ES2886660T3 - Sistema y método para ensamblar y desplegar satélites - Google Patents

Sistema y método para ensamblar y desplegar satélites Download PDF

Info

Publication number
ES2886660T3
ES2886660T3 ES16787047T ES16787047T ES2886660T3 ES 2886660 T3 ES2886660 T3 ES 2886660T3 ES 16787047 T ES16787047 T ES 16787047T ES 16787047 T ES16787047 T ES 16787047T ES 2886660 T3 ES2886660 T3 ES 2886660T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
module
dispenser
satellites
distributor
controller
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Active
Application number
ES16787047T
Other languages
English (en)
Inventor
Daniel W Field
James Grossman
Armen Askijian
Alexander D Smith
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
WorldVu Satellites Ltd
Original Assignee
WorldVu Satellites Ltd
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 WorldVu Satellites Ltd filed Critical WorldVu Satellites Ltd
Application granted granted Critical
Publication of ES2886660T3 publication Critical patent/ES2886660T3/es
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • 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
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • B64G1/2427—Transfer orbits
    • 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
    • B64G1/46—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions
    • B64G1/50—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions for temperature control
    • B64G1/503—Radiator panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B64G1/641—Interstage or payload connectors
    • B64G1/643—Interstage or payload connectors for arranging multiple satellites in a single launcher
    • B64G1/644—Interstage or payload connectors for arranging multiple satellites in a single launcher arranged for independent deployment
    • 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
    • B64G1/645—Separators
    • 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
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • 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
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
    • 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
    • B64G1/66—Arrangements or adaptations of apparatus or instruments, not otherwise provided for

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Toxicology (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Environmental Sciences (AREA)
  • Environmental & Geological Engineering (AREA)
  • Biodiversity & Conservation Biology (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
  • Details Of Aerials (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

Un sistema de despliegue de satélites que comprende: una pluralidad de módulos (12, 13, 14) distribuidores liberables unidos entre sí y apilados los unos encima de los otros, cada módulo (12, 13, 14) distribuidor liberable configurado para soportar una pluralidad de satélites (100) para desplegarse en órbita, en donde cada módulo distribuidor liberable tiene forma de anillo y comprende, en una superficie exterior (16), conjuntos de separación (38) configurados para unir de forma liberable una pluralidad de satélites (100) en un módulo distribuidor en forma de anillo liberable asociado; y un controlador (18, 24, 30) que comprende un controlador (30) de módulo distribuidor para cada módulo distribuidor, estando configurado dicho controlador (18, 24, 30) para: liberar cada módulo (12, 13, 14) distribuidor de un vehículo de lanzamiento; y para cada módulo (12, 13, 14) liberado, para liberar secuencialmente al espacio, por el controlador del módulo (30) distribuidor, satélites individuales de la pluralidad de satélites (100) del módulo (12, 13, 14) distribuidor liberado, con un período de tiempo elegido entre dos lanzamientos secuenciales para evitar la colisión de dos satélites (100) cualesquiera de la pluralidad de satélites (100) entre sí.

Description

DESCRIPCIÓN
Sistema y método para ensamblar y desplegar satélites
Campo técnico
La presente invención se refiere a satélites y, en particular, a un sistema y a un método para ensamblar y desplegar varios satélites desde un vehículo de lanzamiento.
Antecedentes de la invención
Los satélites suelen utilizar vehículos de lanzamiento de varias etapas, como un cohete, para alcanzar una órbita de inserción antes de separarse individualmente y volar a su órbita operativa final. Como el vehículo de lanzamiento tiene una cantidad limitada de potencia y propulsión, todos los satélites en la carga útil deben desplegarse dentro de una ventana de tiempo relativamente pequeña, normalmente en unas pocas horas.
Cuando hay más de unos pocos satélites en la carga útil, por ejemplo, diez o más satélites en la carga útil, desplegar satélites en una sucesión relativamente rápida dentro de la ventana de tiempo permitida es difícil debido a la proximidad y los riesgos inherentes de una posible colisión entre satélites antes de que se activen sus sistemas de control de actitud y propulsión.
Por lo tanto, existe la necesidad de proporcionar un sistema y un método mejorados para ensamblar y desplegar un gran número de satélites en un lugar seguro, de manera oportuna y rentable. El documento US5199672 divulga un aparato para desplegar una red de una pluralidad de satélites en una pluralidad de planos de órbita seleccionados. El documento US2012012711 divulga un aparato para diseños de pequeños satélites de puerto ESPA dual.
Sumario de la divulgación
De acuerdo con un aspecto de la presente invención, se proporciona un sistema de despliegue de satélites de acuerdo con la reivindicación 1.
En otro aspecto de la presente invención, se proporciona un método para ensamblar varios satélites y desplegar los varios satélites desde un vehículo de lanzamiento que tiene un distribuidor acoplado al mismo de acuerdo con la reivindicación 6.
Cada módulo distribuidor se separa del vehículo de lanzamiento en una órbita de inserción específica y luego actúa como su propia etapa final individual para llevar un subconjunto de satélites a la altitud y los parámetros orbitales apropiados y luego desplegar los satélites individuales. Como cada módulo distribuidor puede desplegar sus satélites lejos de otros módulos distribuidores, el riesgo de colisión entre satélites se reduce considerablemente, lo que permite lanzar un gran número de satélites de forma segura, de manera oportuna y rentable.
Breve descripción de los dibujos
La FIG. 1 representa una vista en perspectiva de un satélite de acuerdo con un aspecto de la presente invención. La FIG. 2 representa una vista en perspectiva despiezada de algunas partes del satélite de la FIG. 1.
La FIG. 3 representa una vista en perspectiva de un sistema de despliegue de satélites de acuerdo con un aspecto de la presente invención.
Las FIGS. 4A y 4B representan respectivamente una parte de una superficie interior y una superficie exterior de un módulo distribuidor de acuerdo con un aspecto de la presente invención.
La FIG. 4C representa una vista en perspectiva que ilustra la parte trasera del satélite de la FIG. 1.
La FIG. 5A representa una vista en perspectiva de un distribuidor de satélite que tiene varios módulos distribuidores de acuerdo con un aspecto de la presente invención.
La FIG. 5B representa una vista en perspectiva del distribuidor de satélite de la FIG. 5A, en el que el módulo distribuidor superior se ha liberado del vehículo de lanzamiento.
La FIG. 5C representa una vista en perspectiva del módulo distribuidor liberado de la FIG. 5B, en el que se han liberado varios satélites del módulo distribuidor liberado.
Descripción detallada de la invención
La FIG. 1 representa el satélite 100 de acuerdo con las presentes enseñanzas. La FIG. 2 muestra una vista "despiezada" de algunas de las características más destacadas del satélite 100. Con referencia ahora a ambas FIGS.
1 y 2, el satélite 100 incluye el módulo 102 de carga útil unificada, el módulo de propulsión 114, el módulo de antena de carga útil 122, el módulo de componentes de bus 132 y el sistema de paneles solares 140, dispuestos como se muestra. Cabe señalar que la orientación del satélite 100 en las FIGS. 1 y 2 está "al revés" en el sentido de que, en uso, las antenas 124, que están mirando "hacia arriba" en las figuras, estarían mirando "hacia abajo" hacia la Tierra.
El módulo 102 de carga útil unificada comprende los paneles 104, 106 y 108. En algunas realizaciones, los paneles se unen mediante varios conectores, etc., de manera conocida. La riostra 109 proporciona refuerzo estructural para los paneles conectados.
Los paneles 104, 106 y 108 sirven, entre cualquier otra funcionalidad, como radiadores para irradiar calor desde el satélite 102. En algunas realizaciones, los paneles incluyen adaptaciones para facilitar la eliminación del calor. En algunas realizaciones, los paneles comprenden materiales plurales, como un núcleo que está intercalado por láminas frontales. Los materiales adecuados para usar en los paneles incluyen los que se usan típicamente en la industria aeroespacial. Por ejemplo, en algunas realizaciones, el núcleo comprende un panal de aluminio ligero y las láminas frontales comprenden aluminio 6061-T6.
El módulo de propulsión 114 está dispuesto en el panel 112, que, en algunas realizaciones, está construido de manera similar a los paneles 104, 106 y 108 (por ejemplo, núcleo de panal de aluminio y láminas frontales de aluminio, etc.). El panel 112, que está oscurecido en la FIG. 1, colinda con los paneles 104 y 106 del módulo 102 de carga útil unificada.
El módulo de propulsión 114 incluye el depósito de combustible 116 y el sistema de control de propulsión 118. El sistema de control de propulsión controla, utilizando una o más válvulas (no representadas), la liberación de gas de propulsión a través de la boquilla de propulsión (no representada) que está dispuesta en la superficie orientada hacia afuera del panel 114. El sistema de control de propulsión está debidamente instrumentado (es decir, tiene software y hardware) para responder a comandos basados en tierra o comandos generados a bordo desde el procesador de control.
El módulo 122 de antena de carga útil comprende una pluralidad de antenas 124. En las realizaciones ilustrativas, dieciséis antenas 124 están dispuestas en una matriz de 4 x 4. En algunas otras realizaciones, las antenas 124 se pueden organizar en una disposición diferente y/o se puede usar un número diferente de antenas. Las antenas 124 son compatibles con una banda de soporte 120. En algunas realizaciones, la banda de soporte es un panel curvo que comprende fibra de carbono, con un número adecuado de aberturas (es decir, dieciséis en la realización ilustrativa) para recibir y soportar antenas 124.
En algunas realizaciones, las antenas 124 transmiten en la banda Ku, que es la porción de 12 a 18 GHz del espectro electromagnético. En la realización ilustrativa, las antenas 124 están configuradas como bocinas exponenciales, que se utilizan a menudo para satélites de comunicaciones. Bien conocida en la técnica, la antena de bocina transmite ondas de radio desde (o las recoge en) una guía de ondas, implementada típicamente como un tubo de metal rectangular o cilíndrico corto, que está cerrado en un extremo y se ensancha en un cuerno de extremo abierto (de forma cónica en la realización ilustrativa) en el otro extremo. La porción de la guía de ondas de cada antena 124 está oscurecida en la FIG. 1. El extremo cerrado de cada antena 124 se acopla a los amplificadores (no representados en las figuras 1 y 2; están ubicados en la superficie interior del panel 104 o 108).
El módulo 132 de componente de bus está dispuesto en el panel 130, que se une a la parte inferior (desde la perspectiva de las figuras 1 y 2) del módulo 102 de carga útil unificada. El panel 130 se puede construir de manera similar a los paneles 104, 106 y 108 (por ejemplo, núcleo de panal de aluminio y láminas frontales de aluminio, etc.). En algunas realizaciones, el panel 130 no incluye ninguna adaptación específica para la eliminación del calor.
El módulo 132 incluye el motor 134 de panel solar principal, cuatro ruedas de reacción 136 y procesador de control principal 164. Las ruedas de reacción permiten que el satélite 100 gire en el espacio sin usar propulsor, a través de la conservación del momento angular. Cada rueda de reacción 136, que incluye una masa centrífuga (no representada), es impulsada por un motor de accionamiento asociado (y electrónica de control) 138. Como apreciará un experto en la materia, solo se requieren tres ruedas de reacción 136 para hacer girar el satélite 100 en las direcciones x, y y z. La cuarta rueda de reacción sirve como repuesto. Dichas ruedas de reacción se utilizan típicamente para este propósito en satélites.
El procesador de control principal 164 procesa los comandos recibidos desde el suelo y realiza, de forma autónoma, muchas de las funciones del satélite 100, incluyendo, sin limitación, control de actitud, control de propulsión y control del sistema de potencia.
El sistema de matriz solar 140 incluye paneles solares 142A y 142B y las respectivas barras y 148A y 148B. Cada panel solar comprende una pluralidad de células solares (no representadas; están dispuestos en el lado oculto de los paneles solares 142A y 142B) que convierten la luz solar en energía eléctrica de manera conocida. Cada uno de los paneles solares incluye un motor 144 y un cojinete rotatorio pasivo 146; una de las barras y se conecta a cada panel solar en el motor 144 y el cojinete 146. Los motores 144 permiten que cada uno de los paneles solares gire al menos parcialmente alrededor del eje A-A. Esto facilita el despliegue del panel solar 142A desde su posición replegada paralelo al panel 104 y contra él y el despliegue del panel solar 142B desde su posición replegada paralelo al panel 106 y contra él. Los motores 144 también funcionan para inclinar apropiadamente los paneles 142A y 142B para una exposición óptima al sol mediante la rotación antes mencionada alrededor del eje A-A.
El miembro 150 de cada barra y 148A y 148B se extiende a través de la abertura 152 en los respectivos paneles 104 y 106. Dentro del módulo 102 de carga útil unificada, los miembros 150 se conectan al motor 134 de matriz solar principal, referenciado anteriormente junto con el módulo de componente de bus 132. El motor principal de paneles solares es capaz de girar al menos parcialmente cada miembro 150 alrededor de su eje, tal y como se muestra. Esto es con el propósito de inclinar los paneles solares 142A y 142B para una óptima exposición al sol. En algunas realizaciones, los miembros 150 se pueden girar independientemente entre sí; en algunas otras realizaciones, los miembros 150 giran conjuntamente. El miembro de bloqueo y liberación 154 se usa para acoplar y liberar el panel solar 142A al panel lateral 104 y el panel solar 142B al panel lateral 106. El miembro de bloqueo y liberación se acopla a la abertura 156 en los paneles laterales 104 y 106.
El satélite 100 también incluye el panel 126, que encaja "debajo" (desde la perspectiva de las Figuras 1 y 2) del panel 108 del módulo 102 de carga útil unificada. En algunas realizaciones, el panel 108 es una lámina de material de grado aeroespacial (por ejemplo, aluminio 6061-T6, etc.). El módulo de batería 128 está dispuesto en la superficie orientada hacia el interior del panel 126. El módulo de batería suministra energía a varios consumidores de energía a bordo del satélite 100. El módulo de batería 128 se recarga a partir de la electricidad que se genera a través de los paneles solares 142A y 142B; los paneles y el módulo 128 están acoplados eléctricamente para este propósito (la trayectoria eléctrica entre los paneles solares 142A/B y el módulo de batería 128 no se representa en las figuras 1 y 2).
El satélite 100 incluye, además, una antena omnidireccional 158 para telemetría y comando y control basados en tierra.
Dispuestas en el panel 108 hay dos antenas 160 de "puerta de enlace". Las antenas de puerta de enlace envían y reciben datos de usuario a estaciones de puerta de enlace en la Tierra. Las estaciones de puerta de enlace están en comunicación con Internet. Las antenas 160 están acopladas al panel 108 mediante soportes móviles 162, que permiten mover las antenas a lo largo de dos ejes para un posicionamiento óptimo con antenas terrestres. Las antenas 160 normalmente transmiten y reciben en la banda Ka, que cubre frecuencias en el intervalo de 26,5 a 40 GHz.
Los módulos convertidores 110, que están dispuestos en la superficie orientada hacia el interior del panel 106, convierten entre frecuencias de radio Ka y frecuencias de radio Ku. Por ejemplo, los módulos convertidores 110 convierten las señales de enlace ascendentes de banda Ka de las antenas de puerta de enlace 160 señales de banda para enlace descendente a Ku a través de antenas 124. Los módulos convertidores 110 también se convierten en la dirección inversa; es decir, Ku a Ka.
En funcionamiento del satélite 100, los datos fluyen de la siguiente manera para una solicitud de datos:
• (obtener datos): los datos solicitados se obtienen de Internet en una estación de acceso;
• (enlace ascendente): se transmite una señal de datos (banda Ka) a través de antenas terrestres a las antenas de entrada del satélite 160;
• (carga útil): la señal de datos se amplifica, enrutado a módulos convertidores 110 para conversión a banda de enlace descendente (Ku) y luego amplificado nuevamente;
• la señal de carga útil se enruta a las antenas 124 de carga útil;
• (enlace descendente): las antenas 124 transmiten la señal convertida amplificada en frecuencia al terminal del usuario.
Cuando un usuario transmite (en lugar de solicitar) datos, como un correo electrónico, la señal sigue la misma trayectoria, pero en sentido inverso.
Brevemente, la realización descrita en el presente documento es un sistema de despliegue por satélite en el que un distribuidor consta de varios módulos distribuidores en forma de anillos distribuidores que se unen entre sí antes del lanzamiento. Cada anillo admite y transporta muchos satélites individuales e idénticos. El sistema está diseñado para llevar un vehículo de lanzamiento desde una órbita de inserción determinada a una órbita final única o múltiple liberando los anillos distribuidores individualmente. Cada anillo distribuidor se separa del vehículo de lanzamiento en una órbita de inserción específica y luego actúa como una etapa final individual, completo con potencia y propulsión, para llevar un subconjunto de satélites a la altitud y los parámetros orbitales apropiados y luego desplegar los satélites individuales. Cada anillo distribuidor puede desplegar sus satélites lejos de otros anillos distribuidores, reduciendo así el riesgo de separación por el número total de anillos. Varios anillos pueden ir a la misma o a diferentes órbitas variando la altitud final, RAAN e inclinación. La realización descrita en el presente documento es particularmente adecuada para satélites LEO y MEO donde se lanzan decenas o incluso cientos de satélites en una sola carga útil.
La figura 3 representa una vista en perspectiva de un sistema de despliegue de satélites 8 de acuerdo con un aspecto de la presente invención. El sistema 8 incluye un distribuidor 10 compuesto por varios módulos distribuidores de satélite 12, 13, 14 que están unidos y apilados los unos encima de los otros. Cada módulo distribuidor 12-14 tiene forma de anillo y soporta satélites 100 que se van a desplegar en órbita. En la realización mostrada, 14 satélites idénticos 100 están unidos de forma liberable al módulo distribuidor asociado 12-14. El distribuidor 10 está unido de forma liberable a una plataforma superior 20 de un vehículo de lanzamiento mediante un accesorio adaptador de carga útil (PAF) 22. Aunque solo se han mostrado tres anillos distribuidores 12-14 con fines ilustrativos, los expertos en la técnica apreciarán que se pueden apilar muchos más anillos distribuidores dependiendo del vehículo de lanzamiento particular utilizado y de la masa y tamaño del satélite.
Un controlador de carga útil 18 y un controlador de estación terrestre 24 (un ordenador) están en comunicación entre sí y controlan la liberación de los módulos distribuidores 12-14.
Las figuras 4A y 4B representan respectivamente una parte de una superficie interior 14 y una superficie exterior 16 de un módulo distribuidor 12 de acuerdo con un aspecto de la presente invención. Cada módulo 12-14 incluye un mecanismo de separación 26 que une de forma liberable dos módulos distribuidores adyacentes juntos. Para el módulo distribuidor inferior 14 acoplado al PAF 22, se puede utilizar el mismo mecanismo de separación 26. Un mecanismo de separación ilustrativo 26 puede ser un sistema de separación Lightband que está disponible en Planetary Systems Corporation de Silver Spring, MD.
En la realización mostrada, cada mecanismo de separación 26 incluye un anillo superior 26a y un anillo inferior 26b. El anillo inferior 26b tiene una pluralidad de salientes 28 que están bloqueados dentro de un rebaje correspondiente dentro de un bloqueo liberable 29 del módulo 12-14 distribuidor anterior. En algunas realizaciones, una pluralidad de resortes cargados (no mostrados) se colocan entre los dos anillos 26a, 26b de modo que cuando se suelte el módulo distribuidor 12-14, el módulo liberado se impulse lejos del vehículo de lanzamiento.
En la superficie interior 15, cada módulo 12-14 distribuidor tiene su propio controlador 30 del módulo distribuidor, unidad de propulsión 32 y unidad de control de actitud 34 que están conectadas entre sí a través de una línea eléctrica 36.
Como se muestra en la figura 4B, en la superficie exterior 16, una pluralidad de satélites 100 están unidos a cada módulo 12-14 a través de un conjunto de separación 38. Para cada satélite 100, se utilizan cuatro conjuntos de separación 38 para bloquear de forma liberable los cuatro pernos conectores 40 del satélite 100 (véase la figura 4C). Un conjunto de separación ilustrativo puede ser un conjunto de separación de bajo impacto de la serie SN9400 fabricado por Hi-Shear Technology Corp. de Torrance, CA.
Un cable eléctrico 42 conecta todos los conjuntos de separación 38 juntos y está conectado al cable 36 en la superficie interior 15 del módulo 12-14 para la comunicación con el controlador 30 del módulo distribuidor. El cable 36 de cada módulo distribuidor 12-14 está conectado entre sí y al controlador 18 de carga útil (un ordenador). El controlador 30 del módulo distribuidor es un ordenador que controla la unidad 32 de propulsión y la unidad 34 de control de actitud, así como la liberación de los satélites 100 al espacio una vez que el módulo se libera del vehículo de lanzamiento.
A continuación, se describirá un método para ensamblar una carga útil de acuerdo con un aspecto de la invención. Comenzando con el módulo distribuidor inferior 14, un módulo adyacente 13 se apila en la parte superior del módulo inferior y se une al módulo inferior con el mecanismo de separación 26. A continuación, el módulo distribuidor superior 12 se apila sobre el módulo 13 distribuidor intermedio y está unido al módulo intermedio con el mecanismo de separación 26. Si hay más módulos distribuidores, el proceso de apilamiento y fijación se repite hasta que todos los módulos distribuidores se apilan y se unen entre sí de forma que se puedan soltar.
A continuación, los satélites 100 se unen a sus respectivas ranuras de modo que los pernos del conector 40 se unen de forma liberable al conjunto de separación 38. Cuando la carga útil esté lista para ser lanzada, el distribuidor 10 con los satélites 100 sobre el mismo se eleva y se fija de forma liberable al PAF 22. En una realización, el mismo mecanismo de separación 26 para unir los módulos distribuidores 12-14 juntos también puede usarse para unir el módulo distribuidor inferior 14 al PAF 22.
Las figuras 5A-5C ilustran la separación secuencial de módulos distribuidores y la liberación de satélites según una realización de la presente invención. Para mayor claridad, se han omitido algunos de los componentes de las superficies interior y exterior 15-16. Como se muestra en la figura 5A, bajo el control del controlador de la estación terrestre 24 y del controlador de carga útil 18, el vehículo de lanzamiento se coloca en una posición predeterminada para liberar el primer módulo de distribución 12. En este punto, todos los módulos 12-14 distribuidores todavía están unidos al vehículo de lanzamiento. El control de la liberación del módulo distribuidor puede realizarse mediante el controlador de carga útil 18, el propio controlador 30 del módulo distribuidor del módulo distribuidor o por ambos. En cualquier caso, la liberación puede ser realizada automáticamente por los controladores 18, 30 o por orden recibida del controlador 24 de la estación terrestre. En la realización mostrada, el controlador 24 de la estación terrestre transmite todos los comandos de liberación del módulo distribuidor al controlador 18, que luego transmite los comandos al controlador 30 del módulo distribuidor apropiado a través del cable eléctrico 36.
El software de control que controla el vehículo de lanzamiento, el posicionamiento y liberación secuencial de los módulos 12-14 distribuidores y la liberación de satélites individuales 100 unidos a cada módulo liberado se almacena en una memoria (medio) de almacenamiento legible por ordenador de los controladores 18, 24, 30.
Cuando el vehículo de lanzamiento alcanza la posición apropiada (órbita de inserción para el módulo distribuidor superior 12), el controlador de tierra 24 transmite una orden para liberar el módulo distribuidor superior. Al recibirlo, el controlador 18 de carga útil envía una orden apropiada al controlador 30 del módulo distribuidor del módulo distribuidor 14. El controlador 30 envía entonces una señal a través del cable eléctrico 36 para liberar los bloqueos 29. Cuando se liberan las cerraduras 29, el módulo distribuidor 12 se aleja del vehículo de lanzamiento y los módulos distribuidores restantes como se muestra en la figura 5B. Una vez liberado el módulo distribuidor 12, el proceso de alcanzar la siguiente posición (órbita de inserción) y liberar el módulo distribuidor asociado se repite para cada uno de los módulos restantes 13-14.
Una vez que se suelta el módulo distribuidor 12, el controlador 30 del módulo distribuidor para el módulo 12 controla la unidad 32 de propulsión y la unidad 34 de control de actitud para propulsar y mover el módulo a una ubicación predeterminada (órbita de inserción para que se libere el primer satélite 100). Una vez ahí, el controlador 30 del módulo distribuidor bajo el control del controlador 24 de tierra libera secuencialmente satélites 100 individuales enviando una orden de liberación a cada conjunto de separación 38 correspondiente. El período de tiempo entre las dos liberaciones secuenciales de los satélites 100 se elige para minimizar la posibilidad de una colisión entre sí. En algunas realizaciones, el controlador 30 del módulo distribuidor bajo el control del controlador 24 terrestre mueve/posiciona su módulo distribuidor en una órbita de inserción apropiada para cada satélite 100 y luego libera el satélite 100. El proceso de posicionamiento y liberación se repite entonces para cada satélite 100 que transporta.
Tal como se muestra en la figura 5C, se han lanzado cinco satélites 100. Cada satélite 100, a su vez, utiliza su propia unidad de propulsión para posicionarse en su órbita asignada. El proceso de liberación de los satélites 100 se repite hasta que se hayan liberado todos los satélites para el módulo 12 distribuidor. Una vez que se hayan lanzado todos los satélites 100, el módulo 12 distribuidor se puede programar para que caiga hacia la tierra y finalmente se queme. Para los demás módulos 13-14 distribuidores, se repiten los mismos pasos para posicionar y liberar los satélites para el módulo distribuidor 12.
Como se ha descrito anteriormente, cada módulo 12-14 distribuidor actúa como una etapa final individual con su propia unidad de propulsión y despliega un subconjunto de satélites a la altitud y órbita apropiadas. Dado que cada módulo distribuidor puede desplegar sus satélites lejos de otros módulos distribuidores, el riesgo de colisión entre los satélites se reduce considerablemente.
Debe entenderse que la divulgación describe algunas realizaciones y que los expertos en la técnica pueden idear fácilmente muchas variaciones de la invención después de leer esta divulgación. Por ejemplo, mientras que los conceptos inventivos descritos en este documento son particularmente adecuados para los satélites LEO y MEO, también pueden aplicarse a satélites de órbitas superiores más grandes. En consecuencia, el alcance de la presente invención se determina por las siguientes reivindicaciones.

Claims (8)

REIVINDICACIONES
1. Un sistema de despliegue de satélites que comprende:
una pluralidad de módulos (12, 13, 14) distribuidores liberables unidos entre sí y apilados los unos encima de los otros, cada módulo (12, 13, 14) distribuidor liberable configurado para soportar una pluralidad de satélites (100) para desplegarse en órbita, en donde cada módulo distribuidor liberable tiene forma de anillo y comprende, en una superficie exterior (16), conjuntos de separación (38) configurados para unir de forma liberable una pluralidad de satélites (100) en un módulo distribuidor en forma de anillo liberable asociado; y
un controlador (18, 24, 30) que comprende un controlador (30) de módulo distribuidor para cada módulo distribuidor, estando configurado dicho controlador (18, 24, 30) para:
liberar cada módulo (12, 13, 14) distribuidor de un vehículo de lanzamiento; y
para cada módulo (12, 13, 14) liberado, para liberar secuencialmente al espacio, por el controlador del módulo (30) distribuidor, satélites individuales de la pluralidad de satélites (100) del módulo (12, 13, 14) distribuidor liberado, con un período de tiempo elegido entre dos lanzamientos secuenciales para evitar la colisión de dos satélites (100) cualesquiera de la pluralidad de satélites (100) entre sí.
2. El sistema de despliegue de satélites de la reivindicación 1, que comprende, además, una unidad de propulsión (32) unida a cada módulo (12, 13, 14) distribuidor, en donde el controlador (30) del módulo distribuidor está adaptado para impulsar el módulo (12, 13, 14) distribuidor liberado.
3. El sistema de despliegue de satélites de la reivindicación 1, en donde:
cada módulo (12, 13, 14) distribuidor tiene un saliente (28) y un rebaje (29);
el rebaje (29) de cada módulo (12, 13, 14) distribuidor recibe el saliente (28) de un módulo distribuidor (12, 13, 14) adicional de la pluralidad de módulos (12, 13, 14) distribuidores liberables.
4. El sistema de despliegue de satélites de una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, en donde:
cada módulo (12, 13, 14) distribuidor tiene una pluralidad de mecanismos de separación (26) que unen de forma liberable un módulo (12, 13, 14) distribuidor adyacente a cada módulo (12, 13, 14) distribuidor.
5. El sistema de despliegue de satélites de una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, en donde el controlador (18, 24) está adaptado para liberar secuencialmente los módulos (12, 13, 14) distribuidores.
6. Un método para ensamblar varios satélites (100) y desplegar los varios satélites (100) desde un vehículo de lanzamiento que tiene un distribuidor (10) unido al mismo, que comprende:
unir una pluralidad de módulos (12, 13, 14) distribuidores liberables entre sí, apilándose los módulos (12, 13, 14) distribuidores adjuntos los unos encima de los otros pudiéndose liberar individualmente en el espacio, en donde cada módulo (12, 13, 14) distribuidor tiene forma de anillo; y
unir de forma liberable, utilizando conjuntos de separación (38) en una superficie exterior (16) de cada módulo (12, 13, 14) distribuidor liberable, una pluralidad de satélites (100) a cada módulo (12, 13, 14) distribuidor liberable; unir de forma liberable los módulos (12, 13, 14) distribuidores al distribuidor (10);
colocar el vehículo de lanzamiento en una posición predeterminada;
liberar secuencialmente los módulos (12, 13, 14) distribuidores del vehículo de lanzamiento;
para cada módulo (12, 13, 14) distribuidor liberado,
mover cada módulo (12, 13, 14) liberado a una ubicación predeterminada;
liberar secuencialmente, mediante un controlador (30) de módulo distribuidor de cada módulo (12, 13, 14) distribuidor, satélites individuales de la pluralidad de satélites (100) de cada módulo (12, 13, 14) distribuidor liberado, en donde la pluralidad de satélites (100) se libera secuencialmente con un período de tiempo elegido entre dos liberaciones secuenciales para evitar la colisión de dos satélites (100) cualesquiera de la pluralidad de satélites (100) entre sí.
7. El método de la reivindicación 6, que comprende, además, unir una unidad de propulsión (32) a cada módulo (12, 13, 14) distribuidor, la unidad de propulsión (32) adaptada para impulsar cada módulo (12, 13, 14) distribuidor liberado y para liberar la pluralidad de satélites (100) en el espacio.
8. El método de una cualquiera de las reivindicaciones 6 a 7, en donde cada módulo (12, 13, 14) distribuidor tiene un saliente (28) y un rebaje (29) y la etapa de unir una pluralidad de módulos (12, 13, 14) distribuidores liberables entre sí incluye:
insertar el saliente (28) de un módulo (12, 13, 14) distribuidor en el rebaje (29) de otro módulo (12, 13, 14) distribuidor; e
insertar el saliente (28) del módulo (12, 13, 14) distribuidor adicional en el rebaje (29) de un módulo (12, 13, 14) distribuidor adicional, en donde cada rebaje (29) de la pluralidad de módulos (12, 13, 14) distribuidores es parte de un mecanismo de separación (38) adaptado para liberar el saliente asociado.
ES16787047T 2015-04-30 2016-04-27 Sistema y método para ensamblar y desplegar satélites Active ES2886660T3 (es)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/700,504 US9463882B1 (en) 2015-04-30 2015-04-30 System and method for assembling and deploying satellites
PCT/US2016/029518 WO2016176302A1 (en) 2015-04-30 2016-04-27 System and method for assembling and deploying satellites

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2886660T3 true ES2886660T3 (es) 2021-12-20

Family

ID=57046592

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES16787047T Active ES2886660T3 (es) 2015-04-30 2016-04-27 Sistema y método para ensamblar y desplegar satélites

Country Status (10)

Country Link
US (1) US9463882B1 (es)
EP (1) EP3289313B1 (es)
JP (1) JP6554556B2 (es)
KR (1) KR102134065B1 (es)
CN (1) CN107532923A (es)
CA (1) CA2983497C (es)
ES (1) ES2886660T3 (es)
IL (1) IL254809B (es)
SG (1) SG11201708253TA (es)
WO (1) WO2016176302A1 (es)

Families Citing this family (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9567115B2 (en) * 2014-07-29 2017-02-14 Victor Dube Door mechanism for satellite deployer system
US9882631B2 (en) * 2015-11-18 2018-01-30 Worldvu Satellites Limited Reconfigurable satellite access points and satellite access sites
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
US10351268B2 (en) * 2016-12-08 2019-07-16 The Boeing Company Systems and methods for deploying spacecraft
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
IT201700095557A1 (it) 2017-08-23 2019-02-23 Thales Alenia Space Italia Spa Con Unico Socio Innovativo sistema per dispiegare satelliti da veicoli lanciatori
US11673694B2 (en) 2017-12-01 2023-06-13 D-ORBIT S.p.A. Method of releasing artificial satellites in earth's orbit
JP6989710B2 (ja) * 2017-12-01 2022-01-05 ディ−オルビット・エス・ペー・アーD−ORBIT S.p.A. 地球周回軌道に人工衛星を確実に放出する方法
FR3076817B1 (fr) * 2018-01-16 2020-02-14 Arianegroup Sas Procede d'ejection d'une charge utile depuis un vehicule spatial anime d'une force de propulsion continue
IL258729B (en) 2018-04-16 2021-12-01 Israel Aerospace Ind Ltd Nano-satellite
US10689131B2 (en) * 2018-07-06 2020-06-23 Lockheed Martin Corporation Sectioned self-mating modular satellite buses
US10538341B1 (en) 2018-07-06 2020-01-21 Vector Launch Inc. Self-mating modular satellite bus
EP3856644B1 (en) * 2018-09-24 2024-05-22 Indian Space Research Organisation A system and method for launching multiple satellites from a launch vehicle
KR102170823B1 (ko) * 2018-11-27 2020-10-28 한국과학기술원 분리형 배터리 패키지를 갖는 인공 위성 장치의 전력 시스템
US11505338B2 (en) * 2019-02-22 2022-11-22 The Boeing Company Systems and methods for launching a plurality of spacecraft
CN109795717A (zh) * 2019-03-05 2019-05-24 四川星空年代网络通信有限公司 一种具备自动储能利用的卫星
WO2020205174A1 (en) * 2019-04-01 2020-10-08 Ensign-Bickford Aerospace & Defense Company Multipoint payload release system
US12151833B2 (en) * 2019-09-26 2024-11-26 Mitsubishi Electric Corporation Satellite constellation forming system, satellite constellation forming method, and ground facility
CN111409874B (zh) * 2020-03-10 2022-06-03 上海卫星工程研究所 适用于航天器的二维转台锁紧及解锁装置
EP4308459A4 (en) 2021-03-16 2025-01-22 Ast & Science Llc Momentum wheels and reaction wheels for objects in space
EP4079643A1 (en) * 2021-04-23 2022-10-26 RUAG Space AB A separation adapter and method for attaching a payload onto a payload dispenser
US11577861B1 (en) * 2021-08-24 2023-02-14 Maxar Space Llc Stackable satellite dispensing configuration
US11649075B2 (en) * 2021-08-24 2023-05-16 Maxar Space Llc Multi-satellite deployable dispenser
CN113978764B (zh) * 2021-11-30 2023-07-21 长光卫星技术股份有限公司 一种适用于批量组网卫星入轨的防碰撞星箭分离方法
KR102466480B1 (ko) * 2022-04-28 2022-11-11 한화시스템 주식회사 인공위성 및 이의 운용방법
US11987394B2 (en) 2022-09-23 2024-05-21 Maxar Space Llc Multi-spacecraft deployment
US12221235B2 (en) * 2022-10-20 2025-02-11 Sidus Space, Inc. Cube satellite space deployer system and method
CN118145023B (zh) * 2024-05-11 2024-07-26 北京易动宇航科技有限公司 卫星电推进贮供单元装置以及设计方法

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5199672A (en) * 1990-05-25 1993-04-06 Orbital Sciences Corporation Method and apparatus for deploying a satellite network
US5411226A (en) * 1993-10-13 1995-05-02 Martin Marietta Corporation Spacecraft adapter and dispenser
US6416018B2 (en) * 1996-09-17 2002-07-09 The Boeing Company Satellite dispenser
US6138951A (en) * 1998-08-10 2000-10-31 Mcdonnell Douglas Corporation Spacecraft dispensing system
DE19856670B4 (de) * 1998-12-09 2004-12-02 Eads Space Transportation Gmbh Vorrichtung zum Aussetzen von Satelliten
US6296206B1 (en) * 1999-12-01 2001-10-02 The Boeing Company Cantilever, bi-level platform satellite dispenser
FR2805245A1 (fr) * 2000-02-23 2001-08-24 Centre Nat Etd Spatiales Procede de lancement d'une plurialite de satellites artificiels montes sur un meme lanceur spatial et dispositif pour la mise en oeuvre de ce procede
US6789767B2 (en) * 2001-04-23 2004-09-14 Kistler Aerospace Corporation Active satellite dispenser for reusable launch vehicle
SE518171C2 (sv) * 2001-10-19 2002-09-03 Saab Ericsson Space Ab Förband vid en rymdfarkost
US6827313B1 (en) * 2003-12-16 2004-12-07 Buzz Aldrin Multi-crew modules for space flight
US7219858B2 (en) * 2004-07-06 2007-05-22 The Johns Hopkins University Method for deploying multiple spacecraft
US7261257B2 (en) * 2004-11-23 2007-08-28 Helou Jr Elie Cargo aircraft
US8016240B2 (en) * 2007-03-29 2011-09-13 The Boeing Company Satellites and satellite fleet implementation methods and apparatus
US8550408B2 (en) * 2010-07-16 2013-10-08 The Boeing Company Dual evolved expendable launch vehicle (EELV) secondary payload adaptor (ESPA) port small satellite design
CN202054146U (zh) * 2011-04-18 2011-11-30 孟宪红 内卡式分离解锁装置
US8915472B2 (en) * 2012-05-11 2014-12-23 The Boeing Company Multiple space vehicle launch system
US9415883B2 (en) * 2013-04-25 2016-08-16 Planetary Systems Corporation Canisterized satellite dispenser
CN103738509A (zh) * 2014-01-21 2014-04-23 北京航空航天大学 一种新型多星分离解锁释放装置
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

Also Published As

Publication number Publication date
US9463882B1 (en) 2016-10-11
KR102134065B1 (ko) 2020-07-14
IL254809B (en) 2019-05-30
CA2983497C (en) 2018-08-14
CA2983497A1 (en) 2016-11-03
US20160318636A1 (en) 2016-11-03
EP3289313B1 (en) 2021-06-16
WO2016176302A1 (en) 2016-11-03
JP2018515383A (ja) 2018-06-14
EP3289313A1 (en) 2018-03-07
EP3289313A4 (en) 2018-08-08
CN107532923A (zh) 2018-01-02
KR20170142192A (ko) 2017-12-27
JP6554556B2 (ja) 2019-07-31
SG11201708253TA (en) 2017-11-29
IL254809A0 (en) 2017-12-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3289313B1 (en) System and method for assembling and deploying satellites
EP3569508B1 (en) Stackable pancake satellite
US20220127022A1 (en) Multiple space vehicle launch system
US7866607B2 (en) 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
EP3024732B1 (en) Side-by-side dual-launch arrangement with improved payload compatibility
EP2740668B1 (en) Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems
US9796484B2 (en) Satellite system comprising two satellites attached to each other and method for launching them into orbit
US9790895B2 (en) Propulsion system comprising plurality of individually selectable solid fuel motors
GB2571740A (en) Deployable spacecraft body
US11649075B2 (en) Multi-satellite deployable dispenser
US20180037340A1 (en) Satellite management system comprising a propulsion system having individually selectable motors
US20230192325A1 (en) Dispenserless multi-satellite launch configuration with simple adapter interface
Barresi et al. LEOSTAR: A Small Spacecraft for LEO Communication Missions
Bouhia et al. Implementation of a large multi-beam mission on Eurostar E3000
WO2019079137A1 (en) SATELLITE MANAGEMENT SYSTEM COMPRISING A PROPULSION SYSTEM HAVING INDIVIDUALLY SELECTABLE ENGINES
Barresi et al. Small-satellite family for LEO communication missions