CN107548370B - 人造卫星 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及人造卫星,所述人造卫星包括:‑支撑设备承重壁的安装结构,‑刚性连接着安装结构的发射器适配器,‑第一散热器(26),‑至少一个通过流体进行热传递的第一系统(42),包括具有第一热交换部分(50)和第二热交换部分(52)的至少一个管道(44),所述第二热交换部分(52)能够与所述第一散热器(26)热接触,其特征在于,所述第一热交换部分(50)与至少一部分发射器适配器(16)热接触。本发明还涉及填充所述人造卫星的气体推进剂箱的方法。
Description
本发明涉及人造卫星的技术领域,更具体而言,涉及天线反射器的错误定位以及气体推进剂的储存。
众所周知,人造卫星1,如图1、图2和图4所图示,通常是由安装结构14构成的,所述安装结构用于支撑六个扁平的设备承重壁6、10,以便构成立方体形或平行六面体形的设备箱。天线反射器18固定于扁平的设备承重壁6、10的底座或者直接固定在结构支架上。发射器适配器16(通常是指利用首字母缩略字LVA(运载火箭适配器))直接固定在安装结构14的底座上。该发射器适配器可以拆卸地刚性连接着附加适配器,而所述附加适配器则刚性连接着卫星的发射器。在反射器推进阶段结束时,抛投卫星的情况下,发射器适配器16从反射器的附加适配器释放出来。
安装结构14必须非常轻而且能够承受抵御数克的静态加速的发射。因此,安装结构14通常由碳纤维制成。该材料非常结实而且其热膨胀系数接近零,从而使得安装结构难以变形。相反,发射器适配器16由铝制成。该材料在发射过程中能够抵御大量的局部变形。但是,该材料的热膨胀系数较高。然而,在发射站内,发射器适配器16要周期性地经受温度的变化,所述温度可从夜间区域到太阳一侧9持续变化可达60℃。因此,发射器适配器16在本地太阳时间的午夜收缩(比较图1)并且在本地太阳时间的正午膨胀(比较图2)。若将发射器适配器16直接固定于安装结构14,这样的膨胀以及这样的收缩都会导致安装结构和扁平的设备承重壁6、8底座的变形。这样的变形又会进一步导致天线反射器18周期性的错误定位。图3显示了发射器适配器16随时间的温度变化TA以及所产生的天线反射器18的错误定位α的变化。
为了避免这些错误定位,有可能将天线反射器固定在距离发射器适配器更大距离的位置上,例如,将天线反射器固定在扁平的设备承重壁的中间部分上。但是,如此定位减少了天线反射器的焦距。天线反射器的焦距的减少会限制其性能。
为了避免这些错误定位,某些制造商因此开发了复杂机构,来保持天线反射器的重新定位。这些机构包括能够捕获错误定位的传感器、能够计算给予天线反射器新的定位的处理单元以及能够使天线反射器改变方向的致动器。然而,这些重新定位的机构并不尽如人意,因为所述机构由于缺乏空间的固定基准而在捕获错误定位方面存有困难。此外,所述机构也非常昂贵。
本发明的目的旨在提出一种人造卫星,其天线反射器没有错误定位或者几乎没有错误定位,而且所述人造卫星没有现有机构的缺点。
有利的是,根据本发明的人造卫星不会减少天线反射器的焦距。
有利的是,根据本发明的人造卫星的成本低于具有重新定位机构的卫星且长期而言更加可靠。
为此效果,本发明的目的是一种其纵轴按照发射方向延伸的人造卫星,所述人造卫星包括:
-支撑设备承重壁的安装结构,
-刚性连接着安装结构的发射器适配器,
-第一散热器,
-至少一个通过流体进行热传递的第一系统,至少包括第一热交换部分和第二热交换部分,所述第二热交换部分与所述第一散热器热接触,特征在于所述第一热交换部分与至少一部分发射器适配器热接触,从而使发射器适配器与第一散热器之间能够进行热交换。
根据特殊实施例,人造卫星包括以下特征中的一项或多项:
-所述人造卫星包括刚性连接着发射器适配器的轮廓,所述轮廓在垂直于卫星纵轴的平面中延伸,而且,其中,所述轮廓支撑和直接热接触第一热交换部分的至少一部分。
-设备承重壁,亦称之为反地球设备承重壁,通过所述轮廓的中介固定于发射器适配器。
-第一热交换部分的至少一部分直接与被称之为反地球设备承重壁的设备承重壁热接触;所述反地球设备承重壁固定于发射器适配器。
-所述人造卫星包括刚性连接着发射器适配器的轮廓,所述轮廓在垂直于卫星纵轴的平面中延伸。
-第一热交换部分包括多个部分且彼此相互固定从而形成半多边形或多边形。
-第一热交换部分呈半圆形或圆形。
-第一热传递系统包括欧米伽形的主管道以及至少一个L形的辅助管道;至少主管道的一部分构成所述第一热交换部分,至少辅助管道的一部分构成所述第二热交换部分。
-所述人造卫星包括气体推进剂箱,其中,发射器适配器是圆柱体;所述气体推进剂箱设置在所述圆柱体内部;所述箱与发射器适配器热接触。
-箱直接安装在发射器适配器上。
-所述人造卫星包括至少一个通过流体进行热传递的第二系统;所述第二热传递系统包括第一部分和第二部分;所述第二部分与所述第一散热器热接触,所述第一部分与一组电能蓄电池热接触。
-所述人造卫星包括由导热材料制成的胶粘带;所述胶粘带,一方面刚性连接着第一热交换部分,另一方面刚性连接着所述轮廓的至少一部分。
-第一热交换部分包括至少两个热管,所述两个热管沿着垂直于卫星纵轴的方向一个挨着一个设置。
-第一热交换部分包括至少两个热管,所述两个热管沿着平行于卫星纵轴的方向一个挨着一个设置。
-第一热传递系统包括与第二热交换部分热接触的至少一个加热器以及控制至少一个所述加热器开启的控制单元。
在发射之前,卫星的箱必须充满推进剂。在推进剂是比如氙这样的气体的情况下,填充箱的操作就会导致箱内的气体压力的增加。气体压力的增加会导致气体和箱的温度增加。因此,就必需限制填充的速度。就此而论,每次将少量气体引入箱中时,就必需在能够再次引入少量气体之前将箱冷却到环境温度。要将箱充满就不得不多次重复该方法。因此,箱的冷却时间很长。箱通常安装在卫星内部并且与外部热绝缘。因此,箱的冷却非常之慢,以至于这种填充箱的方法会花费几天的时间。为了减少填充的持续时间,有可能在卫星内吹冷的空气,从而辅助箱的冷却。然而,从通风系统引入冷的空气会带入粒子并污染卫星内部。
本发明的另一个目的是填装如上所述的人造卫星箱的方法。该方法包括以下步骤:
-通过第一散热器使箱冷却;以及
-用推进剂填充箱。
有利的是,根据本发明,在箱与散热器之间有大量热耦合。因此,现在就有可能将冷空气带入外部散热器中,使箱冷却。就此而论,不会把污染物引入卫星中。因此,可大大缩短填充箱的持续时间。在这种填充箱的方法的过程中,当然加热器是关闭的。
本发明可由阅读仅通过实例的方式并参考附图所列出的以下说明得到更好的理解,在附图中:
-图1是根据现有技术发射器适配器位于夜间侧情况下的人造卫星的示意图;
-图2是根据现有技术发射器适配器位于太阳侧情况下的人造卫星的示意图;
-图3是两条曲线,其中一条曲线表示现有技术的卫星的发射器适配器的温度随时间的变化,另一条曲线表示这些天线反射器的错误定位随时间的变化;
-图4是根据本发明第一个实施例的人造卫星的分解透视图;
-图5是图4所示的人造卫星下部的横截面顶视图;
-图6是图4所示的人造卫星的一部分,如图5所示这部分的平面;
-图7是与图6的视图相似的图4所示人造卫星的另一个实施例的一部分;
-图8是与图5相似的根据本发明的人造卫星的第二个实施例的横截面视图;
-图9显示了根据本发明的人造卫星的第三个实施例的一部分的透视图;
-图10是两条曲线,其中一条曲线表示根据本发明的卫星的发射器适配器16的温度随时间变化,另一条曲线是天线反射器的错误定位随时间的变化;
-图11是根据本发明的人造卫星的第四个实施例的分解透视图,其中箱安装在所述人造卫星中;以及,
-图12图示了根据本发明的方法的步骤。
参考图4和图5,根据本发明第一个实施例的人造卫星2具有按照发射方向延伸的纵轴A-A。所述人造卫星包括能够支撑设备的扁平的设备承重壁4、6、8、10和12、支撑所述设备承重壁的安装结构14以及刚性连接着安装结构14的发射器适配器16。
设备具体包括天线反射器18、由太阳能板20供电的电子设备(未显示)以及至少一套电能蓄电池24。
天线反射器18固定于东方表面和西方表面的设备承重壁6、10的底座。太阳能板20安装在北方表面4和南方表面8的设备承重壁上。北方表面4的设备承重壁装有第一散热器26和第二散热器28。南方表面8的设备承重壁装有第三个散热器30。
安装结构14和发射器适配器16可以通过不同的方式来形成。仅对图4中显示的形成的实例进行详细说明。图4所示的安装结构的实例包括中心柱32以及四个散热片34,所述散热片各自一方面固定于中心柱32,另一方面固定于设备承重壁4、6、8、10。
图4至图7所示的发射器适配器16示例的形式为环。所述发射器适配器是由具有圆形底座的圆柱体35所构成的。圆形底座的中心设置在卫星的纵轴A-A上。圆柱体35刚性连接着安装结构的中心柱32的下部。
垂直于反射器侧的纵轴A-A所延伸的设备承重壁12,被称之为反地球设备承重壁12,通过轮廓36的中介固定于发射器适配器16以及中心柱32,如图4、图7、图8和图9所示。轮廓36具有一个支架外形的截面。该支架具有固定于发射器适配器和中心柱的第一分支38和固定于反地球设备承重壁12的第二分支40,例如,采用螺丝进行固定。第一分支38夹紧发射器适配器16。第二分支40形成在垂直于卫星纵轴A-A的平面中向外延伸的衬圈。
发射器适配器通常是由铝或铝合金制成的。安装结构14通常由碳纤维制成。
参考图5,人造卫星2包括通过流体进行热传递的第一系统42,用于冷却或加热发射器适配器16,从而减小所述发射器适配器16所经受的温度变化。
通过流体进行热传递的第一系统42是比如热管这类两相件设备。所述系统形成一个热交换的环路。所述系统包括容纳传热流体的一个管道44或者容纳传热流体的多个管道44、45,所述管道两两相互间热接触。所述系统还包括加热器46以及能够控制加热器开启的控制单元48。
管道44包括与发射器适配器16热接触的第一部分热交换管道50和第二部分热交换管道52。
第一热交换部分50由彼此相互固定以形成多边形56的数部分笔直的管道54所构成。该多边形56的设置尽可能靠近发射器适配器16。
第二热交换部分52一方面与第一散热器26热接触,另一方面与加热器46热接触。第一散热器26形成散热片或冷源。加热器46形成热源。加热器,可例如在管道上位于散热器内表面或者直接位于适配器上。第一散热器–加热器单元因此构成冷源或热源。
有利的是,第二热交换部分52固定于卫星表面且其表面的定向不同于支撑发射器适配器的表面的定向。因此,第二热交换部分50通常并非与发射器适配器同时暴露于相同的日光。
图6和图7图示了第一热交换部分50可能的两种设置。
参考图6,第一热交换部分50是由两个管道44、45构成的,尤其是由两个热管构成的。两个热管44、45沿着平行于卫星纵轴A-A的方向彼此相互堆叠。下部热管44与轮廓36直接物理接触。
参考图7,第一热交换部分50是由两个管道44、45构成的,尤其是由两个热管构成的。两个热管44,45沿着垂直于卫星纵轴A-A的方向彼此相互挨边设置。在这第二种设置模式下,两个热管44,45与地球设备承重壁12直接物理接触。
优选的是,由比如铝或铝合金这样的导热材料所制成的胶热带58设置在两个热管44、45和轮廓的第一分支38上,并在后者之间形成热桥。由此提高了第一热交换部分50与发射器适配器16之间的热传导。
用于热传递的第一系统42用于或者是利用人造卫星2相对于太阳的“自然”定向,尤其是发射器适配器16和第一散热器26相对于太阳的定向被动地,或者例如利用加热器46主动地,来冷却和加热发射器适配器16。
根据图8所示的本发明第二个实施例,人造卫星2进一步包括用于热传递的第二系统70和用于热传递的第三系统71,各个热传递系统都能够在其运行期间冷却一组电能蓄电池24。
用于热传递的第二热传递系统70和第三系统71各自分别包括一个具有第一部分74和第二部分76的管道。用于热传递的第二系统的第二部分与第一散热器26热接触。用于热传递的第三系统的第二部分76与第三个散热器30热接触。
图8所示的人造卫星2包括与其它各图所示的人造卫星2相同的技术元素。利用相同的标号来标注这些技术元素,不再对其进行赘述。出于简单化的原因,在图8中未显示加热器46和控制单元48。
图8所示的实施例使之有可能利用第一散热器26和第三个散热器30的浇铸,从而冷却发射器适配器16/箱39单元以及两个电能蓄电池24单元。
这种结构尤其有利于具有反向对地定向的发射器适配器16的通信卫星。实际上,这些卫星的发射器适配器16在正午本地太阳时间暴露于最大量的日光。因为只有在各组电能蓄电池24被使用时,也就是卫星在午夜本地太阳时间处于遮暗间歇时,所述各组电能蓄电池才需要散热,同样的的散热器26、30可以在午夜散发各组电能蓄电池的热量以及在正午散发发射器适配器16的热量。照此,可将单独一个散热器26、30用于两种功能:冷却电能蓄电池单元和冷却发射器适配器。也降低了在加热方面的需求。加热器可以同样用于控制发射器适配器和蓄电池。这种结构还有利于具有面对东方或西方所设置的发射器适配器16的人造卫星2。
有利的是,这种结构使之有可能通过实现在第一散热器26与第三个散热器30之间的南北向热连接来提高散热器的性能。
根据本发明的人造卫星2的第三个实施例,如图9所示,用于热传递的第一系统42包括呈欧米伽形的两个主管道80,81以及呈L形的四个辅助管道82、83、84、85。
欧米伽形是由带两个线型分支的半圆形所构成的。主管道80的半圆86与发射器适配器16的半圆柱形部分热接触。第一辅助管道82与主管道80的线型分支以及第一散热器26热接触。第二辅助管道83与主管道80的其它线型分支以及第三个散热器30热接触。
其它主管道81的半圆87与发射器适配器16的互补半圆柱形部分热接触。第三个辅助管道84与主管道81的线型分支以及第一散热器26热接触。第四个辅助管道85与主管道81的其它线型分支以及第三个散热器30热接触。
半圆86、87设置于轮廓36上或者反地球设备承重壁12上。所述半圆与发射器适配器16热接触,从而构成第一热交换部分50。各个辅助管道82、83、84、84的一部分构成第二热交换部分52。
作为选择,可以用半多边形来代替半圆86、87。
作为选择,欧米伽形(或半多边形)的主管道是由单独一件所制成的,也就是利用单独一个管道来制成的。这个选择性方案有利于一体化,因为它仅涉及3个扁平部件,有利于一体化。
在这个实施例中,在第一散热器26与第三个散热器30之间有南北向热连接,这在散热器性能方面是有益的。这个实施例很容易与前述实施例相结合:第一散热器26和第三个散热器30可以与电池的散热器组合一体。
在操作过程中,在发射器适配器16在本地太阳时间12h00时面朝太阳定向的情况下,发射器适配器16是用于热传递的第一系统42的热源。第一热交换部分50所回收的热量由与第二热交换部分52热接触的第一散热器26散热。第一散热器26冷却发射器适配器16。相反,在发射器适配器16在本地太阳时间0h00时面朝遮阴侧定向的情况下,发射器适配器16由加热器46通过用于热传递的第一系统42重新加热。如此,用于热传递的第一系统42使之有可能在发射器适配器16温度较高的情况下,冷却所述发射器适配器16,而在其温度较低的情况下,将其加热。就此而论,如图10所示,发射器适配器16温度变化的范围得以减小,从而使发射器适配器不会变形或者几乎不变形。因此,减小乃至抑制了天线反射器18的错误定位α。
在下文中,通过计算可以估算发射器适配器与第一散热器之间的热交换值的实例。
例如,目的是将发射器适配器的温度变化控制在20℃+/-10℃。照此,在发射器适配器处于太阳下的情况下,发射器适配器的最高温度不得超过30℃(303K);在发射器适配器处于遮阴处的情况下,不得低于10℃(283K)。圆柱体35的暴露部分可类似于一个外径为1.66米而内径为1.56米的环。暴露于太阳的表面(Surf.)等于0.254m2。表面涂层通常为硬覆层,例如alocrom牌的硬质阳极氧化涂层,其太阳辐射吸收系数(αs)约等于0.5,红外发射(εIR)约等于0.1。在发射器适配器暴露于太阳的情况下,发射器适配器吸收热量Qsol。
Qsol=Fsol xαs x Surf。
Qsol=1,427W/m2x 0.5x 0.254m2=181W。
其中,Fsol是平均太阳辐射通量。
热量Qsol的一部分Qrad是空间Qrad中的直接辐射。
Qrad=εIR x Surf.xσx T4。
Qrad==12W。
其中,σ是斯忒藩–玻耳兹曼常数;
T是温度。
因此,有待于通过热管系统散热的热量为Qsol-Qrad=169W。当发射器适配器处于遮阴处时,来自太阳并被发射器适配器所吸收的热量为零,圆柱体35将较少的能量发射到空间(因为温度较低)。在这种情况下,
Qrad==εIR x Surf.xσx T4
Qrad=9W。
可将第一散热器26和加热器单元控制到通常为13℃的恒温。第一散热器的大小是要能排出在发射器适配器完全暴露于太阳的情况下的热量,于是可以应用控制单元和加热器,以便随着发射器适配器进入遮阴处逐渐供热。
在这种情况下,在发射器适配器完全暴露于太阳辐射的情况下,发射器适配器与第一散热器之间的温差为17℃,在发射器适配器位于遮阴处的情况下,所述温差为-3℃。
然后,所需的最低热耦合由待散热的热量除以温度梯度来确定。在发射器适配器暴露于全日照中时,则热耦合为-169W/17℃=10W/K。在发射器适配器处于遮阴处时,则热耦合为-12W/3=4W/K。
就此而论,需要发射器适配器与第一散热器26之间约为10W/K的热耦合,以便在发射器适配器的圆柱体35上的温度达到20℃+/-10℃。利用热管或者输送流体热量的其它系统,很容易得到该值。该计算结果表示准确值,所述准确值取决于发射器适配器的圆柱体的实际尺寸以及安装在发射器适配器的圆柱体表面的热光涂层的实际尺寸。
根据本发明第四个实施例的人造卫星2与根据第一个实施例的人造卫星相似,除了发射器适配器的圆柱体35包括一系列孔口37以外,所述孔口37用于固定容纳气体推进剂的箱39。一系列孔口37沿着包含在垂直于纵轴A-A的平面中的圆圈延伸。
箱39安装于由中心柱32所形成的外壳下部的内部。可将其通过围绕着箱体的固紧挡板60的中介固定于发射器适配器16。固紧挡板的下部具有锯齿62,所述锯齿具有孔口64。例如,通过把螺母安装在固紧挡板的孔口64中以及发射器适配器16的孔口37中,将箱39固定于发射器适配器16。
箱39容纳气体或者推进液或者推进剂,例如,氙气或含有氙的气体。从机械的角度来看,把箱尽可能低地安装在卫星中是有益的:这样能够降低重心的高度,并因此使之能够减少发射力,由此使得结构较轻且成本较低。理想的是,应该将箱安装在发射器适配器上。
有利的是,发射器适配器16的冷却,使之有可能将箱39安装在所述需冷却的发射器中。
然而,可以在箱39中储存的推进剂的量取决于该推进剂的温度。
例如,如果我们考虑这样的实例:箱的固定体积为Vres并且容纳满足状态方程式pV=nRT的理想气体,那么可以储存的量n则等于n=pV/RT。然而,箱的体积把压力限制到最大压力pmax,高于所述最大压力,会引发爆炸风险的上升。就此而论,能够储存气体的最大量由下列公式给出:n=pmaxVres/RT。该量与箱的最高温度成反比。因此,如果箱暴露于高温下,则必须减少储存在箱中的气体量,从而保持低于最大容许压力pmax。
在这个实例中,在推进剂是理想气体的情况下,若温度从60℃(333K)下降到20℃(293K),则有可能将储存气体的量增加13%。
然而,卫星中采用的推进剂通常不是理想气体,而且降低推进剂的温度使之有可能更大幅度地增加储存气体的量。例如,把氙气用作推进剂的情况下,箱的体积为1m3,最大压力pmax等于100巴。在60℃的温度下,可注入箱内的氙气的最大质量应为900kg,而在20℃的温度下,可注入箱内的氙气的最大质量则为1850kg。因此,所引入的氙气质量的增加大于100%。
此外,某些液体推进剂因为化学分解问题不能兼容高温。
因为箱39安装于发射器适配器16的内部,所以在所述发射器适配器之间存有大量的热耦合,从而使箱倾向于具有与发射器适配器16相同的温度。实际上,即便试图使箱与发射器适配器实现热绝缘,箱64的支撑结构仍然必须刚性连接着发射器适配器和箱,由此会形成热连接。机械的需求使得实际上箱与发射器适配器之间的热耦合难以低于0.5W/K。
在任何情况下,如此绝缘的效果仅仅只能减少了箱的瞬时热效应。如果发射器适配器16数日内都是热的,那么如此绝缘对在稳定温度下处于稳定状态的箱的影响最小。在某些任务阶段,发射器适配器16被太阳连续不断地照射数日,并且变得非常热——通常为70℃。在这种情况下,箱的温度则倾向于与发射器适配器的温度相同。该温度对于储存气体推进剂而言过高。于是,就不可能把箱直接安装在发射器适配器16上。
本发明使之有可能将箱直接安装于发射器适配器16的中心柱32上。使发射器适配器中心柱32的最高温度处于较低的水平,由此将箱的稳定温度降低到可接受的储存推进剂的限度内。即便箱与发射器适配器16之间的热耦合增加,箱的温度仍然是可以接受的。照此,第一热传递系统42也可以用于冷却和控制箱39的温度。
最后,有利的是,在填充箱的过程中,将用于热传递的第一系统42用于冷却箱39。为此目的,在图10所示的步骤66中,第一散热器26通过发射器适配器16的中介来冷却箱39。然后,在步骤68的过程中,用气体填充箱39。在填充步骤68过程中,第一散热器26继续冷却箱39,以便增加箱39的填充容量或者减少箱39的填充时间。
步骤66和68可多次重复。
有利的是,第二热交换部分52的冷却,有可能通过将箱39固定于发射器的接触来冷却发射器适配器16。箱39的冷却,有可能冷却注入到箱中的气体。如此冷却阻止了气体在注入过程中与气体压缩有关的自然加热。
如同所示,飞行状态下推进剂的温度并非大体上取决于箱与发射器适配器之间的热耦合。可将箱的机械装置设置为具有较强的热耦合,从而使填充过程中的冷却效果最大化。如上文所述,如果将箱直接安装于反射器界面上,也就是说没有中间部件,那么所述热耦合是有益的。
就此而论,箱39得填充会更加安全且实施起来更为迅速。此外,出于上文提及的原因,冷却了的箱39可能储存更大量的气体。
作为选择,轮廓通过具有发射器适配器的单独一件来形成。
而且,作为选择,轮廓面朝着发射器适配器的圆柱内部延伸。在这种情况下,箱没有安装在发射器适配器中。
作为选择,与用于热传递的一个或多个系统42、70、71接触的散热器设置在卫星的南方表面、东方表面、西方表面、地球表面以及与地球相反的表面上。
作为选择,北方设备承重壁包括既可用于热传递的第一系统70又可用于第二系统70的单独一个散热器。
作为选择,第一热交换部分是圆形的。
作为选择,可以考虑把图6和图7所示的两种设置模式的各种可能性相结合。例如,作为第一种设置的替换方案,有可能把两个热管44、45一个挨一个地设置,并且设置在轮廓36上并与之直接接触。同样,可以把胶粘带58设置在堆叠的两个热管44、45上以及轮廓的第一分支38上。还可以考虑把堆叠的两个热管44、45设置在地球设备承重壁12上。
作为选择,管道44的第二热交换部分52与第一散热器26和第三个散热器30热接触。
作为选择,通过流体进行热传递的第一系统42是单相或三相的设备。
作为选择,发射器适配器可呈圆柱形,具有方形底座或者具有矩形底座或者具有多边形底座,所述底座的中心设置在卫星纵轴上。
作为选择,安装结构可具有不同形式,尤其是呈锥形或者具有带中心栈刻面的杯状,或者由组装成十字形的板构成,乃至仅由扁平的设备承重壁所构成,所述扁平的设备承重壁垂直于卫星纵轴A-A延伸。
Claims (16)
1.人造卫星(2),具有沿着发射方向延伸的纵轴(A-A),所述人造卫星(2)包括:
-支撑设备承重壁(4、8、6、10、12)的安装结构(14),
-刚性连接着安装结构(14)的发射器适配器(16),
-第一散热器(26),
-至少一个通过流体进行热传递的第一系统(42),包括至少一个第一热交换部分(50)和第二热交换部分(52),所述第二热交换部分(52)与所述第一散热器(26)热接触,
其特征在于,所述第一热交换部分(50)与发射器适配器(16)的至少一部分热接触,从而使得发射器适配器(16)与第一散热器(26)之间能够热交换。
2.根据权利要求1所述的人造卫星(2),包括刚性连接着发射器适配器(16)的轮廓(36),所述轮廓(36)在垂直于卫星纵轴(A-A)的平面中延伸,而且,其中,所述轮廓(36)支撑第一热交换部分的至少一部分(50)并与第一热交换部分的至少一部分直接热接触。
3.根据权利要求2所述的人造卫星(2),其特征在于,所述设备承重壁,也称之为反地球设备承重壁(12),通过所述轮廓(36)的中介固定于发射器适配器(16)。
4.根据权利要求1所述的人造卫星(2),其特征在于,所述第一热交换部分的至少一部分(50)直接与被称之为反地球设备承重壁的设备承重壁(12)热接触;所述反地球设备承重壁(12)固定于发射器适配器(16)。
5.根据权利要求4所述的人造卫星(2),包括刚性连接着发射器适配器(16)的轮廓(36),所述轮廓(36)在垂直于卫星(2)纵轴(A-A)的平面中延伸。
6.根据权利要求1所述的人造卫星(2),其特征在于,所述第一热交换部分(50)包括多个部分(54)并彼此相互固定以形成半多边形或多边形(56)。
7.根据权利要求1所述的人造卫星(2),其特征在于,所述第一热交换部分(50)呈半圆形(86、87)或圆形。
8.根据权利要求1所述的人造卫星(2),其特征在于,所述用于热传递的第一系统(42)包括欧米伽形的主管道(80、81)以及L形的至少一个辅助管道(82、83、84、85);主管道(80、81)的至少一部分构成所述第一热交换部分(50),辅助管道(82、83、84、85)的至少一部分构成所述第二热交换部分(52)。
9.根据权利要求1所述的人造卫星(2),所述人造卫星包括气体推进剂箱(39),其特征在于,发射器适配器(16)是圆柱体(35);所述气体推进剂箱(39)设置于所述圆柱体(35)内部;所述箱(39)与发射器适配器(16)热接触。
10.根据权利要求9所述的人造卫星(2),其特征在于,所述箱(39)直接安装于发射器适配器(16)上。
11.根据权利要求1所述的人造卫星(2),还包括至少通过流体进行热传递的第二系统(70、71);所述用于热传递的第二系统(70、71)包括第一部分(74)和第二部分(76);所述第二部分(76)与所述第一散热器(26)热接触并且所述第一部分(74)与一组电能蓄电池(24)热接触。
12.根据权利要求2、3、5至11中任一项所述的人造卫星(2),包括由导热材料制成的胶粘带(58);所述胶粘带(58)一方面刚性连接着第一热交换部分(50),另一方面刚性连接着所述轮廓(36)的至少一部分。
13.根据权利要求1所述的人造卫星(2),其特征在于,所述第一热交换部分(50)包括至少两个热管(44、45),所述两个热管沿着垂直于卫星纵轴(A-A)的方向一个挨着一个设置。
14.根据权利要求1所述的人造卫星(2),其特征在于,所述第一热交换部分(50)包括至少两个热管(44、45),所述两个热管沿着平行于卫星纵轴(A-A)的方向一个挨着一个设置。
15.根据权利要求1所述的人造卫星(2),其特征在于,所述用于热传递的第一系统(42)包括与第二热交换部分(52)热接触的至少一个加热器(46)以及能够控制开启所述至少一个加热器(46)的控制单元(48)。
16.填充根据权利要求9所述的人造卫星(2)的箱(39)的方法;其特征在于,该方法包括以下步骤:
-通过第一散热器(26)冷却箱(39)的步骤(66);以及,
-用推进剂填充箱(39)的步骤(68)。
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