IT202000012415A1 - Sistema di rilascio di satelliti da un lanciatore - Google Patents

Description

DESCRIZIONE

del brevetto per invenzione industriale dal titolo:

?SISTEMA DI RILASCIO DI SATELLITI DA UN LANCIATORE?

La presente invenzione ? relativa a un sistema di rilascio di satelliti da un lanciatore.

Attualmente, il sistema di rilascio generalmente utilizzato prevede la presenza di una pluralit? di molle elicoidali disposte solidali con il lanciatore ed atte a produrre una spinta di espulsione del satellite. Tale sistema di rilascio comporta che il satellite venga lanciato lungo una direzione perpendicolare al piano di separazione.

Come pu? risultare immediato ad un tecnico del ramo, le molle elicoidali devono essere scelte in funzione della massa del satellite da lanciare, la qual cosa implica necessariamente la possibilit? di dover sostituire le molle elicoidali ogni qualvolta che cambia la massa del satellite da lanciare.

Una tale soluzione, nonostante sia comunemente utilizzata, tuttavia comporta una serie di problematiche. Infatti, il satellite, una volta lanciato per azione delle molle elicoidali, ? soggetto a un movimento rotatorio.

Tale movimento rotatorio ? dovuto principalmente al fatto che le molle non potranno mai essere esattamente identiche tra loro e, allo stesso tempo, non si potranno mai elongare simultaneamente l?una rispetto all?altra.

Quest?ultimo aspetto deriva dalla impossibilit? di attivare i diversi elementi sgancio in maniera esattamente sincrona. Come pu? risultare immediato ad un tecnico del ramo, anche una differenza di pochi ?s tra l?attivazione dei diversi elementi di sgancio, comporta un importante squilibrio nella spinta complessiva ricevuta dal satellite e, di conseguenza, la sua rotazione. Altri elementi di indeterminazione e conseguente rotazione del satellite nella fase di rilascio, sono la non perfetta conoscenza della posizione del suo centro di massa e le vibrazioni transitorie delle strutture del lanciatore.

La rotazione a cui ? sottoposto il satellite dopo il rilascio impone necessariamente un ritardo del dispiegamento dei pannelli solari e, quindi, un prolungato utilizzo dell?energia derivante dalle batterie presenti nel satellite. Questo aspetto rappresenta un elemento di rischio considerevole, in quanto l?energia delle batterie del satellite deve sempre essere disponibile durante la fase immediatamente successiva al rilascio e precedente al dispiegamento dei pannelli solari per poter effettuare anche operazioni di ?emergenza?.

Inoltre, qualora il lanciatore porti una pluralit? di satelliti disposti l?uno a fianco all?altro, il rilascio dei satelliti lungo una direzione perpendicolare al piano di separazione pu? provocare un rischio di collisione tra gli stessi. Infatti, ? noto che per i sistemi di rilascio che utilizzano la spinta delle molle elicoidali ? opportuno considerare un ?cono di incertezza? direzionale di circa 15? rispetto alla direzione di rilascio prevista. Una tale condizione comporta una minore occupazione degli spazi disponibili nell?ogiva del lanciatore e una limitazione del numero di satelliti da montare su di uno stesso lanciatore.

Oltre alle problematiche sopra esposte, nel settore ? sentita l?esigenza di disporre di un sistema in grado di garantire una velocit? di rilascio superiore di quella prodotta dagli attuali sistemi, che utilizzano come mezzi di spinta un numero limitato di molle elicoidali. Infatti, una maggiore velocit? di rilascio si tradurrebbe in un pi? rapido allontanamento del satellite dal lanciatore e, quindi, nella possibilit? di dispiegare prima i pannelli solari. In questo modo si diminuirebbe, di conseguenza, l?uso dell?energia delle batterie con i relativi vantaggi come sopra esposto.

Per motivi di sicurezza il dispiegamento dei pannelli solari deve avvenire ad una distanza di diverse centinaia di metri dal lanciatore e, se tale distanza non ? raggiunta dalla spinta del rilascio, bisogner? fare ricorso all?ausilio dell?energia delle batterie.

Infine, un?altra esigenza particolarmente sentita nel settore riguarda la possibilit? di disporre di un sistema di rilascio adattabile a satelliti di massa diversa senza dover sostituire parte della componentistica. In altre parole, era sentita l?esigenza di disporre di un sistema di rilascio, i cui mezzi di spinta risultassero efficaci indipendentemente dalla massa del satellite. Come sopra riportato, infatti, la soluzione che prevede l?utilizzo di molle elicoidali prevede, necessariamente, che le stesse vadano selezionate in funzione della massa satellite da lanciare.

Oggetto della presente invenzione ? sistema di rilascio di satelliti da un lanciatore; detto sistema di rilascio essendo caratterizzato dal fatto di comprendere: (i) un barra di torsione una cui prima estremit? ? fissata mediante dei mezzi di supporto a un lanciatore ed ? bloccata nella rotazione attorno a un asse longitudinale della barra di torsione, e una cui seconda estremit? ? connessa mediante dei mezzi di cerniera al detto lanciatore ed ? libera di ruotare attorno a detto asse longitudinale; (ii) almeno un braccio di lancio estendentesi perpendicolarmente da detta barra di torsione e avente una prima estremit? fissata in maniera solidale a detta barra di torsione e una seconda estremit? libera; (iii) almeno un cursore fissato in maniera solidale ad un satellite da lanciare e disposto ad impegnare con scorrimento un detto rispettivo braccio di lancio; (iv) e un elemento di fermo-corsa avente una superficie di battuta su cui una porzione di un detto rispettivo braccio di lancio si porta in battuta per terminare la propria corsa e bloccarsi.

Preferibilmente, detto braccio di lancio ? costituito da un leva di torsione, una cui prima estremit? ? fissata a detta barra di torsione, e da una guida, una cui prima estremit? ? connessa ad una seconda estremit? di detta leva di torsione mediante uno snodo con bloccaggio e una cui seconda estremit? ? libera; il detto cursore impegna la detta guida mentre l?elemento fermo-corsa agisce sulla detta leva di torsione. In questo modo, tramite lo snodo con bloccaggio sar? possibile modificare la direzione di rilascio in funzione dell?angolo tra la guida e la leva di torsione.

Preferibilmente, la detta guida comprende un assorbitore di energia.

Preferibilmente, il sistema comprende dei mezzi di precarico della torsione che agiscono sulla detta prima estremit? della barra di torsione. Questi mezzi impostano una torsione di partenza della barra, ossia gi? a monte della torsione di caricamento dovuta alla rotazione del braccio di lancio impegnato dal satellite da lanciare. In questo modo, sar? possibile adattare la forza elastica necessaria per un rilascio efficace in funzione della massa del satellite da lanciare.

Preferibilmente, il sistema comprende un gruppo di bloccaggio reversibile disposto a bloccare il braccio di lancio sull?elemento di fermo-corsa.

Di seguito ? riportato un esempio di realizzazione a scopo illustrativo e non limitativo con l?ausilio delle figure in allegato, in cui:

la figura 1 ? una vista prospettica di assieme del sistema di rilascio della presente invenzione secondo una forma di realizzazione;

la figura 2 illustra le fasi del movimento di un satellite sottoposto all?azione del sistema di rilascio secondo la presente invenzione;

la figura 3 illustra un lanciatore che porta due satelliti ad ognuno dei quali ? applicato un sistema di rilascio secondo la presente invenzione.

In figura 1 ? indicato nel suo complesso con 1 il sistema secondo una preferita forma di realizzazione della presente invenzione.

Il sistema 1 comprende una barra di torsione 2 fissata ad un lanciatore 3. In particolare, la barra di torsione 2 ha una prima estremit? 2a fissata al lanciatore 3 mediante un supporto 4 e una seconda estremit? 2b fissata al lanciatore 3 mediante una cerniera 5. La prima estremit? 2a ? bloccata nella rotazione, nel senso che non pu? ruotare attorno all?asse longitudinale X della barra di torsione durante il caricamento realizzato dalla rotazione di un braccio di lancio come di seguito descritto. Diversamente, la seconda estremit? 2b ? libera di ruotare attorno all?asse X grazie alla cerniera 5. Come verr? di seguito illustrato, la torsione dovuta al fatto che la prima estremit? 2a ? bloccata mentre la seconda estremit? 2b ? libera di ruotare, realizza il caricamento elastico necessario per realizzare il rilascio del satellite.

Il sistema 1 comprende un braccio di lancio 6, il quale costituisce l?organo che trasmette la spinta generata dalla torsione della barra al satellite da lanciare. Il braccio di lancio 6 ? composto da una leva di torsione 7 e da una guida 8 connessa alla leva di torsione 7 mediante uno snodo con bloccaggio 9. In particolare, la leva di torsione 7 ha una prima estremit? 7a connessa in maniera solidale alla barra di torsione 2 e una seconda estremit? 7b impegnata dallo snodo con bloccaggio 9, mentre la guida 8 ha una prima estremit? 8a impegnata dallo snodo con bloccaggio 9 e una seconda estremit? 8b libera.

Il sistema 1 comprende un cursore 10, in uso fissato al satellite da lanciare e disposto a scorrere sulla guida 8, per poi lasciarla in corrispondenza della sua seconda estremit? 8b.

La presenza dello snodo con bloccaggio 9 permette di modificare l?angolo tra la leva di torsione 7 e la guida 8 e, quindi, permette di selezionare la direzione di rilascio da imprimere al satellite.

La guida 8 comprende un assorbitore di energia 11 posizionato in prossimit? della sua prima estremit? 8a.

Il sistema 1 comprende un elemento di fermo-corsa 12, disposto a bloccare la rotazione della leva di torsione 7 attorno all?asse X. In particolare, l?elemento di fermocorsa 12 comprende una superficie di battuta 13 su cui si porta in battuta una porzione della leva di torsione 7.

Il sistema 1 comprende un gruppo di bloccaggio 14 che assicura il bloccaggio reversibile della leva di torsione 7 sull?elemento di fermo-corsa 12 una volta che la porzione della leva di torsione 7 si ? portata in battuta sulla superficie di battuta 13. Il gruppo di bloccaggio 14, secondo una preferita forma di realizzazione, ? costituito da una fessura 15 ricavata nella porzione della leva di torsione 7 e da un perno 16 estendentesi dalla superficie di battuta 13. In questo modo si realizza un bloccaggio maschio-femmina reversibile. La leva di torsione 7, una volta che avr? terminato la sua corsa per l?interposizione dell?elemento di fermo-corsa 12, rester? bloccata sulla superficie di battuta 13. Ovviamente, diversamente da quanto descritto, ? possibile realizzare il gruppo di bloccaggio 14 anche realizzando la fessura nella superficie di battuta 13 e disponendo il perno sulla porzione della leva di torsione 7.

In fine, il sistema 1 comprende un elemento di precarico di torsione, illustrato schematicamente e indicato con 17.

L?elemento di precarico di torsione 17 agisce sulla prima estremit? 2a della barra di torsione 2 e imposta un livello di torsione base della barra. In pratica, l?elemento di precarico di torsione 17 realizza una rotazione della prima estremit? 2a della barra di torsione 2 e, successivamente, ne blocca la posizione. In questo modo, sar? possibile variare la forza elastica della barra di torsione in funzione della massa del satellite da lanciare.

Preferibilmente la barra di torsione 2 ? realizzata in acciaio, cos? come altra componentistica che ? sottoposta a stress meccanici elevati, mentre la maggior parte del sistema ? realizzato in alluminio. Preferibilmente, il cursore 10 ? realizzato in materiale polimerico tale da garantire un basso livello di attrito tra il cursore 10 e la guida 8.

In uso, dopo che ? stato impostato lo snodo con bloccaggio 9, il braccio di lancio 6 viene ruotato realizzando, cos?, una torsione (caricamento) della barra di torsione 2 fino a bloccarne la posizione mediante dei mezzi di bloccaggio temporanei, rimossi prima del lancio del satellite, e non illustrati o descritti per semplicit?. A questo punto viene montato il satellite disponendo il cursore 10 ad esso fissato ad impegnare la guida 8 del braccio di lancio 6.

Una volta che il lanciatore con i satelliti ha raggiunto le condizioni di separazione, viene comandato il rilascio del sistema di bloccaggio del satellite al lanciatore (p.e. con sistema a cintura pirotecnica o con bulloni esplosivi), e la conseguente libera rotazione del braccio di lancio 6.

Come illustrato in figura 2, una volta venuto meno il bloccaggio del satellite dal lanciatore, la barra di torsione 2 impone la rotazione del braccio di lancio 6 e del satellite 18 attorno all?asse X fino all?impatto del leva di torsione 7 con l?elemento di fermo-corsa 12. Nella fase di spinta il vincolo tra guida e cursore ? realizzato in modo da non permettere altre traiettorie al satellite se non quella circolare desiderata. A questo punto il moto del satellite 18 si trasforma da rotatorio a puramente traslatorio, con il cursore 10 che scorre lungo la guida 8 per poi uscirne in corrispondenza della sua seconda estremit? 8b. A questo scopo, guida e cursore (vincoli prismatici) sono dimensionati in modo da impartire al satellite degli impulsi di coppia, sui tre assi coordinati, per annullare tutte le possibili rotazioni ed ottenere la sola pura traslazione desiderata in uscita dalla guida.

Va sottolineato come il sistema di rilascio oggetto della presente invenzione non realizzi il rilascio del satellite in una direzione verticale al piano di separazione.

Questo permette di poter montare sul lanciatore una pluralit? di satelliti disposti anche molto vicini tra loro.

Come si deduce dalla figura 3, il lanciatore pu? accogliere due satelliti e disporli vicini tra loro senza che durante il rilascio si rischi una loro collisione.

Infatti, il sistema di rilascio della presente invenzione ? tale che i due satelliti vengano lanciati da parti opposte rispetto al lanciatore.

Da quanto sopra riportato, risulta come il sistema di rilascio oggetto della presente invenzione, comprendendo un solo punto di spinta sul satellite combinato con gli effetti stabilizzanti della guida prismatica, non produce il movimento rotatorio tipico dei sistemi di rilascio dell?arte nota.

L?assenza del movimento rotatorio e l?elevata velocit? di rilascio prodotta dalla barra di torsione, fanno s? che sar? possibile la stabilizzazione sui tre assi del satellite e il successivo dispiegamento dei pannelli solari prima di quanto si possa ottenere con i sistemi dell?arte nota. Tale effetto si traduce, necessariamente, nell?importante vantaggio relativo a un pi? basso utilizzo dell?energia proveniente dalle batterie del satellite con conseguente energia di riserva per sostenere eventuali situazioni iniziali di emergenza.

Inoltre, la presenza dell?elemento di precarico di torsione 17 rende possibile di modificare la forza di spinta derivante dalla barra di torsione in funzione della massa del satellite da lanciare e della velocita di rilascio desiderata, senza dover cambiare la componentistica del sistema.

Diversamente da quanto sopra descritto, il sistema di rilascio della presente invenzione pu? comprendere due bracci di lancio anzich? uno solo. Questa variante si rende necessaria qualora la massa del satellite sia significativamente elevata. I due bracci di lancio, tuttavia, vengono connessi alla medesima barra di torsione in maniera tale da scongiurare un seppur minimo rilascio asincrono. Questa soluzione potrebbe essere realizzata mediante un elemento di connessione tra un primo braccio di lancio la cui estremit? ? connessa alla barra di torsione e un secondo braccio di lancio. Tale elemento di connessione potrebbe essere costituito da un tubo di connessione disposto esternamente alla barra di torsione.

Claims (6)

RIVENDICAZIONI

1. Sistema di rilascio (1) di satelliti da un lanciatore; detto sistema di rilascio (1) essendo caratterizzato dal fatto di comprendere: (i) un barra di torsione (2) una cui prima estremit? (2a) ? fissata mediante dei mezzi di supporto (4) a un lanciatore (3) ed ? bloccata nella rotazione attorno a un asse longitudinale (X) della barra di torsione (2), e una cui seconda estremit? (2b) ? connessa mediante dei mezzi di cerniera (5) al detto lanciatore (3) ed ? libera di ruotare attorno a detto asse longitudinale (X); (ii) almeno un braccio di lancio (6) estendentesi perpendicolarmente da detta barra di torsione (2) e avente una prima estremit? (7a) fissata in maniera solidale a detta barra di torsione (2) e una seconda estremit? (8b) libera; (iii) almeno un cursore (10) fissato in maniera solidale ad un satellite (18) da lanciare e disposto ad impegnare con scorrimento un detto rispettivo braccio di lancio (6); (iv) e un elemento di fermo-corsa (12) atto a interrompere la rotazione del braccio di lancio (6) attorno all?asse longitudinale (X).

2. Sistema di rilascio di satelliti da un lanciatore secondo la rivendicazione 1, caratterizzato dal fatto che detto braccio di lancio (6) ? costituito da un leva di torsione (7), una cui prima estremit? (7a) ? fissata a detta barra di torsione (7), e da una guida (8) una cui prima estremit? (8a) ? connessa ad una seconda estremit? (7b) di detta leva di torsione mediante uno snodo con bloccaggio (9) e una cui seconda estremit? (8b) ? libera; il detto cursore (10) impegnando detta guida (8) e detto elemento fermo-corsa agendo su detta leva di torsione (7).

3. Sistema di rilascio di satelliti da un lanciatore secondo la rivendicazione 2, caratterizzato dal fatto che detta guida (8) comprende un assorbitore di energia (11).

4. Sistema di rilascio di satelliti da un lanciatore secondo una delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che il sistema comprende dei mezzi di precarico (17) della torsione che agiscono su detta prima estremit? (2a) della barra di torsione (2).

5. Sistema di rilascio di satelliti da un lanciatore secondo una delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto che il detto elemento di fermo-corsa 12 comprende una superficie di battuta (13) su cui una porzione di un detto rispettivo braccio di lancio (7) si porta in battuta per terminare la propria corsa.

6. Sistema di rilascio di satelliti da un lanciatore secondo una delle rivendicazioni precedenti, caratterizzato dal fatto di comprendere un gruppo di bloccaggio reversibile disposto a bloccare il braccio di lancio sull?elemento di fermo-corsa.