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Technisches
Gebiet
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Die
Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zum Anbringen
mehrerer Satelliten an ein und derselben Trägerrakete.
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Die
Erfindung ist bei allen Raumfahrtprogrammen anwendbar, bei denen
mehrere Satelliten ausgehend von ein und derselben Trägerrakete
gestartet werden.
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Stand der
Technik
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Wie
insbesondere das Dokument US-A-3380687 erläutert, wird die gleichzeitige
Anbringung mehrerer Satelliten unter der Spitze ein und derselben
Trägerrakete
seit vielen Jahren beabsichtigt.
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Genauer
gesagt schlägt
dieses Dokument vor, unter der Spitze einer Trägerrakete ein kleines, zylindrisches
Triebwerk unterzubringen, das entlang der Trägerraketenachse orientiert
ist und um sich herum zwei Gruppen von vier Satelliten trägt. Ein
Motormechanismus ermöglicht
die Drehung des Triebwerks um seine eigene Achse, bevor es von der
Trägerrakete
getrennt und anschließend
gezündet
wird. Wenn das Triebwerk die gewünschte
Position erreicht, werden die Satelliten ausgesetzt, wobei sie sich
um ihre eigene Achse drehen, insbesondere aufgrund der Drehbewegung
des Triebwerks um sich selbst.
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In
diesem Dokument US-A-3380687 ist jeder der Satelliten mit zwei mit
dem Triebwerk verbundenen Flanschen verbunden, und zwar mittels
eines Sprengbolzens und mittels eines Verbindungsmechanismus, der
unter der Wirkung der Satellitenrotation automatisch lösbar ist.
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Im
Dokument FR-A-2717770 wurde vorgeschlagen, eine Mehrzahl von Satelliten
unter der Spitze einer Trägerrakete
zu montieren, indem man sie an einem Mast befestigt, der unter dieser
Spitze entlang der Trägerraketenachse
angebracht ist.
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Genauer
gesagt weist der Mast einen polygonalen Querschnitt auf, und jede
seiner Flächen
definiert eine oder mehrere Stellen, an denen die Satelliten befestigt
werden können.
Zu diesem Zweck wird vorher eine modulare Schnittstelle in Form
eines Rechteckrahmens an jedem der Satelliten befestigt, und zwar
mittels lösbarer
Befestigungsvorrichtungen, die in jeweils eine der Ecken des Rechteckrahmens plaziert
werden. Jeder der lösbaren
Befestigungsvorrichtungen ist ein Auswurforgan zugeordnet.
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Die
Befestigung des mit seiner Schnittstelle versehenen Satelliten erfolgt
von der Außenseite
des Masts her, beispielsweise mittels Schrauben. Um das Anbringen
des Satelliten an der Trägerrakete
zu erleichtern, trägt
die Schnittstelle ferner Führungsstifte, die
in Löchern
aufgenommen werden, welche zu diesem Zweck im Mast vorgesehen sind.
Eine mit einem Riegel versehene Zugvorrichtung erlaubt das Blockieren
jedes der Stifte, sobald sie in die Löcher eingeführt worden sind.
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Diese
Anbringungsvorrichtung weist den Vorteil auf, dass sie modular ist,
was die relativ späte Anbringung
eines Satelliten an einer Trägerrakete
erlaubt, die eventuell von der ursprünglich Vorgesehenen verschieden
ist. Allerdings weist sie auch bestimmte Nachteile auf.
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Zunächst ist
die Gestaltung der Anbringungsvorrichtung kompliziert. Sie enthält nämlich eine
Schnittstelle, deren wesentliche Funktion darin liegt, die lösbaren Befestigungsvorrichtungen
zu tragen. Diese Schnittstelle verwendet eine große Zahl von
Elementen zusätzlich
zu den funktionellen Elementen wie z. B. den Führungsstiften, den Blockierriegeln
etc.
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Ferner
umfasst die Durchführung
der Anbringung von der Außenseite
des Masts her zwei Nachteile:
Zunächst erhöht dieses Merkmal das Risiko
einer Störung
des Satelliten, der gerade angebracht wird, oder jener, die bereits
an Ort und Stelle sind. Außerdem erschwert
sie die Zugänglichkeit,
wenn bereits drei oder vier Satelliten um den Mast herum montiert sind.
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Außerdem bedeutet
die Montage der rahmenförmigen
Schnittstelle am Satelliten eine zusätzliche Arbeitsmaßnahme an
der Gesamtanordnung. Dies führt
zu einer Verdoppelung der Arbeitsschritte, die für die Montage der Satelliten
am Mast erforderlich sind. Die operationellen Risiken steigen somit.
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Schließlich impliziert
die im Dokument FR-A-2717770 beschriebene Anbringungsvorrichtung,
dass zahlreiche Arbeitsschritte während der eigentlichen Abschußvorbereitungen
durchgeführt werden.
Angesichts der zahlreichen Bedingungen, die während dieser Periode herrschen,
trägt auch dies
zur Erhöhung
der operationellen Risiken bei.
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Das
Dokument US-A-5884866 schlägt
eine Gestaltung ähnlich
der im Dokument FR-A-2717770 beschriebenen vor. In diesem Fall montiert
man die Satelliten an einem Mast mit kreisförmigem Querschnitt, nachdem
man um diesen Mast herum wenigstens ein Paar von Schellen mit polygonalem
Außenquerschnitt
plaziert hat. Nahe den Enden jeder dieser Außenflächen trägt jede Schelle eine lösbare Befestigungsvorrichtung
sowie eine Auswurfvorrichtung. Die Anbringung eines Satelliten erfolgt
mittels vier Schrauben, die in Eingriff mit vier lösbaren Befestigungsvorrichtungen
gelangen, welche an den entsprechenden Flächen von zwei aufeinanderfolgenden
Schellen eingebaut sind.
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Diese
Anbringungsvorrichtung weist ähnliche
Nachteile wie die im Dokument FR-A-2717770 beschriebene Vorrichtung auf.
Insbesondere handelt es sich um eine komplizierte und schwere Vorrichtung,
bei der die Schellen zusätzliche
Teile darstellen, die im Wesentlichen die Funktion haben, die lösbaren Befestigungsvorrichtungen
und die Abwurfvorrichtungen zu halten. Außerdem werden die Satelliten am
Mast von seiner Außenseite
her montiert, was zu Störungsrisiken
und Zugänglichkeitsproblemen
führt. Schließlich müssen zahlreiche
Arbeitsschritte während
der Abschussvorbereitungen durchgeführt werden. Insbesondere muss
man während
dieser Periode die mechanische Verbindung zwischen dem Satelliten
und dem Mast herstellen, die im Flug gelöst werden soll, und diese Operation
umfasst eine heikle und riskante Regelung.
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Erläuterung
der Erfindung
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Aufgabe
der Erfindung ist ein Verfahren und eine Vorrichtung zum Anbringen
von Satelliten, deren neuartige Gestaltung es ermöglicht,
die durch die bestehenden Anbringungsverfahren und -vorrichtungen gestellten
Probleme zu lösen,
und insbesondere unabhängig
die Anbringung der lösbaren
mechanischen Verbindung zu regeln, die Schnittstelle zwischen jedem
Satelliten und dem Mast zu vereinfachen, ein Maximum von Arbeitsschritten
vor den Abschußvorbereitungen
durchzuführen,
und die Anbringung der Satelliten von außerhalb des Masts zu realisieren.
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Erfindungsgemäß wird dieses
Ergebnis erhalten mit Hilfe eines Verfahrens zum Anbringen von Satelliten
auf einer Trägerrakete,
bei dem man die Trägerrakete
mit einem Satellitenträger
ausstattet, wobei das Verfahren dadurch gekennzeichnet ist, dass
es die folgenden Schritte umfasst:
- – Montage
einer Mehrzahl voneinander unabhängiger
Befestigungsmechanismen auf einem anzubringenden Satelliten, die
jeweils ein am Satelliten befestigtes erstes Schnittstellenorgan
sowie ein zweites Schnittstellenorgan umfassen, welches mittels
lösbarer
Verbindungsmittel mit dem ersten Schnittstellenorgan verbunden ist;
- – Ankoppeln
des Satelliten am Träger;
und
- – Getrennte
Befestigung des zweiten Schnittstellenorgans jedes Befestigungsmechanismus
am Träger.
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Da
jeder Befestigungsmechanismus, der die lösbaren Verbindungsmittel enthält, direkt
am Satelliten montiert ist, unabhängig von den anderen, wird die
Struktur verglichen mit Anbringungsverfahren des Stands der Technik
stark vereinfacht, die Schnittstellen in Form eines Rahmens oder
einer Schelle verwenden, die jeweils mehrere lösbare Befestigungsvorrichtungen
tragen.
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Außerdem wird
es möglich,
die Befestigungsmechanismen zusammenzubauen und einzustellen, bevor
sie am Satelliten montiert werden, d. h. unabhängig von den Anbringungsarbeiten.
Außerdem
kann man die Befestigungsmechanismen am Satelliten montieren, bevor
dieser am Träger
angekoppelt wird, beispielsweise unabhängig von den Abschußvorbereitungen.
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Andererseits
wird die Tragstruktur auf ein Minimum reduziert, und die erfindungsgemäße Gestaltung
erlaubt die vorteilhafte Befestigung des zweiten Schnittstellenorgans
jedes Befestigungsmechanismus am üblicherweise mastförmigen Träger von
dessen Innenseite her.
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Neben
weiteren Vorteilen erlaubt dies die Verringerung der Zeit, die für die Anbringung
eines Satelliten während
der Abschußvorbereitungen
benötigt
wird, sowie der mit dieser Anbringung verbundenen Risiken.
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In
einer bevorzugten Ausführungsform
der Erfindung umfasst jeder Befestigungsmechanismus, der am anzubringenden
Satelliten montiert ist, eine stromlinienförmige Führungs- und Schutzhaube, die die
lösbaren
Befestigungsmittel bedeckt. Diese Haube dringt beim Ankoppeln des
Satelliten am Träger
in eine entsprechende Öffnung
desselben ein. Nach der Befestigung des zweiten Schnittstellenorgans
am Träger
wird die Haube entfernt. Die lösbaren
Befestigungsmittel können
dann mit einem an der Trägerrakete
untergebrachten Steuersystem verbunden werden.
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Bei
dieser gleichen bevorzugten Ausführungsform
der Erfindung montiert man am Satelliten vier Befestigungsmechanismen.
Es versteht sich jedoch, dass die Erfindung leicht an Satelliten
mit anderer Form angepasst werden kann, was zu einer Zahl von Befestigungspunkten
gleich oder unterschiedlich von vier führt, und zwar gemäß einer
beliebigen Anordnung.
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Aufgabe
der Erfindung ist ferner eine Vorrichtung zum Anbringen von Satelliten
an einer Trägerrakete,
umfassend einen Träger,
der dazu ausgelegt ist, an der Trägerrakete befestigt zu werden,
sowie Mittel zur Montage einer Mehrzahl von Satelliten am Träger, dadurch
gekennzeichnet, dass die Montagemittel eine Mehrzahl von Befestigungsmechanismen umfassen,
die dazu ausgelegt sind, einzeln an einem anzubringenden Satelliten
montiert zu werden, wobei jeder Befestigungsmechanismus ein erstes
Schnittstellenorgan umfasst, das dazu ausgelegt ist, am Satelliten
befestigt zu werden, sowie ein zweites Schnittstellenorgan, das
mittels lösbarer
Verbindungsmittel mit dem ersten Schnittstellenorgan verbunden und
dazu ausgelegt ist, getrennt am Träger befestigt zu werden, wenn
der Satellit an selbigem angekoppelt wird.
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Kurzbeschreibung
der Zeichnungen
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Nun
wird als nicht beschränkendes
Beispiel eine bevorzugte Ausführungsform
der Erfindung mit Bezug zu den beigefügten Zeichnungen beschrieben werden,
in denen:
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1 eine
Perspektivansicht ist, die eine erfindungsgemäße Vorrichtung zum Anbringen
von Satelliten zeigt, welche dazu ausgelegt ist, drei Satelliten
aufzunehmen, von denen einer bereits montiert ist und ein zweiter
gerade montiert wird;
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2 eine
Perspektivansicht in vergrößertem Maßstab ist,
die einen Satelliten darstellt, dessen zur Befestigung am Trägerraketenmast
vorgesehene Fläche
mit vier erfindungsgemäßen getrennten
Befestigungsmechanismen ausgestattet ist; und
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3 eine
perspektivische Explosionsansicht eines der Befestigungsmechanismen
aus 2 ist.
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Detaillierte
Beschreibung einer bevorzugten Ausführungsform der Verbindung
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In 1 ist
schematisch eine bevorzugte Ausführungsform
einer erfindungsgemäß gestalteten Vorrichtung
zum Anbringen von Satelliten an einer Trägerrakete dargestellt. Diese
Vorrichtung ist dazu bestimmt, die Anbringung von drei Satelliten
zu ermöglichen.
Es versteht sich jedoch, dass eine solche Vorrichtung von einem
Fachmann leicht derart abgeändert
werden kann, dass man eine andere Zahl von Satelliten anbringen
kann, beispielsweise vier, sechs oder acht.
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Die
in 1 dargestellte Anbringungsvorrichtung umfasst
einen rohrförmigen
Mast 10 mit gleichmäßigem kreisförmigen Querschnitt.
An seinem unteren Ende ist der rohrförmige Mast 10 dazu ausgelegt,
mittels eines kegelstumpfförmigen
Adapters 12 an der (nicht dargestellten) Struktur der Trägerralkete
befestigt zu werden. Die Gestaltung ist dann derart, dass die Achse
des rohrförmigen
Masts 10 mit jener der Trägerrakete zusammenfällt.
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An
seiner Außenumfangsfläche ist
der Mast 10 in Umfangsrichtung in drei Zonen oder Stationen unterteilt,
die dazu ausgelegt sind, jeweils einen Satelliten 14 aufzunehmen.
Jede dieser Zonen oder Stationen ist durch vier Träger 16 gebildet,
die in einer Rechteck-Konfiguration angeordnet sind. Genauer gesagt
sind die vier Träger 16 einer
Station paarweise entlang zwei Erzeugenden sowie entlang zwei Querschnitten
des rohrförmigen
Masts 10 ausgerichtet.
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Jeder
der Träger 16 steht
von der Außenumfangsfläche des
Masts 10 vor und umfasst eine ebene Fläche 17, die in ihrer
Mitte von einer kreisförmigen Öffnung 18 durchsetzt
wird. Genauer gesagt sind die ebenen Flächen der vier Träger 16 ein
und derselben Station alle in ein und derselben Ebene angeordnet,
und die Zentren der kreisförmigen Öffnungen 18 bilden
ein Rechteck, dessen lange Seiten parallel zur Achse des Masts 10 verlaufen.
Um die kreisförmige Öffnung 18 herum
wird jede der ebenen Flächen
der Träger 16 von
einer bestimmten Zahl von Löchern 19 durchsetzt
(bei der gezeigten Ausführungsform
vier), deren Funktion nachfolgend deutlich werden wird.
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In 1 ist
einer der Satelliten 14 bereits an der Trägerrakete
angebracht, während
ein weiterer Satellit 14 gerade angebracht wird. Bei diesem
letztgenannten Satelliten sieht man, dass seine im Wesentlichen
ebene Fläche 20,
die an der entsprechenden Station des rohrförmigen Masts 10 angekoppelt werden
soll, mit vier Befestigungsmechanismen 22 ausgestattet
ist. Diese vier Befestigungsmechanismen 22 sind entsprechend
einem Rechteck gestaltet, dessen Abmessungen identisch zu jenen
des Rechtecks sind, welches durch die kreisförmigen Öffnungen 18 definiert
wird, die in den ebenen Flächen 17 der
vier Träger 16 einer
Station des rohrförmigen Masts 10 gebildet
sind. Die Befestigungsmechanismen 22 bilden zusammen mit
dem mit den Trägern 16 ausgestatteten
rohrförmigen
Mast 10 die erfindungsgemäße Anbringungsvorrichtung.
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Wie
in 2 in verschiedenen Stadien ihrer Montage dargestellt
ist, umfasst jeder der Befestigungsmechanismen 22 ein erstes
flanschförmiges Schnittstellenorgan 24,
ein zweites ebenfalls flanschförmiges
Schnittstellenorgan 26, lösbare Verbindungsmittel 28 sowie
eine stromlinienförmige
Führungs-
und Schutzhaube 30.
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Genauer
gesagt ist das erste flanschförmige Schnittstellenorgan 24 dazu
vorgesehen, mittels Schrauben 32 an der Fläche 20 des
Satelliten 14 befestigt zu werden. Als die Erfindung keineswegs
beschränkendes
Erläuterungsbeispiel
sind in den 2 und 3 vier Schrauben 32 vorgesehen.
Jede der Schrauben 32 durchsetzt ein entsprechendes Loch 33,
das im flanschförmigen
ersten Schnittstellenorgan 24 gebildet ist, und wird in
die Fläche 20 des
Satelliten 14 geschraubt.
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Die
lösbaren
Verbindungsmittel 28 gewährleisten anfänglich die
Verbindung der Schnittstellenorgane 24 und 26.
Sie sind so gestaltet, dass sie die Trennung dieser zwei Organe
sicherstellen können, wenn
zu diesem Zweck ein Signal von einem an der Trägerrakete untergebrachten System
geliefert wird. Solche lösbaren
Verbindungsmittel mit pyrotechnischer, mechanischer, pneumatischer
oder anderer Steuerung sind dem Fachmann gut bekannt, so dass hier
keine Beschreibung erfolgt.
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Da
die lösbaren
Verbindungsmittel 28 anfänglich die Schnittstellenorgane 24 und 26 verbinden,
ist das erste Schnittstellenorgan 24 an der Fläche 20 des
Satelliten 14 in Anwesenheit des zweiten Schnittstellenorgans 26 befestigt.
Um die Betätigung der
für diese
Befestigung erforderlichen Schrauben 32 zu ermöglichen,
sind im zweiten Schnittstellenorgan 26 kreisförmige Aussparungen 34 gegenüber den
Löchern 33 vorgesehen,
die im ersten Schnittstellenorgan 24 gebildet sind.
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Wie
insbesondere die 2 und 3 zeigen,
steht ein Teil der lösbaren
Verbindungsmittel 28 von der Fläche des zweiten Schnittstellenorgans 26 vor,
die an der ebenen Fläche 17 des
entsprechenden Trägers 16 befestigt
werden soll. Die Haube 30 wird auf diesem vorstehenden
Teil der lösbaren
Verbindungsmittel montiert, um ihren mechanischen Schutz zu gewährleisten
und um die Führung
des Satelliten 14 zu ermöglichen, wenn er am Mast 10 angekoppelt
wird.
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Erfindungsgemäß sind die
Befestigungsmechanismen 22 unabhängig voneinander und vorzugsweise
fabrikseitig, d. h. weit vor den Abschussvorbereitungen, an der
Fläche 20 des
Satelliten 14 befestigt. In 2 ist der
rechts oben dargestellte Befestigungsmechanismus 22 in
Explosionsansicht und ohne seine Haube 30 gezeigt, wohingegen
die links oben und rechts unten gelegenen Befestigungsmechanismen 22 nach
ihrer Befestigung an der Fläche 20 des
Satelliten 14 mit Hilfe der Schrauben 32 dargestellt
sind. Der letzte Befestigungsmechanismus 22, links unten
gelegen, ist an einem der Träger 16 befestigt
gezeigt, der vom rohrförmigen
Mast 10 getragen wird, wobei dieser Träger von der Innenseite des
Masts her gesehen wird und letzterer nicht dargestellt ist.
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Jede
der Hauben 30 weist ein stromlinienförmiges Ende auf, das die Positionierung
des Satelliten 14 relativ zum Mast während der Ankoppel-Operation
erleichtern soll. Der Außendurchmesser
jeder Haube 30 an ihrem an das zweite Schnittstellenorgan 26 angrenzenden
Ende ist praktisch gleich jenem der kreisförmigen Öffnungen 18.
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Wenn
die vier Befestigungsmechanismen 22 unabhängig voneinander
an der Fläche 20 ein
und desselben Satelliten 14 montiert worden sind, kann dieser
leicht und schnell an der Trägerrakete
angebracht werden, um dort von der Innenseite des Masts 10 her
befestigt zu werden. Man beachte, dass diese letztgenannte Operation
leicht durch einen einzigen Bediener ohne irgendeine Verladeeinrichtung
durchgeführt
werden kann.
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Wie
bereits erwähnt,
werden die vier Befestigungsmechanismen 22, vorzugsweise
in der Fabrik an der Fläche 20 eines
Satelliten 14 montiert, der später gestartet werden soll.
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Während der
Abschusskampagne wird der rohrförmige
Mast 10 mittels des Adapters 12 auf der Trägerrakete
montiert. Jeder der Satelliten 14, die gestartet werden
sollen, wird dann an der Trägerrakete
angebracht. Zu diesem Zweck wird jeder Satellit 14 abwechselnd
am rohrförmigen
Mast 10 angebracht, derart, dass die von den stromlinienförmigen Hauben 30 bedeckten
vorstehenden Teile der lösbaren
Verbindungsmittel 28 in die kreisförmigen Öffnungen 18 der entsprechenden
Träger 16 eindringen.
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Während dieser
Ankoppeloperation gewährleistet
das stromlinienförmige
Ende jeder der Hauben 30 die Zentrierung und Führung jedes
Befestigungsmechanismus 22 bezüglich der in den Trägern 16 gebildeten
Umfangsöffnungen.
Die stromlinienförmigen Hauben 30 schützen ferner
die vorstehenden Teile der lösbaren
Verbindungsmittel 28 vor eventuellen Stößen.
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Wenn
das Ankoppeln der Satelliten 14 beendet ist, befestigt
ein Bediener das zweite Schnittstellenorgan 26 jedes Befestigungsmechanismus 22 an der
ebenen Fläche 17 des
entsprechenden Trägers 16.
Diese Befestigung erfolgt von der Innenseite des rohrförmigen Masts 10 her
mittels Schrauben 36, die die Löcher 19 frei durchsetzen,
welche in der ebenen Fläche 17 des
Trägers 16 gebildet
sind. Die Schrauben 36 werden in Gewindelöcher 38 geschraubt,
die zu diesem Zweck im zweiten Schnittstellenorgan 26 vorgesehen
sind. Genauer gesagt sind die Gewindelöcher 38 zwischen den
Aussparungen 34 gebildet, wie es die 2 und 3 zeigen.
In der als nicht beschränkendes
Beispiel gezeigten Ausführungsform
werden für
jeden der Befestigungsmechanismen 22 vier Schrauben 36 verwendet.
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Dank
der beschriebenen Gestaltung erfolgt die Befestigung jedes der zweiten
Schnittstellenorgane 26 am entsprechenden Träger 16 unabhängig. Dies
erlaubt einem einzigen Bediener die Durchführung dieser Operation, ohne
dass er eine besondere Verladeeinrichtung benutzen muss.
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Wenn
die vier Befestigungsmechanismen 22 an den vier Trägern 16 befestigt
worden sind, werden die Hauben 30 abgenommen und die lösbaren Verbindungsmittel 28 werden
mit einem (nicht dargestellten) Steuersystem verbunden, das in der
Trägerrakete
untergebracht ist. Wenn der Satellit 14 von der Trägerrakete
getrennt werden muss, um ihn im Orbit abzusetzen, sendet dieses
Steuersystem einen Befehl aus, der die gleichzeitige Betätigung der
vier lösbaren
Verbindungsmittel 28 erlaubt. Bei jedem der Befestigungsmechanismen 22 wird
dann das erste Schnittstellenorgan 24 vom zweiten Schnittstellenorgan 26 getrennt.
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Man
beachte, dass jeder der Träger 16 vorzugsweise
mit einer Auswurfvorrichtung 40 (1) ausgestattet
ist, die dazu ausgelegt ist, einen Radialdruck auf jeden der Satelliten 14 auszuüben, die
an der Trägerrakete
angebracht sind. Dieser Radialdruck erlaubt das automatische Entfernen
des Satelliten vom Mast 10, wenn die Organe 24 und 26 durch die
Betätigung
der lösbaren
Verbindungsmittel 28 getrennt worden sind. Die Auswurfvorrichtungen 40 sind
dem Fachmann gut bekannte Vorrichtungen, so dass keine weitere Beschreibung
erfolgt.
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Man
beachte, dass in einer Variante, die Auswurfvorrichtungen 40 in
die lösbaren
Verbindungsmittel 28 integriert sein können.
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Um
insbesondere die elektrische Versorgung bestimmter Gerätschaften
der Satelliten 14 sicherzustellen, oder Informationen von
diesen Gerätschaften zu
sammeln, wenn die Satelliten noch an der Trägerrakete angebracht sind,
kann die Fläche 20 der
Satelliten 14 mit wenigstens einem elektrischen Stecker 42 nahe
einem der Befestigungsmechanismen 22 ausgestattet sein.
Der Träger 16,
der zur Zusammenwirkung mit diesem Befestigungsmechanismus 22 vorgesehen
ist, ist dann ebenfalls mit einem elektrischen Stecker 44 ausgestattet,
der in Eingriff mit dem elektrischen Stecker 42 dessen
Satelliten 14 gelangt, wenn dieser am Mast 10 angekoppelt
wird.
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Selbstverständlich stellt
die mit Bezug zu den 1 bis 3 beschriebene
Ausführungsform
nur ein mögliches
Einsatzbeispiel der Erfindung dar.
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Wie
bereits erläutert
wurde, kann somit die Zahl der Satelliten 14, die an ein
und derselben Trägerrakete
angebracht werden sollen, von drei verschieden sein, ohne den Umfang
der Erfindung zu verlassen. Ferner können die an ein und derselben Trägerrakete
untergebrachten Satelliten identisch oder verschieden sein.
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In ähnlicher
Weise kann die Zahl der Befestigungsmechanismen 22 und
der Träger 16,
die die Schnittstelle zwischen jedem der Satelliten 14 und dem
rohrförmigen
Mast 10 gewährleisten,
von vier verschieden sein, und diese Befestigungen bilden nicht
zwangsläufig
ein Rechteck und sind nicht notwendigerweise koplanar. So kann eine
Schnittstelle verwendet werden, die beispielsweise drei Befestigungsmechanismen 22 und
drei Träger 16 benutzt, die
so angeordnet sind, dass sie ein Dreieck bilden.
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Im
gleichen Sinne kann der die Satelliten tragende Mast durch jeden
Träger
ersetzt werden, der geeignet ist, an der Trägerrakete montiert zu werden und
mehrere Satelliten mit Hilfe mehrerer erfindungsgemäßer Befestigungsmechanismen
aufzunehmen. Der Mast kann insbesondere durch eine Platte ersetzt
werden. In dem Fall, in dem ein Mast verwendet wird, kann dieser
einen beliebigen Querschnitt aufweisen (kreisförmig, polygonal, elliptisch
etc.), und seine Achse kann mit jener der Trägerrakete ausgerichtet oder
von ihr versetzt sein, ohne den Umfang der Erfindung zu verlassen.
Anders ausgedrückt, hängen die
Geometrie des Trägers
und die Anordnung und die Zahl der Befestigungspunkte von der Gesamtarchitektur
der Trägerrakete
und von jener der Satelliten ab und passen sich an diese an.