meme lanceur. |
| FR2736616B1 (fr) * | 1995-07-13 | 1997-09-19 | Aerospatiale | Deverrouilleur a ecrou fendu pour ejecteur de microsatellite |
| US5779195A (en) * | 1996-05-03 | 1998-07-14 | Motorola, Inc. | Satellite assembly having modular common bus components |
| US5884866A (en) * | 1996-09-17 | 1999-03-23 | Mcdonnell Douglas Corporation | Satellite dispenser |
-
1998
- 1998-08-10 US US09/131,475 patent/US6138951A/en not_active Expired - Fee Related
-
1999
- 1999-07-30 ES ES99960097T patent/ES2272087T3/es not_active Expired - Lifetime
- 1999-07-30 EP EP99960097A patent/EP1104392B1/en not_active Expired - Lifetime
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- 1999-07-30 AU AU17036/00A patent/AU1703600A/en not_active Abandoned
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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| EP1104392A2 (en) | 2001-06-06 |
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