CN103930348A - 推进装置舱 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种旨在在空间运载火箭(2)中被至少临时地运送的推进装置舱(1)，其包括适配器(3)，所述适配器(3)与至少临时位于所述舱(1)上的至少一个系统协作，所述系统包括电源。所述舱的特征在于其还包括至少一个电动空间推进发动机，所述电动空间推进发动机能够由所述系统的电源提供动力。

Description

推进装置舱

技术领域

本发明涉及一种推进装置舱，其旨在在空间运载火箭中至少临时地被运送，所述推进装置舱包括适配器，该适配器与至少临时装载的至少一个系统协作，所述系统包括电源。

背景技术

如图1所示，空间运载火箭2已知用于至少临时地运送至少一种设备舱16，设备6或7和推进装置230固定在该设备舱16上。

所述设备舱16包括适配器3、4，该适配器3、4与至少临时地装载在舱16上的至少系统6协作。所装载的系统6通常形成人造卫星。

为了将系统6送到太空中并且将其放入轨道上，运载火箭2常规包括若干级，即：

-升空级21，其包括用已知的固体燃料推进的助推器210；

-下部低温燃料级22，其包括用已知的液体燃料推进的发动机220；

-上部低温燃料级23，其包括用已知的液体燃料推进的发动机230；以及

-发射级24，系统6位于由整流罩13保护的该发射级24内部。

从图2中能够看到，级21和22被首先点火(E1)，用于运载火箭2的升空，之后当运载火箭2离开地球大气层时仅保持级22(E2)(级21则从级22分离)。然后由于整流罩13比较重(通常为1.7吨)并在之后没有用处(在高度大约为69km处不再有大气)，整流罩23与运载火箭2分离(E3)，然后在与级22分离的步骤(E4)之后所述级23接管推进(E5)。一旦级23的发动机230被中断(E6)，系统6随后与设备舱16分离，并且被放入轨道上。

然而，前述已知的技术具有不足。

级23的发动机230为液体推进的发动机，其使用的灵活性很小(任何操作性的中断都是确定好的)。由于发动机230使用化学燃料，则由运载火箭2(以及特别是由设备舱16)运送的运载火箭2(即，旨在完成确定任务的设备，特别是系统6和7)的有效载荷受到限制，并且仅能够被射入到单一轨道上。

发明内容

本发明能够克服至少一个上述缺点。

为此目的，根据第一方面，本发明提出了一种其旨在在空间运载火箭中被至少临时地运送的推进装置舱，所述推进装置舱包括适配器，该适配器与至少临时装载于所述舱上的至少一个系统协作，所述系统包括电源。

本发明的推进装置舱特征在于其进一步包括电动空间推进发动机，其适配成由所述系统的电源提供动力。

根据第一方面，本发明有利地由下述特征单独或以任何可能的技术结合来完成：

-适配器，所述适配器包括具有内部空间的承载结构，用以接收装载在内部空间中的第一系统；

-所述承载结构包括一个端部，该端部与装载的第二系统协作；

-第一系统和/或第二系统形成人造卫星；

-所述承载结构具有开口，该开口适配成用于太阳能电池板的展开，从而为经由该开口形成人造卫星的第一系统提供动力；

-所述适配器适配成用于与装载的第三系统协作，所述第三系统形成额外的液体或固体空间推进系统。

根据第二方面，本发明提出一种组件，其特征在于所述组件包括：旨在在空间运载火箭中被至少临时地运送的推进装置舱和第一系统，所述推进装置舱包括具有内部空间的承载结构，至少一个适配成由电源提供动力的电动空间推进发动机；所述第一系统形成人造卫星，该第一系统至少临时装载于所述承载结构的内部空间中，并具有适配成对所述舱的电动发动机提供动力的电源。

根据第二方面，本发明有利地由下述特征单独或以任何可能的技术结合来完成：

-电源包括太阳能电池板，而承载结构具有适配成用于太阳能电池板展开的开口；

-电源包括核动力发电机；

-所述舱包括形成额外的液体或固体空间推进系统的装载的系统。

本发明具有很多优点。

与在本申请背景技术部分中介绍的已知的现有技术相比，本发明提供了额外的推进装置舱。

本发明因此能够提供具有使用灵活性的推进，这是因为其使用了至少一个电动空间推进发动机，具有较低推力但却具有非常良好的性能。

本发明允许资源在运载火箭内互相使用，这是由于其允许所装载的位于所述舱上的系统的电源用于对前述的所述舱的电动发动机提供动力：所述舱上的重量的增加因此能够转化为有效载荷的增加。

本发明因此能够增加运载火箭的有效载荷，并且特别地能够增加在所述舱上装载的系统的的重量，特别是人造卫星的重量。

附图说明

通过仅用于描述性并且非限制性的下文描述，并与所附附图结合进行解读，本发明的其它特征、目的和优点将变得清楚，在这些幅图中：

-图1和2已经在上文进行描述，分别示意性地显示了已知的运载火箭及其发射模式；

-图3和4以立体图和局部透视图的方式示意性地显示了根据本发明的舱的视图；

-图5和6分别示意性地显示了根据图3和4的舱的俯视图和仰视图；

-图7示意性地显示了电动空间推进发动机的一个可能的实施方式，其能够用在根据图3至6的舱上；

-图8示意性地显示了可能的电气安装，其通过舱上装载的系统为根据图3至6中的一个所述的舱的电动发动机提供电力；

-图9示意性地显示了根据本发明的舱的适配器的侧视图；

-图10以立体图和局部透视的方式示意性地显示了根据图9的适配器的细节；

-图11示意性地显示了用于根据本发明的舱的可能的适配器的分解图；

-图12示意性地显示了装载在根据本发明的舱上的系统的电源的展开的太阳能电池板；

-图13示意性地显示了用于所装载的系统的可能选择，其形成用于根据本发明所述的舱的额外的推进；以及

-图14示意性地显示了弹性缸体，其用于将所述舱适配器的结构与所述舱的上方部分分离。

在所有这些图形中，相似的部件带有相同的附图标记。

具体实施方式

图3至14示意性地显示了根据本发明的推进装置舱1的一个可能的实施方式。

所述舱1旨在用于被容纳在运载火箭2中。

与参考背景技术所介绍的运载火箭2相比，舱1额外地并且至少临时地容纳在运载火箭2中，位于设备舱16的水平处。不需要对运载火箭2进行改变用以容纳舱1。因此舱1的尺寸适配成用于在运载火箭2内部容纳：通常直径为几米并且高度大约为一米。除了该区别之外，至少临时地运送舱1的运载火箭2与在本申请的背景部分中的所给出介绍的相符，并且出于清楚和简洁的原因，将不再进一步进行描述。

如图3和4所示，舱1为基本扁平的柱体形状，并且主要包括形成圆环面的外围赤道带12，其具有内部空间127并且将舱1分成两部分：即上方外部部分121和下方外部部分122。

上方外部部分121会在图5中看的更清楚，而下方外部部分122会在图6中可见。

内部空间127在其下方外围部分中包括环123，该环123形成设备承载平台(例如箱体126)，其包括箭载计算机以对舱1进行控制和引导。

因此舱1还包括电源15以对箱体126提供动力，最有利地电源15由低功率的(例如，4千瓦)的太阳能电池板15形成。电池板15的数量例如为两个，并且彼此沿直径相对地布置在带12的外围上。

舱1包括使用液体燃料(例如单元推进剂)的发动机125和用于发动机125的液体燃料存储器124。

发动机125允许提供：

-用于将舱1与级23分离所需的额外的推进；以及

-用于在上述分离之后对舱1进行引导的舱1的姿态控制。

有利地发动机125数量为四台，并且在舱1的外围上彼此等距离布置，从而在发动机125中的一个失效的情况下获得发动机125的冗余度，并在姿态控制期间获得有效的常平架效果。

有利地存储器124形状为球形，并且在空间127中由环123承载。

舱1还主要包括适配器3、4、5，其与所装载的系统6、7或8中的至少一个协作。所述系统6、7或8至少临时地装载在舱1上。

根据一个优选实施方式，适配器3、5位于上方部分121的水平处。

部分121会在图3和5中看的更清楚，其具有上方结构1211，上方结构1211在外围上基本为扁平的椎体形状，在中心部分中是平坦的。

结构1211在其中心处接收适配器3，适配器3为从结构1211突出的圆锥形状，从而其通过相匹配的形状而与至少第一系统6的下方部分协作，所述第一系统6至少临时地装载在舱1上。

如图9至11所示，适配器3、5还包括承载结构5，所述承载结构5基本为柱体形状并且具有内部空间51，从而接收第一系统6(参见图10)。

承载结构5还包括一个端部52，用以与所装载的至少一个第二系统7相协作。

与适配器3、5放置在结构1211水平处的部分类似，端部52为圆锥形状，并且从所述结构突出从而经由相匹配的形状与所装载的第二系统7的下方部分相协作。

完全与传统一样，第一系统6形成人造卫星和/或第二系统7形成人造卫星。就此而言，第一系统6和/或第二系统7包括电源9。

舱1还包括至少一个电动空间推进发动机10，其适配成由系统6或7的电源9提供动力。最有利地，发动机10仅通过第一系统6和/或第二系统7的电源9提供动力。因此将理解，由于使用装载在舱上的系统的电源为前述的所述舱的电动发动机提供动力，因此在运载火箭内存在资源的相互使用：所述舱的重量的增加因此可以转化为运载火箭的有效载荷的增加，特别是装载在箭上的系统的重量的增加。

如图8所示，通过用于传送电能的电连接，所装载的系统的电源9直接或经由舱的电池B(例如放置在设备舱126中)而经由电力转换器T连接至舱1的电动发动机10。所述转换器T可放置在所装载的系统上，或者其还可以直接放置在舱1上。

如图7所示，电动空间推进发动机10适配成产生电/磁场，并适配成通过将燃料(其对于电/磁场敏感)喷入到空间中而造成空间推进。

因此，所述舱还包括燃料存储器14(例如，或者为圆环圈形状)，存储器14被放置在带12的内部空间127中。因此燃料可例如为氙、氪或氩。

发动机10还可以为本领域技术人员所使用的任何已知类型，例如：

-电热推进；和/或

-电磁推进(磁等离子体动态类型(MPD)的推进器或者使用洛伦茨力的加速器(LFA洛伦兹力加速器))；和/或

-有质动力(无电极等离子体推进器–EIPT)；和/或

-脉冲等离子推进(脉冲等离子推进器-PPT)；和/或

-离子推进(例如，场发射电推进器–FEEP、轰击离子推进器、射频电离作用推进器或霍尔效应推力器(稳态等离子体推进器–SPT、用于卫星的等离子体推进器–PPS、阳极层推进器-ALT))。

与通过用于与级23分离并用于需要强劲推力的飞行阶段的发动机125提供的液体推进剂相反，电动发动机10的推进相对动力较小，但是其具有较大的使用灵活性(随意停止/启动模式)，并且收益较高。因此电动发动机10有利地用于需要较低动力但需要较高精准度和较高收益的阶段，例如但并不限于用于人造卫星在轨道上的最终放置或者用于改变人造卫星的轨道。

如之前的发动机125一样，舱1优选包括四个在舱1的外围彼此等距离放置的发动机10，从而在发动机中的一个失效的情况下获得发动机10的冗余度，并在前述阶段期间获得对于舱1的姿态控制的有效的常平架效果。

如图4中的双箭头所示，发动机10在两个位置之间相对于带12是可移动的，即：

-收回位置，在该收回位置上发动机10平躺在带12上以允许舱1放置在运载火箭2内(发动机10的收回位置在例如图9和10中可见)；和

-展开位置，所述展开位置允许所述舱在必要时的推进，其特别在图3、4、5和6中可见。

在图3和4中可以确定的是，发动机10包括支撑件102，其形状与带12相匹配，并且还形成散热元件以允许电动发动机10在必要时的冷却。

如图4和图6所示，根据一个作为上述实施方式的替代(或另外的)的优选实施方式，适配器4位于下方部分122处。

下方部分122包括局部外凸的下方外围扁平椎体结构1221和在中心部分内凹的椎体1222。结构1221和椎体1222允许力的传递。

椎体1222在其中心部分接收适配器4，所述适配器4适配成通过相匹配的形状而与所装载的系统协作，所装载的系统例如有利地形成额外的液体或固体空间推进系统的所装载的第三系统8。

如图13所示，第三系统8可从下列类型中的一个进行选择：

·已知的固体燃料推进8a，或者

·已知的液体燃料推进8b，或者

-可存储的

-低温的

·具有用于发动机10的额外的燃料存储器141的已知的混合推进8c。

与由发动机125提供的液体燃料推进类似，由第三系统8提供的推进可用于与级23的分离和用于需要强劲推力的飞行阶段。

如图12中所示，在完全常规的情况下(其中第一系统6形成人造卫星和/或第二系统7形成人造卫星)，电源9包括太阳能电池板11，太阳能电池板11放置在第一系统6和/或第二系统7上，并且一旦展开就将太阳辐射转化为旨在特别用于发动机10的电能。太阳能电池板11可以产生大约20kw的电能。

如在图12中所见，从而能够将仍然就位在适配器3、5上的系统6的太阳能电池板11展开，承载结构5设有开口53，其适配成用于电源9的太阳能电池板11的展开。

尽管存在开口53，为了保持承载结构5的刚度，结构5包括放置在承载结构5的下方部分与上方结构1211之间的加强件54。

因此加强件54可为刚性材料的网格结构形式，例如三角形，其底座支承在上方结构1211上。

有利地，在完全常规的情况下(其中第三系统8形成额外的液体或固体空间推进系统)，电源9包括转换器T(例如在图8中所示)，所述转换器适配成将液体推进的机械能转变为用于电动发动机10的电能。

根据一个变体方式，电源9可包括核动力发电机，而不是热发电机或太阳能发电机，并且电源9放置在例如系统6或7处。

与常规一样，上方结构1211还包括本身为已知的弹性缸体1214，并且所述弹性缸体1214主要包括由机械弹簧环绕的金属杆，所述金属杆借助本身也为已知的点火装置螺栓1213和外围带1215而在弹性推动下得以保持。当点火装置螺栓和带1215爆炸的时候，缸体1214展开并允许结构5与结构1211机械分离。有利地，舱1包括四对点火装置螺栓1213和六个分离缸体1214。

应了解舱1还可包括上述之外的元件，例如着陆装置，所述着陆装置放置在下方结构1221上，用于一些需要舱1着陆类型的任务。

Claims (7)

1.一种推进装置舱(1)，其旨在在空间运载火箭(2)中被至少临时地运送，所述推进装置舱包括:

-适配器(3、4、5)，所述适配器与至少临时装载于所述舱(1)上的至少一个系统(6、7、8)协作，所述适配器包括具有内部空间(51)的承载结构(5)，用以接收装载在所述内部空间(51)中的第一系统(6)，所述承载结构(5)包括一个端部(52)以与所装载的第二系统(7)协作，所述适配器(4)适配成与所装载的第三系统(8)协作，所述第三系统(8)形成额外的液体或固体空间推进系统，所述系统(6、7、8)包括电源(9)；

-至少一个电动空间推进发动机(10)，其适配成由所述系统(6、7、8)的电源(9)提供动力。

2.根据权利要求1所述的舱，其中所述第一系统(6)和/或所述第二系统(7)形成人造卫星。

3.根据上一个权利要求所述的舱，其中所述承载结构(5)具有开口(53)，该开口(53)适配成用于所述第一系统(6)的所述电源(9)的太阳能电池板(11)的展开，所述第一系统(6)经由该开口(53)形成人造卫星。

4.一种组件，其特征在于所述组件包括：

·旨在在空间运载火箭(2)中被至少临时地运送的推进装置舱(1)，所述推进装置舱(1)包括：

-具有内部空间(51)的承载结构(5)；

-至少一个由电源(9)提供动力的电动空间推进发动机(10)；和

·第一系统(6)，所述第一系统(6)形成人造卫星，所述第一系统(6)临时装载于所述承载结构(5)的所述内部空间(51)中，并包括对所述舱(1)的电动发动机(10)提供动力的电源(9)。

5.根据权利要求4所述的组件，其中所述电源(9)包括太阳能电池板，并且所述承载结构(5)具有适配成用于所述太阳能电池板(11)展开的开口(53)。

6.根据权利要求4所述的组件，其中所述电源(9)包括核动力发电机。

7.根据权利要求4至6中的任一项所述的组件，其中所述舱(1)包括形成额外的液体或固体空间推进系统的装载的系统(8)。