用于单次发射或叠加多次发射的有效卫星结构模型的制作方法

本发明总体涉及用于将航天器/卫星从运载火箭部署到轨道中的系统的技术领域，更具体地涉及有效卫星结构模型(concept)及其专用的发射器接口，该发射器接口适用于从单个运载火箭进行单次发射或叠加多次发射。

背景技术：

众所周知，运载火箭(也被称为发射器)用于将航天器/卫星部署在围绕地球的预定轨道中。为此，通常使用用于部署一个或多个航天器和/或一个或多个卫星的一个或多个系统，该一个或多个系统中的每一个通常被配置成：

·在发射期间，牢固且强有力地压紧存放在发射器的可用容积中的一个或多个航天器和/或一个或多个卫星；和

·当发射器到达轨道中的预定位置时，响应控制信号而部署(即释放)一个或多个航天器/卫星。

在us8,915,472b2和us9,669,948b2中提供了与该领域有关的一些已知的解决方案。

特别地，us8,915,472b2涉及一种多太空飞行器发射系统，并公开了一种由两个卫星组成的发射系统：下部卫星和上部卫星。下部卫星借助于标准环形接口可释放地附接到运载火箭的上级，并再次借助于同一类型的标准环形接口可释放地附接到上部卫星。下部卫星承受由上部卫星引起的发射载荷，从而消除对附加支撑结构(例如分配器)的需要。两个卫星都包括中央核心结构，该中央核心结构承受发射载荷的与环形接口关联的主要部分。

us9,669,948b2涉及一种并列的双发射航天器装置，并且公开了一种发射系统，该发射系统由并列布置在双发射适配器上的两个卫星组成。两个卫星都借助于标准环形接口可释放地附接到双发射适配器。该双发射适配器借助于标准环形接口安装在运载火箭的最后一级上。这两颗卫星都包括中央核心结构，该中央核心结构承受发射载荷的与环形接口关联的主要部分。

附图说明

1.附图的简要说明

为了更好地理解本发明，现在将参照附图(均未按比例绘制)来描述仅以非限制性示例的方式给出的优选实施例，在附图中：

·图1示意性地示出了根据本发明的优选且非限制性实施例的卫星结构模型和有效载荷附接配件(payloadattachingfitting，paf)；

·图2示意性地示出了根据本发明的优选且非限制性实施例的在paf上的三个卫星的堆叠体(单塔式构架)；

·图3示意性地示出了根据本发明的优选且非限制性实施例的在paf上的四个卫星(并列构架)；

·图4示意性地示出了根据本发明的优选且非限制性实施例的位于两个相邻卫星之间或位于下部卫星与paf之间的可释放的杯锥形(cup-cone)接口(任何构架)；

·图5示意性地示出了根据本发明的优选且非限制性实施例的可变数量的电驱动分离装置，该电驱动分离装置可被安装在相邻卫星之间或下部卫星与paf之间(任何构架)；

·图6示意性地示出了根据本发明的优选且非限制性实施例的可释放的电连接器和弹簧驱动推进器，该弹簧驱动推进器被安装在选定的杯锥形分离接口处；

·图7示意性地示出了根据本发明的优选且非限制性实施例的桁架结构构架模型；

·图8示意性示出了根据本发明的优选且非限制性实施例的在paf上的两个卫星的堆叠体(单塔式构架)；

·图9示意性示出了根据本发明的优选且非限制性实施例的在paf上的两个卫星的堆叠体(并列构架)；

·图10示意性地示出了根据本发明的非限制性实施例的位于(具有可变的横截面尺寸的)通用卫星与相同的paf之间的可释放接口；以及

·图11示意性地示出了根据本发明的非限制性实施例的分离系统的、安装在框架上的下部部分，该框架可借助于在paf上或在堆叠体的下部卫星上的螺栓联接接口进行安装和拆卸。

具体实施方式

2.本发明的理论基础

本发明的模型基于以下考虑。从结构力学的角度来看，航天器可以被简化为承受由发射器引起的惯性载荷的悬臂梁。显然，由于外部卫星结构相对于中央核心结构(该中央核心结构的横截面尺寸小于外部卫星结构的横截面尺寸)具有较高的面积惯性矩，因此外部卫星结构更能有效地承载发射载荷。面积惯性矩是影响结构刚度和强度的关键因素。

卫星的典型外表面是平面，以为内部电子单元和外部热辐射器提供最简单、最有效的支撑。这意味着需要引入专用的发射器接口，该专用的发射器接口可以提供运载火箭的螺栓联接接口和平面表面之间的转角的载荷过渡构件。

总之，本发明使得能够结合专用的发射器接口更全面地利用运载火箭的质量运载能力，该专用的发射器接口相对较轻且紧凑，并且在卫星分离之后仍保持连接到运载火箭，使其自身重返地球或埋藏处理。

3.卫星结构模型

根据本发明的卫星结构模型包括外部载荷承载结构，该外部载荷承载结构通常具有正方形或矩形底座(但也可以适当地采用其他形状)。

参照图1，该结构包括由竖直梁2连接的外部竖直平面面板1。该外部竖直平面面板1可以以通常用于卫星制造的任何材料(例如，铝、铝夹层、碳纤维增强热塑性(cfrp)单体、cfrp夹层、钛等或其组合)来实现。

竖直面板1借助于四个(或更多个)转角梁2连接。转角梁2可以具有任何横截面(通常是正方形、矩形或圆形)，并且可以以通常用于卫星制造的任何材料来实现。转角梁2在其底边缘和上边缘8处具有可释放接口。内部竖直剪切面板3和水平平台面板4也可以用于结构上的或设备容纳的便利。

4.底部过渡结构

再次参照图1，底部过渡结构(或有效载荷附接配件-paf)5使这一模型完整。在paf5的上部部分中，具有多个离散的可释放接口6，该可释放接口与卫星结构的每个转角梁2可释放连接，并且在下部部分中，具有与运载火箭的上级(图1中未示出)连接的螺栓联接接口7。

参照图10，各个卫星横截面尺寸14可以被容纳在同一paf15上，而无需重新设计paf15。这可以通过改变竖直梁16的末端角度来实现。

参照图11，为了便于卫星的运输、接口配合检查和分离测试，分离系统的下部部分被安装在框架17上，该框架可以借助于在paf18上或在堆叠体19的下部卫星上的螺栓联接接口进行安装和拆卸。

5.卫星的堆叠

卫星的堆叠可以实现为如图2所示的安装在相关paf上的单个塔或被实现为双塔，即如图3所示并列布置的两个塔，这两个塔被安装在相关的paf20上，该paf20被设计成容纳卫星的两个塔。组装构架取决于选定的发射器的可用整流罩容积和质量运载能力。

堆叠的卫星之间的可释放接口以及一个或多个下部卫星与paf之间的可释放接口是相同的。这些接口适当地包括：

·参照图4，机械接口，该机械接口包括在每个转角梁2的边缘处连接的至少三个杯锥形接口10；

·参照图6，电子线束接口21，以提供与运载火箭和地面支撑设备的通信；可释放接口，该可释放接口配备有用于电连接器的支架；

·用于卫星分离检测的微型开关；

·再次参照图6，用于确保航天器分离的系统22，该系统通常是在选定的分离接口处的弹簧驱动分离推进器，以在分离后向卫星提供必要的初始动能。

再次参照图4，杯锥形接口10能够承载除轴向牵引载荷以外的所有局部载荷，该轴向牵引载荷由一个或多个电驱动分离装置(例如，nea、pyro-螺栓等)承载。

参照图5，堆叠体的最下部的连接(paf-下部卫星)可以全部使用三个(或更多个)分离装置11。由于载荷水平较低，因此上部连接12可以使用较少数量的分离装置。

外部平坦面板1可以包含转角梁2；如果采用增材制造技术，这是可以预见的。

参照图7，基础的结构模型等同于已知的桁架结构构架，该桁架结构构架仅由竖直梁和斜梁制成。然而，卫星外部结构与斜梁13不能打开，因为它们是平坦的以容纳电子设备、用作热辐射器并提供用于辐射屏蔽的封闭外壳。这意味着，由斜梁施加的结构加强功能是由夹层面板执行的。出于结构优化的原因，这些面板可以适当地包括加强嵌入结构或表层厚度加强件23。

6.本发明的两个优选且非限制性实施例

本发明的两个优选且非限制性实施例为：

1)参照图8，单个塔构架，其具有安装在专用的paf上的两个相同的卫星的堆叠体；

2)参照图9，并列构架，其具有安装在专用的paf上的两个相同卫星。

7.本发明相对于类似现有模型的主要技术优点

a)在原理上，如第2部分“本发明的理论基础”中所解释地，从结构方面来看，本发明相对于现有解决方案更有效(例如，在结构质量较低的情况下可以达到一定的刚度性能水平)。

b)结构效能可用于支持全铝结构，全铝结构相对于cerp结构在辐射屏蔽和降低成本方面具有较高的性能。

c)卫星的内部容积完全可用于容纳设备，而对于具有又大又长的内部结构管的卫星，情况则并非如此。

d)卫星的顶部平台和底部平台完全可用于容纳设备，而(再次)对于具有又大又长的内部结构管的卫星来说，情况则并非如此。

e)本发明的复杂性仅限于紧凑的paf结构和接口，而不限于又大又长的内部结构管。

f)有限数量的pyros/nea分离螺栓的成本相对于两个或多个夹带(clamp-band)系统的成本是有竞争力的。

g)可分离接口在卫星堆叠体的底部(此处机械载荷较高)更加鲁棒，而对于堆叠体的其他可分离接口，鲁棒性较差。

总之，值得注意的是，本发明涉及具有主要外部载荷承载结构的卫星结构模型及其专用的发射器接口，本发明使得能够有效地利用运载火箭的质量运载能力和卫星内部容积。在适当情况下，根据本发明的该模型可以有利地用于任何太空任务/轨道/发射器。