A first satellite (210(1)) and a second satellite (210(2)) are configured to be disposed together, in a launch configuration, for launch by a single launch vehicle. The launch vehicle includes a primary payload adapter (225) and the first satellite includes a secondary payload adapter (215). In the launch configuration, the first satellite is mechanically coupled with the primary payload adapter and the second satellite is mechanically coupled with the secondary payload adapter. Following injection into a first orbit by the launch vehicle, the first satellite separates from the primary payload adapter while the second satellite is mechanically coupled with the secondary payload adapter. The second satellite is detached from the secondary payload adapter of the first satellite only after an orbit transfer maneuver executed by a propulsions system of the first satellite. In the launch configuration, the mass of the second satellite is at least 30% of the mass of the first satellite.
Selon la présente invention, un premier satellite (210(1)) et un second satellite (210(2)) sont conçus pour être disposés ensemble, dans une configuration de lancement, afin d'être lancés par un seul lanceur. Le lanceur comprend un adaptateur de charge utile primaire (225), et le premier satellite inclut un adaptateur de charge utile secondaire (215). Dans la configuration de lancement, le premier satellite est couplé mécaniquement à l'adaptateur de charge utile primaire, et le second satellite est couplé mécaniquement à l'adaptateur de charge utile secondaire. Après l'injection sur une première orbite par le lanceur, le premier satellite se sépare de l'adaptateur de charge utile primaire tandis que le second satellite est couplé mécaniquement à l'adaptateur de charge utile secondaire. Ledit second satellite se détache de l'adaptateur de charge utile secondaire du premier satellite uniquement après une manœuvre de transfert interorbital exécutée par un système de propulsion de ce premier satellite. Dans la configuration de lancement, la masse du second satellite est égale à au moins 30 % de la masse du premier satellite.
SATELLITE STACKED LAUNCH AND ORBIT RAISING OPTIMIZATION
OPTIMISATION DU LANCEMENT DE SATELLITES EMPILÉS ET DE LA SURÉLÉVATION D'ORBITE
20.10.2016
Patent
Elektronische Ressource
Englisch
IPC: | B64G Raumfahrt , COSMONAUTICS |
SATELLITE STACKED LAUNCH AND ORBIT RAISING OPTIMIZATION
Europäisches Patentamt | 2016
|SATELLITE STACKED LAUNCH AND ORBIT RAISING OPTIMIZATION
Europäisches Patentamt | 2021
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