ES2223714T3

ES2223714T3 - Marco de separacion para la separacion de varios satelites dispuestos axialmente.

Info

Publication number: ES2223714T3
Application number: ES01127702T
Authority: ES
Inventors: Jurgen Kroeker
Original assignee: EADS Astrium GmbH
Current assignee: Airbus DS GmbH
Priority date: 2000-12-12
Filing date: 2001-11-21
Publication date: 2005-03-01
Anticipated expiration: 2021-11-21
Also published as: DE10061773A1; DE10061773B4; US6557802B2; EP1215120A2; EP1215120A3; US20020079406A1; DE50103306D1; EP1215120B1; ATE273835T1

Abstract

Marco de separación para satélites formado por dos marcos (10, 12) que están unidos entre sí por medio de una articulación (18), caracterizado porque los dos marcos (10, 12) están dispuestos de modo congruente y uno dentro del otro.

Description

Marco de separación para la separación de varios satélites dispuestos axialmente.

Las constelaciones de satélites tienen cada vez mayor importancia en todos los campos de aplicación, como comunicación, navegación y ciencia. Para mantener bajos los costes de lanzamiento, se llevan a cabo cada vez más lanzamientos múltiples. Actualmente son habituales los lanzamientos múltiples en estructuras separadas como en el caso ARIANE/SOYUZ, o con dos o más satélites que están dispuestos lateralmente alrededor de un adaptador. Esta disposición permite una separación lateral de los satélites. Los nuevos satélites como Teledesic y TerraSar requieren, debido a sus especificaciones geométricas (por ejemplo, tamaño de la antena) una disposición paralela axial de varios satélites en un adaptador.

Para la separación de los satélites dispuestos axialmente hay varias posibilidades:

1.: Separación simultánea de los satélites del adaptador. En este caso, surgen dos problemas: la separación se ha de producir realmente al mismo tiempo y las masas de los satélites han de ser idénticas. Incluso en el caso de una ligera inclinación de la dirección de separación (hacia fuera), los satélites permanecen muy cercanos entre sí, existiendo un peligro de colisión.

2.: Separación desplazada simultáneamente de los satélites del adaptador. En este caso, durante la separación se origina un momento en el cuerpo restante (adaptador, nivel superior y resto de satélites), puesto que la línea de acción de las fuerzas de separación no pasa a través del centro de gravedad del cuerpo restante. El momento resultante provoca en el cuerpo restante una rotación que puede llevar a la colisión con los satélites que se separan.

Del documento US 5860624 se conoce la disposición de uno o varios satélites por medio de dos anillos opresores por satélite en el adaptador del cohete. Los anillos opresores están unidos entre sí por medio de una articulación. Los dos anillos están dispuestos uno encima del otro. Por medio de la fuerza elástica y de la articulación, el satélite que se ha de lanzar se lleva a una posición girada y se lanza. Los dos anillos opresores situados uno encima del otro han de estar dimensionados de tal manera que cada uno de ellos pueda absorber y transmitir toda la fuerza durante la fase de lanzamiento.

El objetivo de la invención es conseguir un marco de separación que absorba la fuerza en la fase de lanzamiento de un modo seguro y que haga posible, con un peso propio reducido del marco, una separación sin problemas de los satélites.

Este objetivo se consigue mediante la reivindicación principal. Las reivindicaciones subordinadas se refieren a configuraciones ventajosas de la invención.

A continuación se explica la invención con más detalle a partir de las figuras.

Se muestra:

Fig. 1 un marco de separación conforme a la invención en representación axonométrica,

Fig. 2 la representación principal de dos satélites en un adaptador de cohetes,

Fig. 3 la orientación de un satélite en la dirección de separación,

Fig. 4 una representación ampliada de los detalles de la Fig. 3.

Entre cada satélite 2, 4 y el adaptador de cohetes 6 se encuentra un marco de separación 8. Este marco de separación 8 está formado por los siguientes elementos constructivos:

-: marco exterior 10 y marco interior 12

-: resortes de separación 14 (entre marco interior y satélite)

-: Accionamiento 16 (por ejemplo, resorte pretensado, motor eléctrico; motor de parafina) del marco interior

-: Articulación 18 (también puede estar integrada en el accionamiento)

-: Inmovilizador 20

-: Pernos de separación 22 adicionales entre el marco interior 12 y el satélite 2, 4.

El marco de separación 8 está formado por dos marcos 10, 12 móviles uno respecto al otro. El marco 10 exterior mayor está unido con la interfaz de la lanzadera. El marco 12 interior menor está alojado de modo articulado en el marco 10 mayor y gira al satélite a la posición de separación deseada en la que el marco está sujetado por un mecanismo de enclavamiento.

Montaje del satélite y del marco de separación

El marco 8 completo, formado por el marco interior 12 y el marco exterior 10 puede estar integrado previamente:

El marco 8 integrado previamente se monta con uno o varios pernos de separación 22 centrales en el satélite 2, 4.

El satélite y el marco 8 se montan con el perno de separación del satélite 24 en el adaptador del cohete 6.

La articulación 18, el accionamiento 16 y el inmovilizador 20 se montan en el adaptador del

\hbox{cohete
6.}

Funcionamiento

Durante la fase de lanzamiento, las fuerzas de lanzamiento del satélite se conducen a través del perno de separación del satélite 24 a través del marco exterior de separación 10 directamente al adaptador del cohete 6. El marco interior de separación 12 está en esta fase entre el adaptador del cohete 6 y el satélite 2, 4, y no tiene ninguna función.

La separación del satélite 2 se realiza en dos etapas:

1.: Se encienden los pernos de separación del satélite 24 entre el adaptador del cohete 6 y el satélite 2. Gracias a ello, se libera la unión del satélite 2 y del marco de separación 10 con el adaptador del cohete 6. El marco interior de separación 12 está todavía fijado al satélite 2 con pernos de separación 22 adicionales, y está unido por medio de la articulación 18 con el adaptador del cohete 6.

2.: El marco interior de separación 12 gira alrededor de su eje de giro y se inmoviliza en la posición final. La rotación se puede llevar a cabo de modo automático en un resorte 16 pretensado. En el caso de un motor eléctrico o de un motor de parafina, éste ha de ser controlado de modo separado. El eje de giro y el ángulo de posicionamiento se escogen de tal manera que el centro de gravedad del satélite 2 y del cuerpo restante 4, 6 se encuentran sobre la línea de la dirección de separación. La inmovilización se puede realizar por medio de un mecanismo o de un "resorte en C" 20.

3.: Se enciende(n) el o los pernos de separación 22 entre el marco interior de separación 12 y el satélite 2, y el satélite 2 es presionado por medio del resorte de separación 14 pretensado.

Ventajas del procedimiento descrito

-: Ni el satélite 2 que se ha de separar ni el cuerpo restante 4, 6 experimentan una rotación durante la separación.

-: Con ello, la orientación seleccionada del sol o de la tierra se mantiene para todos los satélites.

-: Se minimiza el coste para la estabilización de los satélites.

-: No existe ningún tipo de peligro de colisión.

-: La separación de varios satélites se puede escalonar temporalmente de tal manera que es posible un control sencillo de cada satélite desde tierra.

-: Las frecuencias propias y las cargas de lanzamiento no son modificadas por el marco de separación.

-: Se puede separar cualquier número de satélites de modo consecutivo.

Modo de funcionamiento

Los dos marcos 10, 12 están atornillados respectivamente a un satélite 2, 4 con mecanismos de separación. Los dos marcos están unidos entre sí por medio de dos articulaciones giratorias 18 de un eje. Después de desplegar el marco interior 12 se asegura la posición final por medio de un mecanismo de inmovilización 20. En el marco exterior 10 se asientan en las cuatro esquinas grandes pernos de separación 24, que transmiten las cargas de lanzamiento del satélite a la interfaz de la lanzadera.

En el marco exterior 10, enfrente de la articulación, se encuentran resortes de arranque 30, que, después de la activación del perno grande de separación 24 confieren al satélite 2 un impulso, y con ello soportan la rotación desde el comienzo. En los perfiles angulares delanteros del marco exterior están fijadas las articulaciones 18 y los resortes de torsión 36 para la rotación del marco interior.

El satélite está fijado con un perno de separación 22 en el marco giratorio interior 12. En los perfiles angulares con los pernos de separación 22 se encuentran también los resortes de separación 14, que ponen en movimiento al satélite 2 después de la separación del perno pequeño de separación 22 con una velocidad definida del marco.

Por cada satélite es necesario un marco de separación.

En resumen, se da el siguiente transcurso:

-: Separación del marco exterior de la lanzadera por medio de la activación de los pernos de separación.

-: Comienzo del despliegue del marco interior por medio de resortes de arranque y resortes de torsión.

-: Seguro de la posición final por medio de un mecanismo de inmovilización.

-: Separación del satélite del marco interior por medio de la activación de los pernos de separación.

-: Los resortes de separación trasladan al satélite desde el marco interior.

Claims

1. Marco de separación para satélites formado por dos marcos (10, 12) que están unidos entre sí por medio de una articulación (18), caracterizado porque los dos marcos (10, 12) están dispuestos de modo congruente y uno dentro del otro.

2. Marco de separación para satélites según la reivindicación 1, caracterizado por un marco (10) exterior y un marco (12) interior, en el que el marco (12) interior está fijado por medio de una articulación (18) al marco (10) exterior, y el marco (12) interior puede girar alrededor del eje de giro, de manera que la dirección final de separación discurre a través del centro de gravedad del cuerpo restante.

3. Marco de separación según las reivindicaciones 1 - 2, caracterizado porque el marco (10) y el marco (12) interior, respectivamente, tienen la forma de la interfaz del satélite.