RU2773764C1

RU2773764C1 - Concept of an efficient satellite structure for single or stacked group launches

Info

Publication number: RU2773764C1
Application number: RU2020136408A
Authority: RU
Inventors: Аничето ПАНЕТТИ; Паоло ГАЛАССИ; Джузеппе ЛАНДЕЛЛА; Винченцо КАРОФАНО
Original assignee: Европейский Союз, Представленный Европейской Комиссией
Priority date: 2018-05-24
Filing date: 2019-05-03
Publication date: 2022-06-09

Abstract

FIELD: cosmonautics.

SUBSTANCE: invention relates to the load-bearing structure of a primarily modular artificial satellite and the node of junction thereof with the launch vehicle (carrier rocket). The load-bearing structure includes external closed panels (1) with internal reinforcements and corner beams (2) provided with detachable junctions (8) at the lower and upper edges thereof. Said junctions enable stacking of the satellite modules. Sliding panels (3) and horizontal panels (4) of the platform are installed inside the modules. The payload fitting (5) has detachable junctions (6) with beams (2) and a bolted junction (7) with the upper stage of the carrier.

EFFECT: increase in the efficiency of application of the satellite launch vehicle and increase in the internal volume of the satellite.

4 cl, 11 dwg

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИFIELD OF TECHNOLOGY

Настоящее изобретение относится, в целом, к технической области систем для развертывания космических аппаратов/спутников на орбите из средств выведения и, более конкретно, к концепции эффективной конструкции спутника и к его специальному сопряжению с ракетой-носителем, подходящих для одиночного запуска, или штабелированного группового запуска, из одного средства выведения.The present invention relates generally to the technical field of systems for deploying spacecraft/satellites into orbit from launch vehicles and more specifically to the concept of an efficient satellite design and its specific interface with a launch vehicle suitable for single launch or stacked group launch, from a single launcher.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИBACKGROUND OF THE INVENTION

Как известно, средства выведения (также называемые ракетами-носителями) используются для развертывания космических аппаратов/спутников на заданной орбите вокруг Земли. С этой целью, обычно используется одна или более систем для развертывания одного или более космических аппаратов и/или одного или более спутников, каждая из которых в общем выполнена с возможностью:As is known, launch vehicles (also called launch vehicles) are used to deploy spacecraft/satellites in a predetermined orbit around the earth. To this end, one or more systems are typically used to deploy one or more spacecraft and/or one or more satellites, each of which is generally configured to:

во время запуска, надежно и прочно удерживать один или более космических аппаратов и/или один или более спутников, размещенных в доступном объеме ракеты-носителя; и, during launch, securely and firmly hold one or more spacecraft and/or one or more satellites located in the available volume of the launch vehicle; and,

когда ракета-носитель достигает заданного положения на орбите, разворачивать (то есть выпускать) космический аппарат/спутник(-и) в ответ на управляющий сигнал.when the launch vehicle reaches a predetermined position in orbit, deploy (ie release) the spacecraft/satellite(s) in response to the control signal.

Некоторые известные решения, относящиеся к этой области, предложены в US 8 915 472 B2, US 9 669 948 B2, US 2016/0318635 A1, US 5,522,569 A, EP 1 008 516 A1, US 2013/0099059 A1 и US 2015/0151855 A1.Some well-known solutions related to this area are proposed in US 8 915 472 B2, US 9 669 948 B2, US 2016/0318635 A1, US 5,522,569 A, EP 1 008 516 A1, US 2013/0099059 A1 and US 2015/0151855 A1 .

В частности, US 8 915 472 B2 рассматривает систему группового запуска космических аппаратов и раскрывает систему запуска, состоящую из двух спутников: нижнего и верхнего. Нижний спутник съемно прикреплен к верхней ступени средства выведения посредством стандартного кольцевого сопряжения и так же съемно прикреплен к верхнему спутнику посредством такого же типа стандартного кольцевого сопряжения. Нижний спутник несет нагрузки при запуске, под действием верхнего спутника, тем самым устраняя потребность в дополнительных опорных конструкциях (например, распределительном устройстве). Оба спутника включают в себя центральную внутреннюю конструкцию, несущую основную часть нагрузок при запуске, которая соединена с кольцевыми сопряжениями.In particular, US 8 915 472 B2 considers a spacecraft launch system and discloses a launch system consisting of two satellites: lower and upper. The lower satellite is removably attached to the upper stage of the launcher by means of a standard ring mate and is also detachably attached to the upper satellite by the same type of standard ring mate. The lower pallet carries the loads at launch, under the action of the upper pallet, thereby eliminating the need for additional support structures (eg switchgear). Both satellites include a central internal structure that carries the bulk of the loads during launch, which is connected to ring mates.

US 9 669 948 B2 относится к расположению бок о бок космических аппаратов для запуска в паре и раскрывает систему запуска, состоящую из двух спутников, размещенных бок о бок на адаптере для запуска в паре. Оба спутника съемно прикреплены к адаптеру для запуска в паре посредством стандартного кольцевого сопряжения. Адаптер для запуска в паре установлен на последней ступени средства выведения посредством стандартного кольцевого сопряжения. Оба спутника включают в себя центральную внутреннюю конструкцию, несущую основную часть нагрузок при запуске, соединенную с кольцевым сопряжением.US 9 669 948 B2 relates to side-by-side spacecraft for pair launch and discloses a launch system consisting of two satellites placed side by side on a pair launch adapter. Both satellites are detachably attached to the pair launch adapter via a standard ring mate. The pair launch adapter is installed on the last stage of the launcher by means of a standard ring interface. Both satellites include a central internal structure that carries the bulk of the loads during launch, connected to the ring interface.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯDETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION

1. Краткое описание чертежей1. Brief description of the drawings

Для лучшего понимания настоящего изобретения, предпочтительные варианты осуществления, которые являются только неограничивающими примерами, будут описаны со ссылкой на сопровождающие чертежи (все не в масштабе), на которых:For a better understanding of the present invention, preferred embodiments, which are only non-limiting examples, will be described with reference to the accompanying drawings (all not to scale), in which:

Фигура 1 схематично изображает концепцию конструкции спутника и стыковочный фитинг для полезной нагрузки (PAF) согласно предпочтительному, неограничивающему варианту осуществления настоящего изобретения;Figure 1 schematically depicts a satellite design concept and payload docking fitting (PAF) according to a preferred, non-limiting embodiment of the present invention;

Фигура 2 схематично изображает штабель из трех спутников на PAF (однобашенная архитектура) согласно предпочтительному, неограничивающему варианту осуществления настоящего изобретения;Figure 2 schematically depicts a stack of three satellites on a PAF (single tower architecture) according to a preferred, non-limiting embodiment of the present invention;

Фигура 3 схематично изображает четыре спутника на PAF (архитектура с размещением бок о бок) согласно предпочтительному, неограничивающему варианту осуществления настоящего изобретения;Figure 3 schematically depicts four satellites on a PAF (side by side architecture) according to a preferred, non-limiting embodiment of the present invention;

Фигура 4 схематично изображает разъемное сопряжение чаша-конус между двумя смежными спутниками или между нижним спутником и PAF (с любой архитектурой) согласно предпочтительному, неограничивающему варианту осуществления настоящего изобретения;Figure 4 schematically depicts a releasable cup-cone mate between two adjacent satellites or between a lower satellite and a PAF (with any architecture) according to a preferred, non-limiting embodiment of the present invention;

Фигура 5 схематично изображает изменяемое количество устройств для отделения с электрическим приводом, которые могут быть установлены между смежными спутниками или между нижним спутником и PAF (с любой архитектурой) согласно предпочтительному, неограничивающему варианту осуществления настоящего изобретения;Figure 5 schematically depicts a variable number of electrically operated separation devices that can be installed between adjacent satellites or between a lower satellite and a PAF (with any architecture) according to a preferred, non-limiting embodiment of the present invention;

Фигура 6 схематично изображает разъемный электрический соединитель и приводимые в движение пружинами толкатели, установленные в выбранном разъемном сопряжении чаша-конус согласно предпочтительному, неограничивающему варианту осуществления настоящего изобретения;Figure 6 schematically depicts a releasable electrical connector and spring driven pushers installed in a selected releasable bowl-cone mate according to a preferred, non-limiting embodiment of the present invention;

Фигура 7 схематично изображает концепцию архитектуры ферменной конструкции согласно предпочтительному, неограничивающему варианту осуществления настоящего изобретения;Figure 7 schematically depicts the concept of a truss architecture according to a preferred, non-limiting embodiment of the present invention;

Фигура 8 схематично изображает штабель из двух спутников на PAF (однобашенная архитектура) согласно предпочтительному, неограничивающему варианту осуществления настоящего изобретения;Figure 8 schematically depicts a stack of two satellites on a PAF (single tower architecture) according to a preferred, non-limiting embodiment of the present invention;

Фигура 9 схематично изображает штабель из двух спутников на PAF (архитектура с размещением бок о бок) согласно предпочтительному, неограничивающему варианту осуществления настоящего изобретения;Figure 9 schematically depicts a stack of two satellites on a PAF (side by side architecture) according to a preferred, non-limiting embodiment of the present invention;

Фигура 10 схематично изображает разъемное сопряжение между типовым спутником (имеющим различные размеры сечения) и одним и тем же PAF согласно неограничивающим примерам настоящего изобретения; иFigure 10 schematically depicts a releasable interface between a typical satellite (having different cross-sectional dimensions) and the same PAF according to non-limiting examples of the present invention; and

Фигура 11 схематично изображает нижнюю часть системы отделения, установленной на раму, которая посредством болтового сопряжения может быть установлена на и снята с PAF или с нижнего спутника в штабеле согласно неограничивающим примерам настоящего изобретения.Figure 11 schematically depicts the underside of a frame-mounted separation system that can be bolted to and removed from a PAF or lower pallet in a stack according to non-limiting examples of the present invention.

2. Теоретические основы изобретения2. Theoretical basis of the invention

Идея настоящего изобретения основана на следующих аспектах. С точки зрения механики конструкций, космический аппарат может быть упрощенно представлен в виде консольной балки, подверженной инерционным нагрузкам, под действие ракеты-носителя. Очевидно, что внешние конструкции спутника более эффективны с точки зрения восприятия нагрузок при запуске вследствие их более высокого момента инерции площади, в отличие от центральных внутренних конструкций (с меньшим размером сечения, по сравнению с размером сечения внешних конструкций спутника). Момент инерции площади является ключевым фактором в конструктивной жесткости и прочности.The idea of the present invention is based on the following aspects. From the point of view of structural mechanics, the spacecraft can be simplified as a cantilever beam subjected to inertial loads under the action of a launch vehicle. It is clear that outer structures of the satellite are more efficient in terms of carrying loads during launch due to their higher moment of inertia area, in contrast to the central inner structures (with a smaller sectional size compared to the sectional size of the outer structures of the satellite). The area moment of inertia is a key factor in structural rigidity and strength.

Обычно внешние поверхности спутника плоские, чтобы обеспечить самую простую и наиболее эффективную опору для внутренних электронных устройств и внешних тепловых излучателей. Это означает необходимость введения специального сопряжения ракеты-носителя, которое может обеспечить средство передачи нагрузки от углов к плоским поверхностям и болтовому сопряжению средства выведения. Typically, the outer surfaces of the satellite are flat to provide the simplest and most efficient support for the internal electronics and external heat emitters. This means the introduction of a dedicated launcher interface that can provide a means of transferring load from corners to flat surfaces and a bolted launcher interface.

Таким образом, настоящее изобретение позволяет более полное использование грузоподъемность средства выведения совместно со специальным сопряжением ракеты-носителя, которое является относительно легким и компактным и остается присоединенным к средству выведения после отделения спутника с захоронением на орбите длительного существования или самостоятельной утилизации во время вхождения в плотные слои атмосферы Земли.Thus, the present invention allows more complete use of the payload capacity of the launcher in conjunction with a special launcher interface that is relatively light and compact and remains attached to the launcher after separation of the satellite with disposal in a long-lived orbit or self-disposal during entry into the dense layers. Earth's atmosphere.

3. Концепция конструкции спутника3. The concept of satellite design

Концепция конструкции спутника согласно настоящему изобретению содержит внешнюю несущую конструкцию, обычно с квадратным или прямоугольным основанием (но также другие формы могут быть использованы).The satellite design concept of the present invention comprises an external supporting structure, typically with a square or rectangular base (but other shapes may also be used).

Со ссылкой на Фигуру 1, конструкция включает в себя внешние вертикальные плоские панели 1, соединенные посредством вертикальных балок 2. Внешние вертикальные плоские панели 1 могут быть выполнены из любого материала, обычно используемого для изготовления спутников (то есть, алюминия, слоистого материала на базе алюминия, монокока из армированного углеродными волокнами термопластика (CFRP), слоистого материала на базе CFRP, титана и так далее, или их комбинации). With reference to Figure 1, the structure includes outer vertical flat panels 1 connected by vertical beams 2. The outer vertical flat panels 1 can be made of any material commonly used to make satellites (i.e., aluminum, aluminum-based laminate , carbon fiber reinforced thermoplastic (CFRP) monocoque, CFRP based laminate, titanium, etc., or combinations thereof).

Вертикальные панели 1 соединены посредством четырех (или даже большего количества) угловых балок 2. Угловые балки 2 могут иметь любое сечение (обычно, квадратное, прямоугольное или круглое) и могут быть выполнены из любого материала, обычно используемого для изготовления спутников. Угловые балки 2 имеют разъемные сопряжения на их нижних и верхних краях 8. Внутренние вертикальные сдвижные панели 3 и горизонтальные панели 4 платформы также могут быть использованы в качестве конструктивного преимущества или для удобства размещения оборудования.The vertical panels 1 are connected by four (or even more) corner beams 2. The corner beams 2 can be of any cross section (usually square, rectangular or round) and can be made of any material commonly used for making satellites. The corner beams 2 have detachable mates at their lower and upper edges 8. Internal vertical sliding panels 3 and horizontal platform panels 4 can also be used as a design advantage or for ease of placement of equipment.

4. Нижняя переходная конструкция4. Bottom transition structure

Всегда со ссылкой на Фигуру 1, нижняя переходная конструкция (или фитинг для полезной нагрузки - PAF) 5 завершает концепцию. В верхней части PAF 5 имеется дискретное количество разъемных сопряжений 6 с каждой угловой балкой 2 конструкции спутника, и в нижней части имеется болтовое сопряжение 7 с верхней ступенью средства выведения (не показана на Фигуре 1).Always with reference to Figure 1, the lower transitional structure (or payload fitting - PAF) 5 completes the concept. In the upper part of the PAF 5 there is a discrete number of detachable interfaces 6 with each corner beam 2 of the satellite structure, and in the lower part there is a bolted interface 7 with the upper stage of the launcher (not shown in Figure 1).

Со ссылкой на Фигуру 10, различные размеры 14 сечения спутника могут быть размещены на одном и том же PAF 15 без необходимости изменять конструкцию последнего. Это возможно посредством изменения угла наклона концов вертикальных балок 16.With reference to Figure 10, different dimensions 14 of the cross-section of the satellite can be placed on the same PAF 15 without the need to change the design of the latter. This is possible by changing the angle of inclination of the ends of the vertical beams 16.

Со ссылкой на Фигуру 11, для того чтобы облегчить транспортировку, проверку соответствия сопряжения и тестирование отделения спутников, нижняя часть системы отделения установлена на раму 17, которая посредством болтового сопряжения может быть установлена на и снята с PAF 18, или с нижнего спутника в штабеле 19.With reference to Figure 11, in order to facilitate transportation, matching matching and satellite separation testing, the lower part of the separation system is mounted on a frame 17, which, by means of a bolted interface, can be installed on and removed from the PAF 18, or from the lower satellite in the stack 19 .

5. Штабелирование спутников5. Stacking satellites

Штабелирование спутников может быть выполнено в виде одной башни, как показано на Фигуре 2, установленной на соответствующий PAF, или в виде двойной башни, то есть, двух башен, расположенных бок о бок, как показано на Фигуре 3, установленной на соответствующий PAF 20, предназначенный для размещения двух башен из спутников. Архитектура штабеля зависит от доступного объема обтекателя и грузоподъемности выбранной ракеты-носителя.The satellite stacking can be done as a single tower, as shown in Figure 2, mounted on a respective PAF, or as a double tower, that is, two towers side by side, as shown in Figure 3, mounted on a respective PAF 20, designed to accommodate two towers of satellites. The architecture of the stack depends on the amount of fairing available and the payload capacity of the selected launch vehicle.

Разъемные сопряжения между штабелированными спутниками и между нижним(-и) спутником(-ами) и PAF идентичны. Эти сопряжения удобно включают в себя:The releasable interfaces between the stacked satellites and between the lower satellite(s) and the PAF are identical. These pairings conveniently include:

со ссылкой на Фигуру 4, механические сопряжения, включающие в себя по меньшей мере три сопряжения 10 чаша-конус, присоединенные на крае каждой угловой балки 2;with reference to Figure 4, mechanical mates including at least three mates 10 cup-cone, attached at the edge of each corner beam 2;

со ссылкой на Фигуру 6, электрические сопряжения 21 для обеспечения сообщения со средством выведения и оборудованием наземного обеспечения; причем разъемные сопряжения снабжены кронштейнами для электрических соединителей;with reference to Figure 6, electrical interfaces 21 for communicating with the launch vehicle and ground support equipment; wherein the detachable interfaces are provided with brackets for electrical connectors;

микропереключатели для обнаружения отделения спутника; microswitches for satellite separation detection;

вновь со ссылкой на Фигуру 6, системы 22 для обеспечения отделения космического аппарата, обычно приводимые в движение пружинами толкатели для отделения в выбранных сопряжениях для отделения, чтобы сообщить необходимую начальную кинетическую энергию спутникам после отделения.Referring again to Figure 6, spacecraft separation systems 22, typically spring-driven separation pushers at selected separation mates to impart the necessary initial kinetic energy to the satellites after separation.

Вновь со ссылкой на Фигуру 4, сопряжение 10 чаша-конус выполнено с возможностью нести все локальные нагрузки, за исключением осевой тяговой нагрузки, которую несет устройство(а) для отделения с электрическим приводом (например, NEA, пиропатрон и так далее).Referring again to Figure 4, the bowl-cone mate 10 is configured to bear all local loads except for the axial thrust load carried by the electrically powered release device(s) (eg, NEA, squib, etc.).

Со ссылкой на Фигуру 5, самое низкое соединение в штабеле (спутник внизу PAF) может использовать все три (или более) устройств 11 для отделения. Верхние соединения 12 могут использовать меньшее количество устройств для отделения вследствие более низких нагрузок. With reference to Figure 5, the lowest connection in the stack (satellite at the bottom of the PAF) may use all three (or more) devices 11 for separation. The top connections 12 may use fewer separation devices due to lower loads.

Внешние плоские панели 1 могут включать в себя угловые балки 2; это предсказуемо, если используются технологии аддитивного производства. External flat panels 1 may include corner beams 2; this is predictable if additive manufacturing technologies are used.

Со ссылкой на Фигуру 7, базовая концепция конструкции эквивалентна известной архитектуре Ферменной Конструкции, выполненной непосредственно из вертикальных и диагональных балок. Тем не менее, внешние конструкции спутника не могут являться диагональными балками 13, поскольку они должны быть плоскими, чтобы разместить электронное оборудование, действовать в качестве тепловых излучателей и обеспечивать замкнутую зону для защиты от излучения. Это означает, что функция конструктивного усиления, оказываемая диагональными балками, выполняется слоистыми панелями. Эти панели, для целей оптимизации конструкции, могут удобно включать в себя конструкции со встроенным усилением или усиления 23 в толще обшивки.With reference to Figure 7, the basic design concept is equivalent to the known Truss Architecture made directly from vertical and diagonal beams. However, the outer structures of the satellite cannot be the diagonal beams 13, as they must be flat to accommodate the electronic equipment, act as heat emitters, and provide an enclosed area for radiation shielding. This means that the structural reinforcement function provided by the diagonal beams is performed by the laminated panels. These panels, for design optimization purposes, may conveniently include structures with built-in reinforcements or reinforcements 23 in the thickness of the skin.

6. Два предпочтительных, неограничивающих варианта осуществления изобретения6. Two preferred, non-limiting embodiments of the invention

Двумя предпочтительными, неограничивающими вариантами осуществления изобретения являются:Two preferred, non-limiting embodiments of the invention are:

со ссылкой на Фигуру 8, однобашенная архитектура со штабелями из двух идентичных спутников, установленных на специальный PAF;with reference to Figure 8, single tower architecture with stacks of two identical satellites mounted on a dedicated PAF;

со ссылкой на Фигуру 9, архитектура с расположением бок о бок двух идентичных спутников, установленных на специальный PAF.with reference to Figure 9, a side-by-side architecture of two identical satellites mounted on a dedicated PAF.

7. Главные технические преимущества изобретения относительно подобных существующих идей7. Main technical advantages of the invention over similar existing ideas

a) По существу, как описано в параграфе 2 “Теоретические основы изобретения”, настоящее изобретение более эффективно с конструктивной точки зрения относительно существующего решения (то есть, некоторый уровень показателя жесткости может быть достигнут при меньшей массе конструкции).a) As such, as described in paragraph 2 "Theoretical Foundations of the Invention", the present invention is structurally more efficient than the existing solution (i.e., some level of stiffness index can be achieved with less structural mass).

b) Эффективность конструкции может быть использована в пользу полностью алюминиевой конструкции с более высокими показателями в части защиты от излучения и снижения стоимости относительно конструкций из CFRP.b) The efficiency of the design can be exploited in favor of an all-aluminum construction with superior radiation shielding and cost savings over CFRP constructions.

c) Внутренний объем спутника полностью доступен для размещения оборудования, тогда как этого нет в спутнике с большой и длинной внутренней конструкционной трубой.c) The internal volume of the satellite is fully accessible to accommodate equipment, while this is not the case in a satellite with a large and long internal structural tube.

d) Верхняя и нижняя платформы спутника полностью доступны для размещения оборудования, тогда как этого так же нет в спутнике с большой и длинной внутренней конструкционной трубой.d) The upper and lower platforms of the satellite are fully accessible to accommodate equipment, while this is also not the case in a satellite with a large and long internal structural tube.

e) Сложность настоящего изобретения ограничена компактной конструкцией PAF и сопряжениями, а не большой и длинной внутренней конструкционной трубой.e) The complexity of the present invention is limited by the compact design of the PAF and interfaces rather than by the large and long internal structural tube.

f) Стоимость ограниченного количества пиро/NEA патронов отделения выгодна по сравнению со стоимостью двух или более систем замковой ленты.f) The cost of a limited number of Pyro/NEA compartment cartridges is advantageous compared to the cost of two or more locking tape systems.

g) Разъемное сопряжение может быть более прочным в основании штабеля из спутников, где механические нагрузки более высокие, и менее прочным для других разъемных сопряжений штабеля.g) The releasable mate may be stronger at the base of the stack of satellites, where the mechanical stresses are higher, and less strong at the other releasable mates of the stack.

В заключение, следует отметить, что настоящее изобретение, которое относится к концепции конструкции спутника с главным образом внешней несущей конструкцией и к его специальному сопряжению с ракетой-носителем, позволяет эффективное использование грузоподъемности средства выведения и внутреннего объема спутника. Эта концепция согласно настоящему изобретению может быть предпочтительно использована для любого космического полета/орбиты/ракеты-носителя, если признана подходящей.In conclusion, it should be noted that the present invention, which relates to the design concept of a satellite with a mainly external load-bearing structure and its special interface with a launch vehicle, allows efficient use of the payload capacity of the launch vehicle and the internal volume of the satellite. This concept according to the present invention can be preferably used for any space flight/orbit/booster, if deemed appropriate.

Claims

1. Система развертывания спутника, включающая в себя конструкцию спутника и фитинг (5) для полезной нагрузки для съемного прикрепления к упомянутой конструкции спутника, причем конструкция спутника содержит внешнюю несущую конструкцию, отличающаяся тем, что конструкция спутника включает в себя внешние вертикальные плоские закрытые панели (1), имеющие внутренние усиления или встроенные конструкции или усиления (23) в толще обшивки, причем каждое выполнено с возможностью выполнения функции диагональных балок по конструктивному усилению в архитектуре ферменной конструкции.1. A satellite deployment system comprising a satellite structure and a payload fitting (5) for removable attachment to said satellite structure, the satellite structure comprising an external support structure, characterized in that the satellite structure includes external vertical flat closed panels ( 1) having internal reinforcements or built-in structures or reinforcements (23) in the thickness of the skin, each configured to perform the function of diagonal beams for structural reinforcement in the architecture of the truss structure.

2. Система развертывания спутника по п. 1, в которой конструкция спутника имеет дискретное количество сопряжений, например 3, 4 или более, для крепления к фитингу (5) для полезной нагрузки и в которой фитинг (5) для полезной нагрузки установлен на болтовом сопряжении верхней ступени средства выведения.2. The satellite deployment system of claim. 1, in which the satellite structure has a discrete number of interfaces, for example 3, 4 or more, for attachment to the payload fitting (5) and in which the payload fitting (5) is mounted on a bolted interface the upper stage of the launch vehicle.

3. Система развертывания спутника по п. 1 или 2, в которой конструкция спутника имеет идентичное дискретное количество нижних и верхних сопряжений, допуская штабелирование двух или более спутников, которые идентичны друг другу или имеют различные массы и высоты.3. A satellite deployment system according to claim 1 or 2, wherein the satellite structure has an identical discrete number of bottom and top mates, allowing stacking of two or more satellites that are identical to each other or have different masses and heights.

4. Система развертывания спутника по любому из пп.1-3, в которой отдельные сопряжения между конструкцией спутника и фитингом (5) для полезной нагрузки и/или между штабелированными конструкциями спутников идентичны друг другу и каждое может быть снабжено одним, двумя или более устройствами для отделения с электрическим приводом в зависимости от локальных механических нагрузок.4. A satellite deployment system according to any one of claims 1 to 3, wherein the individual interfaces between the satellite structure and the payload fitting (5) and/or between the stacked satellite structures are identical to each other and each can be provided with one, two or more devices for separation with electric drive depending on local mechanical loads.