CN102574586A - 包括形成一空间运载飞行器的一空间母探测器和多个空间子探测器的系统 - Google Patents

包括形成一空间运载飞行器的一空间母探测器和多个空间子探测器的系统 Download PDF

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Abstract

本发明的目标是这样一种系统：所述系统包括形成一空间运载飞行器(1)的一母探测器和多个子探测器(2a，2b，2c)，子探测器沿着母探测器的纵向轴线(A)对齐，子探测器在母探测器上的固定通过多个探测器支撑环形段部(5a，5b，5c)实施，每个段部配有用于固定一子探测器的一环箍(3a，3b，3c)。

Description

包括形成一空间运载飞行器的一空间母探测器和多个空间子探测器的系统
技术领域
本发明涉及一种系统，所述系统包括形成一空间运载飞行器的一空间母探测器和多个空间子探测器；并且涉及这些子空间探测器在形成空间运载飞行器的空间母探测器上的组装。
背景技术
本发明的技术领域是空间领域和特别是包括需要从单个的空间运载飞行器投放的多个探测器的空间任务。
从单个的运载器投放多个卫星的问题是已知的和特别是文献US5152482、US 5605308、US 5199672、US 5271582涉及这样的组装：运载器配有围绕运载器的纵向轴线分布的卫星群。
适于多个卫星的快速投放的这些组装并不适于空间探测器的投放，这是由于运载飞行器需要在方向上和围绕纵向轴线的成角度转动(rotation angulaire)上进行较大的轨道修正，以投放这类探测器。
文献US 5350137就其本身而言简化了卫星在运载器上的组装，这是由于设置这样的卫星：卫星包括呈抛物体形状的结构，支撑辅助设备，卫星的呈抛物体的结构允许在可分离的罩盖下沿着运载器的纵向轴线将卫星一个在另一之上堆叠。
文献US 5765784就其本身而言描述了一种空间运载飞行器，子探测器群挂接在该空间运载飞行器上。
子探测器或降落模块围绕运载飞行器就位和因此具有相对分离的不同方向，这使得在投放时系统的对称性发生变化。
在此情形下，需要在每次分离前修正空间运载飞行器的姿势，以正确地定向每个下降模块。
此外，这类构型在运载飞行器处需要复杂的结构和运载飞行器/探测器整体的直径较大。此外，随着投放的进行，系统的对称性的变化使得过程复杂并增加所需的碳氢燃料的数量和运载器的质量。
发明内容
本发明涉及一种系统，所述系统特别是在以合适的姿势星际航行后，允许空间飞行器或母探测器的多个下降模块分离，同时最小化对于在连续的两次分离之间的空间飞行器要完成的操作，和对于连续的两次任务或在出现配置变化时，最小化重新设计工作。
在此范围内，由母探测器形成的空间飞行器本身是适于星际间航行、沿着其空间路线与地球通信数据和如有需要在空间航行时调节子探测器的温度和存储参数的一种探测器。
更为确切地说，本发明设置一种系统，所述系统包括形成一空间运载飞行器的一母探测器和多个子探测器，子探测器沿着母探测器的纵向轴线对齐，其特征在于，子探测器在母探测器上的固定通过多个探测器支撑环形段部实施，每个段部配有用于固定一子探测器的一环箍。
母探测器是这样一种空间探测器：其适于从一天体移动到另一天体和适于运送子探测器。
根据一优选实施方式，至少某些探测器支撑环形段部包括用于保护子探测器的一外圆柱形罩盖元件。该构型此外方便子探测器的热控制系统的设计。
优选地，所述至少一圆柱形罩盖元件相对于承载该元件的段部的环箍定向，以保护一前子探测器，环箍被定向以保证一后子探测器的固定。
更为特别地，至少一中间探测器支撑环形段部在后子探测器侧包括圆柱形罩盖元件的用于固定一后环形段部的延伸部分。
根据本发明的系统此外可是如：第一环形段部固定在空间运载飞行器上和包括用于固定第二探测器支撑环形段部的圆柱形罩盖元件的一环形凸缘。
根据本发明的一实施方式，最后的环形段部使得其所支撑的子探测器是可见的。
环箍有利地为大体截锥形，子探测器的固定在环箍的一环形内边部处保证。
在此情形下，子探测器优选地包括叠置于环箍中的一锥形后罩壳。
有利地，子探测器被布置在运载飞行器的前面。
根据本发明，子探测器的相继投放通过借助位于环箍和子探测器之间的界面处的推力装置向前弹出子探测器进行。
至少一子探测器的投放跟随有其支撑环形段部的投放。
根据本发明的一特别方面，至少某些环形段部承载子探测器的热控制散热器。
附图说明
通过阅读以下本发明的一非限定性实施例的描述并参考附图，将更好地理解本发明的其它特征和优点，附图中：
-图1是根据本发明的系统的示意性剖切透视图；
-图2是图1的系统的分解图；
-图3A是示出在第一次投放前的图1的系统的透视图；
-图3B是在第一次投放中的图1的系统的视图；
-图4A是在第一次中间结构投放中的图1的系统的视图；
-图4B是用于第二次投放而已定位的图1的系统的视图；
-图4C在第二次投放中的图1的系统的视图；
-图5A是在第二次中间结构投放中的图1的系统的视图；
-图5B是用于第三次投放而已定位的图1的系统的视图；
-图5C是在第三次投放时的图1的系统的视图；
-图6是图1的系统沿纵向剖切的示意图。
具体实施方式
本发明既适用于例如这种空间任务：如一空间探测器的一空间运载模块将多个降落模块向待研究的星体运送；也适用于这样的空间任务：运送围绕一天体按轨道飞行的多个子探测器。
这类探测器与简单的运载器是不可相比较的，所述运载器的作用在于将一个或多个卫星置于轨道并且其运行时间被限定为在发射后几分钟、至多几小时。
图1和图2从整体上示出本发明的系统。
系统包括一空间运载飞行器1，空间运载飞行器由一母空间探测器组成，母空间探测器配有：太阳能电池板11，电子导向、通信系统，适于在空间航行的月或年内保持探测器运行的调节系统。
为了进行控制，母探测器此外配有姿势和推进调节喷口12。
在母探测器上布置有多个子探测器2a、2b、2c，根据本发明，这些子探测器沿着组成运载飞行器的母探测器的纵向轴线A对齐。
从使得安装紧凑和简单的角度，子探测器在由母探测器形成的运载飞行器上的固定通过探测器的多个支撑环形段部5a、5b、5c实施，每个段部配有用于固定一探测器的一环箍3a、3b、3c。
本发明的系统因此被设计以使得整体的重心接近不同探测器的对齐轴线，这在连续地投放探测器时，减小对整体的姿势干扰。
此外，即便在探测器的质量不同的情形中，整体仍易于平衡。
需要推进一探测器的理论等级速度大约为11.5km/s，这比提供给一卫星的速度大很多。对于卫星和地球的例如400km的低轨道，速度大约为7.5km/s。
由于能量根据平方的速度变化，就质量而言，一探测器相对于一卫星是更为敏感的。
图2示出沿着轴线A分解的系统，可以看见，子探测器对齐堆叠，从在运载飞行器1侧的一前子探测器向远离运载飞行器的一后子探测器开始。按照习惯将在投放子探测器时位于轨道前面的部分称为运载飞行器的前部。
本发明的原理因此在于将包括子探测器和环形段部的基础模块沿着由母探测器组成的运载飞行器的轴线堆叠。
子探测器可以特别是用于置位在待观察的星体上的下降模块，而母探测器将保持在围绕所述星体的轨道上。
子探测器布置在运载飞行器1前面并且在准固定的方向上一个在另一个之后地相继地投放，在探测器或前一模块分离前，承载结构和后一探测器进行中间分离。
飞行器的前面相对于飞行器的定向在子探测器的投放阶段被限定。
图3A到图5C示出全部子探测器从组成运载模块的母探测器的相继分离序列。
本发明允许设计这样一种相继分离序列：运载飞行器的姿势变化最小，这减少用于操纵分离序列对推进剂的需求。
特别地，在对应投放探测器的阶段时所瞄准的定向仍旧是接近的和需要较少修正空间运载飞行器的轨道。
图3A对应系统相对于允许投放第一探测器的轨道T的定位。
通过喷口12，将系统围绕其重心相对于轨道T进行定向，以使得在推进投放探测器时，探测器以期望的姿势置位在期望的轨道上，例如用于进入天体的大气中的一轨道，探测器应置位在该天体上。
在投放探测器2c的构型中，探测器的对称轴线A与轨道所成的角度通过值α1标记。
图3B示出在投放探测器2c时的系统。
该探测器一旦被投放，系统继续其路线和准备投放第二探测器。
为此，在图4A上，包括用于固定第一探测器的环箍3c的段部5c被投放以显示出第二探测器2b。
在图4B上，飞行器执行必要的姿势修正，以能够根据所选择的轨道投放第二探测器，在探测器的轴线A和轨道T之间的角度标记为α2和在图4C上进行第二探测器的投放。
根据图5A，包括用于固定第二探测器的环箍的段部5b被投放以显示出第三探测器2a。
在如在图5B上所示，模块相对于其轨道的可能的重新对齐后，第三探测器如在图5C上所示进行投放。
由于本发明的原理，需要非常少的操作来将子探测器投放在期望给予它们的轨道上，模块相对于其自身轨道在俯仰方面的瞄准实际上是唯一要实施的操作，以将多个探测器布置在一天体上。
此外，本发明的系统的回转对称构型——由此所有探测器位于单根轴线上——根据在地球/天体间航行时的热控制限制简化对整体姿势的管理。
如在图示上所示和特别是在图2上所示，探测器的至少某些支撑环形段部包括用于保护探测器的一外圆柱形罩盖元件4a、4b。
这些圆柱形罩盖元件4a、4b相对于承载这些元件的段部5b、5c的环箍3b、3c被定向，以保护一后探测器2a、2b，环箍被定向以保证一后探测器2b、2c的固定。
圆柱形罩盖元件屏蔽和减弱太阳辐射。这保护位于罩盖内部的探测器并降低了它们在热控制方面的需要。
相反地根据示例，一最后的环形段部5c使得其所支撑的探测器是可见的，如有需要该探测器可通过一特定罩盖或常见的多层隔离进行保护。
因此，根据示例，除了最远离模块的探测器之外，探测器位于一结构内部且不直接面对太空。
因此，散热环境更好地得到控制并且它们单独的热控制得到简化。
这种热控制可以特别地在航行期间依靠母探测器，子探测保持不工作直到投放它们。
为此，配有太阳能电池板的母探测器可包括这样的部件：所述部件适于保证至少某些子探测器的热控制和此外包括对子探测器的电池进行充电和保持充电的部件。
对于由罩盖保护的探测器，如果热控制需要安装散热器10，散热器可布置在结构上，例如布置在圆柱形罩盖的外壁上，如在图3A的罩盖5b上所示，并因此不干涉探测器进入大气的热保护。
除了罩盖，至少一中间探测器支撑环形段部在后探测器侧包括用于固定后环形段部的圆柱形罩盖元件的延伸部分6。
该延伸部分6允许使得后一罩盖与前一段部的接合区域与环箍远离，以使得在投放段部时，没有损坏前一段部的环箍的风险。
相同地，为了组成在模块1和探测器的第二支撑环形段部的第一罩盖4a之间的接合处，第一环形段部固定在空间运载飞行器上和包括用于固定该圆柱形罩盖元件4a的一环形凸缘7。
环箍3a、3b、3c为大体截锥形，探测器的固定在环箍的一环形内边部处保证，根据示例探测器包括叠置于环箍中一锥形后侧罩壳8。剖视图6允许良好地看见系统的紧凑性，根据探测器的护罩13的形状，环箍3b和3c对于系统的紧凑性是特别适合的。
在该图示上还示意性示出：在位于环箍和探测器之间的界面处的推力装置14，用于弹出探测器；和推力装置9，用于投放承载罩盖的段部。
本发明的系统适于子探测器由母探测器承载的长期航行。

Claims (13)

1.系统，其包括形成一空间运载飞行器(1)的一母探测器和多个子探测器(2a，2b，2c)，所述子探测器沿着所述母探测器的纵向轴线(A)对齐，
其特征在于，所述子探测器在所述母探测器上的固定通过多个探测器支撑环形段部(5a，5b，5c)实施，每个探测器支撑环形段部配有用于固定一子探测器的一环箍(3a，3b，3c)。
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，至少某些探测器支撑环形段部包括用于保护所述子探测器的一外圆柱形罩盖元件(4a，4b)。
3.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，至少一圆柱形罩盖元件(4a)相对于承载该圆柱形罩盖元件的段部(5b)的环箍(3b)定向以保护一前子探测器(2a)，所述环箍被定向以保证一后子探测器(2b)的固定。
4.根据权利要求3所述的系统，其特征在于，至少一中间探测器支撑环形段部在所述后子探测器侧包括所述圆柱形罩盖元件的用于固定后环形段部的延伸部分(6)。
5.根据权利要求2到4中任一项所述的系统，其特征在于，第一环形段部固定到所述空间运载飞行器上并且包括用于固定第二探测器支撑环形段部的圆柱形罩盖元件的一环形凸缘(7)。
6.根据权利要求2到5中任一项所述的系统，其特征在于，最后的环形段部(5c)使得其所支撑的子探测器是可见的。
7.根据前述权利要求中任一项所述的系统，其特征在于，所述环箍(3a，3b，3c)为大体截锥形，所述子探测器的固定在所述环箍的一内环形边部处保证。
8.根据权利要求7所述的系统，其特征在于，所述子探测器包括叠置于所述环箍中的一锥形后罩壳(8)。
9.根据前述权利要求中任一项所述的系统，其特征在于，所述子探测器被布置在所述空间运载飞行器(1)的前面。
10.根据前述权利要求中任一项所述的系统，其特征在于，所述子探测器的相继投放通过借助位于所述环箍和所述子探测器之间的界面处的推力装置(14)向前弹出所述子探测器进行。
11.根据前述权利要求中任一项所述的系统，其特征在于，至少一子探测器的投放跟随有其支撑环形段部的投放。
12.根据前述权利要求中任一项所述的系统，其特征在于，至少某些环形段部承载所述子探测器的热控制散热器(10)。
13.根据前述权利要求中任一项所述的系统，其特征在于，所述母探测器包括适于保证至少某些子探测器的热控制的部件。
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