CN108137172A - 包括形成堆的立柱的航天器，包括放在发射器中安放至少两个这种航天器的堆，以及空投航天器的方法 - Google Patents

Abstract

航天器(1、100)，例如卫星，所述航天器包括：‑至少一个设备承载模块(2)，用于支撑航天器(1)设备；‑至少三个立柱(12)，至少局部地沿着相同的纵向(A)在设备承载模块(2)外围延伸，每个立柱(12)具有至少一个可拆卸的锁定装置(15)；‑加强结构(16)，所述加强结构横切至少两个其它立柱(12)并刚性连接着各个立柱(12)。

Description

包括形成堆的立柱的航天器，包括放在发射器中安放至少两 个这种航天器的堆，以及空投航天器的方法

技术领域

本发明涉及航天器领域，更具体地说，涉及将卫星送入环绕地球轨道的设计领域，但不仅限于此。

背景技术

照惯例，可以利用发射器将卫星送入轨道，所述发射器把航天器送入太空并按照预期轨道空投所述航天器。

众所周知，为了降低发射卫星的成本，常常在单个发射器中放置有待于通过单次发射来空投的多个卫星。这也称之为卫星群发射。发射的卫星越多，则所降低的费用就越显著。

在将多个卫星放置在单个发射器中时，常出现的一个问题是发射时应力的处理。实际上，除了由于加速度所产生推力外，发射阶段还会产生振动和冲击。于是，简单地将一个卫星叠置在另一个卫星之上的一堆卫星，尤其是在位于一个或多个卫星下面的卫星(相对于重力和/或加速度方向而言)，就有可能产生损坏该卫星承载的设备的应力。

然而，当前趋势是日益强烈的卫星的发射，所述卫星包括多个设备以及具有用于冷却设备的较大表面积的散热壁。某些卫星的重量可达数吨。

因此，有必要提供按照适当方式可将卫星放置入单个发射器中的装置，以便减少对卫星的应力。

发射器一种已知方式是在发射器中设置被称之为“抛放器”的结构。US8,939,409描述了抛放器的一个实例。抛放器，一方面通常包括附接着发射器的部件，另一方面可选择性地包括附接着卫星的部件，换言之，一方面，包括在空投卫星之后仍与发射器相结合的部件，另一方面，包括跟随所空投的卫星的部件。卫星因此是由用作架子的抛放器所支撑的，而不是相互支撑。

但是，抛放器的缺点是需要专门适合待空投卫星的类型。因此，抛放器的设计取决于其用途。还有可能发生的情况是必须通过单个发射器来空投具有不同设计的多个卫星，这样使得发射器中抛放器的结构更加复杂。此外，抛放器包括与发射器成为一体的部件。这些部件增加了发射器的重量，而且最终对任务不利。发射器中的重量分布也应该进行监测，尤其是空投过程中，更是如此。实际上，为了在发射时保持发射器平衡，卫星空投顺序必须始终与发射器内的适当重量分布一致。因此，空投操作更为复杂。

抛放器的另一个缺点是卫星的形状和尺寸受到由抛放器所提供的空间的限制。

还已知：通过在每个卫星结构上设置专用于堆叠的界面，而将卫星直接相互堆叠在彼此之上，使得卫星主体本身不相互接触，而是通过专用界面来接触。

文件US8,915,472显示了一种用于将两个卫星附接在一起的系统的一个实例。为此目的，每个卫星都包括沿着整个卫星长度上而延伸的核心结构，并在所述核心结构上放置承载板。籍助于预张释放带，将第一个卫星的核心结构与第二个卫星的核心结构相连接。然后，两个卫星之间的应力通过它们之间的核心结构进行传递。

该系统的一个缺点是减少了卫星可供安装设备的空间。尤其是，通信卫星的天线要设置在位于卫星主体的地球面上。在US8,915,472中，该核心结构必须通过卫星主体的至少一个面进入，以便两个卫星的核心结构之间可在不接触其它部件的情况下相互接触。于是，所述面就不可用于放置卫星设备，尤其是天线。

另一个缺点是，按照前述缺点附带的方式，卫星就无法通过优化发射器内空间的方式来设置，所述空间称之为整流罩下的空间。实际上，核心结构的存在要求所有堆叠的卫星保持相同的定向。

US8,511,617也提供了堆叠卫星，显示了专用界面的结构。在该文件中，专用结构采用卫星主体外的圆柱形式，因此所述圆柱用作为堆叠卫星时的支架。

该方案的一个缺点是卫星外的圆柱也限制了卫星所能承载设备的可用空间。此外，卫星也不能按照任意方向来设置，因为外部圆柱需要把设备放置在卫星主体与圆柱之间可供使用的空间中。在整流罩下的空间也无法得到优化利用。

最后，US8,915,472中所述的核心结构与US8,511,617中所述的外部圆柱都是相对庞大的拼版结构，从而增加了卫星的重量。

因此，需要在一个发射器中堆叠多个卫星或者通常为多个航天器的方案，以克服上述缺点。

发明内容

本发明的第一个目的是提供能够放置在具有至少一个其它航天器的发射器中的航天器，且不会因为传递应力而导致航天器的损坏。

本发明的第二个目的是提供能够放置在具有至少一个其它航天器的发射器中的航天器，且不会增加或者很少增加卫星的整体重量或发射器的重量。

本发明的第三个目的是提供能够放置在具有至少一个其它航天器的发射器中的航天器，且具有在位于发射器中的航天器定向方面的灵活性，以便优化在整流罩下的空间。

本发明的第四个目的是提供能够放置在具有至少一个其它航天器的发射器中的航天器，且具有在每个堆叠航天器的形状和尺寸方面的灵活性。

本发明的第五个目的是提供能够放置在具有至少一个其它航天器的发射器中的航天器，且在两个航天器之间的界面结构使其本身适应可放置在卫星上的设备。

本发明的第六个目的是提供能够放置在具有至少一个其它航天器的发射器中的航天器，且航天器可以依次或者成组地进行空投。

因此，根据第一方面，本发明提供比如卫星这类的航天器，打算将其送入围绕行星的轨道中，所述航天器包括：

-至少一个设备承载模块，用于支撑航天器设备；

-至少三个立柱，至少局部地沿着相同的纵向在设备承载模块的外围延伸，每个立柱都具有至少一个可拆卸的锁定装置，所述可拆卸的锁定装置可具有两种状态：

○锁定状态，其中，锁定装置附接着附加的锁定装置，

○解锁状态，其中，锁定装置释放任何其它的锁定装置；

-加强结构，所述加强结构横切至少两个其它立柱刚性连接着各个立柱。

加强结构可包括支柱形式的加强件，其数量至少与立柱数量相对应，每个支柱都附接在两个立柱之间。然后，支柱可以与设备承载模块壁相结合，所述壁构成航天器设备的支架。

加强结构可选择性地包括支柱形式的加强件，其数量至少与立柱数量相对应，每个支柱一方面附接着立柱，另一方面附接着单个附接中心。

有利的是，加强支柱通过剪切加固部件成对地连接着。

根据一个实施例，有三个立柱，而且所述立柱分布在等边三角形的顶点。

根据另一个实施例，有四个立柱，而且所述立柱分布在平行四边形的顶点。

例如，每个可拆卸的锁定装置可包括磁性元件或烟火信号元件。

每个立柱可有利地具有两个可拆卸的锁定装置，用于将卫星堆叠在另一卫星上或者堆叠在界面结构上，以及用于将另一个卫星上堆叠卫星上。

最好，但不一定，每个立柱沿着在两端之间纵向而延伸，每端都具有一个锁定装置。然后，卫星按照纵向从立柱末端进行堆叠。由立柱所承受的应变主要是剪切应变，可将立柱(的形状和尺寸)设计为承受所述应变。

根据第二方面，本发明提供组装至少两个上文所述的航天器的方法。所述方法包括以下步骤：

-放置至少两个航天器，使得第一个航天器的立柱至少局部地沿着与第二个航天器的立柱相同的纵向而延伸；

-使第一个航天器的每个锁定装置与第二个航天器的锁定装置相配合；

-把第二个航天器的锁定装置上的第一个航天器的锁定装置切换到锁定状态。

根据第三方面，本发明提供前文所述的一堆航天器，包括固定到一起的至少两个航天器，第一个航天器的每个立柱的至少一个可拆卸的锁定装置处于与第二个航天器的立柱上的锁定装置相锁定的锁定位置，每个航天器的立柱沿着相同的纵向而延伸，所述堆进一步包括用于控制锁定装置状态的装置。

所述堆的航天器具体而言是包括地球面和反地球面的卫星，所述地球面和反地球面可以按照立柱的纵向来定向或者按照横切立柱的方向来定向。

根据第四方面，本发明提供航天器的发射器，发射器包括航天器的界面结构以及至少第一堆上文所述的航天器。所述堆的至少第一个航天器是包括每个立柱上的两个可拆卸的锁定装置的航天器，第一个航天器的每个立柱的第一个锁定装置在第二个航天器的锁定装置上处于锁定状态，第一个航天器的每个立柱的第二个锁定装置在航天器的界面结构上处于锁定状态。

根据第五方面，本发明提供籍助于上文所述的发射器来空投航天器的方法，包括通过使两个航天器之间的锁定装置处于解锁状态从而释放单个航天器，来分离待空投的航天器和打算保持在发射器中的航天器的步骤。作为选择或者相结合地，空投方法包括通过使一组航天器之中一个航天器和打算保持在发射器中的航天器之间的锁定装置处于解锁状态来分离一组待空投的航天器和打算保持在发射器中的一个航天器的步骤，从而空投所述一组航天器。

附图说明

本发明的其它特征和优点将通过附有附图的具体实施例的以下说明而

显而易见，在附图中：

-图1是卫星的第一个实例的三维示意图，卫星包括主体，设备放置在所述主体上，用实线表示太阳能板处于展开位置，用虚线表示处于折叠位置；

-图2是图1所示卫星的三维视图，主体呈透视显示；

-图3是图2所示卫星的平面图；

-图4是图1至图3所示卫星的立柱以及根据第一个实施例的加强结构的平面示意图；

-图5是图4所示立柱和加强结构的三维视图；

-图6是图1至图3所示卫星的立柱以及根据第二个实施例的加强结构的平面示意图；

-图7是图6所示立柱和加强结构的三维视图；

-图8是图1至图3所示的一堆卫星的实施例的三维视图；

-图9是图8所示堆的侧视图；

-图10是放置在发射器中的图1至图3所示的一堆卫星的三维视图，所述发射器呈透明显示；

-图11是图10所示发射器的平面图；

-图12是位于两个彼此相对的两个立柱的末端的两个可拆卸的锁定装置的实施例的示意图；

-图13是第二个实例所示的一堆卫星的另一个实施例的三维视图；

-图14是图13所示堆中的卫星的平面示意图；

-图15表示放置在发射器中的图13所示的堆；

-图16是阐释在发射器中的堆叠卫星的方法的实例的图表。

具体实施方式

图1至图11显示了航天器的第一个实例，尤其是通信卫星1的实例，打算将其放入围绕地球的轨道中。

术语“航天器”一词在此是指包括类似于运输设备的设备承载模块的任何部件。它可装有其自身的推进装置或者将其设计为在太空中某个点简单地空投，并在该点等待着被其它太空装置带走。

卫星1的设备承载模块通常称之为卫星1的主体2，整体呈平行六面体形，从而具有参考陆地基本方位称为西面3、东面4、北面5、南面6的四个面以及参考这些面相对于地球的定位称为地球面7和反地球面8的两个面。如各图所示，一个或多个天线9共同放置在地球面7上，以便朝地球定向。卫星1根据其任务装有各种设备。通常，卫星1可包括安装在北面5和南面6的太阳能板10，以便接收最大量的日光。在图1中，用实线表示太阳能板10处于其展开位置。用虚线显示安装在北面5的太阳能板10靠着该面处于其折叠位置。卫星1还可以装载推进器，以便矫正卫星1在轨道中的轨迹。卫星通常利用比如星敏感器这样的光学传感器11来指示预期的方向。

在图2和图3中，显示安装在南面6上的太阳能板10靠着面6处于其折叠位置，用虚线表示太阳能板10和南面6，以便显示卫星主体2的结构，在此如示意图所示。可见，卫星1包括立柱12，按照相同的纵向A延伸，根据所示实例垂直于北面和南面。

在下文中，术语“纵向的”、“纵向地”及其变形是指平行于纵向A。术语“横向的”、“横向地”及其变形则是指垂直于纵向A。

立柱12的数量至少等于3，在平行六面体形的主体2的情况下，最好等于4。立柱12不是对齐的，例如，在三个立柱的情况下，设置在三角形的顶点，或者在四个立柱12的情况下，设置在四边形的顶点。

立柱12位于主体2的外围，即，与主体2的几何中心C相隔一定距离。

立柱12可位于主体2的内边缘，如图1至图11所示，即，保持卫星1主体2的面3的壁包围立柱12并且在立柱12之间延伸。换言之，立柱12使主体2的实际轮廓具体化。

作为选择，立柱12可位于主体2的外边缘，也就是立柱界定主体2的虚拟轮廓，保持卫星1主体2的面3至8的壁在该虚拟轮廓内延伸。

例如，主体2的几何中心C是主体2的重心。四个立柱12最好设置为与几何中心C距离相等，根据北面和南面5、6的尺寸，在长方形或正方形的顶点。

因此，如图2和图3所示，使卫星1的东、西面3、4以及地球面和反地球面7、8具体化的主体2壁分别附接着两个立柱12之间。由卫星主体2界定的体积因此不延伸到立柱12外面。

每个立柱12包括两个末端，即，所谓的远端13和所谓的近端14，形容词“远”和“近”在此参照与航天器发射器的界面结构的距离来使用，如下文所述，近端14比远端13距离航天器的界面结构更近些。卫星1的立柱12的远端13最好处于单个横向平面中。同样，立柱12的近端14也位于单个横向平面中。然而，没有什么能够妨碍卫星1的立柱12具有不同尺寸，以便适应卫星1的结构。至少一个末端13、14具有可拆卸的锁定装置15。实际上，卫星1的立柱12的每个末端13、14都具有可拆卸的锁定装置15。

将立柱12设计为使之能够把至少两个卫星1堆叠在彼此之上，以至于两个堆叠卫星1之间的应力传递主要通过立柱12，最好仅通过立柱12。因此，有利的是，立柱12的纵向尺寸大于主体2，乃至最好大于把比如太阳能板10这样的设备考虑在内的主体2的纵向尺寸。更具体而言，根据所示实例，远端13和近端14至少在与折叠太阳能板10相同的水平接触并且可延伸到外面。

为此目的，每个卫星1的每个锁定装置15可具有两种状态：

-锁定状态，其中，锁定装置15附接着另一个互补的锁定装置上，例如，另一个卫星1的锁定装置15，从而使得两个卫星1相互固定在一起；

-解锁状态，其中，锁定装置15从其它锁定装置释放，从而使得卫星1在物理上独立于其它卫星1。

因此，通过使其各自立柱12彼此相对并在彼此上方以及按照相同纵向A，例如，通过使第一个卫星1的立柱12的远端13与第二个卫星的立柱13的近端14固定在一起，来堆叠两个卫星1。第一个卫星的锁定装置15与第二个卫星的锁定装置15相配合，使得每个锁定装置15都进入锁定状态。然后，将两个卫星1固定在一起。

如下文所述，每堆卫星都包括该堆卫星1的锁定装置15的控制装置，以便使卫星分开，从而将其空投到太空中。

立柱12分布在主体2的周围，以便确保在卫星1之间的应力得到更好的恢复，与此同时，把卫星1主体2环境中的拥塞也考虑在内。实际上，立柱12离主体2的几何中心C越远并且因此彼此相隔的越远，所述一堆两个卫星1的稳定性就越好且堆叠立柱12上的剪切应变也越小。因此，考虑到卫星主体2周围以及发射器中的空间，立柱12与预期几何中心C之间的距离应尽可能较大。因此，这样可将立柱所需的材料用量减少到最少，与此同时使卫星的机械强度最大。

由于使顶部或底部的卫星能够局部延伸到卫星1内，所以立柱12如此设置一方面使得容纳卫星1的可用空间最大化，另一方面使发射器整流罩下卫星堆所需的总空间最小化。为了限制立柱12在堆叠卫星承受应力情况下的剪切变形，每个卫星1都进一步包括加强结构16，所述加强结构横切卫星1的至少两个其它立柱12的刚性连接着卫星1的各个立柱12。

加强结构16包括支柱17形式的加强件，所述支柱17使立柱12彼此相连。支柱17的数量因此等于立柱12的数量。根据图2和图3所示的实例，有四个支柱17，并且所述支柱沿着由立柱12所形成的正方形或长方形的对角线来设置。更具体而言，每个支柱17一方面刚性附接着立柱12，另一方面刚性附接着主体2的单个附接中心，在此所示的实例中，所述附接中心与主体2的几何中心C相结合。加强结构16的每个支柱17的纵向尺寸可大致等于所述支柱附接着其上的立柱12的纵向尺寸。

因此，加强结构16的支柱17固定着承受应力的立柱12，所述应力易于使所述立柱横向变形，尤其是易于剪切变形。

在主体2内形成格子的加强结构16的支柱17略为增加了卫星1主体2内的空间需求。实际上，可以调整支柱17的厚度，意即横向平面中的尺寸，使其能够适合于容纳在主体2内的空间中。例如，如图2和图3所示，主体1内的空间保持可用于放置四个容器18，各对支柱17界定一个分区。

作为选择，加强结构16可由主体2壁所构成，在所示实例的情况下，所述壁使卫星1的东、西面3、4以及地球面和反地球面7、8具体化，附接着立柱12并且成对相连，而且提供刚性。在这种情况下，加强结构16根本不会增加卫星1主体2的空间需求。

加强结构16可进一步包括剪力加固部件19，以便进一步增加立柱面对剪切应力的硬度，并且使立柱17成对地相连。

立柱12、支柱17和剪力加固部件19的尺寸可根据卫星1的尺寸和重量以及发射器中的预期应力来设计。尤其是，立柱12可以是中空的并用于穿过卫星1设备的导管或线缆，但是也可以是填充的，以便承受高的应变。立柱12的截面也可以是圆形、矩形、T形等，横截面取决于所要承受的应变。横截面的形状可随其长度而变化。材料可以是任何类型的材料，例如：铝、钛、复合材料或其它材料。

图4至图7是四个立柱12的示意图，设置在正方形的顶点，通过如上所述的支柱17以及根据两个实施例的剪力加固部件19相连接。根据第一个实施例(图4和图5)，在两个支柱17之间横向设置加固部件19。例如，加固部件19的形式是在由两个相邻支柱17之间所形成的分区中延伸的一个纵向系列的三角板。根据第二个实施例(图6和图7)，加固部件19纵向设置在两个相邻支柱17之间，其形式为矩形板。在这种情况下，使卫星1的东、西面3、4以及地球面和反地球面7、8具体化的主体2的壁可用作为剪力加固部件19。

本说明书中的卫星的结构允许卫星1能够堆叠在发射器20中，以至于卫星1之间的应力传递主要通过立柱12，乃至仅通过立柱12。所堆叠的卫星1放置于发射器中，所述发射器通常包括航天器的界面结构21。航天器的界面结构21本身是技术人员已知的，用于使卫星与发射器之间的界面能够将其固定在一起。作为选择，根据发射器，航天器的界面结构21可分解为两部分：下锥体21a和适配器21b，所述下锥体直接附接着发射器并与普通的发射器界面相对应，所述适配器21b位于下锥体21a与所述一堆卫星1之间。适配器21b把由所述一堆卫星1所提供的应力分布转化为与所选择的发射器的规格及其标准下锥体21a相一致的应力分布。将适配器21b视为具有一堆卫星1。

图8和图9阐释了在利用下锥体21a和适配器21b的航天器界面结构21上的一堆六个卫星1的实例。卫星的立柱12全部从界面结构21按照相同的纵向A定向，使得第一个卫星1的立柱12的远端13面对第二个卫星1的立柱12的近端14，第二个卫星1的立柱12的远端13面对第三个卫星的立柱12的近端14，以此类推，直到第六个和最后一个卫星1。换言之，根据在此所述的实例，卫星1的北面5面对所述堆的相邻卫星1的南面6。

最好，立柱12的纵向尺寸使得两个相邻的卫星1的太阳能板10互不接触。通常，一堆的两个相邻的卫星1仅通过其立柱12相互接触。

可拆卸的锁定装置15最好是全部相同的，有利于卫星1的制造和管理。

立柱12允许能够堆叠卫星，以便优化发射器中整流罩下的空间，尤其是通过堆叠卫星，使卫星1的定向交替，以便两个相邻卫星的设备互不干扰。例如，一堆的卫星1可使其地球面和反地球面7、8都按照所示的横向定向或者沿着纵向定向。围绕纵向的定向也可以在堆叠的卫星1之间交替：例如，如图8和图9分别所示，卫星1的西面3和地球面7的定向可以与相邻卫星1的西面3和地球面7分别相反，以至于两个相邻卫星1的天线9互不干扰彼此。更普遍而言，堆叠在发射器上的卫星1的定向直接取决于主体2不同面3-8上的空间需求。

为了把卫星1放在具有航天器结构的界面21的发射器20中，首先形成卫星1堆，如上所述。然后，使第一个卫星1的每个立柱12的近端14面对着发射器20的整流罩22下的界面结构21。然后，调整界面21结构，以便与第一个卫星1的可拆卸的锁定装置相配合。关于其它卫星1，附接着界面结构21的所述堆的第一个卫星1最好仅通过其立柱12与结构21相互接触。作为选择，所述堆的第一个卫星1可包括已经与其每个立柱12的近端14相耦合的适配器21b，然后可与已经安装在发射器中的下锥体21a相耦合。作为选择，卫星1可逐个安装在发射器20中。发射器20的整流罩22与卫星1之间无需中间结构。其结果，在空间和重量上有所增加。此外，可以根据发射器20的容量来调整卫星1的数量。

所堆叠的卫星1的数量不影响卫星的立柱12和加强结构16的设计。实际上，为了堆叠卫星，应理解仅需要与立柱12的设置相关的要求使之能够配合两个卫星1的立柱12的末端13、14。因此，有可能连续生产相同的卫星1。还有可能根据所述堆中卫星1的位置来确定立柱12、支柱17以及剪力加固部件19的尺寸。实际上，因为所有其它堆叠的卫星1的重量，所以离航天器的界面结构21最近的第一个卫星1通常是承受最大应力的卫星。因此，相对于所述堆的其它卫星1而言，第一个卫星的立柱12和加强结构16可以是超大尺寸的。同样，对于所述堆的最后一个卫星1而言，立柱12和加强结构16的尺寸可以相对较小的。

图12显示了在第一个卫星的立柱12a的远端13a与第二个卫星的立柱12b的近端14b之间的可拆卸的锁定装置15的实施例。根据这个实例，可拆卸的锁定装置15是单侧的，换言之，允许从锁定状态单次进入解锁状态，不允许再返回锁定状态。因此，可拆卸的锁定装置15的成本较低。但是，不排除存在另一个替换实施例，其中，可拆卸的锁定装置15在解锁之后可以再次锁定，以便能够当场进入这些装置的测试阶段。

在这个实例中，立柱12a、12b是中空的，至少其末端是中空的。

第一个卫星的立柱12a上的可拆卸的锁定装置15包括凸形件23，所述凸形件插入立柱12a的远端13a并且例如通过螺丝25刚性附接在其中。第二个卫星的立柱12b上的可拆卸的锁定装置15是第一个卫星的附加部分，并且包括凹形件24，所述凹形件插入立柱12b的近端14b中，并且同样通过螺丝25刚性附接在其中。为了把可拆卸的锁定装置15切换到锁定状态，将凸形件23插入凹形件24中，而且例如螺丝这样的锁定装置26用于连接两个件23、24。最好，在两个件23、24之间设置间隙，以便两个立柱12a、12b之间能够纵向位移。图12所显示的带有弹簧的阻尼装置27可以安装在凸形件23上，以至于当第二个卫星的立柱12b接近第一个卫星的立柱12a时，例如，产生冲击和/或振动，所以需阻尼在两个立柱12a、12b之间的接触。锁定装置26耦接着解锁装置，在图12中未显示。这些解锁装置使之能够拆除在凸形件23与凹形件24之间的连接件，所以锁定装置15处于解锁状态。例如，可以是拆除螺丝型锁定装置26的烟火信号装置。作为选择，锁定装置26包括磁性元件，比如电磁体：提供电流使其能够连接两个件23、24，使锁定装置15进入锁定状态。然后，通过切断电源，足以使锁定装置15进入解锁状态。作为选择，锁定装置26可位于每个立柱的末端周围。

在卫星空投阶段，阻尼装置27还有助于分离预先堆叠的两个卫星，在将锁定装置26切换到解锁状态之后，允许使其各自分别间隔分离开。

卫星100的第二个实例如图13至图15所示。

根据第二个实例的卫星100还包括具有参考陆地基本方位称为北面105、南面106、东面107、西面108的四个面以及参考这些面相对于地球的定位称为地球面7和反地球面8的两个面的主体102。比如天线109、在北面和南面105、106上显示为折叠的太阳能板110这样的设备组装在主体102上。天线111也可以设置在地球面104。例如，是通信卫星。

卫星100还包括立柱112。根据该第二个实例，立柱112位于卫星100主体102的外边缘，并且像前文一样沿着相同的纵向A延伸，垂直于北面和南面105、106。更具体而言，根据该第二个实例，两个立柱112靠着地球面104来设置，另外两个立柱靠着反地球面103来设置。

立柱112的设置折衷了卫星100主体102周围的空间需求与所述一堆卫星100的机械强度需求。

实际上，按照与前文概述相同的方式，立柱112分别具有至少一个可拆卸的锁定装置115，实际上具有两个可拆卸的锁定装置，分别设置在立柱12的一个末端13、14，以便能够把卫星100组装在一起，并且选择性地与发射器120中的卫星界面结构121组装在一起。按照与前文概述相同的方式，卫星界面结构121可包括未显示的两个部件，即在发射器一侧的下锥体以及在卫星一侧的适配器。可拆卸的锁定装置115基本上与前文所述的相同。加强结构116大体上与第一个实例相同，并且包括格子形式的支柱117，所述格子通过卫星主体102的几何中心C将立柱112相互连接在一起。保持北面105、南面106、东面104和反地球面103的壁可以代替支柱117，并且通过其自身形成加强结构116或者作为剪力加固部件参与立柱112的剪切阻力。

根据第二个实例的卫星100堆大体上与前文参考第一个实施例所述的堆相同。因此，堆叠的卫星100从北面和南面105、106相互面对彼此，并且可以根据空间需求以及发射器120的整流罩下的可用空间122围绕纵向彼此不同地定向。

本说明书中的卫星1、100提供了制成异构堆的可能性，意即具有不止一种类型的卫星。因此，对于放置在发射器220中的单个堆而言，可以考虑多个卫星1、100，在根据图16所示实例中的当前情况下为五个卫星，称为S1、S2、S3、S4、S5，来自多个生产场地，称为PROD1、PROD2、PROD3和PROD4，彼此不同，并且在进入发射现场后才形成堆。例如，卫星S1和卫星S2来自相同的生产场地PROD1。卫星S2本身是通过组装部件E1和E2所形成的，打算稍后把所述部件单独空投在太空中。生产场地PROD1提供包括堆叠在卫星S2上的卫星S1的卫星群，因此在两个卫星S1和S2之间的锁定装置15、115处于锁定状态。卫星S3来自生产场地PROD2，卫星S4来自生产场地PROD3，而且卫星S5是由来自生产场地PROD4的三个部件E3、E4、E5所构成的。在发射场地，有包括卫星S1和S2、卫星S3、卫星S4及卫星S5的卫星群。五个卫星S1至S5的立柱12、112可有所不同，但是对其进行设置，以便使之允许相互堆叠。

卫星S4首先锁定在发射器220的卫星界面结构221上。作为选择，可提前将卫星S4与适配器相耦接，然后，在发射器中将所述适配器与已经安装在发射器中的下锥体相耦接。然后，通过将卫星S5锁定在由卫星S1和S2所构成的群下面，在发射器220的外面形成新群。然后，再在发射器220中在卫星S4上堆叠新卫星群S5、S2、S1，使卫星S4与卫星S5之间的锁定装置15进入锁定状态。最后，将卫星S3锁定在新卫星群S5、S2、S1中的卫星S1上。控制锁定装置状态的装置可以装载在发射器上或者包括多个模块，每个模块装载卫星S1至S5之中一个卫星或者来自卫星群的卫星。可以在控制装置中给命令编程或者从地面发射命令。卫星S3和S4不一定具有根据本发明所包括的立柱的结构，不过，所述卫星具有兼容的锁定/解锁装置以及承载在发射过程中由与其相互作用的一堆卫星所施加的应力的能力。

可以根据生产场地的设置以及在太空中空投卫星S1至S5的顺序调整在发射器220中所堆叠和组装的顺序。

一旦发射器220在太空中，便可以通过控制锁定装置状态的装置来空投卫星S1至S5。例如，首先通过使卫星S3与卫星S1之间的锁定装置15进入解锁状态来空投卫星S3。然后，可全部空投卫星S5、S2、S1群，使卫星S4与卫星S5之间的锁定装置15进入解锁状态。此后，一旦空投在太空中，便可以使卫星S5、S2、S1彼此相互分离开。最后，将卫星S4与卫星界面结构221相分离开。控制锁定装置状态的装置可以预先给卫星空投顺序编程。

空投顺序不应考虑发射器内的潜在平衡问题。

根据本发明的航天器适合任何类型的太空任务(通信、导航、地球观测航天器、科学、太空探索)，无论其轨道如何(LEO，GEO，MEO，HEO)，亦是如此。

而且，由于该结构还可以在太空中空投单个设备。也可以成组(例如，取决于其轨道平面)或者逐个空投星群的卫星。

根据本发明的航天器很适合通常为1吨或更重的卫星重量，但是在不失一般性的情况下也可以应用于数千克的小卫星，使一堆或多堆能够“并排”置于发射器的整流罩下面。

Claims (18)

1.航天器(1、100)，例如卫星，并打算将其投入围绕行星的轨道中，所述航天器(1、100)包括：

-至少一个设备承载模块(2、102)，用于支撑航天器(1、100)设备；

-至少三个立柱(12、112)，至少局部地沿着相同的纵向(A)在设备承载模块(2、102)外围延伸，每个立柱(12、112)都具有至少一个可拆卸的锁定装置(15、115)，所述可拆卸的锁定装置可具有两种状态：

○锁定状态，其中，锁定装置(15、115)附接着附加的锁定装置(15、115)，

○解锁状态，其中，锁定装置(15、115)可从任何其它锁定装置(15、115)释放；

-加强结构(16、116)，所述加强结构横切至少两个其它立柱(12、112)并刚性连接着各个立柱(12、112)。

2.根据权利要求1所述的航天器(1、100)，其特征在于，所述加强结构(16、116)包括支柱(17、117)形式的加强件，其数量至少与立柱(12、112)数量相对应，每个支柱(17、117)都附接在两个立柱(12、112)之间。

3.根据权利要求2所述的航天器(1、100)，其特征在于，所述支柱(17、117)与设备承载模块(2、102)的壁相结合，所述壁形成对航天器(1、100)设备的支撑。

4.根据权利要求1所述的航天器(1、100)，其特征在于，所述加强结构(16、116)包括支柱(17、11717、117)形式的加强件，其数量至少与立柱(12、112)数量相对应，每个支柱(17、11717、117)一方面附接着立柱(12、112)，另一方面附接着单个附接中心(C)。

5.根据权利要求2至4中任一项所述的航天器(1、100)，其特征在于，所述加强支柱(17、11717、117)通过剪切加固部件(19)成对地相连接。

6.根据前述权利要求中任一项所述的航天器(1、100)，其特征在于，有三个立柱(12、112)且所述立柱分布在等边三角形的顶点。

7.根据权利要求1至5中任一项所述的航天器(1、100)，其特征在于，有四个立柱(12、112)且所述立柱分布在平行四边形的顶点。

8.根据前述权利要求中任一项所述的航天器(1、100)，其特征在于，所述各个可拆卸的锁定装置(15、115)包括磁性元件。

9.根据前述权利要求中任一项所述的航天器(1、100)，其特征在于，所述各个可拆卸的锁定装置(15、115)包括烟火信号元件。

10.根据前述权利要求中任一项所述的航天器(1、100)，其特征在于，所述每个立柱(12、112)都具有两个可拆卸的锁定装置(15、115)。

11.根据前述权利要求中任一项所述的航天器(1、100)，其特征在于，所述每个立柱在两端(13、14)之间沿着纵向延伸，每端(13、14)都具有一个锁定装置(15、115)。

12.组装至少两个根据权利要求1至11中任一项所述的航天器(1、100)的方法，包括以下步骤：

-放置至少两个航天器(1、100)，使得第一个航天器(1、100)的立柱(12、112)至少局部地沿着与第二个航天器(1、100)的立柱(12、112)相同的纵向延伸；

-使第一个航天器(1、100)的每个锁定装置(15、115)与第二个航天器(1、100)的锁定装置(15、115)相配合；

-将第二个航天器(1、100)的锁定装置(15、115)上的第一个航天器(1、100)的锁定装置(15、115)切换到锁定状态。

13.根据权利要求1至11中任一项所述的航天器(1、100)的堆，包括固定在一起的至少两个航天器(1、100)，第一个航天器(1、100)的每个立柱(12、112)的至少一个可拆卸的锁定装置(15、115)处于与第二个航天器(1、100)的立柱(12、112)上的锁定装置(15、115)锁定的位置，每个航天器的立柱(12、112)沿着相同的纵向(A)延伸，所述堆进一步包括控制锁定装置(15、115)状态的装置。

14.根据权利要求13所述的航天器(1、100)的堆，其特征在于，所述航天器(1、100)是包括地球面(7、104)和反地球面(8、103)的卫星，所述地球面和反地球面按照立柱(12、112)的纵向(A)定向。

15.根据权利要求13所述的航天器(1、100)的堆，其特征在于，所述航天器(1、100)是包括地球面(7、104)和反地球面(8、103)的卫星，所述地球面(7、104)和反地球面(8、103)按照横切立柱(12、112)的方向定向。

16.航天器(1、100)的发射器(20、120、220)，发射器包括航天器的界面结构(21、121、221)以及至少第一堆根据权利要求13至15任一所述的航天器(1、100)，其中，所述堆的至少第一个航天器(1、100)是根据权利要求10或权利要求11所述的航天器(1、100)，第一个航天器(1、100)的每个立柱(12、112)的第一个锁定装置(15、115)在第二个航天器(1、100)的锁定装置(15、115)上处于锁定状态，第一个航天器(1、100)的每个立柱(12、112)的第二个锁定装置(15、115)在航天器的界面结构(21、121、221)上处于锁定状态。

17.籍助于根据权利要求16所述的发射器(21、121、221)来空投航天器(1、100)的方法，包括分离待空投的航天器(1、100)和打算保持在发射器中的航天器(1、100)的步骤，分离步骤通过使两个航天器(1、100)之间的锁定装置(15、115)处于解锁状态，从而释放单个航天器(1、100)。

18.籍助于根据权利要求16所述的发射器(21、121、221)来空投航天器(1、100)的方法，包括分离一组待空投的航天器(1、100)和打算保持在发射器中的一个航天器(1、100)的步骤，分离步骤通过使一组待空投的航天器之中一个航天器(1、100)和打算保持在发射器(20、120、220)中的航天器(1、100)之间的锁定装置(15、115)处于解锁状态，从而空投所述一组航天器(1、100)。