CN116534279A - 卫星轨道部署器及其组件 - Google Patents

Abstract

一种卫星轨道部署器及其组件，涉及航空航天技术领域。该卫星轨道部署器包括动力舱、对接器和适配器；沿所述动力舱的轴向，所述动力舱的两端均连接有所述对接器；所述对接器被配置为能够对接主载荷、运载火箭或者相邻所述部署器的对接器；沿所述动力舱的周向，所述动力舱连接有适配器；所述适配器被配置为对接搭载载荷或者固定载荷。该卫星轨道部署组件包括卫星轨道部署器。本发明的目的在于提供一种卫星轨道部署器及其组件，以在一定程度上解决现有技术中存在的多星发射上面级只能作为运载的主载荷，用于多星发射其定制化较高、研发成本较高的技术问题。

Description

卫星轨道部署器及其组件

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，具体而言，涉及一种卫星轨道部署器及其组件。

背景技术

上面级是多级火箭的第一级以上的部分，通常为第二级或第三级，可以将一个或多个载荷送入指定轨道。

随着未来航天技术的发展及任务的多样化，小型卫星受到了广泛重视；小型卫星一般采用搭载发射的方式，即与大型卫星搭载同一颗运载火箭发射。多星发射上面级可以满足这种发射方式，能够实现卫星载荷快速部署，实现机动快速变轨，进入预定轨位后释放卫星载荷。

然而，多星发射上面级作为运载末子级，与运载火箭直接对接，其重量较大、体积较大，只能作为运载的主载荷，其功能单一且适应性较低，针对多星发射，其定制化较高，研发成本较高，不利于模块化及大规模生产。

发明内容

本发明的目的在于提供一种卫星轨道部署器及其组件，以在一定程度上解决现有技术中存在的多星发射上面级只能作为运载的主载荷，用于多星发射其定制化较高、研发成本较高的技术问题。

为了实现上述目的，本发明提供了以下技术方案：

一种卫星轨道部署器，包括动力舱、对接器和适配器；

沿所述动力舱的轴向，所述动力舱的两端均连接有所述对接器；所述对接器被配置为能够对接主载荷、运载火箭或者相邻所述部署器的对接器；

沿所述动力舱的周向，所述动力舱连接有适配器；所述适配器被配置为对接搭载载荷或者固定载荷。

在上述任一技术方案中，可选地，所述动力舱包括动力舱本体、电源系统、电气系统和推进系统；

沿所述动力舱的轴向，所述动力舱本体包括相对应的第一端和第二端；所述对接器分别设置在所述动力舱本体的第一端和第二端；位于所述动力舱本体第一端的所述对接器被配置为能够对接所述主载荷或者相邻所述部署器的对接器，位于所述动力舱本体第二端的所述对接器被配置为能够对接所述运载火箭或者相邻所述部署器的对接器；

多个所述适配器连接在所述动力舱本体的周向上；

所述电气系统和所述推进系统均设置在所述动力舱本体内部；

所述电源系统和所述推进系统均与所述电气系统电连接；所述电源系统被配置为给所述部署器提供电能；所述推进系统被配置为给所述部署器提供推力；所述电气系统被配置为给所述搭载载荷或者所述固定载荷进行信息交互和供电分配。

在上述任一技术方案中，可选地，所述推进系统靠近所述动力舱本体的第二端；

所述电源系统与所述动力舱本体可转动连接，且所述电源系统靠近所述动力舱本体的第一端；所述电源系统被配置为能够从所述动力舱本体内部翻转至所述动力舱本体外部。

在上述任一技术方案中，可选地，所述动力舱本体的周向上设置有与所述适配器一一对应的锁定机构；

所述锁定机构与所述电气系统电连接，且所述锁定机构被配置为令所述搭载载荷或者所述固定载荷锁定在所述适配器上；

所述锁定机构包括记忆合金锁定机构。

在上述任一技术方案中，可选地，所述的卫星轨道部署器还包括与所述电气系统电连接的控制系统；

所述控制系统设置在所述动力舱本体内部，且所述控制系统被配置为控制所述搭载载荷变轨。

在上述任一技术方案中，可选地，所述的卫星轨道部署器还包括锁定包带和解锁结构；所述锁定包带和所述解锁结构分别与所述电气系统电连接；

所述锁定包带和所述解锁结构均设置于所述动力舱本体的第一端；

所述锁定包带被配置为锁定与所述对接器对接的所述主载荷或所述部署器；

所述解锁结构被配置为解除与所述对接器对接的所述主载荷或所述部署器的锁定。

在上述任一技术方案中，可选地，多个所述适配器均布在所述动力舱本体的周向上；

所述适配器的数量为四个、五个、六个或者八个；

所述电源系统为可展开式太阳电池阵；

所述推进系统包括发动机；

所述动力舱本体为环柱形结构。

在上述任一技术方案中，可选地，所述对接器包括对接环；

所述适配器包括点式分离环形适配器；

所述部署器的标称重量为2t-3t。

一种卫星轨道部署组件，包括卫星轨道部署器，还包括搭载载荷、固定载荷和主载荷中的一种或者多种；

所述搭载载荷包括小卫星或者中等卫星；所述主载荷包括大卫星；

所述固定载荷包括光学设备、通讯设备和中继设备中的一种或者多种；

所述搭载载荷和所述固定载荷分别与所述卫星轨道部署器的适配器对接；

所述主载荷与所述卫星轨道部署器的对接器对接。

一种卫星轨道部署组件，包括多个卫星轨道部署器；

所有所述卫星轨道部署器沿所述动力舱的轴向依次设置，且相邻两个所述卫星轨道部署器通过对接器对接。

本发明的有益效果主要在于：

本发明提供的卫星轨道部署器及其组件，包括动力舱、对接器和适配器，通过对接搭载载荷或者固定载荷的适配器，以使部署器既可以作为运载搭载载荷对接中小型卫星这种搭载载荷，又可以与固定载荷配合作为一个卫星在预设轨道上运行；通过在动力舱的轴向采用与主载荷、运载火箭或者相邻部署器连接的对接器，以使部署器既可以作为运载搭载载荷夹设在运载火箭与主载荷之间，实现多个中小卫星快速部署、快速机动变轨，进入预定轨位后释放卫星载荷，又可以使部署器作为运载主载荷，搭载大卫星这种主载荷并将主载荷释放在预定轨位。该部署器通过对接器和适配器可根据需求进行灵活配置，适应性较高，提高了通用性，降低了定制化，极大降低了研发成本，有利于模块化及大规模生产。

为使本申请的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合附图，作详细说明如下。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1为本发明实施例提供的卫星轨道部署器的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的卫星轨道部署器的另一结构示意图；

图3为本发明实施例提供的卫星轨道部署器的安装示意图；

图4为本发明实施例提供的卫星轨道部署组件的结构示意图。

图标：100-卫星轨道部署器；110-动力舱；111-动力舱本体；112-电源系统；113-电气系统；114-推进系统；120-对接器；130-适配器；

200-运载火箭；300-主载荷；400-搭载载荷；500-固定载荷。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以采用各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，术语“水平”、“竖直”、“悬垂”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面结合附图，对本发明的一些实施方式作详细说明。在不冲突的情况下，下述的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

实施例

本实施例提供一种卫星轨道部署器及其组件；请参照图1-图4，图1为本实施例提供的卫星轨道部署器的结构示意图；图2为本实施例提供的卫星轨道部署器的另一结构示意图，图2所示的视角为图1所示视角的俯视图；图3为本实施例提供的卫星轨道部署器的安装示意图，图中示出了运载火箭、卫星轨道部署器和主载荷；图4为本实施例提供的卫星轨道部署组件的结构示意图，图中示出了3个卫星轨道部署器依次连接。

本实施例提供的卫星轨道部署器，可用于实现卫星快速部署，实现机动快速变轨，进入预定轨位后释放卫星载荷；可作为运载的主载荷进行卫星部署，也可作为运载搭载载荷，在运载存在多余运力时，可有效利用运载剩余运力。

参见图1-图4所示，所述卫星轨道部署器（以下简称部署器）包括动力舱110、对接器120和适配器130。

沿动力舱110的轴向，动力舱110的两端均连接有对接器120；对接器120被配置为能够对接主载荷300、运载火箭200或者相邻部署器的对接器120。其中，主载荷300例如为大卫星；又如，主载荷300例如为上面级+大卫星，上面级的底部与动力舱110的对接器120对接，上面级的顶部对接大卫星。

沿动力舱110的周向，动力舱110连接有适配器130；适配器130被配置为对接搭载载荷400或者固定载荷500。例如，搭载载荷400包括小卫星或者中等卫星等，固定载荷500包括光学设备、通讯设备和中继设备中的一种或者多种，或者包括其他设备。

本实施例中，大卫星是相对于中小型卫星而言。例如，大卫星可以理解为其重量大于500kg、600kg以上的卫星，如重量为1t-2t的卫星。小卫星可以理解为其重量在100kg以下；如重量为1kg、2kg、5kg、10kg、20kg等。中等卫星可以理解为其重量在100kg-500kg/600kg。

本实施例中，卫星可以理解为卫星、飞船、探测器等的统称。

本实施例的可选方案中，对接器120包括对接环；可选地，对接器120包括标准火箭对接环，以提高卫星轨道部署器100搭载的灵活性。

本实施例的可选方案中，适配器130包括标准的环形适配器。可选地，适配器130包括点式分离环形适配器；通过采用点式分离环形适配器，可根据卫星载荷的重量选择锁紧点数量。例如锁紧点数量为5个、6个或8个锁紧点。可选地，每个锁紧点采用记忆合金锁定机构进行锁紧。

本实施例中所述卫星轨道部署器，包括动力舱110、对接器120和适配器130，通过对接搭载载荷400或者固定载荷500的适配器130，以使部署器既可以作为运载搭载载荷400对接中小型卫星这种搭载载荷400，又可以与固定载荷500配合作为一个卫星在预设轨道上运行；通过在动力舱110的轴向采用与主载荷300、运载火箭200或者相邻部署器连接的对接器120，以使部署器既可以作为运载搭载载荷400夹设在运载火箭200与主载荷300之间，实现多个中小卫星快速部署、快速机动变轨，进入预定轨位后释放卫星载荷，又可以使部署器作为运载主载荷300，搭载大卫星这种主载荷300并将主载荷300释放在预定轨位。该部署器通过对接器120和适配器130可根据需求进行灵活配置，适应性较高，提高了通用性，降低了定制化，极大降低了研发成本，有利于模块化及大规模生产。

现有的上面级，重量较大、体积较大，只能作为运载的主载荷300。运载火箭200在设计时其运载运力留有富余量，富余的运载运力严重浪费了运载火箭200的重量和空间。为了充分利用运载火箭200的富余运载运力，一般将中小型卫星采用搭载发射的方式进行利用。然而将中小卫星搭载发射需要在上面级设置搭载支架，由于中小型卫星的体积重量不同，搭载支架需要定制化，其研发成本较高，不利于模块化及大规模生产。此外，上面级在完成卫星发射任务之后将成为太空垃圾。

本实施例中所述卫星轨道部署器，可根据需求进行灵活配置，通过采用标准火箭对接环和标准的环形适配器，进一步提高了部署器的灵活性。该卫星轨道部署器既可以作为运载的主载荷300进行卫星部署，直接与运载对接；例如动力舱110的第一端通过对接器120连接主载荷300，动力舱110的第二端通过对接器120连接运载火箭200。该卫星轨道部署器还可以作为运载搭载载荷400，在运载火箭200存在多余运力时，通过适配器130对接搭载载荷400或者固定载荷500，有效的利用运载剩余运力，用于其它卫星载荷的搭载发射与部署。

参见图1和图2所示，本实施例的可选方案中，动力舱110包括动力舱本体111、电源系统112、电气系统113和推进系统114。

沿动力舱110的轴向，动力舱本体111包括相对应的第一端和第二端；对接器120分别设置在动力舱本体111的第一端和第二端；位于动力舱本体111第一端的对接器120被配置为能够对接主载荷300或者相邻部署器的对接器120，位于动力舱本体111第二端的对接器120被配置为能够对接运载火箭200或者相邻部署器的对接器120。通过动力舱本体111，为主载荷300、搭载载荷400或者固定载荷500提供支撑，也为电源系统112、电气系统113和推进系统114提供支撑。

多个适配器130连接在动力舱本体111的周向上。可选地，多个适配器130均布在动力舱本体111的周向上；例如，适配器130的数量为四个、五个、六个或者八个，或者其他数量。

电气系统113和推进系统114均设置在动力舱本体111内部；可选地，推进系统114靠近动力舱本体111的第二端，以便于推进系统114给主载荷300或搭载载荷400在轨的姿态和轨道变动提供推力。

电源系统112和推进系统114均与电气系统113电连接。

电源系统112被配置为给部署器提供电能；可选地，电源系统112为可展开式太阳电池阵；通过采用可展开式太阳电池阵，在部署器与运载火箭分离后，可展开式太阳电池阵的帆板展开；当可展开式太阳电池阵接收太阳光照射时，能够将太阳能转换成电能，给部署器供电。

可选地，推进系统114被配置为给部署器提供推力；可选地，推进系统114包括发动机；可选地，发动机包括大推力主发动机和/或小推力辅助发动机，例如大推力主发动机设置在动力舱本体111的中间位置，小推力辅助发动机设置在动力舱本体111的边缘位置，小推力辅助发动机用于调整部署器的偏心。本实施例中，发动机采用大推力主发动机，还是采用小推力辅助发动机，还是采用大推力主发动机和小推力辅助发动机的组合，可依据载荷需求而定。

电气系统113被配置为给搭载载荷400或者固定载荷500进行信息交互和供电分配；也即电气系统为搭载载荷400或者固定载荷500进行信息、供电等调度，以实现搭载载荷400或者固定载荷500信息交互和供电分配。

可选地，电源系统112与动力舱本体111可转动连接，且电源系统112靠近动力舱本体111的第一端；电源系统112被配置为能够从动力舱本体111内部翻转至动力舱本体111外部；通过将电源系统112设置在靠近动力舱本体111的第一端，以便于电源系统112能够从动力舱本体111内部翻转至动力舱本体111外部，实现电源系统112的帆板展开，以将太阳能转换成电能，给部署器供电。

可选地，动力舱本体111为环柱形结构，或者其他结构。

本实施例的可选方案中，动力舱本体111的周向上设置有与适配器130一一对应的锁定机构。

锁定机构与电气系统113电连接，且锁定机构被配置为令搭载载荷400或者固定载荷500锁定在适配器130上。通过锁定机构，以牢固的将搭载载荷400或者固定载荷500锁定在适配器130上。

可选地，锁定机构包括记忆合金锁定机构，或者锁定机构包括其他材质的锁定机构。

本实施例的可选方案中，所述卫星轨道部署器100还包括与电气系统113电连接的控制系统。

控制系统设置在动力舱本体内部，且控制系统被配置为控制搭载载荷变轨。通过控制系统，以便于控制搭载载荷变轨。本实施例可选地，当搭载载荷不需要变轨，所述卫星轨道部署器100可以不设置控制系统。

本实施例的可选方案中，所述卫星轨道部署器100还包括锁定包带和解锁结构；锁定包带和解锁结构分别与电气系统113电连接。

锁定包带和解锁结构均设置于动力舱本体111的第一端。

锁定包带被配置为锁定与对接器120对接的主载荷300或部署器。

解锁结构被配置为解除与对接器120对接的主载荷300或部署器的锁定。通过锁定包带和解锁结构，以实现主载荷300或部署器与对接器120之间的锁定与解锁。

本实施例的可选方案中，部署器的标称重量为2t-3t，干重是600kg。例如，部署器的标称重量为2.5t。

现有的上面级标称重量例如为3.6t，干重大约是1t左右。本实施例所述的卫星轨道部署器100的标称重量、干重均远远低于上面级的标称重量、干重，有利于提高灵活性。

本实施例中，标称重量是指含燃料和载荷的重量，干重是指不含燃料和载荷的重量。

本实施例还提供一种卫星轨道部署组件，包括上述任一实施例所述的卫星轨道部署器100，还包括搭载载荷400、固定载荷500和主载荷300中的一种或者多种。

搭载载荷400包括小卫星或者中等卫星，或者其他类似载荷。

主载荷300包括大卫星或者其他类似载荷。

固定载荷500包括光学设备、通讯设备和中继设备中的一种或者多种，或者还包括其他设备。

搭载载荷400和固定载荷500分别与卫星轨道部署器100的适配器130对接。

主载荷300与卫星轨道部署器100的对接器120对接。

本实施例还提供一种卫星轨道部署组件，包括多个上述任一实施例所述的卫星轨道部署器100。

所有卫星轨道部署器100沿动力舱110的轴向依次设置，且相邻两个卫星轨道部署器100通过对接器120对接；如图4所示，图中示出了3个卫星轨道部署器沿动力舱110的轴向依次连接。

本实施例中所述卫星轨道部署组件，通过对接搭载载荷400或者固定载荷500的适配器130，以使部署器既可以作为运载搭载载荷400对接中小型卫星这种搭载载荷400，又可以与固定载荷500配合作为一个卫星在预设轨道上运行；通过在动力舱110的轴向采用与主载荷300、运载火箭200或者相邻部署器连接的对接器120，以使部署器既可以作为运载搭载载荷400夹设在运载火箭200与主载荷300之间，实现多个中小卫星快速部署、快速机动变轨，进入预定轨位后释放卫星载荷，又可以使部署器作为运载主载荷300，搭载大卫星这种主载荷300并将主载荷300释放在预定轨位。通过对接器120和适配器130可根据需求进行灵活配置，适应性较高，提高了通用性，降低了定制化，极大降低了研发成本，有利于模块化及大规模生产。

本实施例提供的卫星轨道部署组件，包括上述的卫星轨道部署器100，上述所公开的卫星轨道部署器100的技术特征也适用于该卫星轨道部署组件，上述已公开的卫星轨道部署器100的技术特征不再重复描述。本实施例中所述卫星轨道部署组件具有上述卫星轨道部署器100的优点，上述所公开的所述卫星轨道部署器100的优点在此不再重复描述。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种卫星轨道部署器，其特征在于，该部署器包括动力舱、对接器和适配器；

沿所述动力舱的轴向，所述动力舱的两端均连接有所述对接器；所述对接器被配置为能够对接主载荷、运载火箭或者相邻所述部署器的对接器；

沿所述动力舱的周向，所述动力舱连接有适配器；所述适配器被配置为对接搭载载荷或者固定载荷。

2.根据权利要求1所述的卫星轨道部署器，其特征在于，所述动力舱包括动力舱本体、电源系统、电气系统和推进系统；

沿所述动力舱的轴向，所述动力舱本体包括相对应的第一端和第二端；所述对接器分别设置在所述动力舱本体的第一端和第二端；位于所述动力舱本体第一端的所述对接器被配置为能够对接所述主载荷或者相邻所述部署器的对接器，位于所述动力舱本体第二端的所述对接器被配置为能够对接所述运载火箭或者相邻所述部署器的对接器；

多个所述适配器连接在所述动力舱本体的周向上；

所述电气系统和所述推进系统均设置在所述动力舱本体内部；

所述电源系统和所述推进系统均与所述电气系统电连接；所述电源系统被配置为给所述部署器提供电能；所述推进系统被配置为给所述部署器提供推力；所述电气系统被配置为给所述搭载载荷或者所述固定载荷进行信息交互和供电分配。

3.根据权利要求2所述的卫星轨道部署器，其特征在于，所述推进系统靠近所述动力舱本体的第二端；

所述电源系统与所述动力舱本体可转动连接，且所述电源系统靠近所述动力舱本体的第一端；所述电源系统被配置为能够从所述动力舱本体内部翻转至所述动力舱本体外部。

4.根据权利要求2所述的卫星轨道部署器，其特征在于，所述动力舱本体的周向上设置有与所述适配器一一对应的锁定机构；

所述锁定机构与所述电气系统电连接，且所述锁定机构被配置为令所述搭载载荷或者所述固定载荷锁定在所述适配器上；

所述锁定机构包括记忆合金锁定机构。

5.根据权利要求2所述的卫星轨道部署器，其特征在于，还包括与所述电气系统电连接的控制系统；

所述控制系统设置在所述动力舱本体内部，且所述控制系统被配置为控制所述搭载载荷变轨。

6.根据权利要求2所述的卫星轨道部署器，其特征在于，还包括锁定包带和解锁结构；所述锁定包带和所述解锁结构分别与所述电气系统电连接；

所述锁定包带和所述解锁结构均设置于所述动力舱本体的第一端；

所述锁定包带被配置为锁定与所述对接器对接的所述主载荷或所述部署器；

所述解锁结构被配置为解除与所述对接器对接的所述主载荷或所述部署器的锁定。

7.根据权利要求2所述的卫星轨道部署器，其特征在于，多个所述适配器均布在所述动力舱本体的周向上；

所述适配器的数量为四个、五个、六个或者八个；

所述电源系统为可展开式太阳电池阵；

所述推进系统包括发动机；

所述动力舱本体为环柱形结构。

8.根据权利要求1所述的卫星轨道部署器，其特征在于，所述对接器包括对接环；

所述适配器包括点式分离环形适配器；

所述部署器的标称重量为2t-3t。

9.一种卫星轨道部署组件，其特征在于，包括如权利要求1-8任一项所述的卫星轨道部署器，还包括搭载载荷、固定载荷和主载荷中的一种或者多种；

所述搭载载荷包括小卫星或者中等卫星；所述主载荷包括大卫星；

所述固定载荷包括光学设备、通讯设备和中继设备中的一种或者多种；

所述搭载载荷和所述固定载荷分别与所述卫星轨道部署器的适配器对接；

所述主载荷与所述卫星轨道部署器的对接器对接。

10.一种卫星轨道部署组件，其特征在于，包括多个如权利要求1-8任一项所述的卫星轨道部署器；

所有所述卫星轨道部署器沿所述动力舱的轴向依次设置，且相邻两个所述卫星轨道部署器通过对接器对接。