TW201627202A - 設計為利於太空系統在重新進入地球大氣期間之消亡的被動裝置 - Google Patents

Abstract

太空系統包含由數個結構組件形成的一結構，由該結構攜載的一機載設備，以及設計為利於該太空系統在重新進入地球大氣期間之消亡的一被動裝置。該被動裝置包含設計為能穩定地連接該等結構組件的連接構件。該等連接構件至少包含由一雷管材料製成的一部份，其特性使得它在重新進入高度時的衰變程度高於當前連接構件在此高度時熔化的程度，以便使由該等連接構件建立的連接不穩定，以致於提早觸發該太空系統之結構在重新進入地球大氣期間的消亡。

Description

設計為利於太空系統在重新進入地球大氣期間之消亡的被動裝置

本發明大體有關於太空系統，且更特別的是，有關於設計為利於太空系統在重新進入地球大氣期間之消亡的被動裝置。

特別是，本發明發現衛星但不是唯一的有利應用，特別是低地面軌道(LEO)衛星，在不因而失去普遍性下，以下說明會明確地參考它們。

太空活動對於太空環境及地球的影響為當前研究的焦點。特別是，減輕由太空系統重新進入地球大氣造成對於人口的影響引起許多挑戰，而且需要表明此一問題可如何處理。

事實上，地球軌道衛星，以及LEO衛星，由於設備故障，意外效應或自然軌道衰變，會以極高的速度落到地球上，從而經歷由與地球大氣磨擦結合高空氣動力(aerodynamic force)所產生之高溫造成的碎裂。

該等碎片的主要部份由於高磨擦溫度而在地球大氣中分解。不過，用更耐熱材料製成的這些部份為有到達地球表面之最高機率的碎片。

為了減輕地上人口被衛星碎片擊中的風險，太空總署推行落實稱為重新進入傷亡風險的具體設計參數要小於10^-4。

考慮到對於地上人口的風險，太空船必須設計成任務結束後在重新進入大氣時存活的衛星部件可產生低於10^-4的傷亡風險。達成此事可通過小心地選擇材料及太空船的架構。不過，這些解決方案必須不危及太空船在太空中存活若干年的能力，在此期間，它會經受由軌道環境和太空殘骸之可能衝擊引起的惡化及風險。

目前用來滿足(至少部份地)這些條件的設計解決方案可分成兩種類別。

通常被稱為「受控重新進入」的類別要求較大的推進劑箱(propellant tank)以及更強健的太空船所有物控制系統，以便引導重新進入的太空船朝向低人口密度的區域，例如海洋。不過，在控制系統或太空系統之通訊系統有無法補救的情形下，此類別不切實際。

替代受控重新進入可減少傷亡風險的一類別涉及更換可到達地球表面的組件，例如推進劑箱，以及在大氣重新進入期間分解的其他組件。不過，此類別要求使用市場上仍無法取得的組件。

不過，所有前述解決方案涉及用於設計開發太空 器及使用特殊組件的附加成本。此附加成本與太空船的任務無關但只與它的重新進入有關。

世界專利第WO 2014/045078 A1號描述一種設有重新進入發訊儀器的太空系統，在太空系統重新進入地球大氣期間，該裝置適合傳送警告訊號，其包含位置(在太空系統之殘骸可能掉落之地面上或太空中)的資訊。該儀器包含設有隔熱罩的空氣動力外殼，該隔熱罩包含地理位置接收器、傳送器及處理器，且經由包含數個螺栓的連接器連接至太空系統，該等螺栓在重新進入地球大氣期間會在給定溫度熔化或變脆，以便在太空系統重新進入地球大氣期間破裂並且造成該外殼被釋放。

因此，本發明的目標是提供用於衛星設計既簡單又經濟的解決方案，它能夠同時滿足與衛星在軌道中存活有關以及與任務結束後在重新進入大氣期間之消亡有關的要求。

根據本發明，提供一種如隨附請求項所主張的太空系統。

1‧‧‧衛星/太空系統

2‧‧‧結構

3‧‧‧外、內面板

4‧‧‧連接構件

5‧‧‧機載設備

6、7‧‧‧結構元件

8‧‧‧螺孔

9‧‧‧空腔

10‧‧‧側壁

11‧‧‧底部

12‧‧‧開槽

13‧‧‧螺釘

14‧‧‧墊圈

14a‧‧‧管狀附屬物

15‧‧‧帶孔杯形體

16‧‧‧墊圈

17‧‧‧底座/殼體

18‧‧‧帶孔板

20‧‧‧L形托架

20a‧‧‧臂部

圖1至圖3圖示處於完全組成組態及處於不同組態的衛星，其中拆掉或移除數個部份以允許可看到它的內部；圖4至圖6根據本發明之一具體實施例圖示旨在連接兩個衛星面板的連接構件； 圖7至圖9根據本發明之一不同具體實施例圖示旨在連接兩個衛星面板的連接構件；圖10及圖11根據本發明另一不同具體實施例圖示旨在連接兩個衛星面板的連接構件；以及圖12至圖14根據本發明又一不同具體實施例圖示旨在連接兩個衛星面板的連接構件。

此時參考附圖詳述本發明使得熟諳此藝者能夠具體實作及使用它。熟諳此藝者可立即明白述及具體實施例的各種修改以及述及一般原理可應用於其他具體實施例及應用而且不因而脫離由隨附請求項界定的本發明範疇。因此，本發明不應被視為受限於述及和圖示的具體實施例，而是要根據遵從所描述及主張之原理及特徵的最寬鬆範疇。

本發明源於以下鑑定：衛星機載設備(例如，電子單元、流體性組件、槽等等)要較小程度地裝在衛星結構外，例如天線及太陽能面板，以及較大程度地裝在衛星結構內。

在重新進入地球大氣期間，空氣熱動力(aero-thermo-dynamic force)開始使外部設備碎裂。另一方面，內部設備只在衛星結構的保護元件腐蝕後才開始碎裂。因此，碎裂延遲效應(retarding effect)是由衛星結構引發。

本案申請人此時已想到，藉由預測衛星結構的碎裂，再者使衛星提前碎裂，從而增加衛星碎片的高溫爆炸 時間，這有利於傷亡風險。

因此，廣言之，本發明提供，包括衛星的機械設計，一種設計為利於太空系統在重新進入地球大氣期間之消亡的被動裝置，以及特別是，由能夠提前「觸發」衛星結構在重新進入大氣之消亡的特殊元件形成者。

「雷管」的實現係利用能夠在低於平常使用於衛星結構(鋁合金、鈦、CRFP)之材料的溫度「衰變」的材料，但是同時對於衛星在發射及軌道操作期間的高溫和操作條件有足夠的「抵抗力」。

該等雷管元件插入安裝衛星設備的面板機械架座，特別是，插入使衛星結構之面板互相連接的連接構件。

圖1至圖3圖示根據本發明設計而成且整體以元件符號1表示的衛星，它應在任務結束後的重新進入地球大氣期間消亡。

衛星1實質包含由外、內面板3形成的結構2，該等外、內面板3適合完成支撐及保護的結構性功能，它通常有：塗上數層碳纖維以及用連接構件4連接的鋁合金蜂巢結構；以及機載設備5，其係由衛星1結構2攜載且包含由外面板攜載的外部設備，例如天線及太陽能面板，以及由內面板攜載的各種內部設備。

根據本發明，衛星1更包含設計為利於衛星在重新進入地球大氣期間之之消亡的被動裝置。

該被動裝置由該等連接構件4形成，該等連接構件4係特別設計成在衛星1之發射及軌道操作期間可使衛星 1結構2的面板3穩定地連接，以及在重新進入地球大氣期間提前觸發衛星1結構2的碎裂。

為此，連接構件4包含由在下文被稱為「雷管材料」的材料製成的至少一部份，其特性使得它在衛星1之重新進入高度(re-entry altitudes)時的衰變程度高於當前連接構件在此高度時的衰變程度，例如在120至70公里之間，以便使由連接構件4建立於衛星1結構2之面板3的連接不穩定，以至於相對於當前正在發生的情形可提前觸發衛星1結構2在重新進入地球大氣期間的消亡。

以不具限制性的實施例舉例說明，該雷管材料可合宜地包含有90至120℃之低熔點的金屬合金，以及合宜地包含共晶金屬(eutectic metallic)。

根據本發明的第一具體實施例，各個連接構件4經安裝成在衛星1的發射及軌道操作期間可在給定連接方向施加穩定連接力於一對面板3之間，以及使得這兩個面板3在衛星重新進入地球大氣期間有可能藉由在耦合方向之橫向的滑動來互相脫離。

圖4至圖6圖示第一具體實施例的一可能具體實作，其中各個連接構件4包含下文被稱為插件、由金屬製成的兩個結構元件6、7，它們穩定地耦合至(特別是，插入)面板3，在圖示實施例中係沿著各邊，在實質中間的位置。第一插件，在圖示實施例中以元件符號6表示者，設有螺孔(threaded hole)8，其係形成於插件6中與各個面板3之側面共面的平坦面上。

該第二插件，在圖示實施例中以元件符號7表示者，呈中空且界定以側壁10及底部11為界限的空腔9，其經配置成適合在兩個面板3連接時與有螺孔8形成於其上之第一插件6的表面接觸。底部11有開口側在各個面板3邊緣上的開槽12，在兩個面板3連接時，它處於面向第一插件6之螺孔8的位置。

各個連接構件4更包含螺釘13，其係延伸穿過第二插件7的開槽12且接合第一插件6的螺孔8以便施加一軸向力於兩個插件6、7之間讓它們藉由磨擦永遠保持接觸從而防止螺釘13相對於開槽12的徑向滑動。

各個連接構件4更包含由該雷管材料製成的墊圈14，下文稱它為雷管墊圈是為了方便以及與類似組件區別，其係插上螺釘13，配置於螺釘頭與底部11之間，以及主要完成下列的功能：保證有維持兩個插件6、7之連接直到超過操作溫度而液化藉此鬆開該連接所必需的磨擦及軸向反應。

合宜地，各個連接構件4更包含下文稱為帶孔烤缽(holed cupel)的帶孔杯形體15，其係插上螺釘13，配置在雷管墊圈14、底部11之間，以及有界定底座的加高周邊，雷管墊圈14部份收容於其中以便由帶孔烤缽15的周邊軸向突出。合宜地，帶孔烤缽15之加高周邊的大小經製作成可限制或防止雷管墊圈14在由螺釘13頭部施加的負載下徑向「鼓起」，特別是在衛星1的發射期間，否則該鼓起會減損墊圈的軸向反應，以及由連接構件4施加於這兩個面板3的 作用。

合宜地，各個連接構件4更包含另一墊圈16，它也插上螺釘13且配置於螺釘13頭部與雷管墊圈14之間以使螺釘13頭部所施加的負載在雷管墊圈14的整個表面上均勻地分佈。

圖7至圖9圖示本發明第一具體實施例的一不同具體實作，將只描述與圖4至圖6之具體實作不同的差異，從而使用相同的元件符號表示相同的組件。

特別是，圖7至圖9之具體實作與圖示於圖4至圖6者不同的地方在於：雷管墊圈14及帶孔烤缽15整合於第二插件7中。為此，第二插件7的底部11在配置於各個面板3邊緣上的側面上設有向空腔9內折疊的一邊以與界定空腔9的底部11及側壁10一起界定底座17，其中雷管墊圈14部份收容於其中以便由該折疊邊軸向突出。

第二插件7因此包含覆蓋雷管墊圈14的帶孔板(holed plate)18，該帶孔板18有一邊向底部11的折疊邊折疊且固定於後者，例如用膠黏法，以使雷管墊圈14保持在殼體17中且防止它有由螺釘13頭部所施加之負載造成的徑向鼓起。

在本發明第一具體實施例的兩個前述具體實作中，任務結束後在重新進入大氣期間作用於衛星1的空氣熱動力造成在雷管墊圈14中的共晶體改變，結果會減少由連接構件4施加於面板3之間的耦合力，從而允許第二插件7在實質正交於螺釘13軸線的方向與對應第一插件6相對滑動， 附帶地使螺釘13滑出對應開槽12而造成面板3的最終瓦解。

衛星1結構2在120至70公里高度的提早碎裂也造成設備5提早碎裂，從而增加碎片在高溫的爆炸時間而有利於傷亡風險。

在不同的本發明第二具體實施例中，各個連接構件4於衛星1的發射及軌道操作期間在給定連接方向施加穩定連接力於一對面板3之間，從而允許這兩個面板3在衛星重新進入地球大氣期間藉由在連接方向的滑動來互相脫離。

圖10及圖11圖示第二具體實施例的一可能具體實作，而且只描述與圖4至圖9之第一具體實施例不同的差異，從而使用相同的元件符號表示相同的組件。

在圖示於圖10及圖11的具體實作中，第二插件7包含界定穿通孔9的管狀構件，在這兩個面板3連接時，穿通孔9與第一插件6的螺孔8同軸且有大於螺釘13頭部中之一者的直徑。

雷管墊圈14配置在螺釘13頭部與穿通孔9之間且有大於穿通孔9中之一者的外徑以便橫向延伸且在穿通孔9外依靠各個面板3的表面。

合宜地，雷管墊圈14進一步一體地設有由該雷管材料製成的管狀附屬物14a，其係延伸穿過穿通孔9且大小經製作成可完全填滿穿通孔9。

在此具體實作中，雷管墊圈14及其附屬物14a在 衛星1重新進入地球大氣期間的熔化解除這兩個面板3之間的任何連接，而允許它們在耦合方向藉由滑動互相脫離。

本發明第二具體實施例的一不同具體實作圖示於圖12，將只描述與圖10及圖11之具體實作不同的差異，從而使用相同的元件符號表示相同的組件。

特別是，圖示於圖12的具體實作與圖示於圖10及圖11者不同的地方在於：兩個面板用相同插件安裝至第一插件6且通過L形托架20連接在一起，托架20的臂部20a各自用經由沒有附屬物14a的各個雷管墊圈14接合製作於臂部20a之孔的螺釘13連接至對應插件6。

形成於托架20之臂部20a中的孔有大於螺釘13頭部中之一者的直徑，同時雷管墊圈14的外徑大於形成於托架20之該等臂部20a的孔中之一者。

如圖13及圖14所示，插件6可為如圖13所示的單孔型，或者是如圖14所示的雙孔型。就後者的情形而言，這兩個面板3的連接可通過單一帶有合適孔的L形托架，或通過有圖示於圖12之類型的兩個獨立L形托架。

類似圖示於圖10及圖11的具體實作，在圖12至圖14的具體實作中，雷管墊圈14在衛星1重新進入地球大氣期間的熔化解除這兩個面板3與托架20的任何連接，而允許它們在耦合方向藉由滑動互相脫離。

可修改及改變上述及圖示於附圖的本發明各種具體實施例及具體實作而不會因而脫離如界定於隨附請求項的本發明保護範疇。

例如，該等連接構件的類型可與先前所述及圖示於附圖的不同。特別是，該等連接構件的類型可基於鉚釘或鉸鏈，而不是基於螺紋接合的類型，其係由包含陽螺紋元件(螺釘13)及陰螺紋元件(插件6中的螺孔6)的成對螺紋接合式配對元件形成。

基於上述，相對於先前技術，本發明解決方案的優點是顯而易見的。

特別是，本發明用不需要重新設計衛星之其他部件的極簡經濟解決方案滿足與衛星在軌道中存活有關的要求以及與任務結束後在重新進入大氣期間之消亡有關的要求。

3‧‧‧外、內面板

4‧‧‧連接構件

6、7‧‧‧結構元件

8‧‧‧螺孔

9‧‧‧空腔

10‧‧‧側壁

11‧‧‧底部

12‧‧‧開槽

13‧‧‧螺釘

14‧‧‧墊圈

15‧‧‧帶孔杯形體

16‧‧‧墊圈

Claims (13)

1. 一種太空系統，其係包含：由數個結構組件形成的一結構，由該結構攜載的一機載設備，以及設計為利於該太空系統在重新進入地球大氣期間之提早消亡的一被動裝置；該被動裝置包含設計為能使該等結構組件穩定地互相連接的數個連接構件；各個連接構件包含設計為能互相配對的多個組件，以便在該太空系統的發射及軌道操作期間，在一連接方向上、在相對應之一對結構組件之間建立一穩定連接；其特徵在於：在一連接構件中的至少一雷管組件係由一雷管材料製成，該雷管材料與其他組件的材料不同而且其特性使得它在重新進入高度(re-entry altitudes)時衰變的程度高於其他組件之材料特性在此高度時衰變的程度，以便在該太空系統重新進入地球大氣期間，使由該連接構件之該等組件建立的該穩定連接提前鬆開，以致允許該等兩個結構組件互相分離，從而提早觸發該太空系統之該結構的消亡。
2. 如請求項1所述之太空系統，其中在各個連接構件中之該等組件的至少部份組件用一螺紋接合耦合，以及該雷管組件的形式為一墊圈。
3. 如請求項1或2所述之太空系統，其中該等連接構件設計為能造成相對應之該對結構組件藉由在該連接方向上的滑動來互相脫離。
4. 如請求項3所述之太空系統，其中各個連接構件包含各自穩定地耦合至一各別結構組件的兩個插件；第一插件設有一螺孔，以及該第二插件包含界定一穿通孔的一管狀構件，在該等兩個結構組件連接時，該穿通孔與在該第一插件中的該螺孔同軸；該連接構件更包含穿過該穿通孔且接合該螺孔的一螺釘；以及形成於該雷管材料中的一雷管墊圈，其係插上該螺釘且配置在該螺釘的一頭部與在該第二插件中的該穿通孔之間，以及有大於該穿通孔的一外徑以便橫向延伸且在該穿通孔外依靠相對結構組件的表面。
5. 如請求項4所述之太空系統，其中該雷管墊圈更一體地設有由該雷管材料製成的一管狀附屬物，其係延伸穿過該穿通孔且大小經製作成能完全填滿該穿通孔。
6. 如請求項3所述之太空系統，其中各個連接構件包含各自穩定地耦合至一對應結構組件且設有一螺孔的兩個插件；該連接構件更包含設有臂部、而該等臂部各自用螺釘綁定至各自插件之臂部的一L形托架，該等螺釘各自經由該雷管材料所製成的各自雷管墊圈來接合在該等臂部中的各別孔；在該托架之該等臂部中的孔有大於該等螺釘之頭部中之數個頭部的直徑，同時該等雷管墊圈有大於在該托架之該等臂部之該等孔中之一孔的外徑。
7. 如請求項6所述之太空系統，其中該等插件為單孔型或者是雙孔型。
8. 如請求項1或2所述之太空系統，其中該等連接構件設計為允許該等各別對結構組件藉由在該連接方向上之一橫向的滑動來互相脫離。
9. 如請求項8所述之太空系統，其中各個連接構件包含兩個插件，該等插件各自沿著一各別結構組件之一邊來穩定地耦合至該各別結構組件；第一插件設有一螺孔，以及該第二插件有一開槽，它有一開口側在該各別結構組件之該邊上，且經配置成，當該等兩個結構組件耦合時，它處於面向該第一插件之該螺孔的一位置；該連接構件更包含延伸穿過該開槽且接合該螺孔的一螺釘；以及由該雷管材料製成的一雷管墊圈，其係插上該螺釘且配置在該螺釘的一頭部與在該第二插件中的該開槽之間；藉此，該雷管材料在該太空系統重新進入地球大氣期間的衰變會導致由該連接構件施加於該等兩個結構組件之間的連接力減少，以便允許該第二插件在與該螺釘之軸線呈實質正交的一方向上與該第一插件相對滑動直到造成該螺釘離開該開槽，接著是該等兩個結構組件的脫離。
10. 如請求項9所述之太空系統，其中各個連接構件更包含一帶孔烤缽，該帶孔烤缽被插上該螺釘且具有界定出一底座之一加高周邊，該雷管墊圈部份收容於該底座中以便由該帶孔烤缽之該周邊軸向突出。
11. 如請求項9所述之太空系統，其中該雷管墊圈整合於該第二插件中。
12. 如請求項11所述之太空系統，其中該第二插件界定出以一側壁及一底部為界限的一空腔，該底部在該等兩個結構組件耦合時與該第一插件接觸，以及在該底部中形成有該開槽；該底部在配置於該各別結構組件之該邊上的側面上設有向該空腔內折疊的一折疊邊，且該折疊邊與該底部及該側壁一起界定出一殼體，而該雷管墊圈係部份地收容於該殼體中以便由該底部的該折疊邊軸向突出；以及其中該第二插件更包含一覆蓋用帶孔板，以在該螺釘接合該第一插件之該螺孔時使該雷管墊圈保持在該殼體中。
13. 一種被動裝置在太空系統中的用途，該被動裝置具有請求項1-12中之任一項所主張的特徵以利於該太空系統在重新進入地球大氣期間之消亡。