Campo de la invención

La presente invención se refiere a un sistema de acoplamiento para vehículos espaciales y a un vehículo espacial que comprende dicho sistema de acoplamiento. El sistema de acoplamiento es especialmente aplicable a un adaptador de satélite en un lanzador.

Antecedentes de la invención

En la actualidad, un vehículo espacial suele diseñarse con una vida útil limitada de unos 10-15 años, dependiendo de la misión. El principal factor que limita la vida útil de un vehículo espacial suele ser la falta de combustible para realizar las maniobras orbitales y de actitud. La masa y el volumen de estos vehículos están limitados por las características del lanzador, por lo que un aumento de la masa de combustible propulsor para alargar la vida útil no es una solución.

Este es un problema al que se enfrentan la mayoría de los vehículos, al menos los que no utilizan propulsión eléctrica. Sin embargo, este hecho es mucho más limitante cuando se habla de los satélites de telecomunicaciones, más concretamente de los situados en la órbita geoestacionaria.

Los satélites de telecomunicaciones que actúan en la órbita geoestacionaria tienen asignado un espacio específico dentro de esta órbita, para poder desarrollar sus misiones sin interferir con otros vehículos. Esto ocurre porque la órbita geoestacionaria es muy estratégica para los satélites de telecomunicaciones, ya que siempre pueden apuntar al mismo punto del subsatélite para desarrollar sus actividades.

Además, tienen una masa (unos miles de kilogramos) y un volumen considerables, por lo que el coste de lanzamiento de estos satélites es demasiado elevado.

En consecuencia, para aumentar la rentabilidad económica de estos satélites, es necesario pensar en una forma de prolongar la vida útil de estos vehículos. Para apoyar todo esto, se ha discutido el uso de un vehículo externo que se acoplaría al satélite objetivo (normalmente, un satélite de telecomunicaciones), proporcionando un aumento de la vida útil. El tipo de apoyo dado al satélite podría ser muy amplio, siendo el principal la propulsión requerida para realizar las maniobras orbitales y de actitud, pero también podría ser el apoyo de telecomunicaciones o de navegación. El vehículo propuesto podría ser categorizado como un vehículo comercial de servicio (Commercial Servicing Vehicle, CSV), aunque hay muchos tipos de vehículos que podrían encajar en este grupo.

El primer tipo de CSV que se ha considerado es el vehículo de extensión de misión (Mission Extensión Vehicle, MEV). Este vehículo es un vehículo independiente diseñado y fabricado desde el principio, para realizar el encuentro y el acoplamiento con varios satélites objetivo y prolongar la vida útil de estos satélites.

Hasta 2019, todos los satélites diseñados tenían una vida útil finita, determinada principalmente por la cantidad de combustible que se podía integrar en los vehículos. Sin embargo, en octubre de 2019, se lanzó el primer Vehículo de Extensión de Misión (MEV), con el fin de realizar el acoplamiento con los satélites que se encontraban en su última fase de vida útil, dando apoyo operativo como maniobras de propulsión o control de actitud y órbita, con el fin de extender su vida útil operativa.

Este fue un hito muy relevante en las misiones espaciales, ya que cambió la forma en que se van a diseñar los satélites en las siguientes décadas. Por un lado, será posible realizar misiones más largas utilizando los mismos satélites, aumentando el retorno del capital invertido (principalmente para los satélites geoestacionarios). Por otro lado, se reduce la limitación del combustible en el diseño del satélite, ya que ahora se pueden realizar satélites más pequeños que serán asistidos periódicamente para realizar sus misiones.

Sin embargo, el diseño, fabricación y lanzamiento de un MEV también supone un coste importante, además de que estos vehículos deben ser capaces de llegar a la órbita geoestacionaria, con la cantidad de masa de combustible propulsor que ello supone.

Actualmente existen sistemas en los que un satélite de servicio tiene un dispositivo de acoplamiento y bloqueo en órbita para realizar el acoplamiento y bloqueo del satélite de servicio y un satélite objetivo. El documento CN104477417A presenta un dispositivo de acoplamiento y bloqueo en órbita de satélite a satélite que se utiliza para acoplar un satélite de servicio con un satélite objetivo no cooperativo, y comprende una estructura de guía, un dispositivo de bloqueo, y un pasador de posicionamiento, en el que la estructura de guía está montada en el satélite de servicio; la estructura de guía comprende una superficie cónica para eliminar la desviación en el ángulo de inclinación axial de la posición de acoplamiento con el satélite objetivo no cooperativo, la estructura de guía comprende además una muesca seccionada con un borde biselado, y la muesca seccionada se utiliza para corregir la desviación del ángulo de rotación circunferencial con respecto a un anillo de acoplamiento del satélite objetivo no cooperativo; el dispositivo de bloqueo está montado en el satélite de servicio, el dispositivo de bloqueo comprende una rueda de leva, dos garras de sujeción se extienden desde el borde de la rueda de leva, y una bayoneta se forma entre las dos garras de sujeción, a fin de restringir el borde interior del anillo de acoplamiento del satélite objetivo no cooperativo. La clavija de posicionamiento está dispuesta en la estructura de guía y coincide con un orificio de clavija de posicionamiento en el anillo de acoplamiento del satélite objetivo no cooperativo, a fin de guiar y restringir con precisión la posición relativa entre el satélite de servicio y el satélite objetivo no cooperativo. El dispositivo de acoplamiento y bloqueo en órbita de satélite a satélite es aplicable a todos los satélites con anillo de acoplamiento; y el dispositivo de acoplamiento y bloqueo en órbita de satélite a satélite tiene un rango de aplicación sustancialmente amplio, incluyendo satélites grandes, satélites pequeños y microsatélites.

Estos dispositivos realizan satisfactoriamente la función de acoplamiento y son adecuados para satélites con un anillo de interfaz. Sin embargo, los vehículos espaciales de servicio en los que se monta el sistema de acoplamiento son vehículos espaciales específicamente diseñados y lanzados para realizar el acoplamiento con satélites que estaban en su última fase de vida útil.

Compendio de la invención

Por lo tanto, es un objeto de la invención proporcionar un sistema de acoplamiento para vehículos espaciales adecuado para utilizar en un vehículo espacial que ya ha sido utilizado en una misión anterior y que puede ser reutilizado para otra misión en órbita como tarea de continuación. La invención proporciona un sistema de acoplamiento para vehículos espaciales, que comprende un anillo extremo y un conjunto de acoplamiento, comprendiendo el conjunto de acoplamiento:

- un anillo de soporte conectado a una pluralidad de actuadores lineales para su despliegue y retracción, y

- al menos tres plataformas de acoplamiento articuladas al anillo de soporte, comprendiendo cada plataforma de acoplamiento:

- un cuerpo principal,

- un miembro guía,

- medios de enganche inicial, y

- un mecanismo de acoplamiento fijado al cuerpo principal y articulado al anillo extremo, estando el anillo de soporte y el anillo extremo conectados por medios elásticos, de manera que en una posición recogida el conjunto de acoplamiento está situado dentro del anillo extremo y en una posición desplegada el conjunto de acoplamiento está situado fuera del anillo extremo.

La invención también proporciona un vehículo espacial con un sistema de acoplamiento que comprende un sistema de acoplamiento para vehículo espacial de la invención en un extremo, de tal manera que un extremo de los actuadores lineales está unido a la superficie interior del vehículo espacial.

Esta configuración del sistema de acoplamiento para vehículos espaciales permite su integración en el volumen del vehículo espacial cuando el conjunto de acoplamiento está en su posición recogida.

El uso de un adaptador de satélite como vehículo espacial con un sistema de acoplamiento tiene una serie de ventajas. Por un lado, al reducirse el coste de diseño y fabricación de la estructura del satélite, el ahorro económico será considerable. Además, el coste del lanzamiento desaparecería, ya que el adaptador del satélite ya estaría en órbita una vez finalizada la primera misión (separación de la carga útil). Por otro lado, el tiempo necesario para desarrollar esta misión de extensión del satélite será considerablemente menor, ya que se evitarían muchos pasos del desarrollo del satélite. A continuación se enumeran otras ventajas de la invención:

- Compatible con los adaptadores de satélite de los lanzadores.

- Adecuado para juntarse con el anillo de interfaz de satélite estándar de un diámetro normalizado (es decir, 937 mm o 1194 mm).

- No interfiere en el funcionamiento de la misión de separación del satélite, ya que el mecanismo de acoplamiento no puede superar las dimensiones del volumen interno del adaptador de satélite.

- El mecanismo de acoplamiento no puede tener contacto con ningún elemento del satélite objetivo que no sea el anillo de interfaz del satélite durante el acoplamiento.

- Es un mecanismo reversible, para poder realizar varios acoplamientos y desacoplamientos con varios satélites objetivo (dando soporte a varios satélites a lo largo de la misión).

- Operación lo más sencilla posible, siendo el funcionamiento lo más mecánico posible.

Otras características y ventajas de la presente invención se pondrán de manifiesto a partir de la siguiente descripción detallada de una realización ilustrativa y no limitativa de su propósito en relación con las figuras adjuntas.

Descripción de las figuras

La figura 1 es una vista en perspectiva de un sistema de acoplamiento para vehículos espaciales según una realización de la invención, en posición recogida.

Las figuras 2-4 son vistas del sistema de acoplamiento para vehículos espaciales de la figura 1 durante su despliegue.

Las figuras 5-6 son vistas del sistema de acoplamiento para vehículos espaciales con el anillo de soporte desplazado.

La Fig. 7 es una vista del sistema de acoplamiento para vehículos espaciales después de enganchar el anillo del satélite objetivo.

Las Figs. 8-9 son vistas del sistema de acoplamiento en la última etapa del acoplamiento. La Fig. 10 muestra el adaptador del satélite, la última etapa del lanzador, el satélite cliente y el sistema de acoplamiento para vehículos espaciales antes de la separación del satélite.

La Fig. 11 muestra la separación del satélite cliente del adaptador de satélites.

La Fig. 12 muestra el despliegue del conjunto de acoplamiento después de la separación del satélite cliente.

La Fig. 13 muestra la aproximación del satélite cliente al adaptador de satélite.

La Fig. 14 muestra el acoplamiento entre el satélite objetivo y el adaptador de satélite.

La Fig. 15 muestra la secuencia de movimiento del mecanismo de enganche durante la fase final del acoplamiento.

La Fig. 16 muestra los elementos del mecanismo de acoplamiento.

Descripción detallada de la invención

El sistema de acoplamiento 1 para vehículos espaciales según una realización de la invención se muestra en una posición recogida en la Fig. 1 y en una posición desplegada en la Fig. 5.

El sistema de acoplamiento 1 comprende un anillo extremo 3 y un conjunto de acoplamiento 2.

El conjunto de acoplamiento 2 comprende los siguientes elementos:

- un anillo de soporte 4 conectado a una pluralidad de actuadores lineales 6 para despliegue y retracción, y

- al menos tres plataformas de acoplamiento 5 articuladas al anillo de soporte 4.

La realización mostrada en las figuras incluye tres plataformas de acoplamiento 5.

Cada plataforma de acoplamiento 5 comprende: - un cuerpo principal 7,

- un miembro guía 8,

- un medio de enganche inicial 9, y

- un mecanismo de acoplamiento 10 fijado al cuerpo principal 7 y articulado al anillo extremo 3.

El anillo de soporte 4 y el anillo extremo 3 están conectados por medios elásticos 11 (en las Figs. 6 y 7 los medios elásticos 11 son muelles longitudinales), de manera que en una posición recogida (véase la Fig. 1 ) el conjunto de acoplamiento 2 está situado dentro del anillo de extremo 3 y en una posición de despliegue (véase la Fig. 5) el conjunto de acoplamiento 2 está situado fuera del anillo extremo 3.

Los muelles longitudinales pueden tener uno de sus extremos en un elemento fijo 22 del anillo extremo 3 (véase la Fig. 7).

En cuanto a los medios de enganche inicial 9, pueden ser mecanismos de enganche, como los mostrados en las Figs. 7, 9 y 15. Pueden comprender un soporte de retén 12, un muelle y un retén 13 como elemento móvil.

Las plataformas de acoplamiento 5 pueden comprender un tope final y muelles de torsión 14 con una patilla 15 fijada al anillo de soporte 4 y una patilla 15' fijada al cuerpo principal 7 de la plataforma de acoplamiento 5 (véanse las Figs. 2 y 6).

En cuanto al mecanismo de acoplamiento 10, se representa en la Fig. 16 y puede comprender:

- un miembro de presión 16,

- un soporte 17 fijado al cuerpo principal de la plataforma de acoplamiento

- cuatro eslabones articulados 18, y

- un miembro fijo 19 integrado en el anillo extremo 3 que articula el extremo de uno de los eslabones al anillo extremo 3.

El sistema de acoplamiento 1 puede estar integrado en un vehículo espacial 20, de manera que uno de los extremos de los actuadores lineales 6 está unido a la superficie interior del vehículo espacial 20, como se ve en las Figs. 3, 4 y 5. El vehículo espacial 20 puede ser un adaptador de satélite en un lanzador (véanse las Figs. 10-14), y también un satélite con un anillo de interfaz.

El adaptador de satélite puede estar equipado con la última etapa 21 del lanzador que realiza las funciones de control y guía.

Este sistema de acoplamiento 1 es especialmente aplicable a un adaptador de satélite en un lanzador. Al finalizar la fase de lanzamiento, la última etapa del lanzador coloca la carga útil (un satélite cliente, por ejemplo) en la órbita geoestacionaria. La Fig. 10 muestra el adaptador de satélite 20, la última etapa 21 , el satélite cliente 23 y el sistema de acoplamiento 1 para vehículos espaciales antes de la separación del satélite.

La Fig. 11 muestra la separación del satélite cliente 23 del adaptador de satélite 20.

La Fig. 12 muestra el despliegue del conjunto de acoplamiento 2 después de la separación del satélite cliente 23 del adaptador de satélite 20.

Una vez finalizada la separación del satélite cliente 23 del adaptador de satélite 20 y el despliegue del conjunto de acoplamiento 2, se inicia la primera fase de la misión de prolongación de la vida útil del adaptador de satélite (se denomina "rendezvous" o encuentro).

La Fig. 13 muestra la aproximación del adaptador de satélite 20 al satélite objetivo 24. Se puede observar que el satélite objetivo 24 está completamente desplegado. El satélite objetivo 24 tiene un anillo de interfaz 25 que permanece en él después de la separación cuando fue lanzado en órbita, y no hay necesidad de ninguna adaptación especial en el anillo de interfaz 25 para realizar el acoplamiento.

La Fig. 14 muestra el acoplamiento entre el satélite objetivo 24 y el adaptador de satélite 20.

Una vez completado el acoplamiento (véase la Fig. 14) el adaptador de satélite 20 (satélite de servicio) podría dar soporte al satélite objetivo 24, por ejemplo en maniobras de órbita y actitud, navegación, comunicación, etc.

Al comienzo de la misión, el conjunto de acoplamiento 2 se encuentra recogido, ya que debe integrarse en el volumen interno del adaptador de satélite 20 (véase la Fig. 1). La primera fase del acoplamiento es el despliegue del conjunto de acoplamiento 2, mostrado en las Figs. 1 a 4.

Puede haber un elemento de unión entre las plataformas de acoplamiento 5 y el adaptador de satélite 20 (por ejemplo, un tope, no mostrado en las figuras) que impida que las plataformas de acoplamiento 5 se desplieguen. El elemento de unión también puede ser una electroválvula.

Cuando el satélite cliente 23 se encuentra a una cierta distancia del adaptador de satélite 20, la unión entre las plataformas de acoplamiento 5 y el adaptador de satélite 20 se corta, por lo que las plataformas de acoplamiento 5 no tienen la oposición de la unión y los muelles de torsión 14 fijados a las plataformas de acoplamiento 5 las hacen girar.

En la Fig. 2 se puede ver la configuración de estos muelles de torsión 14. En esta Fig. 2 hay dos muelles de torsión 14 unidos a cada plataforma de acoplamiento 5, uno en cada extremo. El objetivo de los muelles de torsión 14 es aplicar un par de torsión a la articulación que une la plataforma de acoplamiento 5 con el anillo de soporte 4, por lo que una patilla 15 debe fijarse a la plataforma de acoplamiento 5 y la otra patilla 15' debe fijarse al anillo de soporte 4.

En consecuencia, después de que el satélite del cliente 23 se separe del adaptador de satélite 20 la distancia requerida para evitar la interferencia con el adaptador de satélite 20, las plataformas de acoplamiento 5 comienzan a girar. Las plataformas de acoplamiento 5 giran debido a la acción de los muelles de torsión 14 hasta que la superficie inferior del cuerpo principal 7 de las plataformas de acoplamiento 5 toca la superficie superior del anillo de soporte 4. Para evitar la rotación de la plataforma de acoplamiento 5, se puede introducir un mecanismo de enganche 9 en la articulación entre la plataforma de acoplamiento 5 y el anillo de soporte 4, de tal manera que cuando la plataforma de acoplamiento 5 toca el anillo de soporte 4, el retén 13 puede ser activado por un muelle.

La siguiente fase es la posición de absorción de choque. La Fig. 5 muestra la posición en la que el anillo de soporte 4 se desplaza verticalmente para conseguir un hueco entre el conjunto de acoplamiento 2 y la superficie superior del adaptador de satélite 20. El objetivo de esta separación es proteger el adaptador de satélite 20 y el satélite objetivo 24 cuando se produce el contacto entre ellos. La energía de choque es absorbida por el anillo de soporte 4.

Para ello se han dispuesto varios muelles longitudinales 11 (por ejemplo, tres, en la Fig. 7), fijados al anillo extremo 3 del adaptador de satélite 20 en un extremo y al anillo de soporte 4 en el otro. Los muelles longitudinales 11 están situados alrededor de la circunferencia del anillo de soporte 4 con la misma distancia angular entre ellos.

Cuando el anillo de soporte 4 está en la posición retraída, los resortes longitudinales 11 se comprimen y el anillo de soporte 4 es sostenido por los actuadores lineales 6. Para desplegar el anillo de soporte 4, los actuadores 6 dejan de aplicar fuerza y los muelles longitudinales 11 se estiran, desplazando el anillo de soporte 4 en la dirección axial.

Dado que el muelle longitudinal 11 debe fijarse a la estructura del adaptador de satélite 20, se ha diseñado un elemento de fijación 22 que sirve de plataforma para fijar los muelles longitudinales 11 . El otro extremo del muelle 11 se fija a la superficie inferior del anillo de soporte 4, como se ve en la Fig. 7.

La siguiente fase, denominada acoplamiento suave, comienza con la aproximación del adaptador de satélite 20 al satélite objetivo 24. Los elementos de guía 8 de la plataforma de acoplamiento 5 corrigen las desalineaciones del acoplamiento, y el anillo de interfaz

25 del satélite objetivo 24 toca la superficie superior del cuerpo principal 7 de la plataforma de acoplamiento 5. En ese instante tiene lugar la primera fase de acoplamiento, en la que los medios de acoplamiento inicial 9 del cuerpo principal 7 realizan el acoplamiento inicial. En la realización de las figuras 7, 9 y 15 los medios de enganche inicial 9 son retenes. Después de este enganche inicial, el satélite objetivo 24 está parcialmente restringido por los medios de enganche inicial 9 (es decir, los retenes en las figuras 7, 9 y 15).

El retén 13 se separa de su elemento de soporte antes de la aproximación del satélite objetivo 24. La posición del retén 13 se consigue mediante un muelle fijado tanto al retén 13 como al soporte del retén. Entonces, cuando el anillo de interfaz 25 del satélite objetivo 24 toca el retén 13, el muelle 11 se comprime y el retén 13 se introduce progresivamente en el soporte del retén. El satélite objetivo 24 continuará acercándose al adaptador de satélite 20 y, finalmente, el anillo 25 del satélite objetivo 24 hace contacto con la plataforma de acoplamiento 5. En ese momento, el anillo 25 deja de hacer contacto con el retén 13 y éste gira a su posición inicial empujado por la fuerza del muelle (véanse los pasos de la Fig. 15). Finalmente, el retén 13 presiona el reborde interior del anillo de interfaz 25 del satélite objetivo 24.

En este momento finaliza la fase de acoplamiento suave. El adaptador de satélite 20 y el satélite objetivo 24 no pueden desplazarse axialmente entre sí. A continuación, el choque producido por el contacto comprimirá los muelles longitudinales 11 y retraerá el anillo de soporte 4 hasta alcanzar la máxima compresión de los muelles 11. A continuación, los muelles 11 aplicarán la misma fuerza de compresión en sentido contrario al anillo de soporte 4 y se producirá un movimiento oscilatorio entre ellos.

Este movimiento oscilatorio es atenuado por las fuerzas de tracción y empuje que aplicarán los actuadores lineales 6, por lo que, al cabo de un tiempo, se detendrá el movimiento relativo entre el adaptador de satélite 20 y el satélite objetivo 24.

Sin embargo, para conseguir una unión rígida entre el adaptador de satélite 20 y el satélite objetivo 24 y poder realizar la misión de forma correcta, es necesario realizar la fase final del acoplamiento.

Esta fase, denominada acoplamiento duro, se realiza retrayendo el anillo de soporte 4 hasta alcanzar su posición inicial (véase la Fig. 8). Como resultado de este movimiento axial, el miembro de presión 16 del mecanismo de acoplamiento 10 gira, aplicando una fuerza sobre el reborde interior del anillo de interfaz 25 del satélite objetivo 24 (Figs. 8 y 9), completando así el acoplamiento.

Este mecanismo de acoplamiento 10 no sólo está fijado a la plataforma de acoplamiento 5, sino que también está articulado al anillo extremo 3 del adaptador de satélite 20. Cuando el anillo de soporte 4 se desplaza hacia arriba para colocarse en la posición de absorción de choque, el mecanismo de acoplamiento 10 hace que el miembro de presión 16 (por ejemplo, en forma de brida) se abra.

A la inversa, cuando los actuadores 6 se retraen para desplazar el anillo de soporte 4 hacia abajo, el miembro de presión 16 se desplaza en sentido contrario, es decir, el miembro de presión 16 se cierra. De este modo, cuando el anillo de soporte 4 alcanza su posición final, el miembro de presión 16 aplica la máxima fuerza sobre el reborde interior del anillo de interfaz 25 del satélite objetivo 24 necesaria para lograr un acoplamiento rígido. La figura 9 muestra la configuración del mecanismo de acoplamiento 10 en su posición final.

Cuando los actuadores 6 retraen el anillo de soporte 4, los resortes 11 unidos a este anillo de soporte 4 se comprimen. De este modo, los actuadores 6 se situarán en una configuración de atracción continua para asegurar el acoplamiento duro durante la misión.

Sin embargo, podría ser posible introducir un sistema de enganche entre el anillo de soporte 4 y el anillo extremo 3 del adaptador de satélite 20, liberando el accionamiento continuo de los actuadores 6. Al haber varios muelles longitudinales 11 colocados en el anillo de soporte 4, una vez completado el acoplamiento duro, los muelles 11 aplicarán una fuerza ascendente al anillo de soporte 4 y el acoplamiento duro será rígido, evitando posibles holguras.

Aunque la presente invención se ha descrito completamente en relación con unas realizaciones preferidas, es evidente que se pueden realizar modificaciones dentro de su alcance, no considerándose este limitado por dichas realizaciones, sino por el contenido de las siguientes reivindicaciones.