可展开的航天器主体的制作方法

本发明涉及用于形成航天器的主体的结构。

背景技术：

在比如卫星的传统航天器中，仪器和子系统一般安装在采取中心箱体形式的牢固支撑构架上，通常称为航天器或卫星“平台(bus)”。各种可展开结构，比如太阳能电池阵、科学仪器和天线可以安装在平台上。平台为卫星提供其结构完整性，并且为内部部件提供针对环境因素的保护，比如温度和辐射。

本发明是在这种情况下作出的。

技术实现要素：

根据本发明的第一方面，提供了一种航天器，该航天器包括用于控制航天器的运行的多个子系统以及可展开的航天器主体，该航天器主体包括多个面板和多个铰链，每个铰链连接多个面板中的相邻面板，铰链布置为允许多个面板折叠成收起配置和张开成展开配置，其中，多个子系统固定到多个面板中的一者或多者并且由其支撑。

在根据第一方面的一些实施例中，多个铰链中的一者或多者配置为在收起配置中存储弹性能量以自动展开航天器主体。

在根据第一方面的一些实施例中，该航天器还包括用于航天器主体的受控展开的动力式展开机构。该动力式展开机构可以是能够控制用于在航天器处于太空中时部分地或完全地重新收起可展开的航天器主体。

在根据第一方面的一些实施例中，多个铰链配置为在从收起配置展开之后将航天器主体锁定到展开配置。

在根据第一方面的一些实施例中，多个面板和多个铰链由复合材料一体形成，并且多个面板配置为具有比多个铰链更高的刚度。

在根据第一方面的一些实施例中，航天器包括多个柔性电互连件，该多个柔性电互连件布置为将多个子系统中的固定到多个面板中的不同面板的子系统电连接。

在根据第一方面的一些实施例中，多个柔性电互连件嵌入在多个铰链的复合材料中。

在根据第一方面的一些实施例中，多个面板包括一个或多个内部面板和一个或多个外围面板，一个或多个外围面板布置为在展开配置中比一个或多个内部面板更远离航天器主体的中心，其中，一个或多个内部面板具有比一个或多个外围面板更高的刚度。在根据第一方面的一些实施例中，多个子系统中的一者或多者容纳在内部面板中的一者或多者内。

在根据第一方面的一些实施例中，多个子系统包括用于航天器的姿态控制的姿态和轨道控制子系统，所述姿态和轨道控制子系统固定到内部面板中的一者或多者。

在根据第一方面的一些实施例中，航天器还包括安装在多个面板中的一者的表面上的射频rf贴片和用于提供电力来驱动rf贴片的驱动电路，其中，驱动电路容纳在多个面板中的所述一者内。

在根据第一方面的一些实施例中，航天器还包括安装在多个面板中的一者或多者的表面上的非直接驱动的天线。

在根据第一方面的一些实施例中，非直接驱动的天线是全息表面天线或超材料天线，其包括安装在多个面板中的相邻面板上的多个天线段和连接到多个天线段中的一者上的馈电点的天线馈电器。

在根据第一方面的一些实施例中，非直接驱动的天线是反射阵天线，该反射阵天线包括安装在多个面板中的一者或多者上的反射表面和布置为在多个面板处于展开配置时照射反射表面的天线馈电器。

在根据第一方面的一些实施例中，多个面板中的一个或多个配置为电屏蔽多个子系统中的固定到其上的相应的子系统。

在根据第一方面的一些实施例中，多个铰链布置为将多个面板中的每一者连接到多个面板中的两个相邻面板。

在根据第一方面的一些实施例中，多个铰链布置为连接多个面板，以便形成连接成环的面板链。

在根据第一方面的一些实施例中，在展开配置中，多个面板中的每一者配置为抵接多个面板中的相邻一者，使得航天器主体在展开配置中形成具有连续表面的结构。

在根据第一方面的一些实施例中，航天器的支撑结构包括或基本包括可展开的航天器主体。

根据本发明的第二方面，提供了一种设备，该设备包括多个收起的航天器，每个收起的航天器包括处于收起配置的根据第一方面的航天器以及用于将电力和遥测数据从每个航天器传输到用于发射多个航天器的运载火箭的有效载重监测单元的多个接口。

根据本发明的第三方面，提供了一种运载火箭，其包括含有根据第二方面的设备的有效载重舱和有效载重监测单元，有效载重监测单元布置为经由多个接口向多个收起的航天器递送动力并且从多个收起的航天器接收遥测数据，以监测多个收起的航天器中的每一者的状态并且向其提供动力。

根据本发明的第四方面，提供了一种使根据第一方面使航天器离轨的方法，该方法包括重新定向航天器，使得航天器主体在航天器的行进方向上向大气呈现增加的表面积。在根据第四方面的一些实施例中，航天器从近地轨道离轨。

附图说明

现在将参照附图仅通过示例的方式描述本发明的实施例，其中：

图1示出根据本发明的实施例的用于形成航天器主体的可展开结构；

图2示出根据本发明的实施例的折叠成收起配置的可展开结构；

图3示出根据本发明的实施例的包括可展开结构的卫星；

图4示出根据本发明的实施例的包括处于收起配置的多个互连卫星的组件；

图5示出根据本发明的实施例的包含卫星组件的运载火箭的有效载重舱；

图6示出根据本发明的实施例的包括反射阵天线的卫星；和

图7示出根据本发明的实施例的包括全息表面天线的卫星。

具体实施方式

在下面的详细描述中，仅简单地通过说明的方式示出和描述了本发明的某些示例性实施例。如本领域技术人员将认识到的，在全部不脱离本发明的范围的情况下，可以以各种不同的方式修改所描述的实施例。因此，附图和描述将被认为本质上是说明性的而非限制性的。在整个说明书中，相同的附图标记表示相同的元件。

现在参考图1，以展开配置示出了根据本发明的实施例的用于形成航天器主体的可展开结构。图2示出了折叠成收起配置的可展开结构。如图1所示，可展开的航天器主体110包括多个面板101、102和多个铰链111、112、113、114、115。每个铰链113连接多个面板101、102中的相邻面板。多个铰链111、112、113、114、115布置为允许多个面板101、102折叠成如图2所示的收起配置。

在收起配置中，多个面板101、102堆叠在彼此的顶部上，从而减少了结构的总体占地面积。因此，与安装到固定的箱体形支撑构架(“平台”)相反，将各个子系统安装在可展开的主体110上的航天器可以比传统航天器在运载火箭的有效载重舱中占据更小的体积。例如，可展开的主体110可以用作比如卫星或太空探测器的航天器的主体。结构110随后可以张开如成图1所示的展开配置。

在本实施例中，航天器主体110包括方形面板，然而在其他实施例中，可以使用不同形状的面板。可以选择面板形状，使得内部面板基本填充最外围面板之间的可用空间，从而提供在展开配置中具有基本连续的表面的平面结构，而在面板之间没有任何大的间隙。在图1中，为了清楚而放大了面板之间的空间。在一些实施例中，在展开配置中，多个面板101、102中的每一者配置为抵接多个面板101、102中的相邻一者，使得航天器主体110形成具有连续表面的结构。这种布置可以增加航天器的总体刚度和结构完整性，因为每个面板可以由相邻的抵接的面板保持就位，从而防止相对于相邻的面板移动。

在一些实施例中，多个铰链111、112、113、114、115中的一者或多者可以配置为在铰链被折叠时存储弹性能量。例如，可以使用带-弹簧铰链。这样，当航天器主体110处于收起配置时，弹性能量可以存储在铰链111、112、113、114、115中。所存储的弹性能量可以帮助自动展开航天器主体110。根据实施例，多个铰链111、112、113、114、115可以全部具有相同的构造，或者可以使用不同类型的铰链。例如，在一些实施例中，多个铰链111、112、113、114、115中的仅某几个铰链可以配置为存储弹性能量，并且多个铰链111、112、113、114、115中的其他铰链可以为在打开或关闭时不存储能量的简单机械铰链。

在多个铰链111、112、113、114、115在收起配置中不存储弹性能量的实施例中，可以设置单独的展开机构。例如，可以使用包括伺服器或其他致动器的动力式展开机构来将面板101、102张开成展开配置。设置动力展开机构可以允许在发射之前测试展开过程。

在本发明的一些实施例中，可以使用动力式展开机构来在处于轨道中时部分地或完全地重新收起航天器。例如，近地轨道(leo)中的卫星可能遇到来自地球大气的阻力，这导致卫星随着时间而失去高度，因此卫星必须消耗燃料以移回更高的轨道。因此，在本发明的一些实施例中，leo卫星的可展开的主体可以使用动力式展开机构暂时重新收起，以减少卫星上的阻力，从而节省燃料。例如，当卫星当前不使用时，可展开的主体可以重新收起。作为另一示例，在一些实施例中，如果卫星由于要穿过碎片场，则卫星的可展开的主体可以暂时重新收起以降低撞击在卫星主体上的风险，或者可以重新收起以在检测到太阳耀斑的情况下为子系统提供额外的电或辐射屏蔽。作为又一示例，在一些实施例中，比如空间探测器的航天器的可展开的主体可以在探测器穿过小行星带或太阳辐射流时部分地或完全地重新收起，以减小航天器的暴露表面积。

多个铰链111、112、113、114、115可以配置为在从收起配置展开之后将航天器主体110锁定到展开配置。例如，当使用带-弹簧铰链时，带-弹簧铰链111、112、113、114、115的自锁定能力可以帮助将航天器主体110的面板101、102锁定到展开配置。

在一些实施例中，多个面板101、102和多个铰链111、112、113、114、115可以由比如纤维增强复合物的复合材料一体形成。在面板101、102和铰链111、112、113、114、115一体形成的实施例中，多个面板101、102配置为具有比多个铰链111、112、113、114、115更高的刚度。例如，与形成铰链111、112、113、114、115的复合材料的纤维密度相比，可以在形成面板101、102的复合材料中使用更高的纤维密度，和/或可以在面板101、102中使用比在铰链111、112、113、114、115中更大厚度的材料。与传统的基于平台的航天器相比，通过使用纤维增强复合物来形成可展开的航天器主体110，航天器的质量可以减小，同时仍在展开配置中实现必要的强度和刚度。

在本实施例中，多个铰链111、112、113、114、115布置为将多个面板101、102中的每一者连接到多个面板101、102中的两个相邻面板。以这种方式，多个面板101、102连接以形成链条。如图2所示，这允许面板101、102围绕铰链111、112、113、114、115折叠，并且在收起配置中彼此堆叠。此外，在本实施例中，多个铰链111、112、113、114、115布置为使得多个面板101、102被连接以形成环。这种布置可以有助于在展开配置中增加结构110的总体刚度，同时使结构110能够折叠成高度紧凑的收起配置。

现在参考图3，示出了根据本发明的实施例的包括可展开结构的卫星。卫星300包括用于控制卫星300的运行的可以类似于传统卫星中的标准子系统的多个卫星子系统321、322、323、324，并且还包括图1和图2的可展开的卫星主体110。多个卫星子系统321、322、323、324固定到可展开的卫星主体110的多个面板101、102中的一者或多者并且由其支撑。卫星子系统321、322、323、324可以以使得当结构折叠成收起配置时不干扰彼此或多个面板101、102的方式布置。

除了卫星子系统321、322、323、324，卫星300还可以包括安装到可展开的主体的一个或多个任务专用部件，比如一个或多个太阳能面板341、342、343、344和/或天线和/或仪器345。例如，在一些实施例中，卫星还可以包括安装在多个面板中一者的表面上的射频(rf)贴片和用于提供电力来驱动rf贴片的驱动电路。驱动电路可以容纳在安装rf贴片的相同面板内，从而最小化将驱动电路连接到rf贴片所需的电缆或波导的长度。

作为rf贴片天线的替代，在一些实施例中，形成航天器主体的多个面板中的一者或多者可以含有非直接驱动的天线。可以适用于本发明的实施例的非直接驱动的天线的类型的实例包括但不限于全息表面天线、超材料天线、高阻抗表面(his)天线或反射阵天线。

图6示出了其中卫星610包括反射阵天线的实施例，该天线包括安装在多个面板中的一者或多者上的反射表面645以及安装在多个面板中的另一者上的天线馈电器646，比如馈电喇叭。在展开配置中，天线馈电器646可以面向反射表面645设置，以照射反射表面645。

在使用非直接驱动的天线的实施例中，在驱动电路与其上安装有天线的部分的每个面板之间可能不需要物理rf互连。在反射阵天线的情况下，不需要与其上安装有反射表面的任何面板的直接连接，因为反射表面由安装在另一面板上的天线馈电器照射。作为另一示例，图7示出了其中卫星710包括全息表面天线的实施例，全息表面天线包括安装在多个面板中的相邻面板上的多个天线段745。在这样的实施例中，仅需要与多个天线段中的一者上的馈电点746的连接。在这样的实施例中，多个天线段745在展开配置中充当单个全息表面，并且天线馈电器746发射跨越多个天线段745的波，而对于每个段745不需要单独的馈电点。

因此，在使用非直接驱动的天线的实施例中，可以简化航天器设计，因为不需要设置电缆或波导来将天线的每个面板连接到另一个面板上的驱动电路。如以上所解释的，非直接驱动的天线仅需要最小馈电点，其可以位于与天线相同的面板上(例如在全息表面天线的情况下)或航天器主体的另一面板上(例如在反射阵天线的情况下)。

在一些实施例中，太阳能面板和/或发射/接收天线可以直接安装在面板中一者的表面上，即，与面板齐平安装，而非安装在附接到面板的单独的可展开结构上。例如，包括可展开的主体110的卫星可以包括安装在主体110的一侧上的一个或多个面板的表面上的一个或多个太阳能面板，并且还可以包括安装在主体110的相对侧上的一个或多个面板的表面上的一个或多个天线。当处于轨道中时，卫星可以定向为使得主体110的安装有一个或多个天线的一侧面向地球，而主体110的安装有一个或多个太阳能面板的相对侧背离地球。这种布置允许卫星始终保持与地面联系，而太阳电池面板背向地球以在卫星在地球与太阳之间经过时收集太阳辐射。此外，在其中组件(比如太阳能面板或天线)直接安装在面板的表面上的实施例中，同一面板可以在面板内部一体地容纳一个或多个子系统。这种布置可以有助于减小卫星的总体尺寸和质量。

这里，术语“航天器子系统”指的是用于控制和运行航天器的任何系统。航天器子系统的实例包括遥测、导航、姿态和轨道控制子系统(aocs)、无线电通信子系统以及电源和功率调节子系统(pcs)。在图3所示的实施例中，航天器是卫星300，因此子系统321、322、323、324可以称为卫星子系统。卫星子系统可以提供关键任务功能，如果没有这些功能，卫星300就不能工作，这些是通常大多数(如果不是全部)卫星所共有的基本运行。在传统卫星中，这样的子系统直接安装在卫星平台内。相反，在本发明的实施例中，这样的子系统安装到可展开的主体110而不是平台上，从而允许整个卫星300折叠成紧凑的用于发射的收起配置。因此，可展开的主体110有效地代替了传统卫星的平台，并且在处于展开配置时给予卫星300必要的结构完整性。卫星300的支撑结构可以由卫星主体110组成或基本由卫星主体110组成。

根据实施例，多个卫星控制系统321、322、323、324可以安装到多个面板101、102中的单个面板，或者可以安装到不同的面板101、102。在本实施例中，多个卫星控制系统321、322、323、324安装到不同的面板101、102，并且卫星300还包括多个柔性电互连件331，多个柔性电互连331布置为将多个卫星控制系统321、322、323、324中的固定到多个面板101、102中的不同面板的卫星控制系统电连接。例如，柔性互连件331可以是连接相邻面板101、102的电线或带状电缆的形式。在铰链111、112、113、114、115由复合材料形成的实施例中，柔性电互连件331可以嵌入在铰链111、112、113、114、115的复合材料中。以这种方式，其中嵌入有互连件331的材料可以为互连件331提供额外的保护层。

在一些实施例中，多个面板101、102可以包括一个或多个内部面板以及一个或多个外围面板。这里，术语“外围面板”用于指在展开配置中比内部面板更远离卫星主体110的中心的面板。在图1至图3中所示的实施例中，在展开配置中布置有围绕主体110的外周的总共十六个面板。这十六个面板可以称为外围面板。在卫星主体110的中心附近布置为2×4阵列的其余八个面板可以称为内部面板。

内部面板和外围面板可以不同地构造。例如，内部面板中一者或多者的横截面可以比外围面板中一者或多者的横截面更厚。这可以通过设置连接更薄、更轻的外围面板的内部面板的刚性芯而有助于增加可展开的主体110在展开配置中的刚度。通过使用比内部面板更轻的外围面板，可以减小卫星300在展开配置中的惯性矩。例如，在一些实施例中，多个卫星控制系统311、312、313、314可以包括用于卫星300的姿态控制的一个或多个aocs。当aocs安装到具有比外围面板更高重量的内部面板时，卫星300的惯性矩可以减小，因此aocs必须施加到卫星300上以调整卫星300的姿态的力也可以减小。在一些实施例中，子系统321、322、323、324中的一个或多个其他子系统以及aocs也可以固定到内部面板上，以使质心更接近可展开的主体110的中心。

此外，在子系统321、322、323、324中的一者或多者容纳在面板101、102中的一者或多者内的实施例中，容纳一个或多个子系统321、322、323、324的每个面板的厚度以及因此的质量可以比不容纳子系统的其他面板更高。此外，容纳子系统的面板的壁厚可以相对于不容纳子系统的面板的总厚度增加，以便为子系统的内部部件提供额外的辐射或电屏蔽。在其中一个或多个子系统容纳在面板内的实施例中，子系统可以容纳在内部面板内，使得内部面板的质量相对于外围面板进一步增加，从而使质心移动得更靠近主体110的中心并且帮助如上所述的姿态控制。

可展开的主体的多个面板101、102中的一者或多者可以配置为电屏蔽多个卫星子系统311、312、313、314。例如，面板可以是中空的，并且可以由比如金属或导电聚合物的导电材料形成。卫星子系统311、312、313、314可以在内部安装在面板101、102内，其可以充当法拉第笼并且屏蔽安装在内部的卫星子系统311、312、313、314免受电干扰。

在其他实施例中，卫星子系统311、312、313、314中的一者或多者和/或额外的任务专用系统可以安装在面板101、102中一者的外表面上，如图3所示。例如，如果认为该系统不特别易受电干扰影响，卫星子系统311、312、313、314可以安装在无电屏蔽的面板101、102的表面上，或者如果需要，可以设置额外的外部屏蔽。

在本实施例中，可展开的卫星主体110配置为展开成平坦的、平面的配置，如图1和图3所示。结果，与卫星结构由固定的箱体形平台构成的传统卫星相比，卫星主体110相对于卫星300的总质量可以具有更大的表面积。较大的表面积帮助寿命末期离轨，特别是当卫星处于近地轨道(leo)时。例如，在运行期间，卫星300可以定向为使得主体110的大表面区域向下面向地球。在卫星的运行寿命结束时，卫星300可以通过大约90°重新定向，使得卫星主体在卫星的行进方向上向大气呈现增加的表面积，并且因此启动离轨程序。这将导致卫星300上的阻力增加，使得其更快地失去速度和高度，并且最终在返回地球大气层时燃烧。

现在参照图4，示出了根据本发明的实施例的模块化发射组件，其包括处于收起配置的多个互连卫星。模块化发射组件400包括多个收起的卫星401、402、403、404。每个收起的卫星401、402、403、404包括具有处于收起配置的可展开的主体的卫星，类似于图1至图3中所示的实施例。模块化发射组件400还包括多个数据接口411、412、413、414，用于从每个卫星401、402、403、404向卫星监测单元420传输遥测数据和动力。在本实施例中，示出了四个卫星401、402、403、404，但是在其他实施例中，任何数量的卫星可以在模块化的发射组件中连接在一起。

在本实施例中，多个数据接口411、412、413、414包括将一个卫星上的输出端口连接到相邻卫星上的输入端口的电缆。在其他实施例中，可以使用不同类型的接口，例如无线接口。在本实施例中，电缆411、412、413、414串联连接多个卫星401、402、403、404和卫星监测单元420，使得来自每个卫星的数据和动力可以沿着卫星401、402、403、404的链路传送，并且最终由卫星监测单元420接收。以这种方式，卫星监测单元420可以在处于收起配置时从所有卫星401、402、403、404收集遥测数据，以在发射过程之前和期间监测每个卫星401、402、403、404的状态。一旦进入太空，就可以断开数据接口411、412、413、414，并且将卫星401、402、403、404放置到单独的轨道中。

图5示出了安装在运载火箭500的有效载重舱510中的图4的组件400。如图4所示的模块化发射组件400提供了一种紧凑的布置，其能够使多个卫星被装载到运载火箭500的有效载重舱510中，同时允许运载火箭500连续地监测处于收起配置中的每个卫星的状态。由于与传统卫星相比，在收起配置中每个卫星所占据的体积可以显著地减少，所以更多的卫星可以被装载到运载火箭的有效载重舱中。

通过用如上所述的可展开的主体代替传统航天器的平台，本发明的实施例可以在航天器形状方面提供更大的设计灵活性，并且可以提供更大的运行表面面积，同时允许航天器折叠成紧凑的用于发射的收起配置。例如，对于给定的发射质量和收起体积，与传统的固定平台航天器结构相比，具有根据本发明实施例的可展开的主体的航天器能够提供更高质量的数据，这是因为能够针对给定的收起体积展开更大面积的天线和/或太阳能阵列。在传统航天器中，固定平台在运载火箭的有效载重舱中占据显著的体积，这意味着更少的空间可以用于天线和太阳能阵列。更大的天线面积可以提供更高的分辨率，而更大的太阳能阵列意味着更多的动力可以用于为航天器系统供电。

虽然这里已经参考附图描述了本发明的某些实施例，但是应当理解，在不脱离所附权利要求限定的本发明的范围的情况下，许多变化和修改将是可能的。

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