CN105416610A - 空间结构体部署系统 - Google Patents

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Abstract

本申请公开空间结构体部署系统，具体提供了一种用于部署空间结构体(102)的方法和装置。当基座(108)处于第一位置时空间结构体(102)利用释放机构(110)固定至基座(108)。基座(108)从第一位置移向第二位置来部署空间结构体(102)。当基座(108)从第一位置移向第二位置来部署空间结构体(102)时，基本上同时移动释放机构(110)以从基座(108)释放空间结构体(102)而不将横向负荷施加于空间结构体(102)。

Description

空间结构体部署系统
技术领域
本公开总体涉及空间结构体，并且具体地涉及部署空间结构体。依然更具体地，本公开涉及用于部署空间结构体(诸如卫星)的方法和装置。
背景技术
运载火箭可以用于将有效载荷、人或两者从地球携带至太空。例如，运载火箭可以将有效载荷(诸如卫星)携带至太空。一旦运载火箭到达用于卫星部署的离地球期望的距离，则卫星通过一个或多个部署(deployment)机构的致动与运载火箭分离。
根据在部署期间使用的条件和系统，卫星可能在与运载火箭分离之后翻滚。例如，用于卫星的一些部署系统使用爆炸螺栓或多个推杆弹簧来使卫星与运载火箭分离。这些类型的部署系统从多点释放卫星。用于使卫星从这些不同的点与运载火箭分离的潜在不均匀力分配可以促使卫星翻滚。
一些卫星可以包括降低或停止翻滚、以及改变卫星方位或执行其他动作的推进系统。然而，较小的卫星可能不包括这些类型的系统以降低卫星的尺寸、重量或两者。从微卫星等级下降至毫微微卫星等级的较小的卫星具有有限的或没有姿态控制范围。微卫星等级具有从10kg至100kg的质量，并且毫微微卫星等级具有从0.001kg至0.01kg的质量。
例如，立方体卫星是一类小型化卫星。立方体卫星具有一公升的体积和不超过1.33千克的质量。1U立方体卫星的尺寸是10cmx10cmx10cm。3U立方体卫星是30cmx10cmx10cm。
立方体卫星通常携带一个或两个科学器具。然而，立方体卫星通常不包括推进系统。因此，可能由于部署发生的翻滚可超过其他姿态控制致动器(类似反作用轮)的扭矩权限，并且因此可导致不能通过立方体卫星子系统来有效地降低或消除翻滚率。因此，期望提供一种考虑上述讨论的问题中的至少一些以及其它可能的问题的方法和装置。
发明内容
本公开的实施方式提供了一种包括基座和释放机构的装置。基座是可移动的。释放机构与基座相关联。当基座处于第一位置时，释放机构啮合空间结构体的零件(feature)以将空间结构体固定至基座；并且当基座移向产生空间结构体部署的第二位置时，释放机构在加速期间基本上同时移动以从零件脱离，并且从基座释放空间结构体而不将横向负荷施加于空间结构体。有利地，当部署空间结构体时，利用该装置可以降低空间结构体的翻滚或施加于空间结构体的震动中的至少一个。优选地，空间结构体选自卫星、空间站和太空船中的一个。
本公开的另一个实施方式提供了一种用于部署空间结构体的方法。当基座处于第一位置时，空间结构体利用啮合空间结构体的零件的释放机构固定至基座。基座从第一位置移向第二位置以部署空间结构体。当基座从第一位置移向第二位置以部署空间结构体时，释放机构基本上同时移动以从零件脱离并且从基座释放空间结构体而不将横向负荷施加于空间结构体。有利地，空间结构体具有当基座处于第一位置时与释放机构啮合的零件，其中，移动释放机构包括当基座从第一位置移向第二位置时使释放机构中的杆从关闭位置旋转至打开位置。移动释放机构进一步包括当基座从第一位置移向第二位置时，将与基座垂直的轴向力施加于与释放机构中的接触点啮合的空间结构体上的零件处的空间结构体，使得当部署空间结构体时空间结构体沿轴向力的方向加速；以及当发生基座减速或基座到达第二位置中的至少一个时，从接触点脱离空间结构体的零件。优选地，旋转杆包括当基座从第一位置移向第二位置时，利用偏置设备旋转杆以将释放机构从关闭位置移向打开位置，使得杆不再将零件固定至接触点。有利地，当部署空间结构体时，利用用于部署空间结构体的方法可以降低空间结构体的翻滚或施加于空间结构体的震动中的至少一个。优选地，从卫星、空间站和太空船中的一个选择空间结构体。
上述特征和功能能够在本公开的各种实施方式中独立实现或者也可以在其他实施方式中被组合，其中进一步的细节可以参考以下描述和附图看出。
附图说明
在所附权利要求中阐述了示例性实施方式的被认为是新颖特征的特性。然而，通过参考结合附图所阅读的本公开的示例性实施方式的以下详细描述，示意性实施方式以及使用的优选方式、其他目的和特征将被充分理解，其中：
图1是根据示例性实施方式的空间结构体部署环境的框图的示意图；
图2是根据示例性实施方式的释放机构的框图的示意图；
图3是根据示例性实施方式的空间结构体部署系统的示意图；
图4是根据示例性实施方式的空间结构体部署系统的示意图；
图5是根据示例性实施方式的移动卫星以进行部署的的空间结构体部署系统的示意图；
图6是根据示例性实施方式的移动卫星以进行部署的空间结构体部署系统的示意图；
图7是根据示例性实施方式的移动卫星以进行部署的空间结构体部署系统的示意图；
图8是根据示例性实施方式的释放机构的示意图；
图9是根据示例性实施方式的空间结构体部署系统的示意图；
图10是根据示例性实施方式的空间结构体部署系统的示意图；
图11是根据示例性实施方式的具有多个空间结构体部署系统的平台的示意图；
图12是根据说明性实施方式的用于部署空间结构体的处理的流程图的示意图；以及
图13是根据示例性实施方式的用于移动释放机构的处理的流程图的示意图。
具体实施方式
示例性实施方式认识并且考虑一种或多种不同的考虑因素。例如，示例性实施方式认识并且考虑当前使用的部署系统和设备可将不同量的力施加于卫星。例如，当从用于卫星部署的平台释放卫星时使用的爆炸螺栓、弹簧、阻尼器和其他设备可以提供不同量的力。
这些类型的设备可以导致在卫星的不同部分且潜在地以稍微不同的时间出现的不同量的力、速度或两者。这种情况可能导致卫星不期望的翻滚。
示例性实施方式提供了一种对涉及空间结构体(诸如卫星)不期望的翻滚的技术问题的解决方案。进一步，示例性实施方式提供了一种用于部署空间结构体的方法和装置。在一个示例性实施方式中，装置包括基座和释放机构。基座是可移动的。释放机构与基座相关联。当基座处于第一位置时，释放机构固定空间结构体。当基座减速向第二位置而导致空间结构体的部署时，释放机构在加速期间基本上同时移动以从基座释放空间结构体，而不将横向负荷施加于空间结构体。该装置具有降低或消除空间结构体翻滚的技术效果。
现参考附图且具体地参考图1，描述了根据示例性实施方式的空间结构体部署环境的框图的示意图。在空间结构体部署环境100中，使用空间结构体部署系统106从平台104部署空间结构体102。此部署出现在太空中。
在此示例性实施例中，空间结构体102是一种在太空中使用的结构。太空是一种存在于包括地球的天体之间的空间或空隙。例如，太空可以是一种具有颗粒密度和极其接近于完全真空的压力的空间。太空可以由卡门线(Kármánline)定义为在海平面以上的100km海拔高度处。卡门线通常用作空间条约中太空的开始并且由航空航天记录保持。
空间结构体102可以采取多种不同的形式。例如，可以从卫星、立方体卫星、空间站、太空船或一些其他适宜的结构中的一个选择空间结构体102。
在此示例性实施例中，平台104可以采取多种不同的形式。例如，可以从空间站、火箭、航天飞机、小行星或一些其他适宜类型的平台中的一个选择平台104。
在此示例性实施例中，空间结构体部署系统106与平台104相关联。当一个部件与另一边部件“相关联”时，该关联在所描述的实例中是物理关联。例如，第一部件(空间结构体部署系统106)可被认为通过固定至第二部件、结合至第二部件、安装至第二部件、焊接至第二部件、紧固至第二部件或以其它适宜的方式连接至第二部件中的至少一个来与第二部件(平台104)物理地相关联。第一部件也可使用第三部件连接至第二部件。第一部件也可被认为是通过形成为第二部件的一部分、第二部件的延伸部或两者来与第二部件物理地相关联。
在此示例性实施例中，空间结构体部署系统106具有多种不同的部件。如所描述的，空间结构体部署系统106包括基座108、释放机构110以及偏置系统112。
基座108是一种可移动的结构。具体地，基座108可以在其空间结构体固定所在的第一位置114和其可通过部署系统将空间结构体部署所在的第二位置116之间移动。
在示例性实施例中，导向件117是一种引导基座108在第一位置114和第二位置116之间移动的结构。例如，导向件117可以是导轨、多个导轨或一些其他适宜的结构。
导向件117降低可出现在空间结构体102上的横向负荷118。在示例性实施例中，横向负荷118是相对于基座108的负荷。例如，横向负荷118是与通过将基座108从第一位置114移向第二位置116生成的力122的方向120正交的负荷。
如所描述的，释放机构110是与基座108相关联的结构。当基座108处于第一位置114时，释放机构110将空间结构体102固定至基座108。如所描述的，释放机构110可以将零件123固定在空间结构体102上。零件123是空间结构体的部件，释放机构110可以啮合该零件123以将空间结构体固定至基座108。例如，零件123可以包括可在空间结构体102上找到的立柱、凸起、凹槽、开口、杆棒、轴或一些其他适宜零件的至少一个。
如本文中所使用的，当与所列出的项一起使用时，短语“至少一个”指可使用一个或者多个列出项的不同组合和可仅需要所列出的各项中的一项。换言之，至少一个指可使用列表中但是并非需要列表中所有项的任意组合项和任意数量的项。该项可以是具体的对象、事物或者类别。
例如，在没有限制的情况下，“项A、项B或项C中的至少一项”可包括项A、项A和项B、或者项B。该实例也可包括项A、项B以及项C或者项B和项C。当然，可以存在这些项的任意组合。在一些示例性实施例中，在没有限制的情况下，“至少一个”可以是例如项目A中的两个、项目B中的一个和项目C中的十个、项目B中的四个和项目C中的七个和其他适宜的组合。
零件123是可以通过与基座108相关联的释放机构110将力122施加于空间结构体102的位置。利用将力122施加于空间结构体102的选择的位置，可以降低施加于空间结构体102的横向负荷118和其他不期望的负荷。在示例性实施例中，恒定量的力122可以在释放机构110的每一处施加于零件123的每一个。
在此示例性实施例中，当基座108减速向第二位置116而导致空间结构体的部署时，释放机构110在基座108的加速期间基本上同时移动以从基座108释放空间结构体102，而不将横向负荷118施加于空间结构体102。在另一个示例性实施例中，基座108可以不减速直至到达第二位置116、或仅在到达第二位置116之前不减速。
如所描述的，偏置系统112是将基座108从第一位置114移向第二位置116的一种或多种设备。在示例性实施例中，可以从弹簧、液压致动器、线性致动器、螺线管或一些其他适宜的偏置设备中的至少一个选择偏置系统112。
如所描述的，当基座108处于第一位置114时，释放机构110处于关闭位置124，并且当基座108从第一位置114移向第二位置116以部署空间结构体102时，释放机构110基本上同时移向至打开位置125以从基座108释放空间结构体102，而不将横向负荷118施加于空间结构体102。在示例性实施例中，释放机构110被偏置以基本上同时移动从而从基座108释放空间结构体102。此外，空间结构体部署系统106也可以包括保持系统126。如所描述的，当基座108处于第一位置114时，保持系统126防止释放机构110移动以释放空间结构体102。在示例性实施例中，空间结构体部署系统106可以包括诸如外壳127和舱门128的其他部件。如所描述的，外壳127具有开口130。在示例性实施例中，基座108和释放机构110被定位在外壳127内的内部132中。当空间结构体102被固定至基座108时，空间结构体102也被定位在外壳127的内部132内。
舱门128在关闭位置134和打开位置136之间移动。当处于关闭位置134时，舱门128覆盖开口130。
在此示例性实施例中，空间结构体部署系统106也包括锁定系统138。锁定系统138防止偏置系统112将基座108从第一位置114移动。例如，当舱门128处于关闭位置134时，锁定系统138将基座108保持在第一位置114中。如所描述的，当舱门128处于打开位置136时，锁定系统138允许偏置系统112移动基座108。
此外，空间结构体部署系统106也可以包括减振系统140。在此示例性实施例中，减振系统140是一种与舱门128相关联的结构。减振系统140接触空间结构体102，使得当空间结构体102通过释放机构110固定至基座108并且舱门128处于关闭位置134时，降低空间结构体102中的振动142。
例如，减振系统140可以是一种由选自铝、弹性材料、橡胶、钛、塑料或一些其他适宜类型的材料中一种或多种材料组成的结构。在另一个示例性实施例中，可以使用各种类型的设备实现减振系统140。例如，可以使用一种或多种减震器实现减振系统140。
利用空间结构体部署系统106可以降低空间结构体102的不期望移动。例如，与当前使用的部署系统相比，可以降低在通过空间结构体部署系统106部署时空间结构体102的翻滚。在一个示例性实施例中，当由空间结构体部署系统106部署时，导向件117或释放机构110的至少一个降低空间结构体102的翻滚或其他不期望的移动。
下面转向图2，描述了根据示例性实施方式的释放机构的框图的示意图。在此示例性实施例中，释放机构200是图1中的释放机构110中的一种释放机构的实施方式的实施例。
在此示例性实施例中，释放机构200包括多种不同的部件。如所描述的，释放机构200包括接触点202、杆204以及偏置设备206。
接触点202是一种与基座相关联的结构。在此示例性实施例中，接触点202支撑图1中的空间结构体102上的零件123中的一零件。
如所描述的，杆204是可移动的并且当杆204处于关闭位置208时将零件固定至接触点202。在此示例性实施例中，杆204通过旋转而移动。当杆204旋转入打开位置210时，零件可以远离接触点202移动。
在示例性实施例中，偏置设备206将杆204从关闭位置208移向打开位置210。当基座108从第一位置114移向第二位置116时，出现杆204的这种移动，使得以图1中的框形式示出的零件123可以脱离接触点202。在示例性实施例中，偏置设备206可以是线性弹簧、扭簧、旋转电动机、弹性带或一些其他适宜的设备或系统。
空间结构体部署环境100的示意图和图1中的空间结构体部署环境100中不同的部件不旨在暗示对可实现示例性实施方式的方式进行物理或结构学限制。可使用除所示出的部件之外的或者替换所示出的部件的其他部件。某些部件可能是不必需的。同样，提供框以示出一些功能部件。当在示例性实施方式中实现时，这些框的一个或多个可以结合、划分、或者结合和划分成不同框。
例如，空间结构体部署环境100可以包括除空间结构体部署系统106之外的或替换空间结构体部署系统106的一种或多种额外的部署系统。部署系统的每一个可以部署与平台104相同或不同类型的空间结构体。
下面转向图3至图7，描述了根据示例性实施方式的卫星的部署顺序的示意图。首先转向图3，描述了根据示例性实施方式的空间结构体部署系统的示意图。
在此示例性实施例中，空间结构体部署系统300是图1中以框形式示出的空间结构体部署系统106的一个实施方式的实施例。在这个实施例中，空间结构体部署系统300是卫星部署系统。
如所描述的，空间结构体部署系统300保持卫星302。卫星302是图1中以框形式示出的空间结构体102的物理实施方式的实施例。如所描述的，卫星302可以是具有长度303、宽度304和高度305的1U立方体卫星。在此示例性实施例中，长度303可以是约10cm，宽度304可以是约10cm，并且高度305可以是约10cm。
在此具体实施例中，卫星302被示出为定位在空间结构体部署系统300的外壳306内。外壳306被以透视图示出以更清晰地示出空间结构体部署系统300中的不同零件。如所描述的，外壳306具有长度307、宽度308和高度309。在此示例性实施例中，长度307可以是约18cm，宽度308可以是约12cm，并且高度309可以是约12cm。
舱门310以铰链311连接至外壳306。舱门310在本附图中被示出在关闭位置中。
如所描述的，空间结构体部署系统300包括基座312。如所描述的，释放机构与基座312相关联并且将卫星302固定至基座312。在此示例性实施例中，存在三个释放机构。在此图中，示出释放机构313和释放机构314。在此图中不能看到第三释放机构。
如所描述的，释放机构313包括杆316、接触点318以及弹簧320。释放机构314包括杆322、接触点324以及弹簧326。
在此示例性实施例中，弹簧320使杆316偏置以沿箭头328的方向旋转。此外，弹簧326偏置杆322以沿箭头328的方向旋转。
在此图中，通过保持系统防止杆316和杆322的旋转。如所描述的，保持系统包括细长结构体329和细长结构体330。
在此图中示出的示例性实施例中，细长结构体329和细长结构体330可以是从外壳306的表面332延伸的立柱。细长结构体329接触杆316并且防止杆316沿箭头328的方向移动。以类似的方式，细长结构体330接触杆322并且防止杆322沿箭头328的方向移动。
在此示例性实施例中，细长结构体334也被示出在此图中并且接触在此图中不能看到的另一个杆。细长结构体334也防止那个杆沿箭头328的方向移动。
如所描述的，卫星302具有零件342和零件344。零件342和零件344是卫星302上的可固定至基座312的结构体。在这个实施例中，另一个零件存在于或未被示出在卫星302的侧面348上。
在此示例性实施例中，接触点318支撑零件342并且接触点324支撑零件344。如所描述的，接触点318是一种从基座312的表面349延伸的结构。接触点324也是一种从基座312的表面349延伸的结构。接触点318具有啮合零件342的形状，并且接触点324具有啮合零件344的形状。下文在图8中以截面350示出且描述释放机构313和接触点318的更详细的视图。
偏置系统352也存在于空间结构体部署系统300中。偏置系统352包括弹簧。偏置系统352沿箭头354的方向偏置基座312。如所描述的，偏置系统352可以是弹簧、线性致动器、螺线管或选择为可将力施加于基座312的一种设备的任何其他类型的设备。换言之，偏置系统352施加力以沿箭头354的方向移动基座312。
在此示例性实施例中，空间结构体部署系统300也包括减振结构356。在这个实施例中，减振结构356是可以用于实现图1中以框形式示出的减振系统140的物理结构的实施方式的实施例。如所描述的，减振结构356与舱门310相关联。减振结构356接触卫星302，使得当卫星302通过释放机构固定至基座312并且舱门310处于如在本图中看到的关闭位置时，降低卫星302中的振动。
下面转向图4，描述了根据示例性实施方式的空间结构体部署系统的示意图。在此图中，舱门310沿箭头400的方向并且从关闭位置移向在此图中示出的打开位置。舱门310暴露外壳306中的开口402。当暴露时，开口402允许卫星302自外壳306部署。
在此图中，当打开舱门310时，锁定机构(未示出)允许偏置系统352沿箭头354的方向移动基座312。当关闭舱门310时，锁定机构防止偏置系统352移动基座312。在示例性实施例中，锁定机构固定基座312。在其他示例性实施例中，锁定机构可以防止偏置系统352施加力来移动基座312。
在此示例性实施例中，锁定机构可以是例如烧丝、致动器或当舱门310处于打开位置时其被激活以允许偏置系统352将基座312从第一位置移向第二位置的一些其他适宜的机构。
下面转向图5，描述了根据示例性实施方式的移动卫星以进行部署的的空间结构体部署系统的示意图。在此图中，基座312从第一位置移向第二位置。这种移动在零件342、零件344以及此图中不能看出的侧面348上的另一个零件处将力施加于卫星，零件342、零件344以及侧面348上的另一个零件分别连接到接触点318、接触点324以及在此图中不能看出的另一个接触点。
在此示例性实施例中，基座312沿着引导轨504在箭头354的方向上移动。引导轨504限制基座312沿着轴506移动。引导轨504帮助降低沿与箭头354垂直的方向的横向运动。
当基座312沿箭头354的方向移动时，基座312减速。在此示例性实施例中，在到达第二位置之前出现减速。在此描述的实施例中，弹簧用作偏置系统，并且当基座312开始从第一位置移动时出现最大加速度。此第一位置是弹簧力最大的位置。当线性致动器或螺线管用于偏置系统时，最大加速度可被设置为在第一位置和第二位置之间期望的位置。
在图5中同样示出杆316和杆322的位置的变化。基座312沿箭头354的方向的移动使杆316远离细长结构体329移动并且使杆322远离细长结构体330移动。因此，杆316和杆322沿箭头328的方向移向在此图中示出的位置。在此示例性实施例中，杆316和杆322的这种移动是旋转运动。在此图中不能看到的另一杆也以类似的方式旋转。
现参考图6，描述了根据示例性实施方式的移动卫星以进行部署的空间结构体部署系统的示意图。在此图中，基座312已经到达第二位置。在此图中，杆316和杆322以允许零件342移动离开接触点318且零件344移动离开接触点324而不触摸杆316或杆322的方式移动。
现在接下来参考图7，根据示例性实施方式描述移动卫星以进行部署的空间结构体部署系统的示意图。在此图中，卫星302移动离开基座312和空间结构体部署系统300中的其他部件。
在此图中，示出释放机构700。释放机构700包括杆702和接触点704。在此图中不能看到偏置杆702的弹簧。
利用空间结构体部署系统300降低或消除了卫星302的翻滚或其他不期望的移动。因此，当卫星302不包括推进系统或其他机构以降低翻滚时，可以以降低或消除翻滚的方式部署卫星302。
现在转向图8，根据示例性实施方式描述释放机构的示意图。图8是图3中的截面350中的释放机构313的更详细的视图。
在此图中，杆316处于关闭位置使得释放机构313固定零件342从而将卫星302固定至基座312。接触点318具有凹槽800，并且杆316具有凹槽802。
当杆316处于关闭位置时，零件342被保持在通过接触点318上的凹槽800和杆316上的凹槽802形成的狭槽804中。在此构造中，通过释放机构313固定零件342。
当杆316旋转至打开位置时，在接触点318的凹槽800中支撑零件342。在此构造中，当基座312移动时，可以将力施加于零件342。此外，当基座312的移动减小或停止时，零件342可以移动离开接触点318。
现在转向图9，根据示例性实施方式描述空间结构体部署系统的示意图。在此图中，沿图3中的线9-9的方向示出空间结构体部署系统300。
在此图中，烧丝900是一种用于将基座312保持在第一位置中的锁定机构。当部署卫星302时，烧丝900被激活并且释放基座312，使得偏置系统352(未示出)沿箭头354的方向移动卫星302。
下面参考图10，根据示例性实施方式描述空间结构体部署系统的示意图。在此图中，示出没有卫星302的空间结构体部署系统300的分解图。
在图3至图10中示出的空间结构体部署系统被设计为模块化的。换言之，多个空间结构体部署结构系统可以被安排为形成部署多个卫星的系统。
现在转向图11，根据示例性实施方式描述具有多个空间结构体部署系统的平台的示意图。在此示例性实施例中，平台1100包括空间结构体部署系统1102、空间结构体部署系统1104、空间结构体部署系统1106、空间结构体部署系统1108、空间结构体部署系统1110、空间结构体部署系统1112、空间结构体部署系统1114以及空间结构体部署系统1116。
这些空间结构体部署系统被用于分别部署卫星1118、卫星1120、卫星1122、卫星1124、卫星1126、卫星1128、卫星1130以及卫星1132。可以与空间结构体部署系统相同或不同的时间来部署这些不同的卫星。
在图3至图11中的空间结构体部署系统300的示意图被提供为图1中的空间结构体部署系统106的物理实施方式的一个实例，并且不旨在限制可以实现其他实施方式的方式。例如，舱门310被示出为通过铰链311附接来打开和关闭。在其他示例性实施例中，舱门310可以是打开和关闭的虹膜。在又一个示例性实施例中，舱门310可以与外壳306分离。
作为又一实例，虽然示出三个释放机构，但是也可以根据具体实施方式使用其他数量的释放机构。例如，可以使用四个释放机构、两个释放机构或一些其他数量的释放机构来将力施加于卫星上的零件。
在又一个示例性实施例中，可以使用太空船作为外壳来部署空间结构体部署系统。例如，空间结构体部署系统的不同部件可以放置在没有外壳306和舱门310的航天飞机的分隔舱中。
如另一实例，可以部署除对于以上示例性实施例描述的1U立方体卫星之外的其他尺寸的卫星。此外，所部署的卫星可具有可以是不规则的其他形状。
在图3至图11中示出的不同部件可与图1和图2中的部件结合、使用图1和图2中的部件、或者两者的组合。此外，在图3至图11中的一些部件可是以图1和图2中的框形式示出的部件怎样可实现为物理结构的示例性实施例。
现参考图12，根据示例性实施方式描述用于部署空间结构体的处理的流程图的示意图。可以在图1中的空间结构体部署环境100中实现在图12中示出的处理。具体地，可以使用图1中的空间结构体部署系统106实现不同的操作。
该处理开始于当基座处于第一位置时利用释放机构将空间结构体固定至基座(操作1200)。在操作1200中，基座和空间结构体被定位在外壳中。
该处理打开外壳的舱门以暴露外壳中的开口从而自外壳部署空间结构体(操作1202)。当基座从第一位置移向第二位置时，开口允许空间结构体通过开口移出外壳。
然后，该处理将基座从第一位置移向第二位置来部署空间结构体(操作1204)。该处理然后基本上同时移动释放机构以从基座释放空间结构体而不将横向负荷施加于空间结构体(操作1206)，此后该处理终止。当基座从第一位置移向第二位置以部署空间结构体时发生操作1206。
下面转向图13，根据示例性实施方式描述用于移动释放机构的处理的流程图的示意图。在图13中示出的处理是可以在图12中的操作1206中执行的操作的实施例。在这个实施例中，空间结构体具有当基座处于第一位置时与释放机构啮合的零件。
该处理开始于基座从第一位置移向第二位置时将释放机构中的杆从关闭位置旋转至打开位置(操作1300)。在操作1300中，当杆处于打开位置时杆不再将零件固定至接触点。此外，在打开位置处，在基座到达第二位置之后空间结构体移动离开基座时，杆不接触空间结构体的零件或其他部分。
该处理在基座从第一位置移向第二位置的同时将与基座垂直的轴向力施加于卫星上的与释放机构中的接触点啮合的零件处的空间结构体(操作1302)。在操作1302中，当部署空间结构体时，空间结构体沿力的方向加速。
该处理在发生基座减速或基座到达第二位置中的至少一个时，从接触点脱离空间结构体的零件(操作1304)，此后该处理终止。在操作1304中，零件移动离开接触点。此外，在打开位置处，在基座到达第二位置之后空间结构体移动离开减速的基座时，杆不接触空间结构体的零件或其他部分。
在不同描述的实施方式中的流程图和框图示出了示例性实施方式中的装置和方法的一些可能的实施方式的架构、功能以及操作。鉴于此，流程图或框图中的各个框可表示模块、片段、功能、或操作或步骤的一部分的至少一个。
在示例性实施方式的一些可替换实施方式中，框中表明的一个功能或多个功能可以脱离图中表明的顺序而发生。例如，在一些情况下，连续示出的两个框可基本上同时实行、或者框有时可根据所涉及的功能而以相反顺序执行。此外，可以增加除流程图或者框图中示出的框之外的其他框。
例如，可以大约同时且不以所示出的连续的顺序执行操作1204和操作1206。例如，操作1204可以开始，并且操作1206可以在操作1204已经开始之后开始。在又一个示例性实施例中，操作可以被包括为解锁或允许基座在舱门处于打开位置之后移动。
因此，一个或多个示例性实施方式提供降低或克服涉及在部署之后空间结构体的不期望的旋转(诸如翻滚)的技术问题的用于部署空间结构体的方法和装置。一个示例性实施方式采用具有降低通过空间结构体部署系统部署的空间结构体的翻滚或其他不期望的移动的技术效果的空间结构体部署系统。在示例性实施例中，导轨或释放机构中的至少一个在基座从第一位置移向第二位置期间，降低横向负荷或其他不期望的负荷从而部署空间结构体。以这种方式，当部署空间结构体时降低空间结构体的翻滚或施加于空间结构体的震动的至少一个。
通过使用根据示例性实施方式的空间结构体部署系统，可以避免卫星的翻滚或其他不期望的移动的方式部署较小的卫星(诸如立方体卫星)。因此，使用根据示例性实施方式的空间结构体部署系统，卫星不需要推进系统或用以校正翻滚的其他系统来部署该卫星。
不同的示例性实施例描述执行动作或操作的部件。在示例性实施方式中，部件被配置为执行所描述的动作或操作。例如，该部件可具有为该部件提供执行在示例性实施例中描述为通过该部件可执行的动作或操作的能力的构造或设计。
不同示例性实施方式的描述旨在说明和描述，并且不旨在穷尽所有实施方式或者将实施方式限于所公开形式。对于本领域的技术人员而言，多个改变和变化是显而易见的。例如，已经相对于具有立方体形状的卫星的具体尺寸描述空间结构体部署系统。其他示例性实施方式可以适用于其他尺寸和形状的卫星或其他类型的空间结构体。此外，不同的示例性实施方式可以提供与其它期望的实施方式相比不同的特征。实施方式或所选的实施方式被选择并被描述从而更好地说明实施方式的原理、实际应用的原理，并且允许本领域的普通技术人员理解本公开的各种实施方式以及适于具体的预期使用的各种变形。

Claims (15)

1.一种用于部署空间结构体(102)的装置，包括：
可移动的基座(108)；以及
与所述基座(108)相关联的释放机构(110)，其中，当所述基座(108)处于第一位置(114)时，所述释放机构(110)啮合空间结构体(102)的零件(123)以将所述空间结构体(102)固定至所述基座(108)；并且当所述基座(108)移向第二位置(116)以部署所述空间结构体(102)时，所述释放机构(110)在加速期间同时移动以从所述零件(123)脱离并且从所述基座(108)释放所述空间结构体(102)，而不将横向负荷(118)施加于所述空间结构体(102)。
2.根据权利要求1所述的装置，进一步包括：
将所述基座(108)从所述第一位置(114)移向所述第二位置(116)的偏置系统(112)。
3.根据权利要求1所述的装置，进一步包括：
具有开口(130)的外壳(127)，其中，所述基座(108)和所述释放机构(110)被定位在所述外壳(127)内，并且其中，当所述空间结构体(102)被固定至所述基座(108)时，所述空间结构体(102)被定位在所述外壳(127)内；以及
舱门(128)，在关闭位置(134)和打开位置(136)之间移动并且当所述舱门(128)处于所述关闭位置(134)时覆盖所述开口(130)。
4.根据权利要求3所述的装置，进一步包括：
与所述舱门(128)相关联的减振结构体(356)，其中，所述减振结构体(356)接触所述空间结构体(102)，使得当所述空间结构体(102)通过所述释放机构(110)固定至所述基座(108)并且所述舱门(128)处于所述关闭位置(134)时，降低所述空间结构体(102)中的振动(142)。
5.根据权利要求4所述的装置，进一步包括：
当所述舱门(128)处于所述关闭位置(134)时将所述基座(108)保持在所述第一位置(114)中的锁定系统(138)。
6.根据权利要求1所述的装置，其中，当所述基座(108)处于所述第一位置(114)时，所述释放机构(110)处于关闭位置(124)，并且当所述基座(108)从所述第一位置(114)移向所述第二位置(116)以部署所述空间结构体(102)时，所述释放机构同时移向打开位置(125)以从所述基座(108)释放所述空间结构体(102)，而不将所述横向负荷(118)施加于所述空间结构体(102)。
7.根据权利要求1所述的装置，进一步包括：
当所述基座(108)处于所述第一位置(114)时，防止所述释放机构(110)移动以释放所述空间结构体(102)的保持系统(126)。
8.根据权利要求1所述的装置，其中，所述释放机构(110)中的一释放机构(200)包括：
与所述基座(108)相关联的接触点(202)，其中，所述接触点(202)支撑所述空间结构体(102)上的零件(342，344)；
杆(204)，所述杆(204)是可移动的并且当所述杆(204)处于关闭位置(134)时将所述零件(342，344)固定至所述接触点(202)；以及
偏置设备(206)，当所述基座(108)从所述第一位置(114)移向所述第二位置(116)时，所述偏置设备(206)将所述杆(204)从关闭位置(134)移向打开位置(136)，使得所述零件(342，344)脱离所述接触点(202)。
9.根据权利要求8所述的装置，其中，所述接触点(202)包括：
从所述基座(108)的表面(349)延伸且具有啮合所述空间结构体(102)上的所述零件(342，344)的形状的结构。
10.根据权利要求1所述的装置，其中，所述释放机构(110)包括：
三个释放机构(110)。
11.一种用于部署空间结构体(102)的方法，所述方法包括：
当基座(108)处于第一位置(114)时，利用啮合所述空间结构体(102)的零件(123)的释放机构(110)将所述空间结构体(102)固定至所述基座(108)；
将所述基座(108)从所述第一位置(114)移向第二位置(116)来部署所述空间结构体(102)；以及
当所述基座(108)从所述第一位置(114)移向所述第二位置(116)以部署所述空间结构体(102)时，同时移动所述释放机构(110)以从所述零件(123)脱离并且从所述基座(108)释放所述空间结构体(102)，而不将横向负荷(118)施加于所述空间结构体(102)。
12.根据权利要求11的所述方法，其中，当所述基座(108)处于所述第一位置(114)时所述基座(108)和所述空间结构体(102)被定位在外壳(127)中，并且所述方法进一步包括：
打开所述外壳(127)的舱门(128)以暴露所述外壳(127)中的开口(130)从而从所述外壳(127)部署所述空间结构体(102)，其中，当所述基座(108)从所述第一位置(114)移向所述第二位置(116)时，所述空间结构体(102)通过所述开口(130)移出所述外壳(127)。
13.根据权利要求12所述的方法，进一步包括：
利用与所述外壳(127)的所述舱门(128)相关联的减振结构体(356)来接触所述空间结构体(102)，所述空间结构体(102)位于所述外壳中，其中，当关闭所述舱门(128)时所述减振结构体(356)降低所述空间结构体(102)中的振动(142)。
14.根据权利要求12所述的方法，其中，移动所述基座(108)包括：
在打开所述舱门(128)之后，利用偏置系统(112)将所述基座(108)从所述第一位置(114)移向所述第二位置(116)。
15.根据权利要求11的所述方法，其中，所述空间结构体(102)具有当所述基座(108)处于所述第一位置(114)时与所述释放机构(110)啮合的零件(123)，并且其中，移动所述释放机构(110)包括：
当所述基座(108)从所述第一位置(114)移向所述第二位置(116)时，将所述释放机构(110)中的杆从关闭位置(124)移向打开位置(125)；以及
当所述基座(108)从所述第一位置(114)移向所述第二位置(116)时，在所述空间结构体(102)上的与所述释放机构(110)中的接触点啮合的零件(123)处将与所述基座(108)垂直的轴向力施加于所述空间结构体(102)，使得当部署所述空间结构体(102)时所述空间结构体(102)沿所述轴向力的方向加速；以及
当发生所述基座(108)减速或所述基座(108)到达所述第二位置(116)中的至少一个时，从所述接触点脱离所述空间结构体(102)的所述零件(123)。
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