技术领域
[0001] 本公开针对航天器发射系统，尤其是针对用于发射多个有效
载荷的航天器发射系统。
背景技术
[0002] 典型的运载火箭是非常昂贵的。进一步，将要被发射进入环地轨道的有效载荷的每一千克都可能需要多达十千克的
燃料。于是，为了减少总体成本和燃料要求，理想的是使有效载荷的
质量最小化。一种用于减少有效载荷的质量的机械装置可以是从所述有效载荷消除任何不必要的结构。
[0003] 作为这种成本考虑的结果，理想的是以单个运载火箭发射两个或更多离散的有效载荷。这种多个有效载荷可以是以航天器比如
人造卫星的形式。典型地，这种人造卫星本身可能需要和合并化学火箭
电机，以便增加轨道高度并且用于一旦实现了理想的轨道高度则做出高度调整。
[0004] 这种化学激励的航天器相对沉重。由于在整流罩的有效载荷区域内的空间限制，经常需要使这种航天器取向成直线的或堆叠的柱状物，该柱状物可以沿着所述运载火箭的纵向中
心轴线延伸。当这种运载火箭处在发射台上时，并且在
起飞以后，这种航天器的取向是基本垂直的。
[0005] 结果，在这种垂直的配置中，上部航天器的重量或质量的重
力可能压在下部航天器上。当所述运载火箭从所述发射台起飞时，这种重力作为所述运载火箭进入环地轨道的
加速度的结果而倍增。因为所述航天器的质量，尤其是如果装备有化学火箭电机，则所述下部航天器可能不能经受住所述上部航天器的重力和发射载荷。于是，需要
支撑结构。
[0006] 这种支撑结构的一个示例是双发射结构，其在法语中表示为Systeme de Lancement Double Ariane（Sylda）或者其在英语中已知为双阿里亚娜（Ariane）发射系统，如在Ariane4和Ariane5火箭上所采用的。Sylda可以由
碳纤维制成并且具有围绕所述下部航天器并且接合和支撑所述上部航天器的中空结构的形式。重力和发射载荷可以从所述上部航天器传送到所述Sylda，并从所述Sylda传送到所述整流罩的支撑
基座。因此，所述下部航天器不是必须要支撑所述上部航天器的质量和发射载荷。
[0007] 这种布置的缺点可能是Sylda的使用添加了所述总体有效载荷质量，这会增加燃料要求和/或减少将由给定的运载火箭发射进入轨道的有效载荷的可用尺寸。于是，存在着对于最小化或消除对这种支撑结构的需求的多航天器发射系统的需求。
发明内容
[0008] 本公开针对多航天器发射系统，其可以包含第一航天器和第二航天器，所述第二航天器可释放地附连到所述第一航天器并相对于所述第一航天器取向，从而使得当放置在整流罩内时，来自所述第一航天器的发射载荷被传送到所述第二航天器并由其承担，从而消除了对于Sylda或其他增强或支撑结构的需求。在一个
实施例中，所述第一和第二航天器中的每个都可以包含电力推进电机以及化学和电力混合推进电机其中之一。通过在所述航天器中利用电力推进电机，当与具有化学推进电机的航天器相比较时，所述航天器的总体质量可以显著地减少，这可以使支撑结构比如Sylda被消除。
[0009] 根据一个实施例，多航天器发射系统可以包含第一航天器和第二航天器，所述第二航天器可释放地附连到所述第一航天器并相对于所述第一航天器取向，从而使得当它们被放置在整流罩内时，来自所述第一航天器的发射载荷被传送到所述第二航天器并由其承担。所述第一和第二航天器中的每个都可以包含电力推进单元以及化学和电力混合推进单元其中之一。
[0010] 在另一实施例中，
宇宙飞船发射系统可以包含带有具有有效载荷区域的整流罩的运载火箭和在所述有效载荷区域内布置的多个航天器。所述多个航天器可以以垂直堆叠的方式取向，使得上部航天器的至少部分重力和发射载荷被传送到下部航天器并由其承担。每个所述航天器都可以包含电力推进单元和电力与化学混合推进单元中的至少一个。
[0011] 在又一实施例中，发射多个航天器的方法可以包含提供多个航天器，所述多个航天器中的每一个包含电力推进单元以及电力和化学混合推进单元中的至少一个，使所述多个航天器在运载火箭的整流罩的有效载荷区域内以堆叠的方式取向，使得所述多个航天器中的上部的一个的重力和发射载荷被传送到所述多个航天器中的下部的一个并由其承担，以及发射带有所述多个航天器的运载火箭。
[0012] 在所述
附图和文本中，一方面，公开了多航天器发射系统10，其包含：第一航天器16和第二航天器18，所述第二航天器18可释放地附连到第一航天器16并且相对于第一航天器16取向，使得当它们被放置在整流罩14内时，来自第一航天器16的发射载荷被传送到第二航天器18并由其承担；并且其中所述第一和第二航天器16、18中的每个都包含电力推进单元40以及化学和电力混合推进单元42其中之一。在一个变体中，发射系统10包含其中第一和第二航天器16、18取向为堆叠的配置。在另一变体中，发射系统10包含其中第一和第二航天器16、18取向为在发射过程中处于垂直的堆叠的配置。在又一变体中，发射系统10包含其中进一步包括整流罩14，该整流罩14的形状被设计为包围第一和第二航天器16、18。在再一变体中，发射系统10包含其中整流罩14包含基座，该基座的形状被设计为支撑第二航天器18。
[0013] 在一个实例中，发射系统10包含其中第二航天器18附连到第一航天器16，使得来自第一航天器16的发射载荷全部传送到第二航天器18并由其全部承担。在另一实例中，发射系统10包含其中第一航天器16包含第一筒式（core）结构36；第二航天器18包含第二筒式结构38；并且第一筒式结构36被附连到第二筒式结构38。在另一实例中，发射系统10包含其中来自第一航天器16的发射载荷通过第一筒式结构36和第二筒式结构38传送到第二航天器18。在再一实例中，发射系统10包含其中第一和第二航天器16、18中的每个都包含电力推进单元40。
[0014] 在一个示例中，发射系统10包含其中电力推进单元40是离子/
等离子体推进单元。在另一示例中，发射系统10包括其中电力推进单元40包含氙气。在又一示例中，发射系统10包含其中第一和第二航天器16、18中的至少一个是人造卫星。
[0015] 在一方面中，公开了宇宙飞船发射系统10，其包含：包含具有有效载荷区域20的整流罩14的运载火箭12，布置在有效载荷区域20内的多个航天器16、18，所述多个航天器16、18以垂直堆叠的方式取向，使得上部航天器16的至少部分重力和发射载荷被传送到下部航天器18并由其承担，并且其中航天器16、18中的每个包含电力推进单元40以及化学和电力混合推进单元42中的至少一个。在一个变体中，宇宙飞船发射系统10包含其中航天器16、18中的至少一个是人造卫星。在再一变体中，宇宙飞船发射系统10包含其中航天器16、18中的每个都包含电力推进单元40。
[0016] 在另一方面中，公开了发射多个航天器16、18的方法，所述方法包含：提供多个航天器16、18，所述多个航天器16、18中的每一个都包含电力推进单元40以及电力和化学混合推进单元42中的至少一个；使多个航天器16、18在运载火箭12的整流罩14的有效载荷区域20内以堆叠的方式取向，使得多个航天器16、18中的上部航天器的重力和发射载荷被传送到多个航天器16、18中的下部航天器并由其承担，以及发射带有多个航天器16、18的运载火箭12。在一个变体中，所述方法包含其中提供多个航天器16、18包含提供至少一个人造卫星。在再一变体中，所述方法包含其中提供多个航天器16、18包含提供第一航天器16和提供第二航天器18。在又一变体中，所述方法包含其中使多个航天器16、18取向包含使第一航天器16附连到第二航天器18，使得第一航天器16的发射载荷被传送到第二航天器18并由其承担。在一个示例中，所述方法包含其中使第一航天器16附连到第二航天器
18包含使第一航天器16的筒式结构36附连到第二航天器18的筒式结构38。
[0017] 在上述以及其他实施例中，可以避免使用传统的运载火箭间的整流罩、Sylda和整流罩间的分离系统。这减少了不产生收益的有效载荷的质量并且可能为产生收益的有效载荷保留更多可用的质量。其他目的和优点将通过以下描述、附图和所附
权利要求而变得显然。
附图说明
[0018] 图1示出了本公开的多航天器发射系统的实施例的截面的示意性的侧视图；
[0019] 图2示出了图1所示的两个航天器的示意性的透视图；和
[0020] 图3示出了图1所示的航天器的截面的示意性的侧视图。
具体实施方式
[0021] 如图1所示，一般标示为10的多航天器发射系统与具有整流罩14的运载火箭12一起使用。系统10可以包含一般标示为16的第一或上部航天器和一般标示为18的第二或下部航天器。所述航天器
定位在整流罩14的有效载荷区域20内。应当明白的是，虽然图1示出了具有两个航天器16、18的航天器发射系统10，但是提供具有三个或更多航天器的航天器发射系统也在本公开的范围内。
[0022] 不管在所述发射系统中应用多少航天器16、18，在整流罩14内的航天器的布置均可以处于如图1所示的堆叠且垂直的配置。在本发明中使用的术语“垂直的”是指当所述运载火箭相对于大地以垂直
位置或以垂直堆叠的方式取向时，堆叠的航天器16、18相对于支撑运载火箭12的发射台（未示出）的取向。在一个实施例中，堆叠的航天器16、18可以与整流罩14和/或运载火箭12的纵向中心轴线对齐，并且可以与其一致。下部航天器18可以置于基座22上，所述基座22可以是整流罩14的一部分。
[0023] 如图2和3所示，航天器16、18可以是人造卫星。在不同实施例中，航天器16、18可以是地球同步人造卫星、星际探测器、其结合或由运载火箭12（图1）发射的具有推进系统的任意类型的航天器。
[0024] 航天器16、18可以分别包含天线
反射器24、26和分别包含可展开的
太阳能电池阵列28、30。如图3最好地示出的，航天器16、18可以分别包含安装在筒式结构36、38上的剪力载荷板32、34。
[0025] 筒式结构36、38可以是圆柱形的和中空的。筒式结构可以是其他形状并且不脱离本公开的范围。筒式结构36可以由强韧且轻质的材料制成，比如
石墨，并且在一个实施例中具有0.09″厚的壁。筒式结构38也可以由强韧且轻质的材料制成，比如石墨，并且在一个实施例中，具有0.45″厚的壁。剪力载荷板32、34可以分别支撑航天器16、18的
太阳能电池阵列28、30。
[0026] 在图2和3所示的实施例中，航天器16、18中的每个都可以分别包含一般标示为40、42的电力推进电机。电力推进电机40、42可以由离子/等离子体电机组成，所述离子/等离子体电机利用储存在箱44、46中的氙气作为推进剂，所述箱44、46可以分别定位在筒式结构36、38内。电力推进电机40、42也可以分别包含排气
喷嘴48、50。
[0027] 在图2和3所示的实施例中，航天器16、18中的每个都可以包含单个电力推进电机40、42，所述电力推进电机40、42可以构成用于该航天器的推进力和导航力的唯一来源；可以不包含其他的推进力来源。航天器16、18的组件40、42也可以表示其他类型的电力推进电机以及电力/化学混合推进电机。提供带有电力推进电机40的航天器16和提供带有电力/化学混合推进电机42的航天器18也在本公开的范围内。电力推进电机40、42或电力/化学混合推进电机的使用可以是有利的，因为它们与化学推进电机相比减少了航天器
16、18的总体质量。
[0028] 在一个实施例中，上部航天器16可以通过预拉紧的释放带52连接到下部航天器18，预拉紧的释放带52使上部航天器的筒式结构36和下部航天器的筒式结构38连接。如图所示，下部航天器18的筒式结构38可以在所述下部航天器的太阳能电池阵列30的上部边缘以上向上延伸，以便接合筒式结构36，该筒式结构36在示出的实施例中可以不超出所述上部航天器的太阳能电池阵列28的下部边缘而延伸。
[0029] 在操作中，上部和下部航天器16、18可以首先分别通过预拉紧的释放带52彼此附连。已结合的航天器16、18可以放置在如图1所示的运载火箭12的整流罩14内，使得所述下部航天器置于所述整流罩的基座22上。
[0030] 当所述运载火箭竖立在所述发射台（未示出）上时，运载火箭12、整流罩14和航天器16、18可以相对于大地垂直地取向。在这种配置中，上部航天器16的向下的重力可以传送到下部航天器18并由其全部承担。在示出的实施例中，这种重力可以从上部航天器16的筒式结构36全部传送到下部航天器18的筒式结构38。
[0031] 在运载火箭12的发射过程中，上部航天器16的加速力同样可以通过筒式结构36传送到下部航天器18的筒式结构38。在示出的实施例中，上部和下部航天器16、18可以在垂直堆叠的配置中成直线地且垂直地对齐，使得上部航天器16的重力和发射载荷有效地传送到下部航天器18并由其全部承担。
[0032] 总之，所公开的航天器发射系统的两种配置特征相结合，从而提供了发射系统总体质量的减少。第一，在一个实施例中，各航天器不使用传统的化学推进剂，而是使用电力推进，其具有更高的效率并且因此需要显著较少的推进剂质量。在另一实施例中，所述航天器可以使用电力/化学混合推进电机。第二，所述航天器可以是一个在另一个的顶部堆叠，使得来自所述上部航天器的发射载荷可以经过所述下部航天器。
[0033] 所述上部和下部航天器可以包含兼容的安装结构，以便可释放地安装相邻的宇宙飞船。这种结构可以消除对内部整流罩结构或整流罩分离系统的需求，该内部整流罩结构或整流罩分离系统相反对于多层表现的宇宙飞船可能是必须的。所公开的航天器发射系统可以消除实现主要的宇宙飞船任务所不需要的大量的质量，这允许产生收益的有效载荷的更多可用的质量。进一步，使来自所述运载火箭的推进剂的质量和非功能性结构的质量最小化优化了系统总体质量。
[0034] 虽然本公开所描述的设备和方法的形式构成了本发明的优选实施例，但是应当明白的是，本发明并不局限于这些设备和方法的精确形式，并且可以在不脱离本发明范围的情况下在其中做出改变。
