EA025867B1 - Система вывода на орбиту нескольких космических аппаратов - Google Patents

Система вывода на орбиту нескольких космических аппаратов Download PDF

Info

Publication number
EA025867B1
EA025867B1 EA201300451A EA201300451A EA025867B1 EA 025867 B1 EA025867 B1 EA 025867B1 EA 201300451 A EA201300451 A EA 201300451A EA 201300451 A EA201300451 A EA 201300451A EA 025867 B1 EA025867 B1 EA 025867B1
Authority
EA
Eurasian Patent Office
Prior art keywords
spacecraft
launch
launch system
fairing
core structure
Prior art date
Application number
EA201300451A
Other languages
English (en)
Other versions
EA201300451A1 (ru
EA201300451A8 (ru
Inventor
Ричард В. Астон
Анна М. Томзинская
Гленн Н. Кэплин
Original Assignee
Зе Боинг Компани
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
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=48463738&utm_source=***_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=EA025867(B1) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Зе Боинг Компани filed Critical Зе Боинг Компани
Publication of EA201300451A1 publication Critical patent/EA201300451A1/ru
Publication of EA201300451A8 publication Critical patent/EA201300451A8/ru
Publication of EA025867B1 publication Critical patent/EA025867B1/ru

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
    • B64G1/002—Launch 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
    • 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
    • B64G1/405—Ion or plasma engines
    • 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
    • B64G1/411—Electric propulsion
    • B64G1/413—Ion or plasma engines
    • 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
    • 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
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Electric Propulsion And Braking For Vehicles (AREA)
  • Body Structure For Vehicles (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Details Of Aerials (AREA)
  • Photovoltaic Devices (AREA)

Abstract

Система одновременного запуска нескольких космических аппаратов (10), которую можно адаптировать для размещения внутри области полезной нагрузки (20) обтекателя ракеты-носителя (14). Система запуска может состоять из первого космического аппарата (16), второго космического аппарата (18) с возможностью последующей пристыковки к первому космическому аппарату (16) и ориентированного относительно первого космического аппарата (16) таким образом, что при размещении внутри обтекателя (14) стартовая нагрузка первого космического аппарата (16) передается второму космическому аппарату (18) и выдерживается им. В определенных модификациях первый и второй космические аппараты (16, 18) могут быть оборудованы либо электрическим двигателем (40), либо гибридным химическим и электрическим двигателем (42). Использование электрического и гибридного электрического и химического двигателей (40, 42) позволяет второму космическому аппарату (18) выдерживать всю или значительную часть стартовой нагрузки первого космического аппарата (16), устраняя, тем самым, потребность в использовании дополнительной опорной конструкции.

Description

Настоящая разработка посвящена описанию космических систем вывода на орбиту и, в частности, космических систем вывода на орбиту с множественной полезной нагрузкой.
Стандартные системы вывода на орбиту чрезвычайно дороги. Кроме того, на каждый килограмм полезной нагрузки, выводимой на околоземную орбиту, требуется 10 кг топлива. Таким образом, желательно уменьшить массу полезной нагрузки с целью снижения общей стоимости запуска и количества топлива. Один способ уменьшения массы полезной нагрузки - это уход от любых конструкций полезной нагрузки, без которых можно обойтись.
С учетом вышесказанного в отношении снижения стоимости желательно две или более отдельные полезные нагрузки выводить на орбиту с помощью одной системы запуска. Такие множественные полезные нагрузки могут быть выполнены форме космических аппаратов, например, спутников. Как правило, сама по себе конструкция спутников предусматривает наличие химических ракетных двигателей, вопервых, для увеличения орбитальной высоты, а во-вторых для однократной коррекции орбитальной высоты после выхода на орбиту.
Подобные космические аппараты с химическими реактивными двигателями имеют относительно большую массу. По причине определенных космических ограничений внутри диапазона полезной нагрузки обтекателя зачастую необходимо ориентировать такие космические аппараты в линейную или многоуровневую конструкцию вдоль центральной продольной оси. Как правило, подобные космические аппараты ориентируются вертикально.
В результате при выстраивании подобной вертикальной конструкции вес, или гравитационная сила массы, верхнего космического аппарата могут оказывать воздействие на нижний космический аппарат. В момент отрыва ракеты-носителя от стартового комплекса в результате ускорения ракеты-носителя на околоземной орбите происходит умножение этой гравитационной силы. Принимая во внимание массу космических аппаратов, особенно оборудованных химическими реактивными двигателями, нижний космический аппарат, вероятно, не сможет преодолеть силу гравитации и стартовую нагрузку верхнего космического аппарата. Для решения данной проблемы необходима дополнительная опорная конструкция.
В пример подобной опорной конструкции можно, в частности, привести Систему двойного запуска Ариан (с французского ЗуЯстс йе Ьапсетеп! ЭоцЫе Анапе (8у1йа) или с английского ЭонЫс Анапе Ьаипсй §у81ет), применяемую на ракетах семейства Ариан 4 и Ариан 5. Система 8у1йа может быть изготовлена из углепластика и представлять собой полую конструкцию, внутрь которой помещается нижний космический аппарат, а сверху крепится верхний космический аппарат. Силы гравитации и стартовые нагрузки могут передаваться от верхнего космического аппарата на конструкцию 8у1йа, а от неё - на опорное основание обтекателя. Таким образом, нижний космический аппарат не работает в качестве опоры для массы и стартовой нагрузки верхнего космического аппарата.
Недостаток подобной конструкции в том, что использование системы 8у1йа увеличивает массу полезной нагрузки, а это, в свою очередь, увеличивает потребность в топливе и/или уменьшает размер полезной нагрузки, которую необходимо вывести на орбиту ракетой-носителем. Соответственно, появляется необходимость использовать систему вывода на орбиту нескольких космических аппаратов, что позволит максимально уменьшить или вовсе устранить потребность в подобных опорных конструкциях.
Краткий обзор
Настоящая разработка посвящена описанию системы вывода на орбиту нескольких космических аппаратов, которая может состоять из первого космического аппарата, второго космического аппарата (включая возможность последующей стыковки с первым космическим аппаратом), ориентированного относительно первого космического аппарата таким образом, что при размещении внутри обтекателя, стартовая нагрузка от первого космического аппарата передается на второй космический аппарат и выдерживается им, устраняя тем самым необходимость в установке системы 8у1йа или иной усиливающей или поддерживающей конструкции. В первой модификации и первый, и второй космические аппараты могут быть оборудованы либо электрическим ракетным двигателем (ЭРД), либо гибридным химическим и электрическим двигателем. При использовании ЭРД общая масса космического аппарата может значительно уменьшаться по сравнению с тем космическим аппаратом, на котором используется химический двигатель, а это в свою очередь позволит совершенно отказаться от использования таких опорных конструкций, как 8у1йа.
Согласно этой модификации система вывода на орбиту космических аппаратов может состоять из первого космического аппарата, второго космического аппарата (включая возможность последующей стыковки с первым космическим аппаратом), ориентированного относительно первого космического аппарата таким образом, что при размещении внутри обтекателя, стартовая нагрузка от первого космического аппарата передается на второй космический аппарат и выдерживается им. И первый, и второй космические аппараты могут быть оборудованы либо электрическим ракетным двигателем, либо гибридным химическим и электрическим двигателем.
В другой модификации система вывода на орбиту космических аппаратов может состоять из ракеты-носителя с обтекателем с диапазоном полезной нагрузки и множеством космических аппаратов, размещенных внутри диапазона полезной нагрузки. Множество космических аппаратов может быть ориен- 1 025867 тировано в вертикальном положении таким образом, что хотя бы часть гравитационной и стартовой нагрузки верхнего космического аппарата передавалась на нижний космический аппарат и выдерживалась им. Каждый космический аппарат может быть оборудован либо электрическим, либо гибридным химическим и электрическим двигателем.
В другой модификации метод запуска нескольких космических аппаратов, при условии множества космических аппаратов, предусматривает, что каждый космический аппарат из этого множества имеет либо электрический, либо гибридный химический и электрический двигатель, ориентацию множества космических аппаратов в многоуровневую конструкцию внутри диапазона полезной нагрузки обтекателя ракеты-носителя таким образом, что гравитационная и стартовая нагрузки верхнего космического аппарата передается на нижний космический аппарат и выдерживается им; и вывод на орбиту ракетыносителя с множеством космических аппаратов.
На одной фигуре цифры относятся к системе вывода на орбиту нескольких космических аппаратов, а именно: первый космический аппарат 16, второй космический аппарат 18 с возможностью последующей стыковки к первому космическому аппарату 16 и ориентацией относительно первого космического аппарата 16 таким образом, что при размещении внутри обтекателя 14, стартовая нагрузка от первого космического аппарата 16 передается на второй космический аппарат 18 и выдерживается им; при этом оба космических аппарата 16, 18 могут быть оборудованы либо электрическим двигателем 40, либо гибридным химическим и электрическим двигателем 42.
В одном варианте система запуска 10 предусматривает, что первый и второй космический аппараты 16, 18 ориентированы в многоуровневую конструкцию. В другом варианте система запуска 10 предусматривает, что первый и второй космический аппарат 16, 18 ориентированы в вертикальную многоуровневую конструкцию в процессе запуска. В третьем варианте система запуска 10 предусматривает дополнительную конфигурацию обтекателя специальной формы для ограждения первого и второго космического аппарата 16, 18. В ещё одном варианте система запуска 10 предусматривает наличие платформы специальной формы для предоставления опоры второму космическому аппарату 18.
В одном случае система запуска 10 предусматривает, что второй космический аппарат 18 пристыковывается к первому космическому аппарату 16 таким образом, что стартовая нагрузка от первого космического аппарата 16 полностью передается на второй космический аппарат 18 и полностью выдерживается им. В другом случае система запуска 10 предусматривает, что первый космический аппарат 16 предусматривает первую монтажную ферму 36; второй космический аппарат 18 предусматривает вторую монтажную ферму 38; первая монтажная ферма 36 соединяется со второй монтажной фермой 38.
Ещё в одном случае система запуска 10 предусматривает, что стартовая нагрузка передается от первого космического аппарата 16 на второй космический аппарат 18 через первую монтажную ферму 36 и вторую монтажную ферму 38. Ещё в одном случае система запуска 10 предусматривает, что первый и второй космические аппараты 16, 18 оборудованы электрическим двигателем 40.
В одном примере система запуска 10 предусматривает, что электрический двигатель 40 является плазменно-ионным реактивным двигателем. В другом примере система запуска 10 предусматривает, что в электрическом двигателе 40 имеется газ ксенон. В ещё одном примере система запуска 10 предусматривает, что как минимум один из космических аппаратов 16, 18 является спутником.
На другой фигуре изображена система вывода на орбиту космических аппаратов 10, в том числе ракета-носитель 12, в том числе обтекатель с диапазоном полезной нагрузки 20, множество космических аппаратов 16, 18, размещенных внутри области полезной нагрузки 20, множество космических аппаратов 16, 18, ориентированных в вертикальную многоуровневую конструкцию таким образом, что хотя бы часть гравитационной и стартовой нагрузок верхнего космического аппарата 16 передается на нижний космический аппарат 18 и выдерживается им, и при этом оба космических аппарата 16, 18 оборудованы либо электрическим двигателем 40, либо гибридным электрическим и химическим двигателем 42. В одном варианте система запуска космических аппаратов 10 предусматривает, что хотя бы один из космических аппаратов 16, 17 является спутником. В другом варианте система запуска космических аппаратов 10 предусматривает, что оба космических аппарата 16, 18 оборудованы электрическим двигателем 40.
На фиг. 2 изображается метод запуск множества космических аппаратов 16, 18, данный метод предусматривает, что при условии множества космических аппаратов 16, 18 оба космических аппарата из этого множества 16, 18 оборудованы либо электрическим двигателем 40, либо гибридным химическим и электрическим двигателем 42;
множество космических аппаратов 16, 18 ориентируются в многоуровневую конструкцию внутри области полезной нагрузки 20 обтекателя 14 ракеты-носителя 12 таким образом, что гравитационная и стартовая нагрузка верхнего из множества космических аппаратов 16, 18, передается на нижний из множества космических аппаратов 16, 18, и выдерживается им, и запускает ракету-носитель 12 с множеством космических аппаратов 16, 18.
В одном варианте метод предусматривает, что во множестве космических аппаратов 16, 18 имеется хотя бы один спутник. В другом варианте метод предусматривает, что во множестве космических аппа- 2 025867 ратов 16, 18 имеются первый космический аппарат 16 и второй космический аппарат 18. Ещё в одном варианте метод предусматривает, что ориентация множества космических аппаратов 16, 18 подразумевает присоединение первого космического аппарата 16 ко второму космическому аппарату 18, так что стартовая нагрузка первого космического аппарата 16 передается на второй космический аппарат 18 и выдерживается им. В одном примере метод предусматривает, что присоединение первого космического аппарата 16 ко второму космическому аппарату 18 включает в себя присоединение монтажных ферм 36 первого космического аппарата 16 к монтажным фермам 38 второго космического аппарата 18.
В любых модификациях, в том числе и описанных выше, можно избежать использования традиционных вспомогательных конструкций, типа 8у1ба и систем силовых переборок внутри обтекателя ракеты-носителя. Это снижает массу неоплачиваемой полезной нагрузки и позволяет увеличить массу оплачиваемой полезной нагрузки. Другие особенности и преимущества будут очевидны из последующего описания, сопровождающих чертежам и прилагаемой формулы изобретения.
Краткое описание чертежей
Фиг. 1 - схематичная боковая вертикальная проекция изображения системы вывода на орбиту нескольких космических аппаратов, описанной в настоящем документе.
Фиг. 2 - схематичное перспективное изображение двух космических аппаратов, изображенных на фиг. 1.
Фиг. 3 - схематичная боковая вертикальная проекция космических аппаратов, изображенных на фиг. 1.
Подробное описание
Как представлено на фиг. 1, система запуска нескольких космических аппаратов, в целом обозначенная 10, используется на ракете-носителе 12 с головным обтекателем 14. Система запуска 10 может включать в себя первый или верхний космический аппарат, в целом обозначенный цифрой 16, и второй или нижний космический аппарат, в целом обозначенный цифрой 18. Космические аппараты располагаются внутри области полезной нагрузки 20 обтекателя 14. Следует отметить, что хотя на фиг. 1 изображена система запуска космических аппаратов 10, состоящая из двух космических аппаратов 16 и 18, такая система в рамках настоящего документа пригодна для запуска трех и более космических аппаратов.
Независимо от количества космических аппаратов 16, 17, используемых в системе запуска, их размещение внутри обтекателя 14 может быть выполнено в многоуровневой вертикальной конфигурации, как показано на фиг. 1. Используемый здесь термин вертикальный обозначает ориентацию соединенных космических аппаратов 16, 18 по отношению к стартовой платформе (на чертеже отсутствует), поддерживающей ракету-носитель 12, при установке в вертикальное положение или многоуровневое вертикальное расположение по отношению к Земле. В данной модификации соединенные космические аппараты 16, 18 могут быть отрегулированы и совпадать с центральной продольной осью обтекателя 14 и/или ракеты-носителя 12. Нижний космический аппарат 18 может располагаться на платформе 22, которая может являться частью обтекателя 14.
Как изображено на фиг. 2 и 3, космические аппараты 16, 18 могут быть спутниками. В различных модификациях космические аппараты 16, 18 могут быть также геостационарными спутниками, межпланетными зондирующими ракетами, их комбинацией, или любым типом космического аппарата с двигательной системой, запускаемой ракетой-носителем 12 (фиг. 1).
Космические аппараты 16 и 18 могут включать в себя антенные отражатели 24 и 26 соответственно и развертываемые солнечные батареи 28 и 30 соответственно. Как прекрасно видно на фиг. 3, космические аппараты 16 и 18 могут содержать выдвижные измерители уровня 32, 34, установленные на основные фермы 36 и 38 соответственно.
Основные фермы 36 и 38 могут иметь цилиндрическую форму и могут быть полыми. Кроме того, они могут иметь иную форму, что не будет противоречить сути настоящего документа. Основная ферма 36 изготовлена из прочного легкого материала графита и в одной модификации имеет толщину стенок 0,09. Основная ферма 38 также изготовлена из прочного легкого материала графита и в одной модификации имеет толщину стенок 0,45. Выдвижные панели 32, 34 могут выполнять роль опоры для солнечных батарей 28 и 30 космических аппаратов 16 и 18 соответственно.
В модификации, изображенной на фиг. 2 и 3, космические аппараты 16 и 18 могут быть оборудованы электрическими двигателями, в целом изображенным цифрами 40 и 42 соответственно. Электрические двигатели 40 и 42 могут состоять из плазменно-ионных двигателей с использованием газа ксенон в качестве реактивного топлива, хранящегося в резервуарах 44 и 46, которые могут размещаться внутри основных ферм 36 и 38 соответственно. Электрические двигатели 40 и 42 могут быть оборудованы реактивными соплами 48 и 50 соответственно.
В модификациях, изображенных на фиг. 2 и 3, космические аппараты 16 и 18 могут быть оборудованы одиночными электрическими двигателями 40 и 42, которые представляют собой единственный источник движущей силы и навигации для данного космического аппарата; какие-либо иные источники движущей силы не предусмотрены. Детали 40 и 42 космических аппаратов 16 и 18 могут быть электрическими двигателями иного типа или гибридными электрическими/химическими реактивными двигателями. Под действие настоящего документа попадает также модель космического аппарата 16 с электри- 3 025867 ческим двигателем 49 и модель космического аппарата 18 с гибридным электрическим/химическим реактивным двигателем 42. Использование электрических двигателей 40 и 42 или гибридных электрических/химических реактивных двигателей может иметь свои преимущества, поскольку они уменьшают общую массу космических аппаратов 16 и 18 по сравнению с использованием только химических реактивных двигателей.
В одной модификации верхний космический аппарат 16 может присоединяться к нижнему космическому аппарату 18 с помощью предварительно напряженного обода сцепления 52, которая соединяет основную ферму 36 верхнего космического аппарата с основной фермой 38 нижнего космического аппарата. Как показано на фигурах, основная ферма 38 нижнего космического аппарата 18 может расширяться вверх над верхним краем солнечных батарей 30 нижнего космического аппарата для задействования монтажной фермы 36, которая, как показано в модификации, не достигает нижнего края солнечных батарей 28 верхнего космического аппарата.
В процессе эксплуатации верхний и нижний космические аппараты 16 и 18 соответственно могут, во-первых, присоединяться друг к другу с помощью предварительно напряженного обода сцепления 52. Комбинированные космические аппараты 16 и 18 могут размещаться внутри обтекателя 14 ракетыносителя 12, как показано на фиг. 1, так, что нижний космический аппарат располагается на платформе 22 обтекателя.
Когда ракета-носитель устанавливается на стартовую платформу (на фигуре отсутствует), ракета носитель 12, обтекатель 14 и космические аппараты 16 и 18 могут быть ориентированы вертикально по отношению к Земле. В данной конфигурации нисходящая сила гравитации верхнего космического аппарата 16 может передаваться на нижний космический аппарат 18 и выдерживаться им. В представленных модификациях сила гравитации может целиком передаваться от основной фермы 36 верхнего космического аппарата 16 на основную ферму 38 нижнего космического аппарата 18.
Во время старта ракеты-носителя 12 силы ускорения верхнего космического аппарата 16 могут аналогично передаваться через основную ферму 36 к основной ферме 38 нижнего космического аппарата 18. В представленных модификациях верхние и нижние космические аппараты 16 и 18 могут быть отрегулированы линейно и вертикально в многоуровневой вертикальной конструкции, так что гравитационные и стартовые нагрузки верхнего космического аппарата 16 эффективно передаются на нижний космический аппарат 18 и целиком выдерживаются им.
В заключение стоит отметить, что два свойства конфигурации описываемой системы запуска космических аппаратов объединяются для снижения общей массы системы запуска. Во-первых, космические аппараты, запускаемые по отдельности, используют не традиционное химическое ракетное топливо, а электрическую движущую силу, которая в одной модификации обладает более высокой мощностью и снижает потребность большого количества ракетного топлива. В другой модификации - космические аппараты могут быть оборудованы гибридным электрическим/химическим реактивным двигателем. Вовторых, космические аппараты могут быть составлены один поверх другого таким образом, что стартовые нагрузки верхнего космического аппарата проходят через нижний космический аппарат.
Верхний и нижний космические аппараты могут включать в себя совместимую монтажную конструкцию с возможностью последующей стыковки соседних космических аппаратов. Данная конструкция устраняет необходимость использования внутренней конструкции обтекателя или системы силовых переборок, которые в противном случае могут потребоваться для повторно запускаемых космических аппаратов. Описываемая система запуска космических аппаратов может значительно снизить массу, не нужную для реализации базового космического полета, который позволяет использовать более подходящую массу для оплачиваемой полезной нагрузки. Кроме того, снижение массы ракетного топлива и нефункциональной массы конструкции ракеты-носителя уменьшает общую массу системы.
Несмотря на то что описанные в данном документе модификации аппарата и методы запуска касаются конкретного изобретения, оно не ограничивается подобными точными формами аппарата и методами, что, в свою очередь, допускает определенные изменения без отступления от общей концепции изобретения.

Claims (20)

  1. ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
    1. Система нескольких одновременно запускаемых космических аппаратов (10), включающая в себя первый космический аппарат (16);
    второй космический аппарат (18), соединенный с возможностью последующей отстыковки с первым космическим аппаратом (16) и ориентированный вертикально относительно Земли таким образом, что при размещении их внутри обтекателя (14) стартовая нагрузка передается от первого космического аппарата (16) на второй космический аппарат (18) и выдерживается им;
    при этом первый и второй космические аппараты (16, 18), каждый, оборудованы либо электродвигательным блоком (40), либо гибридным электро- и химически-двигательным блоком (42).
  2. 2. Система запуска (10) по п.1, в которой первый и второй космические аппараты (16, 18) ориентированы в виде многоуровневой конфигурации.
  3. 3. Система запуска (10) по п.1, в которой первый и второй космические аппараты (16, 18) ориентированы в виде вертикальной многоуровневой конфигурации в ходе запуска.
  4. 4. Система запуска (10) по п.1, в которой, помимо прочего, имеется обтекатель специальной формы для ограждения первого и второго космических аппаратов (16, 18).
  5. 5. Система запуска (10) по п.4, в которой обтекатель включает в себя платформу специальной формы для поддерживания второго космического аппарата (18).
  6. 6. Система запуска (10) по п.1, в которой второй космический аппарат (18) соединен с первым космическим аппаратом (16) таким образом, что стартовая нагрузка от первого космического аппарата (16) полностью передается второму космическому аппарату (18) и полностью выдерживается им.
  7. 7. Система запуска (10) по п.1, в которой первый космический аппарат (16) включает в себя первую сердцевинную конструкцию (36); второй космический аппарат (18) включает в себя вторую сердцевинную конструкцию (38); причем первая сердцевинная конструкция (36) присоединена ко второй сердцевинной конструкции (38).
  8. 8. Система запуска (10) по п.7, в которой стартовая нагрузка передается с первого космического аппарата (16) на второй космический аппарат (18) через первую сердцевинную конструкцию (36) и вторую сердцевинную конструкцию (38).
  9. 9. Система запуска (10) по п.1, в которой первый и второй космические аппараты (16, 18), каждый, оборудованы электродвигательным блоком (40).
  10. 10. Система запуска (10) по п.9, в которой электродвигательный блок (40) является плазменноионным реактивным двигателем.
  11. 11. Система запуска (10) по п.10, в которой электродвигательный блок (40) содержит газ ксенон.
  12. 12. Система запуска (10) по п.1, в которой хотя бы один из двух космических аппаратов (16, 18) является спутником.
  13. 13. Ракета-носитель (12), включающая обтекатель с областью (20) полезной нагрузки; множество космических аппаратов (16, 18), размещенных внутри области (20) полезной нагрузки, причем множество космических аппаратов (16, 18) ориентировано в виде вертикальной многоуровневой конструкции таким образом, что хотя бы часть гравитационной и стартовой нагрузок верхнего космического аппарата (16) передается нижнему космическому аппарату (18) и выдерживается им; при этом каждый космический аппарат (16, 18) оборудован либо электродвигательным блоком (40), либо гибридным электро- и химически-двигательным блоком (42).
  14. 14. Система запуска космического аппарата (10) по п.13, в которой хотя бы один из космических аппаратов (16, 18) является спутником.
  15. 15. Система запуска космических аппаратов (10) по п.13, в которой каждый космический аппарат (16, 18) оборудован электродвигательным блоком (40).
  16. 16. Способ запуска множества космических аппаратов (16, 18), включающий в себя запуск ракетыносителя (12) по п.13.
  17. 17. Способ по п.16, в котором множество космических аппаратов (16, 18) включает в себя как минимум один спутник.
  18. 18. Способ по п.16, в котором множество космических аппаратов (16, 18) включает в себя первый космический аппарат (16) и второй космический аппарат (18).
  19. 19. Способ по п.18, в котором множество космических аппаратов (16, 18) ориентированы так, что первый космический аппарат (16) присоединен ко второму космическому аппарату (18) таким образом, что стартовая нагрузка первого космического аппарата (16) передается второму космическому аппарату (18) и выдерживается им.
  20. 20. Способ по п.19, в котором первый космический аппарат (16) присоединен ко второму космическому аппарату (18) так, что сердцевинная конструкция (36) первого космического аппарата (16) присоединена к сердцевинной конструкции (38) второго космического аппарата (18).
EA201300451A 2012-05-11 2013-05-08 Система вывода на орбиту нескольких космических аппаратов EA025867B1 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201261646222P 2012-05-11 2012-05-11
US13/604,050 US8915472B2 (en) 2012-05-11 2012-09-05 Multiple space vehicle launch system

Publications (3)

Publication Number Publication Date
EA201300451A1 EA201300451A1 (ru) 2013-12-30
EA201300451A8 EA201300451A8 (ru) 2016-01-29
EA025867B1 true EA025867B1 (ru) 2017-02-28

Family

ID=48463738

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EA201300451A EA025867B1 (ru) 2012-05-11 2013-05-08 Система вывода на орбиту нескольких космических аппаратов

Country Status (4)

Country Link
US (5) US8915472B2 (ru)
EP (2) EP2662287B1 (ru)
CN (2) CN105775164A (ru)
EA (1) EA025867B1 (ru)

Families Citing this family (41)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8915472B2 (en) * 2012-05-11 2014-12-23 The Boeing Company Multiple space vehicle launch system
US8973873B2 (en) * 2012-10-15 2015-03-10 The Boeing Company Spacecraft propellant tank mount
US9180984B2 (en) 2012-05-11 2015-11-10 The Boeing Company Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems
US9027889B2 (en) * 2013-02-28 2015-05-12 The Boeing Comapny Modular core structure for dual-manifest spacecraft launch
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
US9669948B2 (en) * 2013-07-24 2017-06-06 Lockheed Martin Corporation Side-by-side dual-launch arrangement with improved payload compatibility
CN104699877B (zh) * 2013-12-10 2017-11-17 上海宇航***工程研究所 一种新的卫星整流罩虚拟分离方法
CN104648693B (zh) * 2014-12-23 2017-01-11 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 用于平台载荷一体化的卫星结构
CN104590545B (zh) * 2015-01-07 2016-11-23 湖北航天技术研究院总体设计所 一种飞行器整流罩轴向分离用三向自适应连接装置
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
US9463882B1 (en) * 2015-04-30 2016-10-11 Worldvu Satellites Limited System and method for assembling and deploying satellites
US9718566B2 (en) * 2015-04-30 2017-08-01 Worldvu Satellites Limited Stackable satellites and method of stacking same
US10486837B2 (en) * 2015-06-22 2019-11-26 Worldvu Satellites Limited Payload dispensing system
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
FR3041939B1 (fr) * 2015-10-02 2017-10-20 Airbus Defence & Space Sas Satellite comprenant un instrument optique de prise de vue
US10569909B2 (en) 2016-03-30 2020-02-25 The Boeing Company Systems and methods for satellite orbit and momentum control
US10427804B1 (en) * 2016-04-29 2019-10-01 Quicklaunch, Inc. Orbital mechanics of impulsive launch
US11267588B2 (en) * 2016-04-29 2022-03-08 Quicklaunch, Inc. Orbital mechanics of impulsive launch
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
US10351268B2 (en) 2016-12-08 2019-07-16 The Boeing Company Systems and methods for deploying spacecraft
US11072441B2 (en) * 2017-03-03 2021-07-27 Northrop Grumman Systems Corporation Stackable spacecraft
CN106828982B (zh) * 2017-03-09 2018-11-13 上海航天控制技术研究所 一种冷气和离子复合推进***
US10633123B2 (en) 2017-04-05 2020-04-28 Space Systems/Loral, Llc Exoskeletal launch support structure
US10479534B1 (en) 2017-04-14 2019-11-19 Space Systems/Loral, Llc Rotatable stacked spacecraft
US10589879B2 (en) 2017-06-07 2020-03-17 Space Systems/Loral, Llc Cross-feeding propellant between stacked spacecraft
GB2571740A (en) * 2018-03-07 2019-09-11 Oxford Space Systems Ltd Deployable spacecraft body
IL258729B (en) 2018-04-16 2021-12-01 Israel Aerospace Ind Ltd Nano-satellite
CA3099349A1 (en) 2018-05-24 2019-11-28 The European Union, Represented By The European Commission Efficient satellite structure concept for single or stacking multiple launches
FR3082509B1 (fr) * 2018-06-14 2022-03-11 Thales Sa Procede d'amenagement d'une pluralite de vaisseaux spatiaux sous la coiffe d'un lanceur sans distributeur structurel et assemblage resultant d'un tel procede
CN109606742A (zh) * 2019-01-31 2019-04-12 北京控制工程研究所 一种宽推力调节范围的混合模式离子液体推进***及方法
RU2724000C1 (ru) * 2019-10-14 2020-06-18 Акционерное общество "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" Устройство для группового запуска спутников
CN111301716B (zh) * 2020-03-23 2021-09-14 北京中科宇航技术有限公司 一种多级运载火箭的供配电***
US11891196B2 (en) 2020-05-06 2024-02-06 Ball Aerospace & Technologies Corp. Spacecraft systems and methods
US11981457B1 (en) 2020-12-14 2024-05-14 Bae Systems Space & Mission Systems Inc. Multipurpose spacecraft structure and propulsion system
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
CA3235124A1 (en) 2021-10-14 2023-04-20 Agnikul Cosmos Private Limited Mobile orbital launcher
WO2023201261A1 (en) * 2022-04-12 2023-10-19 Mclain Christopher J A satellite designed to be stacked and launched in groups
CN114872932B (zh) * 2022-07-11 2022-09-20 东方空间技术(山东)有限公司 一种控制航天器海上发射的控制***

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2040448C1 (ru) * 1992-02-04 1995-07-25 Головное конструкторское бюро Научно-производственного объединения им.акад.С.П.Королева Космический аппарат для очистки космоса от мусора
RU2124461C1 (ru) * 1997-11-12 1999-01-10 Акционерное общество открытого типа "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева Способ управления космическим аппаратом, снабженным реактивными двигателями с направленными под углом к осям связанного базиса и смещенными относительно центра масс аппарата линиями действия тяг, система для реализации способа, блок реактивных двигателей системы
EP1013546A2 (en) * 1998-12-24 2000-06-28 National Space Development Agency Of Japan Rocket payload fairing and method for opening same
RU2233772C2 (ru) * 1998-12-31 2004-08-10 Спейс Аксесс, Ллс Система запуска и транспортирования полезной нагрузки
RU2246035C9 (ru) * 2003-05-30 2005-05-10 Кошкин Валерий Викторович Ионный двигатель кошкина
RU59749U1 (ru) * 2006-08-14 2006-12-27 Открытое Акционерное Общество (ОАО) СПЕЦИАЛЬНОЕ КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО "ТОПАЗ" Электростатический реактивный двигатель
RU2328616C1 (ru) * 2006-12-25 2008-07-10 Дмитрий Александрович Новосельцев Комбинированный электрохимический ракетный двигатель

Family Cites Families (145)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3145531A (en) 1961-07-28 1964-08-25 Alexander T Deutsch Automatic steering of space craft
US3420470A (en) 1966-11-18 1969-01-07 Trw Inc Band retainer for satellite separation system
US3929306A (en) 1974-03-05 1975-12-30 Nasa Space vehicle system
US4009851A (en) 1974-12-23 1977-03-01 Rca Corporation Spacecraft structure
NO146351C (no) 1978-11-24 1982-09-15 East West Marine Anordning ved opplagring.
US4664343A (en) 1984-08-29 1987-05-12 Scott Science & Technology, Inc. Satelite transfer vehicle
US4682744A (en) 1985-04-08 1987-07-28 Rca Corporation Spacecraft structure
JPS6250299A (ja) 1985-08-28 1987-03-04 宇宙開発事業団 ロケットにおける人工衛星支持方法
DE3714424C1 (de) 1987-04-30 1988-06-09 Messerschmitt Boelkow Blohm Speicherung von Edelgas fuer elektrische Raumfahrtantriebe
JPH01277997A (ja) 1988-04-28 1989-11-08 Nec Corp 監視装置
US5052640A (en) * 1989-08-29 1991-10-01 Hughes Aircraft Company Spacecraft design enabling the flat packing of multiple spacecraft in the launch vehicle
JP2961782B2 (ja) 1989-12-25 1999-10-12 日本電気株式会社 低音圧レベルロケットフェアリング
US5100084A (en) 1990-04-16 1992-03-31 Space Systems/Loral, Inc. Method and apparatus for inclined orbit attitude control for momentum bias spacecraft
US5199672A (en) 1990-05-25 1993-04-06 Orbital Sciences Corporation Method and apparatus for deploying a satellite network
US5152482A (en) * 1990-06-29 1992-10-06 Standard Space Platforms Corp. Modular mother satellite bus for subsidiary payloads
US5271582A (en) * 1990-06-29 1993-12-21 Standard Space Platforms Corp. Modular mother satellite bus for subsidiary payloads
IT1245661B (it) 1991-01-23 1994-10-06 Selenia Spazio Spa Ora Alenia Satellite stabilizzato a tre assi dotato di propulsori elettrici per manovre orbitali e controllo di assetto.
US5386953A (en) * 1991-11-08 1995-02-07 Calling Communications Corporation Spacecraft designs for satellite communication system
US5314146A (en) * 1992-03-13 1994-05-24 Spectrum Astro, Inc. Multi-mission spacecraft bus having space frame structural design
US5351746A (en) 1992-09-21 1994-10-04 General Electric Co. Spacecraft thermal panels & make-break thermal joints
US5397082A (en) * 1993-03-16 1995-03-14 Scott; David R. Space transport architecture and method for robotic planetary operations
US5350137A (en) * 1993-05-19 1994-09-27 General Dynamics Corporation Space Systems Division Multiple application paraboloid spacecraft structure
US5527001A (en) * 1993-06-11 1996-06-18 Teledesic Corporation Modular communication satellite
US5647561A (en) * 1993-08-12 1997-07-15 Honeywell Inc. Containment assembly for spin table
US5566909A (en) * 1993-09-08 1996-10-22 Hughes Aircraft Company System and method for deploying multiple probes
US5411226A (en) * 1993-10-13 1995-05-02 Martin Marietta Corporation Spacecraft adapter and dispenser
US5522569A (en) 1994-02-04 1996-06-04 Orbital Sciences Corporation Satellite having a stackable configuration
US5743492A (en) * 1994-02-18 1998-04-28 Lockheed Martin Corporation Payload housing and assembly joint for a launch vehicle
US5529264A (en) * 1994-02-18 1996-06-25 Lockheed Missiles & Space Company, Inc. Launch vehicle system
FR2717770B1 (fr) 1994-03-22 1996-06-14 Aerospatiale Distributeur multisatellite pour lanceur.
US5595360A (en) 1994-03-25 1997-01-21 Hughes Aircraft Company Optimal transfer orbit trajectory using electric propulsion
US5605308A (en) * 1994-06-06 1997-02-25 Mcdonnell Douglas Corp. Space vehicle dispenser
US5604430A (en) 1994-10-11 1997-02-18 Trw Inc. Solar array maximum power tracker with arcjet load
JP4306813B2 (ja) * 1995-09-19 2009-08-05 アスビオファーマ株式会社 動物細胞の新規培養方法
US5984236A (en) 1995-12-22 1999-11-16 Keitel; Keith F. Momentum unloading using gimbaled thrusters
US5755406A (en) 1995-12-22 1998-05-26 Hughes Electronics Modular, independent subsystem design satellite bus and variable communication payload configurations and missions
US5806800A (en) * 1995-12-22 1998-09-15 Caplin; Glenn N. Dual function deployable radiator cover
US5833175A (en) * 1995-12-22 1998-11-10 Hughes Electronics Corporation Spacecraft with large east-west dimensions
US5765780A (en) * 1995-12-22 1998-06-16 Hughes Electronics Corporation Systematic vectored thrust calibration method for satellite momentum control
US5823476A (en) * 1995-12-22 1998-10-20 Hughes Electronics Corporation Device and method for equalizing heat dissipation between multiple radiators on a spacecraft
US5779195A (en) * 1996-05-03 1998-07-14 Motorola, Inc. Satellite assembly having modular common bus components
US5848767A (en) * 1996-08-05 1998-12-15 The Boeing Company One piece spacecraft frame
US6416018B2 (en) * 1996-09-17 2002-07-09 The Boeing Company Satellite dispenser
US5884866A (en) * 1996-09-17 1999-03-23 Mcdonnell Douglas Corporation Satellite dispenser
AU5425798A (en) * 1996-11-01 1998-05-29 Blair P. Bromley Plasma jet source using an inertial electrostatic confinement dischar ge plasma
EP0849166A1 (en) * 1996-12-20 1998-06-24 TRW Inc. Modular spacecraft architecture
US5984235A (en) 1997-06-27 1999-11-16 Space Sciences Corporation Integrated launch and spacecraft propulsion system
US5947421A (en) 1997-07-09 1999-09-07 Beattie; John R. Electrostatic propulsion systems and methods
US5961738A (en) * 1997-07-30 1999-10-05 Aec-Able Engineering Co., Inc. Solar array for satellite vehicles
US6061562A (en) * 1997-10-30 2000-05-09 Raytheon Company Wireless communication using an airborne switching node
US6032904A (en) 1998-02-23 2000-03-07 Space Systems/Loral, Inc. Multiple usage thruster mounting configuration
US6193193B1 (en) * 1998-04-01 2001-02-27 Trw Inc. Evolvable propulsion module
US6138951A (en) 1998-08-10 2000-10-31 Mcdonnell Douglas Corporation Spacecraft dispensing system
US6341749B1 (en) 1998-09-25 2002-01-29 Hughes Electronics Corporation Method of simultaneously reducing inclination and eccentricity for geostationary orbit transfer
US6131857A (en) 1998-10-30 2000-10-17 Hebert; Barry Francis Miniature spacecraft
US6135394A (en) 1998-12-08 2000-10-24 Space Systems/Loral, Inc. Practical method and apparatus for satellite stationkeeping
US6260805B1 (en) 1998-12-29 2001-07-17 Hughes Electronics Corporation Method of controlling attitude of a momentum biased spacecraft during long-duration thruster firings
US6267330B1 (en) 1999-03-01 2001-07-31 Kistler Aerospace Corporation Liquid oxygen downcomer
US6206327B1 (en) 1999-03-31 2001-03-27 Lockheed Martin Corporation Modular spacecraft bus
US6227493B1 (en) * 1999-04-06 2001-05-08 Planetary Systems Corporation Reusable, separable, structural connector assembly
US7113851B1 (en) * 1999-06-09 2006-09-26 Walter Gelon Practical orbit raising system and method for geosynchronous satellites
US6543724B1 (en) 1999-07-22 2003-04-08 Lockheed Martin Corporation Miniature satellite design
US6536712B1 (en) * 1999-07-22 2003-03-25 Lockhead Martin Corporation Inflatable satellite
US6296206B1 (en) 1999-12-01 2001-10-02 The Boeing Company Cantilever, bi-level platform satellite dispenser
US6357698B1 (en) * 2000-02-02 2002-03-19 The Boeing Company Twin lobe spacecraft dispenser apparatus and method
EP1257470B1 (fr) * 2000-02-23 2004-06-09 Centre National D'etudes Spatiales Procede de fabrication d'une embase de support d'un satellite artificiel sur une plate-forme d'emport d'une pluralite de tels satellites
US6402091B1 (en) 2000-04-03 2002-06-11 Aerojet-General Corporation Flow-through thrust takeout apparatus
US6454214B1 (en) 2000-05-10 2002-09-24 Saab Ericsson Space Ab Device and method for connecting two parts of a craft
US6357699B1 (en) 2000-05-25 2002-03-19 The Boeing Company Device for controlled release of tension
US6237876B1 (en) 2000-07-28 2001-05-29 Space Systems/Loral, Inc. Methods for using satellite state vector prediction to provide three-axis satellite attitude control
SE0003315L (sv) * 2000-09-18 2001-10-15 Saab Ericsson Space Ab Anordning och metod vid en rymdfarkost
US6530718B2 (en) * 2001-01-30 2003-03-11 Lockheed Martin Corporation Connector assembly
US6789767B2 (en) 2001-04-23 2004-09-14 Kistler Aerospace Corporation Active satellite dispenser for reusable launch vehicle
US20020179775A1 (en) 2001-04-30 2002-12-05 Turner Andrew E. Spacecraft dependent on non-intrusive servicing
US7216834B2 (en) 2001-07-30 2007-05-15 Iostar Corporation Orbit space transportation and recovery system
US7216833B2 (en) 2001-07-30 2007-05-15 Iostar Corporation In orbit space transportation and recovery system
US6739555B2 (en) 2001-08-03 2004-05-25 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Reusable module for the storage, transportation, and supply of multiple propellants in a space environment
US6543723B1 (en) 2001-09-04 2003-04-08 Space Systems/Loral, Inc. Electric orbit raising with variable thrust
US6581880B2 (en) 2001-10-15 2003-06-24 Space Systems/Loral, Inc. Energy managed electric propulsion methods and systems for stationkeeping satellites
US6565043B1 (en) 2001-12-21 2003-05-20 The Boeing Company Redundant system for satellite inclination control with electric thrusters
US20050109878A1 (en) * 2002-03-28 2005-05-26 Dutch Space B.V. Spacecraft and method for building such a spacecraft and an adapter to be used in such a spacecraft
JP4071026B2 (ja) 2002-04-01 2008-04-02 三菱電機株式会社 人工衛星構体
US6637701B1 (en) 2002-04-03 2003-10-28 Lockheed Martin Corporation Gimbaled ion thruster arrangement for high efficiency stationkeeping
US7354020B2 (en) * 2002-11-06 2008-04-08 Kistler Aerospace Corporation System for use of external secondary payloads
US7059571B2 (en) * 2003-02-21 2006-06-13 The Boeing Company Deployable spacecraft mount for electric propulsion
US7540227B2 (en) * 2003-05-06 2009-06-02 Bae Systems Technology Solutions & Services Inc. Air based vertical launch ballistic missile defense
US6940307B1 (en) 2003-10-22 2005-09-06 Altera Corporation Integrated circuits with reduced standby power consumption
US6845950B1 (en) 2003-11-26 2005-01-25 Lockheed Martin Corporation System for high efficiency spacecraft orbit transfer
US7665695B2 (en) * 2003-12-03 2010-02-23 The Boeing Company Unified attitude control for spacecraft transfer orbit operations
WO2005118394A1 (en) 2004-06-04 2005-12-15 Intersecure Logic Limited Propulsion unit for spacecraft, servicing system for providing in-space service operations, and modular spacecraft
US7219858B2 (en) * 2004-07-06 2007-05-22 The Johns Hopkins University Method for deploying multiple spacecraft
US7400096B1 (en) * 2004-07-19 2008-07-15 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Large area plasma source
US7578482B2 (en) * 2004-08-18 2009-08-25 Raytheon Company Catalyzed decomposing structural payload foam
US7138960B2 (en) * 2004-08-27 2006-11-21 United Technologies Corporation Deployable electromagnetic concentrator
US7395656B2 (en) * 2005-01-31 2008-07-08 The Boeing Company Dual mode hybrid electric thruster
JP4625351B2 (ja) 2005-03-25 2011-02-02 本田技研工業株式会社 燃料タンクの固定構造
US20070029446A1 (en) * 2005-05-02 2007-02-08 Mosher Todd J Modular platform architecture for satellites
US7240879B1 (en) * 2005-05-06 2007-07-10 United States of America as represented by the Administration of the National Aeronautics and Space Administration Method and associated apparatus for capturing, servicing and de-orbiting earth satellites using robotics
US7669804B2 (en) * 2005-06-09 2010-03-02 Odyssey Space Research, LLC Spacecraft interface module for enabling versatile space platform logistics support
US7493869B1 (en) * 2005-12-16 2009-02-24 The United States Of America As Represented By The Administration Of Nasa Very large area/volume microwave ECR plasma and ion source
US7823837B2 (en) * 2006-03-31 2010-11-02 The Boeing Company Two part spacecraft servicing vehicle system with adaptors, tools, and attachment mechanisms
US7861975B2 (en) * 2006-03-31 2011-01-04 The Boeing Company Two part spacecraft servicing vehicle system with universal docking adaptor
FR2902762B1 (fr) 2006-06-27 2009-07-10 Eads Astrium Sas Soc Par Actio Procede de mise en orbite operationnelle d'un satellite artificiel et dispositif de propulsion associe.
US20080078886A1 (en) * 2006-08-22 2008-04-03 The Boeing Company Launch vehicle cargo carrier
US7931237B2 (en) * 2006-12-07 2011-04-26 The Boeing Company Universal launch vehicle payload adapter
US7388559B1 (en) * 2006-12-21 2008-06-17 The Boeing Company Reflector antenna
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
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
US7840180B2 (en) * 2006-12-22 2010-11-23 The Boeing Company Molniya orbit satellite systems, apparatus, and methods
US8639181B2 (en) * 2007-01-25 2014-01-28 The Boeing Company Lunar communications system
US8016240B2 (en) * 2007-03-29 2011-09-13 The Boeing Company Satellites and satellite fleet implementation methods and apparatus
US20080265098A1 (en) * 2007-04-27 2008-10-30 Connelly Michael V Configuration and method of use of optimized cooperative space vehicles
US7686255B2 (en) 2007-08-28 2010-03-30 Raytheon Company Space vehicle having a payload-centric configuration
TR200706725A2 (tr) * 2007-09-28 2009-04-21 Terz�Akin Mehmet Jiroskoplu mekanizma ile uzay aracı itiş sistemi
US20090101757A1 (en) 2007-10-19 2009-04-23 Auburn University, An Alabama Corporation Architecture and method of constructing a Geosynchronous Earth Orbit platform using solar electric propulsion
US8152108B2 (en) 2008-06-17 2012-04-10 The Boeing Company Solar array peak power extraction
US8656571B2 (en) * 2008-07-18 2014-02-25 The Boeing Company Strong bonded joints for cryogenic applications
CN100575191C (zh) 2008-09-19 2009-12-30 航天东方红卫星有限公司 一种新型航天器主承力结构
US20100187364A1 (en) 2009-01-23 2010-07-29 Bernard Friedrich Kutter Cryogenic propellant depot and integral sunshield
DE102009019002B3 (de) 2009-04-16 2010-11-25 Astrium Gmbh Blasenfalle für Treibstofftanks in Raumflugkörpern
AU2010247851B2 (en) * 2009-05-12 2014-07-24 Icr Turbine Engine Corporation Gas turbine energy storage and conversion system
US10370126B1 (en) * 2009-09-09 2019-08-06 M.M.A. Design, LLC Solar panel array assembly
US8485475B2 (en) * 2009-12-16 2013-07-16 Daniel W. Allen Debris removal management system and method of operation thereof
US8469314B2 (en) * 2010-02-03 2013-06-25 The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy Technique for de-orbiting small debris from the near-earth space environment
FR2959490B1 (fr) 2010-04-28 2012-07-13 Astrium Sas Satellite a structure simplifiee, allegee et economique, et son procede de mise en oeuvre
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
US8393582B1 (en) 2010-10-12 2013-03-12 United Launch Alliance, L.L.C. Apparatus and method of transferring and utilizing residual fuel of a launch vehicle upper stage
US9108749B2 (en) * 2010-10-20 2015-08-18 Space Systems/Loral, Llc Spacecraft momentum management
US9108748B2 (en) 2010-10-20 2015-08-18 Space Systems/Loral, Llc Satellite orbit raising using electric propulsion
DE202011110850U1 (de) * 2010-12-15 2016-12-05 Terra Bella Technologies Inc. Integriertes Antennensystem für Bildgebungsmikrosatelliten
US8884202B2 (en) 2011-03-09 2014-11-11 United Launch Alliance, Llc Integrated vehicle fluids
US8789797B2 (en) * 2012-02-23 2014-07-29 Alliant Techsystems Inc. Payload adapters including antenna assemblies, satellite assemblies and related systems and methods
ES2597706T3 (es) 2012-05-09 2017-01-20 Ruag Space Ab Anillo de interfaz de soporte de carga para una nave espacial
US9180984B2 (en) * 2012-05-11 2015-11-10 The Boeing Company Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems
US8973873B2 (en) 2012-10-15 2015-03-10 The Boeing Company Spacecraft propellant tank mount
US8915472B2 (en) * 2012-05-11 2014-12-23 The Boeing Company Multiple space vehicle launch system
CN102767497B (zh) * 2012-05-22 2014-06-18 北京卫星环境工程研究所 基于空间原子氧的无燃料航天器推进***及推进方法
US9027889B2 (en) * 2013-02-28 2015-05-12 The Boeing Comapny Modular core structure for dual-manifest spacecraft launch
WO2015006883A1 (en) 2013-07-18 2015-01-22 Qualcomm Incorporated Motion vector inheritance techniques for depth coding
US9669948B2 (en) 2013-07-24 2017-06-06 Lockheed Martin Corporation Side-by-side dual-launch arrangement with improved payload compatibility
CN103448919A (zh) 2013-08-08 2013-12-18 上海卫星工程研究所 用于卫星结构的碳纤维蒙皮桁条加筋承力筒
FR3041939B1 (fr) * 2015-10-02 2017-10-20 Airbus Defence & Space Sas Satellite comprenant un instrument optique de prise de vue
FR3041940B1 (fr) * 2015-10-02 2018-07-13 Airbus Defence And Space Sas Satellite a corps principal cylindrique, empilement comprenant un tel satellite et ensemble de lancement pour un tel satellite
US10351268B2 (en) * 2016-12-08 2019-07-16 The Boeing Company Systems and methods for deploying spacecraft
US11492147B2 (en) * 2020-07-30 2022-11-08 The Aerospace Corporation Stackable satellite structure and deployment method

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2040448C1 (ru) * 1992-02-04 1995-07-25 Головное конструкторское бюро Научно-производственного объединения им.акад.С.П.Королева Космический аппарат для очистки космоса от мусора
RU2124461C1 (ru) * 1997-11-12 1999-01-10 Акционерное общество открытого типа "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева Способ управления космическим аппаратом, снабженным реактивными двигателями с направленными под углом к осям связанного базиса и смещенными относительно центра масс аппарата линиями действия тяг, система для реализации способа, блок реактивных двигателей системы
EP1013546A2 (en) * 1998-12-24 2000-06-28 National Space Development Agency Of Japan Rocket payload fairing and method for opening same
RU2233772C2 (ru) * 1998-12-31 2004-08-10 Спейс Аксесс, Ллс Система запуска и транспортирования полезной нагрузки
RU2246035C9 (ru) * 2003-05-30 2005-05-10 Кошкин Валерий Викторович Ионный двигатель кошкина
RU59749U1 (ru) * 2006-08-14 2006-12-27 Открытое Акционерное Общество (ОАО) СПЕЦИАЛЬНОЕ КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО "ТОПАЗ" Электростатический реактивный двигатель
RU2328616C1 (ru) * 2006-12-25 2008-07-10 Дмитрий Александрович Новосельцев Комбинированный электрохимический ракетный двигатель

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Мировая пилотируемая космонавтика. История. Техника. Люди. Под ред. доктора юридич. наук, летчика-космонавта России Ю.М. Батурина. Москва, "РТСофт" 2005, с. 98, рис. РН "Сатурн-IB", РН "Сатурн-5", с. 104, кол. 1, абзац 3, с. 105, кол. 1, абзац 3, 6 снизу, рис. *

Also Published As

Publication number Publication date
US11286066B2 (en) 2022-03-29
EP2662287B1 (en) 2020-04-29
US9957068B2 (en) 2018-05-01
EA201300451A1 (ru) 2013-12-30
EP3578466A1 (en) 2019-12-11
US20130299641A1 (en) 2013-11-14
US20180201396A1 (en) 2018-07-19
CN103387058B (zh) 2016-05-18
EP2662287A1 (en) 2013-11-13
US20220127022A1 (en) 2022-04-28
EA201300451A8 (ru) 2016-01-29
US8915472B2 (en) 2014-12-23
US9394065B2 (en) 2016-07-19
CN105775164A (zh) 2016-07-20
US20160046397A1 (en) 2016-02-18
CN103387058A (zh) 2013-11-13
EP3578466B1 (en) 2023-12-20
US20150001348A1 (en) 2015-01-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EA025867B1 (ru) Система вывода на орбиту нескольких космических аппаратов
US11708181B2 (en) Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems
CA2964003C (en) Stackable pancake satellite
US11827384B2 (en) Efficient satellite structure concept for single or stacking multiple launches
US7905453B2 (en) Piggyback equipment panel payload arrangement, a device for and method of attaching a hosted secondary piggyback payload and adapter to be used for a piggyback secondary payload arrangement for launching the piggyback equipment panel secondary
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
US5350138A (en) Low-cost shuttle-derived space station
EP2740668B1 (en) Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems
RU2566511C1 (ru) Отсек силовой установки
US8720830B1 (en) Efficient solar panel wing-stowage on a space launch vehicle
RU2661245C2 (ru) Космический двигательный модуль с электрическими и твердотопливными химическими двигателями
US20140263842A1 (en) Reusable Global Launcher
CN110450983B (zh) 敏捷卫星构型
WO2009148625A2 (en) Space station, launch vehicle, and method of assembly
RU2389660C2 (ru) Космический модуль
US5441221A (en) Heavy-lift vehicle-launched space station method and apparatus
CN111409871A (zh) 带有可伸展桁架节点舱的卫星平台构型
CN212766817U (zh) 一种近地空间探索与科学试验平台
CN117073471B (zh) 卫星运载火箭的载荷舱和卫星运载火箭
RU2808312C1 (ru) Малый разгонный блок
RU2614461C2 (ru) Космический модуль
Benton A Conceptual Mars Exploration Vehicle Architecture with Chemical Propulsion, Near-Term Technology, and High Modularity to Enable Near-Term Human Missions to Mars
Benton Conceptual common modular design for crew and cargo landers and deep space vehicles for human exploration of the solar system
Donahue et al. Human Mars transportation applications using solar electric propulsion

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A Lapse of a eurasian patent due to non-payment of renewal fees within the time limit in the following designated state(s)

Designated state(s): AM AZ BY KG TJ TM